Gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps

DOMAINE DE L'INVENTION

La présente invention concerne un système et un procédé de gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps.

ETAT DE LA TECHNIQUE

Traditionnellement, en plus de générer une poussée, une turbomachine d’aéronef est également utilisée comme source de puissance mécanique pour la génération de la puissance électrique nécessaire aux besoins de l’aéronef. Généralement, cette puissance mécanique issue de la turbomachine est extraite de l’arbre haute pression, ce qui impose de fortes contraintes sur l’opérabilité du compresseur haute pression, ainsi que sur celle du compresseur basse pression (« booster » selon la terminologie anglosaxonne).

Par ailleurs, les systèmes de gestion des prélèvements électriques considèrent les moteurs comme des sources toujours disponibles. Dès lors que les demandes de consommation sont dans les plages de courant considérées comme acceptables, il n’est pas cherché à maîtriser ou optimiser les niveaux de puissance prélevée.

Un tel fonctionnement est néanmoins de moins en moins compatible avec les réductions significatives du besoin de poussée au ralenti des dernières générations d’aéronefs qui sont la conséquence de l’augmentation de la finesse des avions.

La phase de descente est plus particulièrement impactée. Cette phase, en effet, caractérisée par son taux (en pieds/minute) ou sa pente (en degrés) de descente, est essentiellement contrainte par la finesse de l’avion, celle-ci impactant jusqu’à 90% du taux de descente. Ainsi une augmentation de la finesse doit être compensée par une diminution importance de la poussée ralentie pour conserver un taux de descente cible. Or, la diminution de la poussée au ralenti est contradictoire avec les besoins de prélèvements pour la puissance électrique : la marge au pompage et la capacité d’accélération du compresseur HP sont contraintes par les prélèvements de puissance en relatif par rapport à la puissance de la turbine HP, les composants moteurs, le compresseur HP et le compresseur BP (« booster ») devant être dimensionnés pour tenir les cas de panne des générateurs électriques.

Il a par ailleurs récemment été proposé, dans le cadre de groupe de propulsion à motorisation hybride, de nouvelles architectures mettant en oeuvre plusieurs prélèvements mécaniques. Le premier prélèvement mécanique reste inchangé : la puissance est extraite de l’arbre HP. Un deuxième prélèvement mécanique est en outre effectué sur l’arbre BP.

EXPOSE DE L'INVENTION

Un but général de l’invention est d’améliorer la gestion des prélèvements de puissance mécanique et électrique, afin de rendre autant que possible compatibles les évolutions de diminution de poussée au ralenti et les besoins de prélèvements pour la puissance électrique.

Selon un aspect, l’invention propose à cet effet un système de gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps pour aéronef comprenant au moins un première turbine et une deuxième turbine, dans lequel au moins une première machine électrique et une deuxième machine électrique sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique ladite première machine électrique sur un arbre entraîné par la première turbine de la turbomachine, ladite deuxième machine électrique sur un arbre entraîné par la deuxième turbine de la turbomachine,

Ledit système comporte : une unité de gestion qui pilote les prélèvements de puissance électrique et la distribution électrique sur les différents équipements et systèmes consommateurs de l’aéronef, et une unité de contrôle adaptée pour transmettre une répartition de prélèvements qu’elle détermine en fonction de la phase de vol de l’aéronef, à ladite unité de gestion.

Il a de fait été identifié par les inventeurs que la répartition des prélèvements a un effet sur le fonctionnement de la turbomachine. En effet, les prélèvements mécaniques influent sur les points de fonctionnement des composants et sur l’adaptation globale de la turbomachine. Ainsi, pour un même besoin de puissance mécanique global, la répartition va influer sur la consommation de carburant ou encore la poussée du moteur.

Typiquement, par exemple, dans le cas d’une turbomachine à double corps, avec deux générateurs adaptés pour récupérer une énergie mécanique l’un sur l’arbre HP, l’autre sur l’arbre BP, le générateur sur l’arbre BP a des impacts différents de ceux du générateur sur l’arbre HP, notamment sur les marges des compresseurs, sur la poussée et sur la consommation de carburant par unité de puissance (« SFC » ou « Specific Fuel Consumption » selon la terminologie anglosaxonne).

