EP4665960A1 - Procede et systeme de demarrage bitension d'une turbomachine aeronautique a turbine libre et generateur de gaz simple corps - Google Patents

Procede et systeme de demarrage bitension d'une turbomachine aeronautique a turbine libre et generateur de gaz simple corps

Info

Publication number
EP4665960A1
EP4665960A1 EP24714236.7A EP24714236A EP4665960A1 EP 4665960 A1 EP4665960 A1 EP 4665960A1 EP 24714236 A EP24714236 A EP 24714236A EP 4665960 A1 EP4665960 A1 EP 4665960A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
gas generator
turbomachine
series
batteries
starting
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.)
Pending
Application number
EP24714236.7A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Vincent POUMAREDE
Sylvain Pierre Votie
Lucie Stéphanie APOSTIN
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 EP4665960A1 publication Critical patent/EP4665960A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting
    • 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
    • F05D2270/04—Purpose of the control system to control acceleration (u)

Definitions

  • the present invention relates to the field of controlling the start of twin-engine aircraft turbomachines and more particularly concerns a method and a system for dual-voltage starting of an aeronautical turbomachine with free turbine and single-body gas generator.
  • climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are being or will be adopted by various states. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft but also to those currently in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them compliant with the regulations in force. Civil aviation has been mobilizing for several years now to make a contribution to the fight against climate change.
  • medium-power turbomachines typically between 1500 and 4500 kW on the engine shaft
  • gas generator has a significant drag torque, due in particular to significant mechanical friction and a high compressor pressure ratio, air flow rate and power draw due to the accessories driven by the gas generator (oil and fuel pumps in particular).
  • Starting these turbomachines therefore generally requires either a pneumatic starter or a high-power high-voltage electric starter (for example supplied with 115VAC/400Hz).
  • auxiliary power generator APU for "Auxiliary Power Unit”
  • APU auxiliary power generator
  • a 28V brushed starter-generator with a power of 12kW / 400A nominal in generation is capable of providing a starting torque 90 sufficient to compensate for the moderate drag torque 92 of the HP body characteristic of a double body architecture, in particular at the critical speed (point A) where this drag torque is maximum (positive acceleration margin M2).
  • twin-spool turbomachine is significantly more complex from a mechanical point of view, more bulky, heavier and more expensive than a single-spool turbomachine of equivalent performance, in particular due to the two coaxial shafts which constitute its gas generator.
  • the invention is the result of technological research aimed at very significantly improving the performance of aircraft and, in this sense, contributes to reducing the environmental impact of these aircraft.
  • the present invention therefore has as its main aim a method and a system for starting turbomachines of medium-power twin-engine aircraft overcoming the aforementioned drawbacks.
  • a method for starting an aeronautical turbomachine with free turbine and single-body gas generator of a twin-engine aircraft comprising two independent electrical networks each comprising a 28V battery selectively supplying a starter-generator, a turbomachine regulation computer controlling the starting of the turbomachine first at a nominal voltage of 28V by placing the two batteries in parallel and then at a nominal voltage of 56V by placing them in series while avoiding too rapid acceleration of the gas generator, characterized in that the turbomachine regulation computer is configured to only control the placing in series of the two batteries once the gas generator combustion chamber is ignited and the speed of the gas generator is greater than a predetermined speed threshold NI making it possible to ensure by this placing in series a positive acceleration margin at the point of maximum drag of the gas generator.
  • the series connection of the two batteries can also be controlled if, once the combustion chamber is ignited and before the maximum drag point, the acceleration of the gas generator is less than a predetermined acceleration threshold DN2, so as to avoid a risk of stagnation of the start.
  • the speed threshold NI of the gas generator is between 10 and 25% of a nominal speed NTOP of the gas generator or the acceleration threshold DN2 of the gas generator is between 1 and 3% of a nominal speed NTOP/s of the gas generator.
  • the end of start threshold NCUTOFF corresponding to the speed from which the gas generator of the turbomachine is capable of accelerating by itself to the idle speed is between 50 and 60% of a nominal speed NTOP of the gas generator.
  • the series connection of the two batteries is preceded by a dead time whose duration is between 150 and 300 ms.
  • the invention also relates to a system for starting an aeronautical turbomachine with free turbine and single-body gas generator of a twin-engine aircraft comprising two independent electrical networks each comprising a 28V battery selectively supplying a starter-generator, a turbomachine regulation computer controlling the starting of the turbomachine first at a nominal voltage of 28V by placing the two batteries in parallel and then at a nominal voltage of 56V by placing them in series while avoiding too rapid acceleration of the gas generator, characterized in that the turbomachine regulation computer is configured to only control the placing in series of the two batteries once the combustion chamber of the gas generator is ignited and the speed of the gas generator is greater than a predetermined speed threshold NI making it possible to ensure by this placing in series a positive acceleration margin at the point of maximum drag of the gas generator.
  • a predetermined speed threshold NI making it possible to ensure by this placing in series a positive acceleration margin at the point of maximum drag of the gas generator.
  • the starting system further comprises a ground socket intended to be connected to a 28V ground power unit in which the turbomachine regulation computer is further configured to supply a first starter-generator from the ground power unit and then by putting the ground power unit in series with one of the two batteries, once the combustion chamber is ignited and the speed of the gas generator is greater than a predetermined speed threshold NI making it possible to ensure, by this putting in series, a positive acceleration margin at the maximum drag point of the gas generator.
  • the invention finally relates to a rotary or fixed wing aircraft turbomachine comprising a starting system as mentioned above and the twin-engine aircraft incorporating it.
  • FIG. 1 Figure 1 schematically illustrates a starting system according to the invention applied to a single-body aeronautical turbomachine
  • Figure 2 shows an example of the electrical architecture of the starting system of Figure 1
  • FIG. 3-13 Figures 3 to 13 show the different stages of operation of the electrical architecture of Figure 2,
  • Figure 14 shows the curves of variation of the starting torque and the drag torque as a function of the speed of the gas generator
  • Figure 15 shows a flowchart for controlling the starting system of a single-body turbomachine according to the invention
  • Figures 16 to 25 show the different stages of operation of the electrical architecture of Figure 2 from a park socket
  • Figure 26 shows the variation curves of the starting and drag torques as a function of the gas generator speed for a single-spool turbomachine and a double-spool turbomachine.
  • the 28VDC electrical network is already most of the time organized into at least two independent networks, one per generator and therefore one per engine, each including at least one 28V battery.
  • the invention is therefore based on the principle of reconfiguring two pre-existing 28V batteries during start-up, so as to supply the starter-generator (S/G) with a voltage of 28V (batteries in parallel) at the start of start-up, then 56V (batteries in series) in order to overcome the resistive torque at the point of maximum drag of the gas generator.
  • S/G starter-generator
  • the invention therefore proposes a low-voltage electrical network architecture adapted to a twin-engine rotary or fixed-wing aircraft, including reconfiguration equipment (contactors), available voltage sources (batteries, ground socket, starter-generators) and associated with a strategy for managing this reconfiguration equipment, making it possible to supply the starter-generators of the free turbine and single-body gas generator turbomachines first at a nominal voltage of 28V, then at a nominal voltage of 56V by connecting two 28V batteries in series, avoiding excessively rapid acceleration in the ignition window.
  • reconfiguration equipment contactors
  • available voltage sources batteries, ground socket, starter-generators
  • supplying a brushed starter-generator designed for a nominal voltage of 28V with 56V for the limited duration of a turbomachine start-up - typically around twenty seconds - does not damage the latter, since such a voltage of 56V remains very significantly below the dielectric performance of the insulators, whether those of the windings of the rotating machine or the cables (see for example the aeronautical standards EN2282 and MIL-STD-704 which provide for transient overvoltages of the order of 50 to 60 Volts on 28V on-board networks).
  • FIG. 1 illustrates an example of a single-body architecture of a medium-power free-turbine aeronautical turbomachine equipped with its starting system and intended to be mounted in a twin-engine aircraft.
  • the turbomachine 10 conventionally comprises a compressor 12, a combustion chamber 14, a high-pressure turbine 16 (the assembly forming the gas generator), and a free turbine 18 driving the main transmission shaft 20 of the turbomachine actuating the main thruster 22 (helicopter rotor or propeller for example) via a main mechanical reducer 24.
  • FIG. 2 shows a diagram of the electrical architecture of the 28V electrical network of a twin-engine aircraft (fixed wing or rotary wing) equipped with two free turbine turbomachines and single-body gas generator such as that illustrated previously and adapted to the implementation of the invention.
  • DC BUS 1 and DC BUS 2 each comprising a 28V brushed starter-generator S/G 1 and S/G 2 and a 28V BATI and BAT2 battery, a PS park socket for connecting the on-board network to a 28V ground power unit GPU (for “Ground power unit”), as well as various contactors (electromechanical or static) for reconfiguring the on-board network and the operation of which will be described further below:
  • a K4 coupling contactor often called a “bus tie contactor” in English, traditionally used to connect the DC BUS 1 network to the DC BUS 2 network, particularly in the event of a failure of a starter-generator or a turbomachine in flight,
  • starter we mean “starter-generator”.
  • Figure 3 illustrates the initial state of this electrical architecture corresponding to the shutdown of the two turbomachines and in which the two contactors K11 and K12 are closed, so that the negative polarity of each of the two batteries is referenced to the reference potential of the aircraft. All the other contactors are open.
  • Figure 4 illustrates the next step corresponding to a first part of the start-up of turbomachine No. 1.
