WO2016193603A1 - Procédé de detection d'un defaut mecanique d'un generateur de gaz d'une turbomachine d'un aeronef et dispositif de mise en œuvre correspondant - Google Patents

Procédé de detection d'un defaut mecanique d'un generateur de gaz d'une turbomachine d'un aeronef et dispositif de mise en œuvre correspondant Download PDF

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WO2016193603A1
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WO
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gas generator
torque
reference chart
generator
predetermined
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Ceased
Application number
PCT/FR2016/051281
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English (en)
Inventor
Fabien Mercier-Calvairac
Philippe VALLART
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Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
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Publication date
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Ceased legal-status Critical Current

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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Definitions

  • the invention relates to a method for detecting a mechanical failure of a gas generator of a turbomachine of an aircraft or equipment mounted on an accessory gearbox connected to this gas generator.
  • the invention can be applied to any type of turbomachine, such as a turbojet, a turbine engine, a turboprop engine and an auxiliary power unit (better known by the acronym APU for the English name Auxiliary Power Unit).
  • the invention also relates to a device for implementing a method according to the invention.
  • An aircraft such as for example a helicopter, comprises a propulsion system equipped with one or more turbomachines.
  • These turbomachines comprise in known manner a gas generator and a turbine (free or linked) rotated by the gas generator, and integral with an output shaft.
  • the output shaft of each turbine is adapted to set in motion a power transmission box, which itself drives the rotor of the helicopter.
  • the loss of a turbomachine during a flight of an aircraft can be catastrophic, especially for a single-engine helicopter.
  • the failure rate resulting in a stop during a flight of a turbomachine on an aircraft is low, but is not zero.
  • gas generators may degrade during a flight, particularly when approaching their date of revision, or when flight conditions have been particularly severe (extreme temperatures, introduction of foreign bodies into the air). the turbomachine, etc.).
  • This deterioration of a gas generator can result from mechanical contacts between different mechanical organs of the gas generator or equipment mounted on the accessory box of this gas generator. These mechanical contacts, if they do not necessarily cause the shutdown of the turbomachine during the flight, can however cause a failure of the turbomachine during a subsequent flight.
  • the inventors have therefore sought to develop a method for detecting mechanical failures of a gas generator or equipment mounted on an accessory box connected to the gas generator to anticipate subsequent malfunctions of the gas generator.
  • EP-A1-2 762 852 discloses an automatic test system of an industrial gas turbine, which determines the operating state of this gas turbine.
  • the invention aims to provide a method and a device for detecting a mechanical defect of a gas generator of a gas turbine of an aircraft or equipment mounted on an accessory gearbox connected to this gas generator. .
  • the invention aims in particular to provide, in at least one embodiment of the invention, such a method that can be implemented using only elements already present in an aircraft, without requiring the addition of additional elements. .
  • the invention also aims to provide, in at least one embodiment of the invention, such a method that makes it possible to test each gas generator after each flight, without particular difficulties and without requiring a complex operating procedure. 4. Presentation of the invention
  • the invention relates to a method for detecting a mechanical defect of a gas generator of a gas turbine of an aircraft or equipment mounted on an accessory gearbox connected to this gas generator, characterized in that 'He understands :
  • a step of creation before commissioning of said turbine to gas on said aircraft, a reference chart associating, for each operating speed of a plurality of predetermined operating speeds, a resisting torque, said nominal torque, of said gas generator corresponding to operation without mechanical fault of said generator of gas and said equipment,
  • a method according to the invention therefore consists in determining the resisting torque of the gas generator and its equipment (also referred to as accessories throughout the text) after a flight of the aircraft and comparing it to the nominal torque of the gas generator. If the torque measured after the flight of the aircraft deviates from the nominal torque measured prior to the commissioning of the gas turbine, it is because the gas generator (or one of the accessories mounted on the accessory box) connected to the gas generator) has a mechanical defect. The method then provides a signaling of the detection of a mechanical defect, for example by means of the avionics of the aircraft.
  • the invention also takes into account the operating speed of the turbine engine.
  • the method provides for the construction, prior to commissioning of the gas turbine, of an abacus which associates a nominal torque value at different predetermined operating speeds.
  • These predetermined regimes are advantageously chosen to be able to correspond to real operating regimes and to be able to carry out the step of creating the reference chart in a reduced temperature range and close to actual conditions in which the gas generator will be after a flight.
  • a method according to the invention is divided into two main stages: a first step carried out prior to the commissioning of the gas turbine, during which a reference chart is constructed, this abacus having a value of a resistant torque nominal for each predetermined operating regime; and a second step performed after a flight of the aircraft during which a real resistive torque is determined and compared to the values of the chart to detect a difference between the actual torque and the nominal torque which is greater than a predetermined threshold and representative of a mechanical failure of the gas generator or an accessory.
  • the nominal torque used to calculate the difference is that corresponding, in the chart, to the operating regime closest to said setpoint regime.