Le système proposé a l’avantage de permettre les optimisations suivantes : optimisation de la consommation de carburant par unité de puissance (SFC) ; optimisation de la poussée ; optimisation des temps d’accélération optimisation de la température en sortie turbine.

Notamment, la présence du générateur sur l’arbre BP ajoute donc un degré de liberté permettant de trouver le meilleur compromis en fonction du critère recherché.

L’invention propose également un procédé de gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps pour aéronef comprenant au moins une première turbine et une deuxième turbine, dans lequel au moins une première machine électrique et une deuxième machine électrique sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique,

- la première machine électrique sur un arbre entraîné par la première turbine de la turbomachine, et - la deuxième machine électrique sur un arbre entraîné par la deuxième turbine de la turbomachine, le procédé mettant en oeuvre un pilotage des prélèvements de puissance électrique et de la distribution électrique sur les différents équipements et systèmes consommateurs de l’aéronef, dans lequel la répartition de ces prélèvements entre la première machine électrique et la deuxième machine électrique est pilotée de façon dynamique en fonction de la phase de vol.

Elle concerne en outre un ensemble comportant une turbomachine à double ou triple corps pour aéronef comprenant au moins une première turbine et une deuxième turbine, dans lequel au moins une première machine électrique et une deuxième machine électrique sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique,

- la première machine électrique sur un arbre entraîné par la première turbine de la turbomachine, et

- la deuxième machine électrique sur un arbre entraîné par la deuxième turbine de la turbomachine, dans lequel ledit ensemble comporte en outre un système de gestion tel que décrit précédemment.

Au moins l’une des machines électriques peut être un générateur.

Dans le cas où la turbomachine est du type à double corps, les machines électriques sont adaptées pour récupérer l’énergie mécanique l’une de l’arbre haute pression, l’autre de l’arbre basse pression.

Dans le cas d’une turbomachine avec une architecture triple corps, une troisième machine électrique prélève l’énergie mécanique l’arbre IP.

DESCRIPTION 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 schématiquement un exemple de système de gestion conforme à un mode de réalisation et de mise en oeuvre possible de l’invention ;

La figure 2 illustre schématiquement avec plus de détail une mise en oeuvre possible pour le système de la figure 1 . DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION

L’ensemble illustré sur la figure 1 comporte un turbomoteur double corps 1 , une unité 2 de contrôle, un générateur 3 qui, grâce à un système de transmission de puissance (non représenté), récupère une énergie mécanique sur l’arbre Haute Pression HP, un générateur 4 qui récupère quant à lui, grâce à un autre système de transmission de puissance (également non représenté), une énergie mécanique sur l’arbre Basse Pression BP

Une unité de gestion 5 pilote les prélèvements de puissance électrique sur la sortie des générateurs 3 et 4 et la distribution électrique sur les différents équipements et systèmes consommateurs de l’aéronef.

L’unité de contrôle 2 et l’unité de gestion 5 constituent le système de gestion de l’ensemble proposé.

La répartition entre les prélèvements de puissance que l’unité de gestion 5 effectue sur les générateurs 3 et 4 est déterminée par l’unité 2 de contrôle moteur et transmise à ladite unité de gestion 5.

Typiquement, les données d’entrée prises en compte à cet effet par l’unité 2 sont les suivantes : les données de vol de l’aéronef (bloc « AD » pour « Air Data » sur la figure 1 ), lesquelles participent à la reconstitution de la phase de vol ; la position de la manette M, qui fournit notamment l’information sur le besoin de poussée, des données W fournies par des capteurs de l’avion, telles que des données « Weight on Wheel » ou trains sortis et trains écrasés, des données TM fournies par les capteurs de la turbomachine, notamment pour définir l’état transitoire / stabilisé de celle-ci, ainsi que pour fournir des informations sur les contraintes liées à l’opérabilité des compresseurs.

Ces différentes données sont utilisées par l’unité 2 pour déterminer la phase de vol et le niveau de puissance mécanique demandé au moteur pour le vol. Ladite unité 2 en déduit la répartition de prélèvement de puissance à appliquer entre les deux générateurs 3 et 4. En régime stabilisé de la turbomachine, à chaque phase de vol et chaque niveau de puissance mécanique attendu, correspond une répartition de puissance optimisée préalablement déterminée et mémorisée dans l’unité 2.