  • contactors K21, K22, K4 and K51 are closed so as to supply starter No. 1 with a nominal voltage of 28 V provided by the two batteries in parallel.
  • the control computer of turbomachine No. 1 controls the injection of fuel into the combustion chamber according to an appropriate start-up law and energizes the spark plugs, causing the ignition of the combustion chamber.
  • Figure 5 illustrates the next step corresponding to the reconfiguration of the on-board network. From the moment when the speed NG of the gas generator exceeds a certain speed threshold NI or when its acceleration dNG/dt decreases below a certain threshold DN2, the development of which is detailed below, the contactors Kll and K4 are open. Starter No. 1 is therefore temporarily no longer supplied.
  • Figure 6 illustrates the next step corresponding to the second part of the start-up of turbomachine No. 1.
  • contactor K32 is closed, causing the starter to be powered by the two 28V batteries BATI and BAT2 then connected in series, one of the two batteries, in this case BAT2, being referenced to the reference potential of the aircraft.
  • the start-up of turbomachine No. 1 therefore continues with its starter No. 1 powered at a nominal voltage of 56V.
  • Figure 7 illustrates the next step corresponding to the end of the start-up and the autonomous acceleration of the gas generator of turbomachine No. 1 to idle.
  • contactor K32 is opened.
  • the gas generator continues its acceleration by its own means under the effect of the expansion of the gases in the combustion chamber.
  • Figure 8 illustrates the next step corresponding to the switching of starter No. 1 into generation mode.
  • turbomachine No. 1 With turbomachine No. 1 started, the same must now be done with turbomachine No. 2.
  • Figure 9 therefore illustrates the next step corresponding to the first part of the start-up of turbomachine No. 2.
  • contactors K4 and K52 are closed so as to supply starter No. 2 with a nominal voltage of 28V provided by the two batteries in parallel as well as by starter No. 1 then operating in parallel as a generator (generally, a so-called "cross-start" function integrated into the GCU makes it possible to limit the current supplied by starter No. 1 to the level of its nominal current in generation, i.e. around 400A in the case of a 12kW generator/starter).
  • the regulation computer of turbomachine No. 2 controls the injection of fuel into the combustion chamber according to an appropriate start-up law and energizes the spark plugs causing the ignition of the combustion chamber.
  • Figure 10 illustrates the next step in reconfiguring the on-board network. From the moment when the speed NG of the gas generator exceeds a certain speed threshold NI or when its acceleration dNG/dt decreases below a certain threshold, the development of which is detailed below, contactors K4 and K12 are open. Starter No. 2 is therefore temporarily no longer supplied.
  • Figure 11 illustrates the next step corresponding to the second part of the start-up of turbomachine No. 2.
  • contactor K31 is closed allowing the starter to be powered by the two 28V batteries BATI and BAT2 then connected in series, the BATI battery and starter No. 1 still being connected in parallel and referenced to the reference potential of the aircraft.
  • the start-up of turbomachine No. 2 therefore continues with starter No. 2 powered at a nominal voltage of 56V.
  • Figure 12 illustrates the next step corresponding to the end of the start-up and the autonomous acceleration of the gas generator of turbomachine No. 2 up to the idle.
  • contactor K31 is opened and the gas generator of turbomachine no. 2 continues to accelerate under its own power.
  • the two electrical networks DC BUS 1 and DC BUS 2 are from this moment isolated from each other.
  • Figure 13 illustrates the final step of switching starter No. 2 into generation mode.
  • the on-board network is now configured in its nominal operating state.
  • the two turbomachines are started, each starter operating as a generator supplies its own 28V network and can in particular recharge the corresponding battery, the two networks DC BUS 1 and DC BUS 2 being isolated from each other by contactors K4, K31 and K32 in the open position.
  • the duration of this dead time is typically of the order of 150 to 300 ms.
  • the corresponding speed drop remains less than 1% of the nominal rotation speed NTOP of the gas generator typically corresponding to the maximum power of the turbomachine take-off (in English "Take-Off Power"), which guarantees the absence of risk of extinction of the chamber and does not perceptibly penalize the start-up performance of the turbomachine.
  • the initial starting torque at zero speed (point A), when the contactors close, is limited by the supply voltage corresponding to the parallel connection of the BATI and BAT2 batteries, i.e. a reduced voltage (at most equal to 28V) and that the ignition of the combustion chamber takes place when the starter is supplied with reduced voltage (batteries in parallel), while the acceleration of the gas generator remains moderate, therefore in favorable conditions.
  • Figure 15 shows a flowchart for controlling the start-up sequence of turbomachine No. 1 from the point of view of controlling the various contactors.
  • step 50 the contactors K11 and K12 are initially closed, in order to reference the negative polarity of each battery to the reference potential of the device.
  • the turbomachine No. 1 is therefore stopped (step 52).
  • turbomachine control computer in a following step 56 simultaneously commands the closing of contactors K21, K22, K4 and K51, so as to supply starter No. 1 with the two 28V batteries BATI and BAT2 in parallel, fuel injection according to an appropriate starting law and energizing the spark plugs.
  • the next step 60 consists of detecting at least one of the following two conditions necessary for the series connection of the BATI and BAT2 batteries:
  • This NI threshold can be set to a value corresponding to the upper limit of the ignition window, for example between 10 and 25% of NTOP (essentially a function of the combustion chamber technology),
  • This minimum acceleration criterion of the gas generator can be set at a value of the order of 1 to 3% of NTOP/s.
  • the opening of the contactors K11 and K4 is then commanded in a new step 62, and after a step 64 of confirmation of the effective opening of the contactors K11 and K4 (carried out for example, in the case of electromechanical contactors, via the rereading of position feedback contacts of the main contacts), the closing of the contactor K32 is commanded in a step 66.
  • the EECU commands the extinction of the spark plugs and the opening of the contactor K32 so as to cut off the starter no. 1.
  • the gas generator then continues its acceleration by itself in the next step 72.
  • the starter of the turbomachine no. 1 can be switched to electrical generation mode so as to supply the 28V DC BUS 1 on-board network and recharge the BATI battery.
  • the flowchart of the starting sequence of turbomachine No. 2 is of course similar.
  • the start-up operates in a similar manner by following the same steps and in particular using the same conditions based on the measurement of speed or acceleration of the gas generator to trigger the transition from the parallel connection to the series connection of the BATI and BAT2 batteries to power the starter No. 2.
  • the pilot can issue a turbomachine shutdown command, initiating two new steps in which the contactor K32 is open (step 80) and where the EECU cuts the fuel injection, extinguishes the spark plugs, opens the contactors and thus deactivates the two starters (step 82), the gas generator finding itself in an autorotation regime in the following step 84 before the turbomachine returns to its initial shutdown position of step 52 when the NG speed becomes zero (step 86).
  • the diagram in Figure 2 is also compatible with a ground start on a power unit (GPU), the main advantage being to save the charge of the on-board batteries. The start sequence is illustrated in Figures 16 to 25.
  • Figure 16 illustrates the initial state of the electrical architecture, which is identical to the battery start corresponding to the shutdown of the two turbomachines, and in which the two contactors Kll and Kl 2 are closed, so that the negative polarity of each of the two batteries is referenced to the reference potential of the aircraft. All the other contactors are open.
  • Figure 17 illustrates the next step corresponding to the first part of the start of the turbomachine No. 1.
  • the contactors K62, K4 and K51 are closed so as to supply the starter No. 1 with a nominal voltage of 28V provided by the GPU.
  • the turbomachine control computer (EECU) of the turbomachine No. 1 controls the injection of fuel into the combustion chamber according to an appropriate start law and energizes the spark plugs igniting the combustion chamber.
  • Figure 18 illustrates the on-board electrical network reconfiguration step. From the speed threshold NI or acceleration threshold DN2 defined above, contactors K4 and Kll are open. Starter No. 1 is therefore temporarily no longer supplied.
  • Figure 19 illustrates the next step corresponding to the second part of the start-up of turbomachine No. 1.
  • contactors K4 and K11 are confirmed, contactors K32 and K21 are closed and the starter is then powered by the GPU and the 28V BATI battery in series, the GPU being referenced to the reference potential of the aircraft.
  • the start-up of turbomachine No. 1 therefore continues with its starter powered at a nominal voltage of 56V.
  • Figure 20 illustrates the next step corresponding to the end of the start and the autonomous acceleration of the gas generator of the turbomachine n°1 to idle.
  • the contactors K21, K32, K51 and K62 are open.
  • the gas generator of turbomachine No. 1 continues its acceleration under its own power.
  • Figure 21 illustrates the step corresponding to the first part of the start of the turbomachine No. 2.
  • the contactors K61, K4 and K52 are closed so as to supply the starter No. 2 with a nominal voltage of 28V provided by the GPU, while Kll is closed to reference the 28V battery BATI to the aircraft ground again.
  • the EECU of the turbomachine No. 2 controls the injection of fuel into the combustion chamber according to an appropriate start law and energizes the spark plugs causing the ignition of the combustion chamber.
  • Figure 22 corresponds to the reconfiguration of the on-board electrical network. From the speed threshold NI or acceleration DN2 defined above, contactors K4 and K12 are open. Starter no. 2 is therefore temporarily no longer supplied.
  • Figure 23 illustrates the step corresponding to the second part of the start-up of turbomachine No. 2.
  • contactors K31 and K22 are closed and starter No. 2 is then powered by the GPU and the 28V battery BAT2 in series, the GPU being referenced to the reference potential of the aircraft.
  • the start-up of turbomachine No. 2 therefore continues with starter No. 2 powered at a nominal voltage of 56V.
  • Figure 24 illustrates the next step corresponding to the end of the start-up and the autonomous acceleration of the gas generator of turbomachine No. 2 to idle.
  • the contactors K22, K31, K52 and K61 are opened, the two DC BUS 1 and DC BUS 2 electrical networks being isolated from each other from this moment.
  • the gas generator then continues its acceleration by its own means.
  • Figure 25 illustrates the final step performed once the turbomachine has reached its idle speed, consisting of switching the two starters to generator mode and recharging the two batteries by closing contactors K51, K21, K12, K22 and K52.
  • the invention thus presents numerous advantages compared to a starting system requiring an APU or a dual-body gas generator turbomachine architecture:

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Procédé de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps d'un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V (BAT 1, BAT2) alimentant sélectivement un démarreur-générateur (S/G 1, S/G 2), dans lequel, pour assurer sous la commande d'un calculateur de régulation de la turbomachine (EECU), le démarrage de la turbomachine d'abord sous une tension de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, la mise en série des deux batteries n'est commandée qu'une fois la chambre de combustion du générateur de gaz allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse NI prédéterminé permettant d'assurer par cette mise en série une marge d'accélération positive au point de traînée maximale du générateur de gaz.

Description

PROCEDE ET SYSTEME DE DEMARRAGE BITENSION D'UNE TURBOMACHINE AERONAUTIQUE A TURBINE LIBRE ET GENERATEUR DE GAZ SIMPLE CORPS
Domaine Technique
La présente invention se rapporte au domaine de la commande du démarrage des turbomachines d'aéronef bimoteur et elle concerne plus particulièrement un procédé et un système de démarrage bitension d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps.
Technique antérieure
Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s'applique à la fois aux nouveaux types d'aéronefs mais aussi ceux actuellement en circulation nécessitant de devoir mettre en oeuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L'aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d'améliorer de manière très significative les performances environnementales des aéronefs. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l'environnement et dont l'intégration et l'utilisation dans l'aviation civile ont des impacts environnementaux modérés dans un but d'amélioration de l’efficacité énergétique de ces aéronefs.
Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son impact climatique par l'emploi de méthodes et l'exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité.
Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de turbomachines d'aéronefs, l'allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l'emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
Il est connu que les turbomachines de moyenne puissance (typiquement comprise entre 1500 et 4500 kW sur l'arbre moteur sont complexes à démarrer car leur générateur de gaz présente un couple de traînée important, en raison notamment de frottements mécaniques importants et d'un rapport de pression du compresseur, d'un débit d'air et d'un prélèvement de puissance dû aux accessoires entraînés par le générateur de gaz (pompes à huile et à carburant notamment) élevés. Le démarrage de ces turbomachines nécessite donc généralement soit un démarreur pneumatique, soit un démarreur électrique haute tension (par exemple alimenté en 115VAC/ 400Hz) de forte puissance. Dans les deux cas, l'utilisation d'un générateur de puissance auxiliaire (APU pour « Auxiliary Power Unit ») comme source de puissance pneumatique ou électrique, embarqué dans l'aéronef et préalablement démarré, est inévitable, ce qui complexifie considérablement l'architecture des systèmes de l'aéronef, donc la masse globale et les coûts (notamment les coûts d'acquisition et de révision de l'APU).
Pour éviter l'utilisation d'un APU pour démarrer une telle turbomachine de moyenne puissance, il est connu de recourir à un générateur de gaz dit double corps, constitué de deux arbres compresseurs-turbines coaxiaux distincts et des enceintes des paliers supportant ces arbres, usuellement désignés respectivement corps HP (Haute Pression) et corps BP (Basse Pression). Le couple de démarrage nécessaire au démarrage d'une telle turbomachine est alors équivalent à celui d'une turbomachine simple corps de faible puissance, dans la mesure où le démarreur n'a à entraîner que le corps HP du générateur de gaz. Ainsi, et comme le montre la figure 26, sous réserve d'être alimenté par une batterie de capacité suffisante, un démarreur-générateur 28V à balais d'une puissance de 12kW / 400A nominal en génération est capable de fournir un couple de démarrage 90 suffisant pour compenser le couple de traînée 92 modéré du corps HP caractéristique d'une architecture double corps, notamment à la vitesse critique (point A) où ce couple de traînée est maximal (marge d'accélération M2 positive). En revanche, lors du démarrage d'une turbomachine simple corps équivalente, le couple de traînée 94 plus important propre à cette architecture, excède le couple de démarrage que peut fournir un tel démarreur-générateur de 12kW / 400A, notamment dans des conditions ambiantes pénalisantes (comme de très basses températures d'air, de carburant et d'huile qui maximisent les couples résistants du compresseur et des pompes), aboutissant à une marge d'accélération Ml négative au point de couple de traînée maximal (point B) et donc à l'impossibilité de démarrer la turbomachine dans l'intégralité de son domaine de démarrage souhaité.
En outre, toutes choses égales par ailleurs, une turbomachine double corps est sensiblement plus complexe d'un point de vue mécanique, plus encombrante, plus lourde et plus coûteuse qu'une turbomachine simple corps de performances équivalentes, en raison notamment des deux arbres coaxiaux qui constituent son générateur de gaz.
Il a donc aussi été proposé un système de démarrage plus simple que ceux existants, c'est-à-dire ne nécessitant pas l'adjonction d'un APU ou une architecture double corps, et basé sur l'utilisation de deux batteries de tension nominale 28V connectées tout d'abord en parallèle se partageant le courant de démarrage puis en série pour délivrer une tension double de 56V. Alimenter un démarreur-générateur à balais avec deux batteries 28V en série permet de fournir un courant d'induit et donc un couple mécanique nettement plus importants à même d'assister l'accélération du générateur de gaz dans la plage de vitesse où le couple de traînée d'un générateur de gaz simple corps est trop élevé pour le couple de démarrage obtenu avec une seule batterie 28V.
Toutefois, un tel système n'est pas en mesure de gérer la problématique de l'accélération trop rapide qu'il procure pendant la fenêtre d'allumage du générateur de gaz, qui est susceptible de dégrader les performances d'allumage de la chambre de combustion. D'autre part, alimenter un démarreur à balais sous une tension double de 56V (au lieu de 28V sur une seule batterie) à vitesse initialement nulle provoque, pendant les premiers instants du démarrage, un couple très élevé qui exige de mécaniquement sur-dimensionner la transmission auxiliaire.
Exposé de l'invention
A cet effet, l’invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l'impact environnemental de ces aéronefs. Pour cela, la présente invention a donc pour but principal un procédé et un système de démarrage de turbomachines d'aéronefs bimoteur de moyenne puissance palliant les inconvénients précités.
Ce but est atteint par un procédé de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps d'un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V alimentant sélectivement un démarreur-générateur, un calculateur de régulation de la turbomachine commandant le démarrage de la turbomachine d'abord sous une tension nominale de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension nominale de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, caractérisé en ce que le calculateur de régulation de la turbomachine est configuré pour ne commander la mise en série des deux batteries qu'une fois la chambre de combustion de générateur de gaz allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse NI prédéterminé permettant d'assurer par cette mise en série une marge d'accélération positive au point de traînée maximale du générateur de gaz.
Ainsi, une accélération trop rapide pendant la fenêtre d'allumage peut être évitée permettant d'assurer des conditions optimales d'allumage de la chambre de combustion de la turbomachine. Avantageusement, la mise en série des deux batteries peut être en outre commandée si, une fois la chambre de combustion allumée et avant le point de traînée maximale, l'accélération du générateur de gaz est inférieure à un seuil d'accélération DN2 prédéterminé, de manière à éviter un risque de stagnation du démarrage.