  • the nearest regime is the regime that minimizes a predetermined metric.
  • the invention makes it possible to detect a mechanical defect of the gas generator. Moreover, the method according to the invention is based on the comparison of resistant couples, which is not the case in the previous document. Finally, the moments at which the stages of creation of the chart and determination of the actual resistive torque take place, before putting into service and after a flight of the aircraft, are not described in this prior document.
  • each nominal torque of said reference chart and said actual torque are determined from measurements of electric quantities for controlling an electric machine connected to said gas generator and adapted to be able to drive on command of a computer. , said rotating gas generator.
  • the resistive torque of the gas generator and its equipment is estimated from control quantities of an electric machine driving at a given speed the gas generator.
  • This electric machine is for example a starter or a generator-starter.
  • This electric machine is mounted on the accessory box and thus allows to estimate the torque applied to the gas generator.
  • a method according to this variant is therefore applicable to all aerospace turbomachines - turbojet engines, turboshaft engines, turboprops, APU - coupled to an electric starting machine for these turbomachines.
  • the determination of the resistive torque from electrical driving quantities of an electric machine is carried out both during the step of creating the reference chart to determine the nominal torque associated with each predetermined operating speed, and during the step of determining the actual torque, after the flight of the aircraft.
  • said electrical control quantities of said electric machine comprise the intensity and voltage of the current supplied to said electric machine.
  • the nominal torque associated with each predetermined operating speed, and the actual torque measured after a flight of the aircraft are represented by a measurement of the intensity and the voltage of the current. supplied to the electric machine.
  • the intensity and voltage of the current supplied to the electrical machine to drive it are therefore representative of the resisting torque of the gas generator.
  • each predetermined operating speed is defined in said reference chart by measurements of thermal conditions of said gas generator.
  • said reference chart further comprises, for each predetermined operating regime, information representative of a measurement error of said thermal conditions.
  • said operating regime closest to said setpoint regime is determined by a comparison of the measurements of the thermal conditions of the gas generator for each predetermined operating mode of said chart. reference with measurements of the thermal conditions of the generator of setpoint gas and a selection of said predetermined operating regime minimizing a predetermined metric.
  • the predetermined metric may for example be a Euclidean metric. Such a metric makes it possible to measure the distance between each point formed by the measurements of the thermal conditions of the reference chart and the point formed by the measurements of the thermal conditions of the setpoint regime and to determine the point of the reference chart which minimizes this distance.
  • said gas generator comprising an oil bath and a combustion chamber fed with fuel
  • said thermal conditions of said gas generator characterizing a predetermined operating speed of said gas generator comprise a temperature of the oil, a fuel temperature, an atmospheric temperature and a pressure.
  • the invention also relates to a device for detecting a mechanical defect of a gas generator of a gas turbine of an aircraft or equipment mounted on an accessory gearbox connected to this gas generator, characterized in that that he understands:
  • a device according to the invention advantageously implements a method according to the invention and a method according to the invention is advantageously implemented by a device according to the invention.
  • module denotes a software element, a subset of a software program that can be compiled separately, either for independent use, or to be assembled with other modules of a program, or a hardware element, or a combination of a hardware element and a software subprogram.
  • a hardware element may include an application-specific integrated circuit (ASIC) or a programmable logic circuit or equivalent hardware.
  • ASIC application-specific integrated circuit
  • a module is an element (software and / or hardware) that ensures a function.
  • each module of the device according to the invention is implemented by the computer of the aircraft in which the gas turbine is installed.
  • the invention also relates to a method and a detection device characterized in combination by all or some of the characteristics mentioned above or below.
  • FIG. 1 is a schematic view of a method for detecting a mechanical defect of a gas generator according to one embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a schematic view of the means for implementing the step of creating a reference chart in a method according to one embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a schematic view of the means for implementing the step of detecting a mechanical defect in a method according to one embodiment of the invention.
  • a gas generator 6 comprising an air compressor 10 which feeds a combustion chamber 11 of a fuel in compressed air, the latter delivering burnt gases providing kinetic energy.
  • a turbine 12 for partial expansion of the flue gases is coupled to the compressor 10 by means of a drive shaft 13 in order to drive in rotation the compressor 10 and the equipment necessary for the operation of the gas generator or the helicopter (pump fuel, alternator, etc.). These equipments are arranged in an accessory box.
  • the resultant portion of the flue gases drives the free power transmission turbine 7, which is adapted to drive a receiver member, such as the helicopter rotor 30, when the gas turbine is mounted on a helicopter (as shown in FIG. 3).
  • the gas generator 6 of the gas turbine is driven, at startup, by an electric machine 21.
  • This electric machine 21 is for example a starter or a generator-starter.
  • This electric machine is driven by a power electronics 22 powered by a source of electrical energy.
  • This source of electrical energy may for example be a storer 23 of electrical energy, such as a battery, or directly the edge network 24 of the helicopter.