L'identification des phases de vol par l’unité 2 peut se faire de la façon suivante :

Décollage (« take-off ») : manette M en position de décollage, altitude et vitesse dans le domaine du décollage ;

Montée (« Climb ») : manette M en position minimum de « montée » ou au-delà ; altitude et vitesse en dehors des conditions de la phase de décollage ;

Croisière (« Cruise ») : régime (ou position de la manette M) entre un minimum croisière et un seuil de montée, altitude supérieure à une altitude de seuil de croisière ;

Descente (« descent »): régime (ou position de la manette M) en dessous d’un seuil, trains rentrés et altitude supérieure à une altitude de seuil de croisière ;

Approche (« approach ») : régime (ou position de la manette M) en dessous d’un seuil, trains sortis et non écrasés

Ralenti au sol (« Idle Ground ») : régime (ou position de la manette M) inférieur à un seuil, trains sortis et écrasés.

Ainsi, la répartition des prélèvements est gérée dynamiquement par phase de vol, en fonction des besoins spécifiques moteurs, tout en répondant aux besoins de puissance globale avion.

Un exemple de répartition pour différentes phases de vol est donné dans le tableau ci-dessous.

Où : • ENP désigne l’énergie non propulsive et le niveau de puissance mécanique prélevé sur le moteur demandé au moteur,

• 100% ENP désigne le niveau de référence par rapport auquel se fait la répartition entre le prélèvement de puissance sur l’arbre HP et celui sur l’arbre HP.

Cette répartition est déterminée par l’unité 2 en fonction des règles dont elle dispose en mémoire. L’exemple donné ci-dessous permet une optimisation des prélèvements avec comme objectif de minimiser la consommation SFC du moteur.

Elle est particulièrement adaptée dans le cas d’une configuration moteur carénée à très haut taux de dilution (IIHBR ou « Ultra High By Pass Ratio » selon la terminologie anglosaxonne).

• Phase de décollage (TKOF) : o la puissance électrique est prélevée à 100% sur le générateur 3 (arbre HP) ;

• Phases de montée (Climb) o jusqu’à 21.000 Pieds (6 400 m), la puissance électrique est prélevée à 100% sur le générateur 3 (arbre HP) (phases « Climb 1500ft (457 m)/M0.388 et « Climb 10kft (3 048 m)/M0.488 » dans la table ci-dessus) ; o jusqu’à 29.700 Pieds (9 052 m), la puissance électrique est prélevée à 40% sur le générateur 3 (arbre HP) et à 60% sur le générateur 4 (arbre BP) (phase « Climb 21.111 ft (6 434 m)/M0.602 » dans la table ci-dessus) ; o à partir de 29.700 Pieds (9 052 m), jusqu’à 35.000 Pieds (10 668 m), la puissance électrique est prélevée à 60% sur le générateur 3 (arbre HP) et à 40% sur le générateur 4 (arbre BP) (phase « Climb 29753ft (9 068 m)/M0.714 » dans la table ci-dessus) ; o au-delà de 35.000 Pieds (10 668 m), la puissance électrique est prélevée à 80% sur le générateur 3 (arbre HP) et à 20% sur le générateur 4 (arbre BP) (phase « Climb 35kft (10 668 m)/M0.77» dans la table ci-dessus).

• Croisière (à partir de 21 .000 Pieds (6 400 m)) : o la puissance électrique est prélevée à 40% sur le générateur 3 (arbre HP) et à 60% sur le générateur 4 (arbre BP) (phase « Cruise » dans la table ci-dessus).

A titre d’exemple, l’enjeu en termes de consommation SFC pour un tel moteur IIHBR est le suivant :

De façon plus générale, les règles de répartition dont dispose l’unité de contrôle 2 sont déterminées pour un moteur ou un type de turbomachine donné, en fonction d’une optimisation recherchée, selon le niveau de puissance mécanique demandé au moteur pour le vol et suivant la phase de vol.

L’optimisation de la consommation SFC est un objectif d’optimisation possible pour une turbomachine double ou triple corps.

Une table d’optimisation est alors la suivante :

L’optimisation peut également dépendre du niveau global de puissance prélevée. L’optimum de répartition HP/BP peut alors changer suivant ce niveau de prélèvement.