De préférence, le seuil de vitesse NI du générateur de gaz est compris entre 10 et 25% d'une vitesse nominale NTOP du générateur de gaz ou le seuil d'accélération DN2 du générateur de gaz est compris entre 1 et 3% d'une vitesse nominale NTOP/s du générateur de gaz.
Avantageusement, le seuil de fin de démarrage NCUTOFF correspondant à la vitesse à partir de laquelle le générateur de gaz de la turbomachine est capable d'accélérer de lui-même jusqu'au régime de ralenti, est compris entre 50 et 60% d'une vitesse nominale NTOP du générateur de gaz.
De préférence, afin d'éviter un éventuel chevauchement des contacteurs électriques aboutissant à court-circuiter une batterie lors de la reconfiguration, la mise en série des deux batteries est précédée d'un temps mort dont la durée est comprise entre 150 et 300ms.
L'invention concerne également un système de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps d'un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V alimentant sélectivement un démarreur-générateur, un calculateur de régulation de la turbomachine commandant le démarrage de la turbomachine d'abord sous une tension nominale de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension nominale de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, caractérisé en ce que le calculateur de régulation de la turbomachine est configuré pour ne commander la mise en série des deux batteries qu'une fois la chambre de combustion du générateur de gaz allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse NI prédéterminé permettant d'assurer par cette mise en série une marge d'accélération positive au point de traînée maximale du générateur de gaz. Le système de démarrage comporte en outre une prise de parc destinée à être connectée à un groupe de puissance 28V au sol dans lequel le calculateur de régulation de la turbomachine est en outre configuré pour alimenter un premier démarreur-générateur à partir du groupe de puissance au sol puis par la mise en série du groupe de puissance au sol avec une des deux batteries, une fois la chambre de combustion allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse NI prédéterminé permettant d'assurer par cette mise en série une marge d'accélération positive au point de traînée maximale du générateur de gaz.
L'invention concerne enfin une turbomachine d'aéronef à voilure tournante ou fixe comprenant un système de démarrage tel que précité et l'aéronef bimoteur l'incorporant.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels :
[Fig. 1] la figure 1 illustre schématiquement un système de démarrage conforme à l'invention appliqué à une turbomachine aéronautique à simple corps,
[Fig. 2] la figure 2 montre un exemple de l'architecture électrique du système de démarrage de la figure 1,
[Fig. 3-13] les figures 3 à 13 montrent les différentes étapes du fonctionnement de l'architecture électrique de la figure 2,
[Fig. 14] la figure 14 montre les courbes de variation du couple de démarrage et du couple de traînée en fonction de la vitesse du générateur de gaz,
[Fig. 15] la figure 15 présente un logigramme de pilotage du système de démarrage d'une turbomachine simple corps conforme à l'invention,
[Fig. 16-25] les figures 16 à 25 montrent les différentes étapes du fonctionnement de l'architecture électrique de la figure 2 depuis une prise de parc, et [Fig. 26] la figure 26 montre les courbes de variation des couples de démarrage et de traînée en fonction de la vitesse du générateur de gaz pour une turbomachine simple corps et une turbomachine double corps.
Description des modes de réalisation
Dans les architectures multi-moteurs (et notamment bimoteurs) des aéronefs à voilures tournante ou fixe, le réseau électrique 28VDC est déjà la plupart du temps organisé en au moins deux réseaux indépendants, un par génératrice et donc un par moteur, incluant chacun au moins une batterie 28V.
L'invention repose donc sur le principe consistant à reconfigurer pendant le démarrage deux batteries 28V préexistantes, de manière à alimenter le démarreur- générateur (S/G) sous une tension de 28V (batteries en parallèle) en début de démarrage, puis en 56V (batteries en série) afin de vaincre le couple résistant au point de traînée maximale du générateur de gaz.
Toutefois, dans l'objectif de minimiser le couple de démarrage à vitesse nulle ainsi que l'accélération du générateur de gaz dans la fenêtre d'allumage, une accélération trop rapide dans cette plage de vitesse pouvant être préjudiciable à l'allumage de la chambre de combustion, il convient de n'alimenter le démarreur-générateur sous 56V qu'à partir d'un certain seuil de vitesse, préférentiellement lorsque la chambre de combustion est déjà allumée.
L'invention propose donc une architecture électrique de réseau basse tension adaptée à un appareil de type bimoteur à voilure tournante ou fixe, incluant des équipements de reconfiguration (contacteurs), des sources de tension disponibles (batteries, prise de parc, démarreurs-générateurs) et associée à une stratégie de gestion de ces équipements de reconfiguration, permettant d'alimenter les démarreurs-générateurs des turbomachines à turbine libre et générateur de gaz simple corps d'abord sous une tension nominale de 28V, puis sous une tension nominale de 56V grâce à la mise en série de deux batteries 28V en évitant une accélération trop rapide dans la fenêtre d'allumage. On notera pour la suite de description, que les tensions de 28V et 56V sont des valeurs nominales de fonctionnement, la tension à vide d'une batterie 28V étant typiquement susceptible de varier plutôt entre 18V et 26V selon son état de charge et sa température, et la tension réellement appliquée aux bornes du démarreur- générateur étant encore inférieure du fait des chutes de tension dans les câbles et les contacteurs.
On notera que le fait d'alimenter pendant la durée limitée d'un démarrage d'une turbomachine - typiquement une vingtaine de secondes - sous 56V un démarreur- générateur à balais prévu pour une tension nominale de 28V n'endommage pas ce dernier, une telle tension de 56V restant très significativement en-dessous des performances diélectriques des isolants, que ce soit celles des bobinages de la machine tournante ou des câbles (voir par exemple les normes aéronautiques EN2282 et MIL-STD-704 qui prévoient sur les réseaux de bord 28V des surtensions transitoires de l'ordre de 50 à 60 Volts).
La figure 1 illustre un exemple d'une architecture simple corps d'une turbomachine aéronautique à turbine libre de puissance moyenne équipée de son système de démarrage et destinée à être montée dans un aéronef bimoteur. La turbomachine 10 comporte classiquement un compresseur 12, une chambre de combustion 14, une turbine haute pression 16 (l'ensemble formant le générateur de gaz), et une turbine libre 18 entraînant l'arbre de transmission principal 20 de la turbomachine actionnant le propulseur principal 22 (rotor d'hélicoptère ou hélice par exemple) via un réducteur mécanique principal 24. Une boite d'accessoires 26, mécaniquement liée au générateur de gaz, entraîne notamment les pompes à huile et celles associées aux injecteurs à carburant de la chambre de combustion, et comporte généralement également un ensemble de réduction la reliant au système de démarrage 28.
La figure 2 présente un schéma de l'architecture électrique du réseau électrique 28V d'un aéronef bimoteur (à voilure fixe ou voilure tournante) pourvu de deux turbomachines à turbine libre et générateur de gaz simple corps telles que celle illustrée précédemment et adaptée à la mise en oeuvre de l'invention. Classiquement, on retrouve deux réseaux électriques DC BUS 1 et DC BUS 2 comprenant chacun un démarreur-générateur 28V à balais S/G 1 et S/G 2 et une batterie 28V BATI et BAT2, une prise de parc PS permettant de relier le réseau de bord à un groupe de puissance 28V au sol GPU (pour « Ground power unit »), ainsi que divers contacteurs (électromécaniques ou statiques) permettant de reconfigurer le réseau de bord et dont le fonctionnement sera décrit plus avant:
• Des contacteurs de démarrage K51 / K52 permettant de connecter le démarreur-générateur 1 ou 2 au réseau correspondant DC BUS 1 ou DC BUS 2,