  • the power electronics 22 is driven by a control unit, which is preferably the electronic control computer of the helicopter, better known by its English name ECU (Electronic Control Unit).
  • the method for detecting a mechanical defect comprises a first step E 1 creating a reference chart associating, for each operating speed, a plurality of predetermined operating modes. , a resisting torque, said nominal torque, of the gas generator 6 corresponding to a nominal operation without mechanical defects of the gas generator 6 and accessories mounted on the accessory box 20.
  • This creation step El is implemented before the implementation service of the gas turbine 5.
  • the means for implementing this creation step E1 of a reference chart are shown schematically in FIG.
  • This step is for example implemented during a test of the gas turbine
  • the computer 25 commands a speed command to the power electronics 22 of the electric machine 21.
  • the power electronics 22 controls the electric machine 21 by means of a regulating law Specifically until the setpoint requested by the computer 25 is obtained.
  • a measurement of the intensity and voltage of the current supplied to the electric machine 21 is then carried out by an appropriate measuring device well known to those skilled in the art.
  • the controller 25 performs readings of certain thermal conditions of the gas generator 6. For example, the controller 25 reads the temperature of the oil of the gas generator 6, the fuel temperature of the combustion chamber 11, the temperature and pressure atmospheric. These various measurements are routed to the controller 25, for example by means of a communication bus 32, and are saved in a memory of the controller 25 in connection with the intensity and voltage measurements supplied to the electrical machine 21 and routed to the controller, for example, through a communication bus 31. This bus 31 also forms the means for transmitting commands from the controller to the power electronics 22.
  • This process of measuring and saving the data is repeated for a plurality of predetermined operating regimes.
  • the various measurements are carried out for a plurality of predetermined operating speeds, so as to form a reference chart comprising for each regime, intensity and voltage measurements representative of the resistive torque, and measurements of oil temperature, fuel temperature and atmospheric temperature and pressure, representative of the operating regime.
  • each measurement is saved in connection with information representative of a measurement error related to the measuring devices.
  • This first step of creating an El chart therefore makes it possible to form a matrix comprising, for a plurality of predetermined operating modes, intensity and voltage values of the current supplied to the power electronics 22 associated with size values. physical characteristics of the gas generator 6.
  • the method according to the invention then comprises three subsequent steps implemented after a flight of the aircraft. These three steps comprise a step E2 determination of a resisting torque, said real torque, of the gas generator; a calculation step E3 of a difference between the actual torque and the nominal torque of the reference chart associated with the operating regime closest to the set speed; and a signaling step E4 of a mechanical defect of the gas generator or at least one piece of equipment if the calculated deviation is greater than a predetermined threshold.
  • the means of implementing these three steps after a flight of the aircraft are shown schematically in Figure 3.
  • the controller 25 sends a speed instruction to the power electronics 22 of the electric machine 21. Like what is implemented during the step of creating the abacus, a measurement of the intensity and the voltage of the current supplied to the electric machine 21 is then performed by a suitable measuring device. These current and voltage measurements are representative of the actual torque transmitted by the electric machine 21 to the gas generator 6. The current and voltage measurements are transmitted to the computer 25 by the communication bus 31. In parallel, the controller 25 performs a reading of the thermal conditions of the gas generator 6 (oil temperature of the gas generator 6, the fuel temperature of the combustion chamber 11, the temperature and the atmospheric pressure). These measurements form the thermal context of the gas generator 6. These measurement readings are routed to the controller 25 via the communication bus 32.
  • the controller 25 compares this measured thermal context with the different thermal contexts saved in the reference chart during the step of creating the chart in order to identify the thermal context of the nearest reference chart. from the one just measured.
  • This comparison is for example carried out using a metric (for example a Euclidean metric) which makes it possible to compare these different values of temperature and pressure.
  • This comparison therefore makes it possible to select the thermal context (that is to say, one of the predetermined operating regimes implemented during step E1 of creating the reference chart) of the abacus of FIG. reference closest to the thermal context measured after the flight of the aircraft.
  • a difference between the nominal torque corresponding to the selected thermal context and the actual measured torque is calculated.
  • Each pair is for example represented by the intensity of the current.
  • the difference between the intensity of the measured current and the intensity of the current of the thermal context selected in the reference chart is calculated.
  • a predetermined threshold for example corresponding to a variation of more than 10%
  • a report of a probable mechanical defect on the gas generator 6 or on one of the equipment is signaled, for example through of avionics.
  • the predetermined threshold from which a mechanical defect is signaled can be parameterized and can be adapted to each type of turbomachine.
  • This threshold can also be parameterized and modified over time, for example if a detection error is signaled. The threshold can then be lowered to limit the untimely detections of mechanical fault.
  • a method according to the invention thus makes it possible to detect mechanical fault indices likely to generate a breakdown of the turbomachine during a future flight.
  • the invention is applicable to all types of turbomachines implementing an electric machine.
  • the invention makes it possible at the same time to detect a mechanical defect of the gas generator and mechanical equipment mounted on an accessory box connected to the gas generator.