D’autres objectifs d’optimisation sont bien entendu possibles.

Les logiques d’optimisation peuvent en particulier être très différentes d’une phase à une autre.

Notamment, un choix judicieux de la répartition de prélèvements de minimiser la poussée sur les points au ralenti (sol & descente).

Dans le cas de l’optimisation de la poussée en descente, la répartition des prélèvements est établie en fonction de l’architecture de l’avion et notamment de ses spécifications de poussée au ralenti liées entre autres à la finesse de l’aile.

Par exemple, une table d’optimisation de la poussée en descente peut être la suivante : où une répartition négative correspond à de l’injection de puissance, les valeurs étant choisies pour que le transfert de puissance entre les arbres s’équilibre et que le moteur ne prélève pas de puissance d’autres sources de l’aéronef.

La minimisation de la poussée « Ralenti au sol » permet quant à elle de limiter l’usure et la température des freins sur les phases de taxi avion.

Une autre possibilité encore est d’optimiser la répartition des prélèvements pour limiter la température de sortie turbine (TGT). Le fonctionnement ralenti sol en conditions de température ambiante chaude est en effet traditionnellement limité par la température sortie turbine, ce qui oblige à remonter le niveau de ralenti pour obtenir une température sortie turbine acceptable pour les matériaux de l’arrière-corps de la turbomachine. Une répartition dynamique des prélèvements choisie judicieusement permet de limiter la température de sortie turbine.

Une répartition optimisée pour cet objectif est la suivante : 60%HP / 40%BP.

Également encore, une autre optimisation possible, notamment pour la phase d’approche, est la minimisation des temps d’accélération.

Une répartition optimisée pour cet objectif est la suivante : 0%HP / 100%BP

Comme illustré sur la figure 2, l’unité de contrôle 2 intègre des sous-unités 6a à 6e d’optimisation en fonction des différentes logiques possibles, ainsi qu’une logique de sélection 7, une sous-unité 8 de détermination de la phase de vol et une sous-unité 9 pour la détermination de l’état stabilisé de la turbomachine.

Les sous-unités 6a à 6e sont alimentées par les données de vol (altitude, vitesse, etc...), ainsi que par les données TM des capteurs de la turbomachine 1 (température en sortie de turbine par exemple)

La sous-unité 8 de détermination de phase de vol reçoit des données telles que la position de la manette M, qui fournit notamment l’information sur le besoin de poussée, ou encore des données W fournies par des capteurs de l’avion telles que « trains sortis » et « trains écrasés ».

La sous-unité 9 reçoit quant à elle des données moteur TM fournies par les capteurs de la turbomachine, notamment pour définir l’état transitoire / stabilisé de celle-ci, ainsi que pour fournir des informations sur les contraintes liées à l’opérabilité des compresseurs.

La sortie de ladite sous unité 8 de détermination de phase de vol est envoyée sur la logique de sélection 7 laquelle interroge l’une des sous unités 6a à 6e en fonction de la phase de vol identifiée pour que la sous-unité sélectionnée fournisse, grâce aux tables d’optimisation mémorisées, une répartition de prélèvements optimisée fonction de ces données et de l’objectif d’optimisation qui lui correspond et qui correspond à la phase de vol.

Un exemple de choix d’optimisation en fonction de la phase peut être le suivant (moteur stabilisé) : Décollage (« Take-off ») : optimisation de la consommation de carburant par une unité de puissance (SFC) (sous-unité 6a) ;

Montée (« Climb ») : optimisation de la consommation de carburant par unité de puissance (SFC) (sous-unité 6a) ; - Croisière (« Cruise ») : optimisation de la consommation de carburant par unité de puissance (SFC) (sous-unité 6a) ;

Descente : optimisation de la poussée (sous-unité 6b) ;

Approche d’atterrissage : optimisation des temps d’accélération (sous- unité 6c) ; - Ralenti au sol : optimisation de la température TGT en sortie turbine

(sous unité 6d).

D’autres choix d’optimisation sont bien entendu possibles (sous unité 6e).

Notamment, pour la phase de ralenti, l’optimisation peut se faire également sur la poussée résiduelle ou sur un compromis entre une optimisation sur la poussée résiduelle et une optimisation de la température TGT en sortie turbine.