• Des contacteurs de parc K61 / K62 permettant de connecter la prise de parc PS respectivement au réseau DC BUS 1 et DC BUS 2,
• Un contacteur de couplage K4, souvent appelé en anglais « bus tie contactor », permettant classiquement de connecter le réseau DC BUS 1 au réseau DC BUS 2, notamment en cas de panne d'un démarreur-générateur ou d'une turbomachine en vol,
• Des contacteurs de bus K21 / K22 permettant de connecter la batterie 1 ou la batterie 2 respectivement au réseau DC BUS 1 et DC BUS 2,
• Des contacteurs d'autorisation Kll / K12, spécifiques à l'invention, permettant de déconnecter la polarité négative de chacune des deux batteries du potentiel de référence de l'aéronef (OV) afin d'autoriser la mise en série, et
• Des contacteurs de liaison K31 / K32, également spécifiques à l'invention, permettant de connecter les batteries en série.
La séquence de fonctionnement permettant le démarrage successif des deux turbomachines à partir des deux batteries embarquées est maintenant détaillée aux figures 3 à 13. Dans la suite de la description, par « démarreur », il faut entendre « démarreur-générateur ».
La figure 3 illustre l'état initial de cette architecture électrique correspondant à l'arrêt des deux turbomachines et dans lequel les deux contacteurs Kll et K12 sont fermés, de manière à ce que la polarité négative de chacune des deux batteries soit référencée au potentiel de référence de l'aéronef. Tous les autres contacteurs sont ouverts. La figure 4 illustre l'étape suivante correspondant à une première partie du démarrage de la turbomachine n°l. Lorsque le démarrage de la turbomachine n°l est demandé, les contacteurs K21, K22, K4 et K51 sont fermés de manière à alimenter le démarreur n°l sous une tension nominale de 28V fournie par les deux batteries en parallèle. Simultanément, le calculateur de régulation de la turbomachine n°l pilote l'injection de carburant dans la chambre de combustion selon une loi de démarrage appropriée et met les bougies d'allumage sous tension entraînant l'allumage de la chambre de combustion.
La figure 5 l'illustre l'étape suivante correspondant à la reconfiguration du réseau de bord. A partir de l'instant où la vitesse NG du générateur de gaz dépasse un certain seuil de vitesse NI ou lorsque son accélération dNG/dt diminue en-dessous d'un certain seuil DN2 dont l'élaboration est détaillée plus bas, les contacteurs Kll et K4 sont ouverts. Le démarreur n°l n'est donc momentanément plus alimenté.
La figure 6 illustre l'étape suivante correspondant à la seconde partie du démarrage de la turbomachine n°l. Dès que l'ouverture des contacteurs Kll et K4 est confirmée (la confirmation pouvant être obtenue par exemple via l'acquisition par le système de régulation d'un contact auxiliaire de recopie de position des contacts principaux de Kll et K4), le contacteur K32 est fermé entraînant l'alimentation du démarreur par les deux batteries 28V BATI et BAT2 alors connectées en série, une des deux batteries, en l'espèce BAT2, étant référencée au potentiel de référence de l'aéronef. Le démarrage de la turbomachine n°l se poursuit donc avec son démarreur n°l alimenté sous une tension nominale de 56V.
La figure 7 illustre l'étape suivante correspondant à la fin du démarrage et l'accélération autonome du générateur de gaz de la turbomachine n°l jusqu'au ralenti. Lorsque le seuil de vitesse NCUTOFF de coupure démarreur est atteint, le contacteur K32 est ouvert. Le générateur de gaz poursuit son accélération par ses propres moyens sous l'effet de la détente des gaz dans la chambre de combustion.
La figure 8 illustre l'étape suivante correspondant à la commutation du démarreur n°l en mode génération. Lorsque la turbomachine n°l a achevé son démarrage et a atteint le régime de ralenti sol à partir duquel il est possible de prélever de la puissance sur son générateur de gaz, le contacteur Kll est fermé et le démarreur n°l peut recharger la batterie BATI.
La turbomachine n°l étant démarrée, il faut maintenant faire de même avec la turbomachine n°2.
La figure 9 illustre donc l'étape suivante correspondant à la première partie du démarrage de la turbomachine n°2. Lorsque le démarrage de la turbomachine n°2 est demandé, les contacteurs K4 et K52 sont fermés de manière à alimenter le démarreur n°2 sous une tension nominale de 28V fournie par les deux batteries en parallèle ainsi que par le démarreur n°l fonctionnant alors en parallèle en génératrice (généralement, une fonction dite de « cross-start » intégrée au GCU permet de limiter le courant fourni par le démarreur n°l au niveau de son courant nominal en génération, soit autour de 400A dans le cas d'une génératrice/démarreur 12kW). Simultanément, le calculateur de régulation de la turbomachine n°2 pilote l'injection de carburant dans la chambre de combustion selon une loi de démarrage appropriée et met les bougies d'allumage sous tension provoquant l'allumage de la chambre de combustion.
La figure 10 illustre l'étape suivante de reconfiguration du réseau de bord. A partir de l'instant où la vitesse NG du générateur de gaz dépasse un certain seuil de vitesse NI ou lorsque son accélération dNG/dt diminue en-dessous d'un certain seuil dont l'élaboration est détaillée plus bas, les contacteurs K4 et K12 sont ouverts. Le démarreur n°2 n'est donc momentanément plus alimenté.
La figure 11 illustre l'étape suivante correspondant à la seconde partie du démarrage de la turbomachine n°2. Dès que l'ouverture des contacteurs K12 et K4 est confirmée, le contacteur K31 est fermé permettant l'alimentation du démarreur par les deux batteries 28V BATI et BAT2 alors connectées en série, la batterie BATI ainsi que le démarreur n°l étant toujours connectés en parallèle et référencés au potentiel de référence de l'aéronef. Le démarrage de la turbomachine n°2 se poursuit donc avec le démarreur n°2 alimenté sous une tension nominale de 56V.
La figure 12 illustre l'étape suivante correspondant à la fin du démarrage et l'accélération autonome du générateur de gaz de la turbomachine n°2 jusqu'au ralenti. Lorsque le seuil de vitesse NCUTOFF de coupure démarreur est atteint, le contacteur K31 est ouvert et le générateur de gaz de la turbomachine n°2 poursuit son accélération par ses propres moyens. Les deux réseaux électriques DC BUS 1 et DC BUS 2 sont à partir de ce moment isolés l'un de l'autre.
La figure 13 illustre l'étape finale de commutation du démarreur n°2 en mode génération. Lorsque la turbomachine n°2 a achevé son démarrage et a atteint le régime de ralenti sol à partir duquel il est possible de prélever de la puissance sur son générateur de gaz, le contacteur K12 est fermé et le démarreur n°2 faisant fonction de génératrice peut recharger la batterie BAT2.
Le réseau de bord est donc maintenant configuré dans son état de fonctionnement nominal. Les deux turbomachines sont démarrées, chaque démarreur fonctionnant en génératrice alimente son propre réseau 28V et peut notamment recharger la batterie correspondante, les deux réseaux DC BUS 1 et DC BUS 2 étant isolés l'un de l'autre par les contacteurs K4, K31 et K32 en position ouverte.
L'allure de la courbe de couple de démarrage en fonction de la vitesse du générateur de gaz NG obtenue par ce dispositif est illustrée sur la figure 14. On peut y noter que lors du temps mort T correspondant à la reconfiguration des batteries BAT 1 et BAT2 (passage de la connexion parallèle à la connexion série des figures 5 et 10), le couple démarreur tombe brièvement à zéro puisque pendant un court laps de temps, le démarreur n'est plus alimenté. En effet, ce temps mort T est indispensable pour confirmer l'ouverture des contacteurs K4 et Kll (cas du démarrage de la turbomachine n°l) ou K4 et K12 (cas du démarrage de la turbomachine n°2) avant la reconfiguration des batteries en série (fermeture du contacteur K32 ou K31), afin d'éviter un éventuel chevauchement aboutissant à court-circuiter une batterie, évènement qui doit être absolument évité. Physiquement, avec des contacteurs électromécaniques adaptés aux courants de démarrage élevés, la durée de ce temps mort (confirmation de l'ouverture + délai de fermeture) est typiquement de l'ordre de 150 à 300ms. Compte tenu de l'inertie mécanique élevée du générateur de gaz simple corps d'une turbomachine de moyenne puissance, la chute de vitesse correspondante reste inférieure à 1% de la vitesse de rotation nominale NTOP du générateur de gaz correspondant typiquement à la puissance maximale de la turbomachine au décollage (en anglais « Take-Off Power »), ce qui permet de garantir l'absence de risque d'extinction de la chambre et ne pénalise pas de manière perceptible les performances de démarrage de la turbomachine.