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Abstract

L'invention concerne un procédé de détection d'un défaut mécanique d'un générateur de gaz d'un aéronef ou d'un équipement monté sur une boite accessoire reliée à ce générateur, caractérisé en ce qu'il comprend : une étape de création (E1), avant une mise en service, d'un abaque de référence associant, pour une pluralité de régimes de fonctionnement prédéterminé, un couple nominal dudit générateur correspondant à un fonctionnement nominal sans défaut mécanique; une étape de détermination (E2), après un vol de l'aéronef, et pour une consigne de régime prédéterminé, d'un couple résistant réel dudit générateur; une étape de calcul (E3) d'un écart entre ledit couple réel et le couple nominal dudit abaque de référence associé au régime de fonctionnement le plus proche dudit régime de consigne; une étape de signalement (E4) d'un défaut mécanique dudit générateur ou d'au moins un équipement si ledit écart calculé est supérieur à un seuil prédéterminé.

Description

PROCEDE DE DETECTION D'UN DEFAUT MECANIQUE D'UN GENERATEUR DE GAZ D'UNE TURBOMACHINE D'UN AERONEF ET DISPOSITIF DE MISE EN ŒUVRE CORRESPONDANT
1. Domaine technique de l'invention
L'invention concerne un procédé de détection d'une défaillance mécanique d'un générateur de gaz d'une turbomachine d'un aéronef ou d'un équipement monté sur une boite accessoire reliée à ce générateur de gaz. L'invention peut s'appliquer à tout type de turbomachine, telle qu'un turboréacteur, un turbomoteur, un turbopropulseur et une unité auxiliaire de puissance (plus connue sous l'acronyme APU pour la dénomination anglaise Auxiliary Power Unit). L'invention concerne également un dispositif de mise en œuvre d'un procédé selon l'invention.
2. Arrière-plan technologique
Un aéronef, tel que par exemple un hélicoptère, comprend un système propulsif équipé d'une ou plusieurs turbomachines. Ces turbomachines comprennent de manière connue un générateur de gaz et une turbine (libre ou liée) entraînée en rotation par le générateur de gaz, et solidaire d'un arbre de sortie. Dans le cas d'un hélicoptère, l'arbre de sortie de chaque turbine est adapté pour mettre en mouvement une boite de transmission de puissance, qui entraîne elle- même le rotor de l'hélicoptère.
La perte d'une turbomachine au cours d'un vol d'un aéronef peut être catastrophique, en particulier pour un hélicoptère monomoteur. Le taux de panne entraînant un arrêt au cours d'un vol d'une turbomachine sur un aéronef est faible, mais n'est pas nul. En particulier, il arrive que les générateurs de gaz se dégradent au cours d'un vol, en particulier lorsqu'ils approchent de leur date de révision, ou lorsque les conditions de vol ont été particulièrement sévères (températures extrêmes, introduction de corps étrangers dans la turbomachine, etc.). Cette détérioration d'un générateur de gaz peut résulter de contacts mécaniques entre différents organes mécaniques du générateur de gaz ou des équipements montés sur la boite accessoire de ce générateur de gaz. Ces contacts mécaniques, s'ils n'entraînent pas nécessairement l'arrêt de la turbomachine au cours du vol, peuvent en revanche provoquer une panne de la turbomachine au cours d'un vol ultérieur.
Les inventeurs ont donc cherché à mettre au point un procédé de détection des défaillances mécaniques d'un générateur de gaz ou d'un équipement monté sur une boite accessoire reliée à ce générateur de gaz pour anticiper des dysfonctionnements ultérieurs du générateur de gaz.
Le document EP-A1-2 762 852 décrit un système d'essai automatique d'une turbine à gaz industrielle, qui permet de déterminer l'état de fonctionnement de cette turbine à gaz.
3. Objectifs de l'invention
L'invention vise à fournir un procédé et un dispositif de détection d'un défaut mécanique d'un générateur de gaz d'une turbine à gaz d'un aéronef ou d'un équipement monté sur une boite accessoire reliée à ce générateur de gaz.
L'invention vise notamment à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l'invention, un tel procédé qui peut être mis en œuvre en ayant recours uniquement aux éléments déjà présents dans un aéronef, sans nécessiter l'ajout d'éléments complémentaires.
L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l'invention, un tel procédé qui permet de tester chaque générateur de gaz après chaque vol, sans difficultés particulières et sans nécessiter un mode opératoire complexe. 4. Exposé de l'invention
L'invention concerne un procédé de détection d'un défaut mécanique d'un générateur de gaz d'une turbine à gaz d'un aéronef ou d'un équipement monté sur une boite accessoire reliée à ce générateur de gaz, caractérisé en ce qu'il comprend :
- une étape de création, avant une mise en service de ladite turbine à gaz sur ledit aéronef, d'un abaque de référence associant, pour chaque régime de fonctionnement d'une pluralité de régimes de fonctionnement prédéterminé, un couple résistant, dit couple nominal, dudit générateur de gaz correspondant à un fonctionnement sans défaut mécanique dudit générateur de gaz et dudit équipement,
- une étape de détermination, après un vol de l'aéronef, et pour une consigne de régime prédéterminé, d'un couple résistant, dit couple réel, dudit générateur de gaz,
- une étape de calcul d'un écart entre ledit couple réel et le couple nominal dudit abaque de référence associé au régime de fonctionnement le plus proche dudit régime de consigne,
- une étape de signalement d'un défaut mécanique dudit générateur de gaz ou d'au moins un équipement si ledit écart calculé est supérieur à un seuil prédéterminé.
Un procédé selon l'invention consiste donc à déterminer le couple résistant du générateur de gaz et ses équipements (aussi désignés par accessoires dans tout le texte) après un vol de l'aéronef et à le comparer au couple nominal du générateur de gaz. Si le couple mesuré après le vol de l'aéronef s'écarte du couple nominal mesuré préalablement à la mise en service de la turbine à gaz, c'est que le générateur de gaz (ou l'un des accessoires montés sur la boite accessoire reliée au générateur de gaz) présente un défaut mécanique. Le procédé prévoit alors un signalement de la détection d'un défaut mécanique, par exemple par le biais de l'avionique de l'aéronef.
L'invention tient compte, en outre, du régime de fonctionnement du turbomoteur. Pour ce faire, le procédé prévoit la construction, préalablement à la mise en service de la turbine à gaz, d'un abaque qui associe une valeur de couple nominal à différents régimes de fonctionnement prédéterminé. Ces régimes prédéterminés sont avantageusement choisis pour pouvoir correspondre à des régimes réels de fonctionnement et pour pouvoir réaliser l'étape de création de l'abaque de référence dans une plage de température réduite et proche des conditions réelles dans lesquelles sera le générateur de gaz après un vol.
Un procédé selon l'invention est divisé en deux étapes principales : une première étape réalisée préalablement à la mise en service de la turbine à gaz, au cours de laquelle un abaque de référence est construit, cet abaque présentant une valeur d'un couple résistant nominal pour chaque régime de fonctionnement prédéterminé ; et une deuxième étape réalisée après un vol de l'aéronef au cours de laquelle un couple résistant réel est déterminé et comparé aux valeurs de l'abaque pour détecter un écart entre le couple réel et le couple nominal qui est supérieur à un seuil prédéterminé et représentatif d'une défaillance mécanique du générateur de gaz ou d'un accessoire. Le couple nominal utilisé pour calculer l'écart est celui correspondant, dans l'abaque, au régime de fonctionnement le plus proche dudit régime de consigne. Le régime le plus proche est le régime qui minimise une métrique prédéterminée.
Au contraire du document EP-A1-2 762 852 précité, l'invention permet de détecter un défaut mécanique du générateur de gaz. Par ailleurs, le procédé selon l'invention se base sur la comparaison de couples résistants, ce qui n'est pas le cas dans le document antérieur. Enfin, les moments auxquels ont lieu les étapes de création de l'abaque et de détermination du couple résistant réel, avant mise en service et après un vol de l'aéronef, ne sont pas décrits dans ce document antérieur.
Avantageusement et selon l'invention, chaque couple nominal dudit abaque de référence et ledit couple réel sont déterminés à partir de mesures de grandeurs électriques de pilotage d'une machine électrique reliée audit générateur de gaz et adaptée pour pouvoir entraîner sur commande d'un calculateur, ledit générateur de gaz en rotation.
Selon cette variante avantageuse, le couple résistant du générateur de gaz et de ses équipements est estimé à partir de grandeurs de pilotage d'une machine électrique entraînant à une vitesse donnée le générateur de gaz. Cette machine électrique est par exemple un démarreur ou une génératrice-démarreur. Cette machine électrique est montée sur la boite accessoire et permet donc d'estimer le couple appliqué sur le générateur de gaz. Un procédé selon cette variante est donc applicable à toutes les turbomachines aéronautiques - turboréacteurs, turbomoteurs, turbopropulseurs, APU - couplées à une machine électrique de démarrage de ces turbomachines. La détermination du couple résistant à partir de grandeurs électriques de pilotage d'une machine électrique est réalisée à la fois au cours de l'étape de création de l'abaque de référence pour déterminer le couple nominal associé à chaque régime de fonctionnement prédéterminé, et au cours de l'étape de détermination du couple réel, après le vol de l'aéronef.
Avantageusement et selon cette variante, lesdites grandeurs électriques de pilotage de ladite machine électrique comprennent l'intensité et la tension du courant fourni à ladite machine électrique.
En d'autres termes, selon cette variante avantageuse, le couple nominal associé à chaque régime de fonctionnement prédéterminé, et le couple réel mesuré après un vol de l'aéronef, sont représentés par une mesure de l'intensité et de la tension du courant fourni à la machine électrique. L'intensité et la tension du courant fourni à la machine électrique pour la piloter sont donc représentatives du couple résistant du générateur de gaz.
Avantageusement et selon l'invention, chaque régime de fonctionnement prédéterminé est défini dans ledit abaque de référence par des mesures de conditions thermiques dudit générateur de gaz.
Avantageusement et selon cette variante, ledit abaque de référence comprend en outre, pour chaque régime de fonctionnement prédéterminé, une information représentative d'une erreur de mesures desdites conditions thermiques.
Ces erreurs de mesure peuvent être utilisées lors de l'étape de comparaison des mesures desdites conditions thermiques du régime de consigne prédéterminé et des régimes de fonctionnement prédéterminés.
Avantageusement et selon l'invention, dans ladite étape de calcul d'un écart, ledit régime de fonctionnement le plus proche dudit régime de consigne est déterminé par une comparaison des mesures des conditions thermiques du générateur de gaz pour chaque régime de fonctionnement prédéterminé dudit abaque de référence avec des mesures des conditions thermiques du générateur de gaz du régime de consigne et une sélection dudit régime de fonctionnement prédéterminé minimisant une métrique prédéterminée.
La métrique prédéterminée peut par exemple être une métrique euclidienne. Une telle métrique permet de mesurer la distance entre chaque point formé des mesures des conditions thermiques de l'abaque de référence et le point formé des mesures des conditions thermiques du régime de consigne et de déterminer le point de l'abaque de référence qui minimise cette distance.
Avantageusement et selon l'invention, ledit générateur de gaz comprenant un bain d'huile et une chambre de combustion alimentée en carburant, lesdites conditions thermiques dudit générateur de gaz caractérisant un régime de fonctionnement prédéterminé de ce générateur de gaz comprennent une température de l'huile, une température de carburant, une température et une pression atmosphériques.
L'invention concerne également un dispositif de détection d'un défaut mécanique d'un générateur de gaz d'une turbine à gaz d'un aéronef ou d'un équipement monté sur une boite accessoire reliée à ce générateur de gaz, caractérisé en ce qu'il comprend :
- un module de création, avant la mise en service de ladite turbine à gaz, d'un abaque de référence associant, pour chaque régime de fonctionnement d'une pluralité de régimes de fonctionnement prédéterminé, un couple résistant, dit couple nominal, dudit générateur de gaz correspondant à un fonctionnement nominal sans défaut mécanique dudit générateur de gaz et dudit accessoire,