On peut noter sur la courbe de démarrage que le couple de démarrage initial à vitesse nulle (point A), lors de la fermeture des contacteurs, est limité par la tension d'alimentation correspondant à la mise en parallèle des batteries BATI et BAT2, soit une tension réduite (au plus égale à 28V) et que l'allumage de la chambre de combustion s'effectue lorsque le démarreur est alimenté sous tension réduite (batteries en parallèle), alors que l'accélération du générateur de gaz reste modérée, donc dans des conditions favorables.
On peut noter également, qu'après la reconfiguration en série des deux batteries, le couple du démarreur devient suffisant pour garantir une marge d'accélération M positive au point de traînée maximale (point B). Simultanément, le fait que la turbomachine soit déjà en rotation et donc que le démarreur fournisse une force contre-électromotrice (f.c.é.m.) non nulle permet de limiter l'amplitude du courant d'induit et donc le couple du démarreur lors de la reconfiguration des deux batteries en série (point P) à un niveau sensiblement inférieur à celui que l'on obtiendrait si la mise sous tension du démarreur avec les deux batteries en série s'effectuait dès le début du démarrage, à vitesse et donc à f.c.é.m. nulle (point P'), permettant ainsi d'éviter un surdimensionnement mécanique de la boite d'accessoires et de la transmission auxiliaire.
La figure 15 présente un logigramme de pilotage de la séquence de démarrage de la turbomachine n°l du point de vue de la commande des différents contacteurs.
Dans une étape initiale 50, les contacteurs Kll et K12 sont initialement fermés, afin de référencer la polarité négative de chaque batterie au potentiel de référence de l'appareil. La turbomachine n°l est donc à l'arrêt (étape 52).
Une fois l'ordre de démarrage de la turbomachine n°l donné par le pilote dans une étape 54, le calculateur de régulation de la turbomachine (EECU) dans une étape suivante 56 commande simultanément la fermeture des contacteurs K21, K22, K4 et K51, de manière à alimenter le démarreur n°l avec les deux batteries 28V BATI et BAT2 en parallèle, l'injection de carburant selon une loi de démarrage appropriée et la mise sous tension des bougies d'allumage.
Au fur et à mesure que le générateur de gaz monte en vitesse, l'air est admis dans la chambre de combustion, les étincelles des bougies enflamment le mélange et la chambre de combustion s'allume, entraînant, dans une étape suivante 58, la détection de l'allumage de la chambre par l'EECU (ce qui se fait par exemple en constatant l'augmentation de température TET pour « Température d'Entrée Turbine » ou T45 des gaz de combustion).
L'étape suivante 60 consiste en la détection d'au moins une des deux conditions suivantes nécessaires à la mise en série des batteries BATI et BAT2 :
1) NG supérieur à un seuil NI fixe, seuil de vitesse à partir duquel on considère que l'allumage de la chambre de combustion est suffisamment stabilisé pour que l'accélération du générateur de gaz consécutive à la mise en série des deux batteries ne risque plus de souffler la flamme et d'éteindre la chambre de combustion, ce qui aurait pour conséquence d'interrompre le démarrage. Ce seuil NI peut- être fixé à une valeur correspondant à la borne haute de la fenêtre d'allumage, par exemple entre 10 et 25% de NTOP (essentiellement fonction de la technologie de la chambre de combustion),
2) Ou dNG/dt inférieur à un seuil DN2 fixe, indiquant que la marge d'accélération entre le couple démarreur alimenté en 28V et le couple de traînée du générateur de gaz devient trop faible, avec le risque d'une stagnation au démarrage (incapacité du générateur de gaz à accélérer bien que la chambre soit allumée) et d'un endommagement par sur-température de la turbomachine. Ce critère d'accélération minimale du générateur de gaz peut être fixé à une valeur de l'ordre de 1 à 3% de NTOP/s.
La mise en série ainsi réalisée des deux batteries permet alors d'assurer une marge d'accélération positive lorsque la vitesse du générateur de gaz NG approche la zone de couple résistant maximum, tout en protégeant la turbomachine contre les risques de stagnation au démarrage et d'extinction de la chambre de combustion.
Lorsque l'une au moins de ces deux conditions est remplie, il est alors commandé dans une nouvelle étape 62 l'ouverture des contacteurs Kll et K4, et après une étape 64 de confirmation de l'ouverture effective des contacteurs Kll et K4 (réalisée par exemple, dans le cas de contacteurs électromécaniques, via la relecture de contacts de recopie de position des contacts principaux), la fermeture du contacteur K32 est commandée dans une étape 66. Lorsque, dans une étape 68, la vitesse du générateur de gaz atteint le seuil de fin de démarrage NCUTOFF correspondant à la vitesse à partir de laquelle le générateur de gaz de la turbomachine est capable d'accélérer de lui-même jusqu'au régime de ralenti, généralement de l'ordre de 50 à 60% de NTOP, l'EECU, dans une étape 70, commande l'extinction des bougies d'allumage et l'ouverture du contacteur K32 de manière à couper le démarreur n°l.
Le générateur de gaz poursuit alors son accélération par lui-même dans l'étape suivante 72. Une fois le régime de ralenti atteint, le démarreur de la turbomachine n°l peut être commuté en mode génération électrique de manière à alimenter le réseau de bord 28V DC BUS 1 et recharger la batterie BATI.
Le logigramme de la séquence de démarrage de la turbomachine n°2 est bien entendu semblable. Le démarrage opère d'une manière analogue en suivant les mêmes étapes et en utilisant notamment les mêmes conditions basées sur la mesure de vitesse ou d'accélération du générateur de gaz pour déclencher la transition de la connexion parallèle à la connexion série des batteries BATI et BAT2 pour alimenter le démarreur n°2.
On notera qu'à tout moment (étapes 74, 76 ou 78), le pilote peut lancer un ordre d'arrêt de la turbomachine, engageant deux nouvelles étapes dans laquelle le contacteur K32 est ouvert (étape 80) et où l'EECU coupe l'injection de carburant, éteint les bougies, ouvre les contacteurs et ainsi désactive les deux démarreurs (étape 82), le générateur de gaz se retrouvant dans un régime d'autorotation dans l'étape suivante 84 avant que la turbomachine ne revienne dans sa position initiale d'arrêt de l'étape 52 lorsque la vitesse NG devient nulle (étape 86). Par ailleurs, le schéma de la figure 2 est aussi compatible avec un démarrage au sol sur un groupe de parc (GPU), le principal intérêt étant d'économiser la charge des batteries embarquées. La séquence de démarrage est illustrée sur les figures 16 à 25.
La figure 16 illustre l'état initial de l'architecture électrique, qui est identique au démarrage sur batteries correspondant à l'arrêt des deux turbomachines, et dans lequel les deux contacteurs Kll et Kl 2 sont fermés, de manière à ce que la polarité négative de chacune des deux batteries soit référencée au potentiel de référence de l'aéronef. Tous les autres contacteurs sont ouverts.
La figure 17 illustre l'étape suivante correspondant à la première partie du démarrage de la turbomachine n°l. Lorsque le démarrage de la turbomachine n°l est demandé, les contacteurs K62, K4 et K51 sont fermés de manière à alimenter le démarreur n°l sous une tension nominale de 28V fournie par le GPU. Simultanément, le calculateur de régulation de la turbomachine (EECU) de la turbomachine n°l pilote l'injection de carburant dans la chambre de combustion selon une loi de démarrage appropriée et met les bougies sous tension allumant la chambre de combustion.
La figure 18 illustre l'étape de reconfiguration du réseau électrique de bord. A partir du seuil de vitesse NI ou d'accélération DN2 défini plus haut, les contacteurs K4 et Kll sont ouverts. Le démarreur n°l n'est donc momentanément plus alimenté.