- un module de détermination, après un vol de l'aéronef, et pour une consigne de régime prédéterminé, d'un couple résistant, dit couple réel, dudit générateur de gaz,
- un module de calcul d'un écart entre ledit couple réel et le couple nominal dudit abaque de référence associé au régime de fonctionnement le plus proche dudit régime de consigne,
- un module de signalement d'un défaut mécanique dudit générateur de gaz ou d'au moins un accessoire si ledit écart calculé est supérieur à un seuil prédéterminé.
Un dispositif selon l'invention met avantageusement en œuvre un procédé selon l'invention et un procédé selon l'invention est avantageusement mis en œuvre par un dispositif selon l'invention.
Dans tout le texte, on désigne par module, un élément logiciel, un sous- ensemble d'un programme logiciel, pouvant être compilé séparément, soit pour une utilisation indépendante, soit pour être assemblé avec d'autres modules d'un programme, ou un élément matériel, ou une combinaison d'un élément matériel et d'un sous-programme logiciel. Un tel élément matériel peut comprendre un circuit intégré propre à une application (plus connue sous l'acronyme ASIC pour la dénomination anglaise Application-Specific Integrated Circuit) ou un circuit logique programmable ou tout matériel équivalent. D'une manière générale, un module est donc un élément (logiciel et/ou matériel) qui permet d'assurer une fonction.
Selon une variante avantageuse, chaque module du dispositif selon l'invention est mis en œuvre par le calculateur de l'aéronef dans lequel la turbine à gaz est installée.
L'invention concerne également un procédé et un dispositif de détection caractérisés en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci- dessus ou ci-après.
5. Liste des figures
D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante donnée à titre uniquement non limitatif et qui se réfère aux figures annexées dans lesquelles :
- la figure 1 est une vue schématique d'un procédé de détection d'un défaut mécanique d'un générateur de gaz selon un mode de réalisation de l'invention,
- la figure 2 est une vue schématique des moyens de mise en œuvre de l'étape de création d'un abaque de référence dans un procédé selon un mode de réalisation de l'invention, - la figure 3 est une vue schématique des moyens de mise en œuvre de l'étape de détection d'un défaut mécanique dans un procédé selon un mode de réalisation de l'invention.
6. Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention Sur les figures, les échelles et les proportions ne sont pas respectées et ce, à des fins d'illustration et de clarté.
La description détaillée qui suit est faite en référence à une turbine à gaz 5 d'un hélicoptère comprenant un générateur de gaz 6 et une turbine libre 7 alimentée par le générateur de gaz 6. Cela étant et comme précisé précédemment, le procédé de détection d'un défaut mécanique d'un générateur de gaz ou d'un équipement monté sur une boite accessoires reliée au générateur de gaz selon l'invention s'applique également à d'autres types de turbomachines, telles que des turboréacteurs, des turbopropulseurs ou des APU.
Le procédé selon l'invention est donc décrit ci-après en lien avec un générateur de gaz 6 comprenant un compresseur 10 d'air qui alimente une chambre 11 de combustion d'un carburant dans l'air comprimé, cette dernière délivrant des gaz brûlés fournissant de l'énergie cinétique. Une turbine 12 de détente partielle des gaz brûlés est couplée au compresseur 10 par le biais d'un arbre 13 d'entraînement pour pouvoir entraîner en rotation le compresseur 10 et des équipements nécessaires au fonctionnement du générateur de gaz ou de l'hélicoptère (pompe à carburant, alternateur, etc.). Ces équipements sont disposés dans une boîte 20 accessoire. La partie résultante des gaz brûlés entraîne la turbine libre 7 de transmission de puissance, qui est adaptée pour entraîner un organe récepteur, tel que le rotor 30 de l'hélicoptère, lorsque la turbine à gaz est montée sur un hélicoptère (cas de la figure 3).
Le générateur de gaz 6 de la turbine à gaz est entraîné, au démarrage, par une machine électrique 21. Cette machine électrique 21 est par exemple un démarreur ou une génératrice-démarreur. Cette machine électrique est pilotée par une électronique de puissance 22 alimentée par une source d'énergie électrique. Cette source d'énergie électrique peut par exemple être un stockeur 23 d'énergie électrique, telle qu'une batterie, ou directement le réseau de bord 24 de l'hélicoptère. L'électronique de puissance 22 est pilotée par une unité de commande, qui est de préférence le calculateur 25 électronique de régulation de l'hélicoptère, plus connue sous sa dénomination anglaise ECU (Electronique Control Unit).
Tel que représenté sur la figure 1, le procédé de détection d'un défaut mécanique selon l'invention comprend une première étape de création El d'un abaque de référence associant, pour chaque régime de fonctionnement d'une pluralité de régimes de fonctionnement prédéterminé, un couple résistant, dit couple nominal, du générateur de gaz 6 correspondant à un fonctionnement nominal sans défaut mécanique du générateur de gaz 6 et des accessoires montés sur la boite accessoire 20. Cette étape de création El est mise en œuvre avant la mise en service de la turbine à gaz 5. Les moyens de mise en œuvre de cette étape de création El d'un abaque de référence sont représentés schématiquement sur la figure 2.
Cette étape est par exemple mise en œuvre lors d'un test de la turbine à gaz
6 sur un banc de test 40. Cette étape est avantageusement mise en œuvre sur un moteur « chaud », c'est-à-dire sur une turbine à gaz 5 qui a été mise en rotation, en mode vol, préalablement aux mesures. Cela permet de réaliser les mesures dans une plage de température plus réduite que l'ensemble du domaine possible. Pour créer l'abaque de référence, le calculateur 25 commande une consigne en régime à l'électronique de puissance 22 de la machine électrique 21. L'électronique de puissance 22 pilote la machine électrique 21 à l'aide d'une loi de régulation spécifique jusqu'à obtenir la consigne demandée par la calculateur 25. Une mesure de l'intensité et de la tension du courant fourni à la machine électrique 21 est alors effectuée par un dispositif de mesure approprié et bien connue de l'homme du métier. Ces mesures sont sauvegardées dans une mémoire du calculateur 25 et sont représentatives du couple résistant du générateur de gaz 6 et de ses équipements. En parallèle, le contrôleur 25 effectue des relevés de certaines conditions thermiques du générateur de gaz 6. Par exemple, le contrôleur 25 relève la température de l'huile du générateur de gaz 6, la température du carburant de la chambre de combustion 11, la température et la pression atmosphériques. Ces différentes mesures sont acheminées vers le contrôleur 25, par exemple par le biais d'un bus 32 de communications, et sont sauvegardées dans une mémoire du contrôleur 25 en lien avec les mesures d'intensité et de tension fournies à la machine électrique 21 et acheminées vers le contrôleur, par exemple, par le biais d'un bus 31 de communication. Ce bus 31 forme également le moyen de transmission des commandes du contrôleur vers l'électronique de puissance 22.
Ce processus de mesure et de sauvegarde des données est répété pour une pluralité de régimes de fonctionnement prédéterminé. Ainsi, les différentes mesures (grandeurs thermiques et grandeurs électriques) sont effectuées pour une pluralité de régimes de fonctionnement prédéterminé, de manière à former un abaque de référence comprenant pour chaque régime, des mesures d'intensité et de tension représentatives du couple résistant, et des mesures de température d'huile, température de carburant et température et pression atmosphériques, représentatives du régime de fonctionnement.
Selon un mode réalisation avantageux, chaque mesure est sauvegardée en lien avec une information représentative d'une erreur de mesures liée aux dispositifs de mesure.
Cette première étape de création d'un abaque El permet donc de former une matrice comprenant pour une pluralité de régimes de fonctionnement prédéterminée, des valeurs d'intensité et de tension du courant fourni à l'électronique de puissance 22 associées à des valeurs de grandeurs physiques du générateur de gaz 6.
Le procédé selon l'invention comprend ensuite trois étapes subséquentes mises en œuvre après un vol de l'aéronef. Ces trois étapes comprennent une étape de détermination E2 d'un couple résistant, dit couple réel, du générateur de gaz ; une étape de calcul E3 d'un écart entre le couple réel et le couple nominal de l'abaque de référence associé au régime de fonctionnement le plus proche du régime de consigne ; et une étape de signalement E4 d'un défaut mécanique du générateur de gaz ou d'au moins un équipement si l'écart calculé est supérieur à un seuil prédéterminé. Les moyens de mise en œuvre de ces trois étapes après un vol de l'aéronef sont représentés schématiquement sur la figure 3.
Ces étapes sont avantageusement mises en œuvre après chaque vol de l'aéronef, avec un moteur encore chaud.
Le contrôleur 25 envoie une consigne de régime à l'électronique de puissance 22 de la machine électrique 21. A l'instar de ce qui est mis en œuvre lors de l'étape de création de l'abaque, une mesure de l'intensité et de la tension du courant fourni à la machine électrique 21 est alors effectuée par un dispositif de mesure approprié. Ces mesures de courant et de tension sont représentatives du couple réel transmis par la machine électrique 21 au générateur de gaz 6. Les mesures de courant et de tension sont transmises au calculateur 25 par le bus 31 de communication. En parallèle, le contrôleur 25 effectue un relevé des conditions thermiques du générateur de gaz 6 (température de l'huile du générateur de gaz 6, la température du carburant de la chambre de combustion 11, la température et la pression atmosphériques). Ces mesures forment le contexte thermique du générateur de gaz 6. Ces relevés de mesure sont acheminés vers le contrôleur 25 par le biais du bus 32 de communications.
Le contrôleur 25 compare ensuite ce contexte thermique mesuré aux différents contextes thermiques sauvegardés dans l'abaque de référence au cours de l'étape de création de l'abaque dans le but d'identifier le contexte thermique de l'abaque de référence le plus proche de celui qui vient d'être mesuré. Cette comparaison est par exemple réalisée en utilisant une métrique (par exemple une métrique euclidienne) qui permet de comparer ces différentes valeurs de température et de pression. Cette comparaison permet donc de sélectionner le contexte thermique (c'est-à-dire, l'un des régimes de fonctionnement prédéterminé mis en œuvre au cours de l'étape El de création de l'abaque de référence) de l'abaque de référence le plus proche du contexte thermique mesuré après le vol de l'aéronef.
Une fois ce contexte thermique déterminé, un écart entre le couple nominal correspondant au contexte thermique sélectionné et le couple réel mesuré est calculé. Chaque couple est par exemple représenté par l'intensité du courant. Aussi, l'écart entre l'intensité du courant mesuré et l'intensité du courant du contexte thermique sélectionné dans l'abaque de référence est calculé.
Si cet écart est supérieur à un seuil prédéterminé, par exemple correspondant à une variation de plus de 10%, alors un signalement d'un probable défaut mécanique sur le générateur de gaz 6 ou sur un des équipements est signalé, par exemple par le biais de l'avionique.
Selon une variante avantageuse, le seuil prédéterminé à partir duquel un défaut mécanique est signalé est paramétrable et peut être adapté à chaque type de turbomachine. Ce seuil peut également être paramétré et modifié au cours du temps, par exemple si une erreur de détection est signalée. Le seuil peut alors être abaissé pour limiter les détections intempestives de défaut mécanique.
Un procédé selon l'invention permet donc de détecter des indices de défaut mécanique susceptibles de générer une panne de la turbomachine au cours d'un prochain vol. Bien entendu, l'invention est applicable à tous types de turbomachines mettant en œuvre une machine électrique. L'invention permet à la fois de détecter un défaut mécanique du générateur de gaz et d'un équipement mécanique monté sur une boite accessoire reliée au générateur de gaz.