La figure 19 illustre l'étape suivante correspondant à la seconde partie du démarrage de la turbomachine n°l. Dès que l'ouverture des contacteurs K4 et Kll est confirmée, les contacteurs K32 et K21 sont fermés et le démarreur est alors alimenté par le GPU et la batterie 28V BATI en série, le GPU étant référencé au potentiel de référence de l'aéronef. Le démarrage de la turbomachine n°l se poursuit donc avec son démarreur alimenté sous une tension nominale de 56V.
La figure 20 illustre l'étape suivante correspondant à la fin du démarrage et l'accélération autonome du générateur de gaz de la turbomachine n°l jusqu'au ralenti. Lorsque le seuil de vitesse NCUTOFF de coupure démarreur est atteint, les contacteurs K21, K32, K51 et K62 sont ouverts. Le générateur de gaz de la turbomachine n°l poursuit son accélération par ses propres moyens.
La figure 21 illustre l'étape correspondant à la première partie du démarrage de la turbomachine n°2. Lorsque le démarrage de la turbomachine n°2 est demandé, les contacteurs K61, K4 et K52 sont fermés de manière à alimenter le démarreur n°2 sous une tension nominale de 28V fournie par le GPU, tandis que Kll est fermé pour référencer à nouveau la batterie 28V BATI à la masse avion. Simultanément, l'EECU de la turbomachine n°2 pilote l'injection de carburant dans la chambre de combustion selon une loi de démarrage appropriée et met les bougies sous tension entraînant l'allumage de la chambre de combustion.
La figure 22 correspond à la reconfiguration du réseau électrique de bord. A partir du seuil de vitesse NI ou d'accélération DN2 défini plus haut, les contacteurs K4 et K12 sont ouverts. Le démarreur n°2 n'est donc momentanément plus alimenté.
La figure 23 illustre l'étape correspondant à la seconde partie du démarrage de la turbomachine n°2. Dès que l'ouverture des contacteurs K4 et K12 est confirmée, les contacteurs K31 et K22 sont fermés et le démarreur n°2 est alors alimenté par le GPU et la batterie 28V BAT2 en série, le GPU étant référencé au potentiel de référence de l'aéronef. Le démarrage de la turbomachine n°2 se poursuit donc avec le démarreur n°2 alimenté sous une tension nominale de 56V.
La figure 24 illustre l'étape suivante correspondant à la fin du démarrage et l'accélération autonome du générateur de gaz de la turbomachine n°2 jusqu'au ralenti. Lorsque le seuil de vitesse NCUTOFF de coupure démarreur est atteint, les contacteurs K22, K31, K52 et K61 sont ouverts, les deux réseaux électriques DC BUS 1 et DC BUS 2 étant à partir de ce moment isolés l'un de l'autre. Le générateur de gaz poursuit alors son accélération par ses propres moyens.
La figure 25 illustre l'étape finale effectuée une fois que la turbomachine a atteint son régime de ralenti, et consistant en la commutation des deux démarreurs en mode génératrice et la recharge des deux batteries en fermant les contacteurs K51, K21, K12, K22 et K52. L'invention présente ainsi de nombreux avantages par rapport à un système de démarrage nécessitant un APU ou une architecture de turbomachine à générateur de gaz double corps :
• Elle ne nécessite que du matériel standard disponible sur étagères (démarreur-générateurs 28VDC à balais, démarreur série, contacteurs pour fort courant),
• Elle est entièrement compatible avec un réseau électrique de bord 28VDC sous réserve de disposer de deux batteries 28V de démarrage d'une capacité suffisante, • Elle évite de sur-dimensionner la boite d'accessoires, le démarreur n'étant alimenté avec les deux batteries en série qu'au-dessus d'un certain seuil de vitesse,
• Elle permet de démarrer une turbomachine de moyenne puissance à générateur de gaz simple corps et à couple de traînée élevé, en limitant le couple dans la fenêtre d'allumage de la chambre de combustion, et
• Les modifications logicielles associées pour la gestion de la séquence de démarrage sont simples et donc techniquement peu risquées en termes de développement.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Procédé de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps d'un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V (BAT 1, BAT2) alimentant sélectivement un démarreur- générateur (S/G 1, S/G 2), caractérisé en ce que pour assurer, sous la commande d'un calculateur de régulation de la turbomachine (EECU), le démarrage de la turbomachine d'abord sous une tension nominale de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension nominale de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, la mise en série des deux batteries n'est commandée qu'une fois la chambre de combustion allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse NI prédéterminé permettant d'assurer par cette mise en série une marge d'accélération positive au point de traînée maximale du générateur de gaz.
[Revendication 2] Procédé de démarrage selon la revendication 1, dans lequel le seuil de vitesse NI du générateur de gaz est compris entre 10 et 25% d'une vitesse nominale NTOP du générateur de gaz.
[Revendication 3] Procédé de démarrage selon la revendication 1, dans lequel la mise en série des deux batteries est en outre commandée si, une fois la chambre de combustion allumée et avant le point de traînée maximale, l'accélération du générateur de gaz est inférieure à un seuil d'accélération DN2 prédéterminé, de manière à éviter un risque de stagnation du démarrage.
[Revendication 4] Procédé de démarrage selon la revendication 3, dans lequel le seuil d'accélération DN2 du générateur de gaz est compris entre 1 et 3% d'une vitesse nominale NTOP/s du générateur de gaz.
[Revendication 5] Procédé de démarrage selon la revendication 1, dans lequel, afin d'éviter un éventuel chevauchement de contacteurs électriques aboutissant à court-circuiter une batterie lors de la reconfiguration, la mise en série des deux batteries est précédée d'un temps mort dont la durée est comprise entre 150 et 300ms.
[Revendication 6] Système de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps d'un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V (BAT 1, BAT2) alimentant sélectivement un démarreur- générateur (S/G 1, S/G 2), un calculateur de régulation de la turbomachine (EECU) commandant le démarrage de la turbomachine (10) d'abord sous une tension nominale de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension nominale de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, caractérisé en ce que le calculateur de régulation de la turbomachine est configuré pour ne commander la mise en série des deux batteries qu'une fois la chambre de combustion du générateur de gaz allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse NI prédéterminé permettant d'assurer par cette mise en série une marge d'accélération positive au point de traînée maximale du générateur de gaz.
[Revendication 7] Système de démarrage selon la revendication 6, comportant en outre une prise de parc (PS) destinée à être connectée à un groupe de puissance 28V au sol (GPU).
[Revendication 8] Système de démarrage selon la revendication 7, dans lequel le calculateur de régulation de la turbomachine est en outre configuré pour alimenter un premier démarreur-générateur (S/G 1 ; S/G 2) à partir du groupe de puissance au sol puis par la mise en série du groupe de puissance au sol avec une (BATI ; BAT 2) des deux batteries, une fois la chambre de combustion allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse NI prédéterminé permettant d'assurer par cette mise en série une marge d'accélération positive au point de traînée maximale du générateur de gaz.
[Revendication 9] Turbomachine d'aéronef bimoteur à voilure tournante ou fixe comprenant un système de démarrage selon l'une quelconque des revendications 6 à 8. [Revendication 10] Aéronef bimoteur à voilure tournante ou fixe comprenant deux turbomachines selon la revendication 9.
EP24714236.7A 2023-02-14 2024-02-13 Procede et systeme de demarrage bitension d'une turbomachine aeronautique a turbine libre et generateur de gaz simple corps Pending EP4665960A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2301370A FR3145774A1 (fr) 2023-02-14 2023-02-14 Procédé et système de démarrage bitension d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps
PCT/FR2024/050194 WO2024170853A1 (fr) 2023-02-14 2024-02-13 Procede et systeme de demarrage bitension d'une turbomachine aeronautique a turbine libre et generateur de gaz simple corps