Claims

REVENDICATIONS
Procédé de détection d'un défaut mécanique d'un générateur de gaz (6) d'une turbine à gaz (5) d'un aéronef ou d'un équipement monté sur une boite accessoire (20) reliée à ce générateur de gaz (6), caractérisé en ce qu'il comprend :
une étape de création (El), avant une mise en service de ladite turbine à gaz (5), d'un abaque de référence associant, pour chaque régime de fonctionnement d'une pluralité de régimes de fonctionnement prédéterminé, un couple résistant, dit couple nominal, dudit générateur de gaz (6) correspondant à un fonctionnement sans défaut mécanique dudit générateur de gaz (6) ou dudit équipement,
une étape de détermination (E2), après un vol de l'aéronef, et pour une consigne de régime prédéterminé, d'un couple résistant, dit couple réel, dudit générateur de gaz (6),
une étape de calcul (E3) d'un écart entre ledit couple réel et le couple nominal dudit abaque de référence associé au régime de fonctionnement le plus proche dudit régime de consigne, une étape de signalement (E4) d'un défaut mécanique dudit générateur de gaz (6) ou d'au moins un équipement si ledit écart calculé est supérieur à un seuil prédéterminé.
Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque couple nominal dudit abaque de référence et ledit couple réel sont déterminés à partir de mesures de grandeurs électriques de pilotage d'une machine électrique (21) reliée audit générateur de gaz (6) et adaptée pour pouvoir entraîner sur commande d'un calculateur (25), ledit générateur de gaz (6) en rotation.
Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdites grandeurs électriques de pilotage de ladite machine électrique comprennent l'intensité et la tension du courant fourni à ladite machine électrique. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que chaque régime de fonctionnement prédéterminé est défini dans ledit abaque de référence par des mesures de conditions thermiques dudit générateur de gaz (6).
Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit abaque de référence comprend en outre, pour chaque régime de fonctionnement prédéterminé, une information représentative d'une erreur de mesures desdites conditions thermiques.
Procédé selon l'une des revendications 4 ou 5, caractérisé en ce que dans ladite étape de calcul (E3) d'un écart, ledit régime de fonctionnement le plus proche dudit régime de consigne est déterminé par une comparaison des mesures des conditions thermiques du générateur de gaz (6) pour chaque régime de fonctionnement prédéterminé dudit abaque de référence avec des mesures des conditions thermiques du générateur de gaz (6) du régime de consigne et une sélection dudit régime de fonctionnement prédéterminé minimisant une métrique prédéterminée.
Procédé selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que, ledit générateur de gaz (6) comprenant un carter baigné d'huile et une chambre de combustion (11) alimentée en carburant, lesdites conditions thermiques dudit générateur de gaz caractérisant un régime de fonctionnement prédéterminé de ce générateur de gaz (6) comprennent une température de l'huile, une température de carburant, une température et une pression atmosphériques. Dispositif de détection d'un défaut mécanique d'un générateur de gaz (6) d'une turbine à gaz (5) d'un aéronef ou d'un équipement monté sur une boite accessoire (20) reliée à ce générateur de gaz (6), caractérisé en ce qu'il comprend :
un module de création, avant la mise en service de ladite turbine à gaz, d'un abaque de référence associant, pour chaque régime de fonctionnement d'une pluralité de régimes de fonctionnement prédéterminé, un couple résistant, dit couple nominal, dudit générateur de gaz (6) correspondant à un fonctionnement nominal sans défaut mécanique dudit générateur de gaz (6) ou dudit équipement,
un module de détermination, après un vol de l'aéronef, et pour une consigne de régime prédéterminé, d'un couple résistant, dit couple réel, dudit générateur de gaz (6),
un module de calcul d'un écart entre ledit couple réel et le couple nominal dudit abaque de référence associé au régime de fonctionnement le plus proche dudit régime de consigne, un module de signalement d'un défaut mécanique dudit générateur de gaz (6) ou d'au moins un équipement si ledit écart calculé est supérieur à un seuil prédéterminé.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3418504A1 (fr) * 2017-06-22 2018-12-26 General Electric Company Procédé de surveillance de l'état de santé et moteur à turbine à gaz
US12344389B2 (en) 2021-07-09 2025-07-01 Rtx Corporation Electric machines for aircraft engine fault detection

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060225403A1 (en) * 2005-04-07 2006-10-12 Honda Motor Co., Ltd. Control system for a gas turbine engine
EP2175336A1 (fr) * 2008-10-10 2010-04-14 General Electric Company Modèle de performance adaptatif et procédés de maintenance de système
EP2505812A1 (fr) * 2011-03-31 2012-10-03 Li Jiang Mesures de performance de moteur perturbateur afin de déterminer les réglages optimaux de commande de moteur
EP2762852A1 (fr) 2013-02-05 2014-08-06 Siemens Aktiengesellschaft Système de test automatique pour turbine à gaz
EP2770390A2 (fr) * 2013-02-20 2014-08-27 Honeywell International Inc. Systèmes et procédé pour analyse de performance continue de systèmes qui présentent des caractéristiques de performance variable dans différentes conditions de fonctionnement

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2769952A1 (fr) * 1997-10-20 1999-04-23 Aerospatiale Dispositif de demarrage pour turbine a gaz dans un aeronef

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060225403A1 (en) * 2005-04-07 2006-10-12 Honda Motor Co., Ltd. Control system for a gas turbine engine
EP2175336A1 (fr) * 2008-10-10 2010-04-14 General Electric Company Modèle de performance adaptatif et procédés de maintenance de système
EP2505812A1 (fr) * 2011-03-31 2012-10-03 Li Jiang Mesures de performance de moteur perturbateur afin de déterminer les réglages optimaux de commande de moteur
EP2762852A1 (fr) 2013-02-05 2014-08-06 Siemens Aktiengesellschaft Système de test automatique pour turbine à gaz
EP2770390A2 (fr) * 2013-02-20 2014-08-27 Honeywell International Inc. Systèmes et procédé pour analyse de performance continue de systèmes qui présentent des caractéristiques de performance variable dans différentes conditions de fonctionnement

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
TDI TURBOSTART: "Catalog of Air starters for Gas Turbine Engine", 27 February 2002 (2002-02-27), XP055298608, Retrieved from the Internet <URL:http://www.tdi-turbostart.com/pulsepro/data/img/uploads/Gas_Turbine_Catalog.pdf> [retrieved on 20160830] *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3418504A1 (fr) * 2017-06-22 2018-12-26 General Electric Company Procédé de surveillance de l'état de santé et moteur à turbine à gaz
US10442547B2 (en) 2017-06-22 2019-10-15 General Electric Company Engine and electrical machine health monitoring
US12344389B2 (en) 2021-07-09 2025-07-01 Rtx Corporation Electric machines for aircraft engine fault detection

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