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4665960A1 true EP4665960A1 (fr) 2025-12-24

Family

ID=87571408

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP24714236.7A Pending EP4665960A1 (fr) 2023-02-14 2024-02-13 Procede et systeme de demarrage bitension d'une turbomachine aeronautique a turbine libre et generateur de gaz simple corps

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP4665960A1 (fr)
CN (1) CN120958226A (fr)
FR (1) FR3145774A1 (fr)
WO (1) WO2024170853A1 (fr)

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3793825A (en) * 1972-01-27 1974-02-26 Ford Motor Co Time delay gas turbine starting system with fuel pressure and flame sensing circuitry
US9157372B2 (en) * 2013-03-11 2015-10-13 Bell Helicopter Textron Inc. Series battery start controller
FR3015571B1 (fr) * 2013-12-23 2018-11-23 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de demarrage fiabilise de turbomachine
FR3054738B1 (fr) * 2016-07-29 2020-10-23 Airbus Helicopters Architecture electrique a double reseau electrique secondaire pour le demarrage des moteurs d'un aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
CN120958226A (zh) 2025-11-14
WO2024170853A1 (fr) 2024-08-22
FR3145774A1 (fr) 2024-08-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3055531B1 (fr) Procédé d'optimisation de la consommation spécifique d'un hélicoptère bimoteur
EP2635782B1 (fr) Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur pour sa mise en oeuvre
EP3123013B1 (fr) Procédé et système de réactivation rapide de turbomachine
EP3092389A1 (fr) Procède et système de démarrage fiabilisé de turbomachine
EP3175090B1 (fr) Dispositif pneumatique de réactivation rapide d'un turbomoteur, architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur équipé d'un tel dispositif, hélicoptère et procédé correspondant
EP4665960A1 (fr) Procede et systeme de demarrage bitension d'une turbomachine aeronautique a turbine libre et generateur de gaz simple corps
EP4355990B1 (fr) Système de propulsion d'un aéronef avec dispositif de commande de démarrage
EP4320341B1 (fr) Turbomachine à turbine libre comprenant des équipements entraînés par la turbine libre
EP4665958A1 (fr) Procede et systeme de demarrage d'une turbomachine aeronautique a turbine libre et generateur de gaz simple corps
CA3200639A1 (fr) Procede de mise a l'arret d'un moteur a turbine a gaz de turbogenerateur pour l'aeronef
FR3133643A1 (fr) Procédé et unité de commande d’ensemble moteur
EP4237666B1 (fr) Turbomachine à turbine libre comprenant des equipements entrainés par la turbine libre
EP4278077B1 (fr) Procédé et dispositif d'allumage
FR3101918A1 (fr) Procédé de démarrage d’un turbomoteur, Dispositif, turbomoteur, AERONEF et produit programme d’ordinateur
WO2025012089A1 (fr) Turbomachine d'aéronef et son procédé de redémarrage en vol

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20250904

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC ME MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR