1. Domaine technique de l'invention
L'invention concerne un dispositif et un procédé de test d'intégrité d'un
système de réactivation rapide d'un turbomoteur. L'invention concerne également
un turbomoteur d'hélicoptère équipé d'un tel dispositif de test d'intégrité.
2. Arrière-plan technologique
Un hélicoptère bimoteur ou trimoteur présente de manière connue un
système propulsif comprenant deux ou trois turbomoteurs, chaque turbomoteur
comprenant un générateur de gaz et une turbine libre entraînée en rotation par le
générateur de gaz, et solidaire d'un arbre de sortie. L'arbre de sortie de chaque
turbine libre est adapté pour mettre en mouvement une boite de transmission de
puissance, qui entraîne elle-même le rotor de l'hélicoptère.
Il est connu que lorsque l'hélicoptère est en situation de vol de croisière
(c'est-à-dire lorsqu'il évolue dans des conditions normales, au cours de toutes les
phases du vol, hors phases transitoires de décollage, de montée, d'atterrissage ou
de vol stationnaire), les turbomoteurs développent des puissances faibles
inférieures aux puissances maximales continues. Ces faibles niveaux de puissance
entraînent une consommation spécifique (ci-après, Cs), définie comme le rapport
entre la consommation horaire de carburant par la chambre de combustion du
turbomoteur et la puissance mécanique fournie par ce turbomoteur, supérieure de
l'ordre de 30% à la Cs de la puissance maximale de décollage, et donc une
surconsommation en carburant en vol de croisière.
En outre, les turbomoteurs d'un hélicoptère sont conçus de manière
surdimensionnée pour pouvoir maintenir l'hélicoptère en vol en cas de panne de
l'un des moteurs. Cette situation de vol survient suite à la perte d'un moteur et se
traduit par le fait que chaque moteur en fonctionnement fournit une puissance bien
au-delà de sa puissance nominale pour permettre à l'hélicoptère de faire face à
une situation périlleuse, puis de pouvoir poursuivre son vol.
Les turbomoteurs sont également surdimensionnés pour pouvoir assurer le
vol dans tout le domaine de vol spécifié par l'avionneur et notamment le vol à des
altitudes élevées et par temps chaud. Ces points de vol, très contraignants,
notamment lorsque l'hélicoptère a une masse proche de sa masse maximale de
décollage, ne sont rencontrés que dans certains cas d'utilisation.
Ces turbomoteurs surdimensionnés sont pénalisants en termes de masse et
de consommation de carburant. Afin de réduire cette consommation en vol de
croisière, il est envisagé de mettre en veille en vol au moins l'un des
turbomoteurs. Le ou les moteurs actifs fonctionnent alors à des niveaux de
puissance plus élevés pour fournir toute la puissance nécessaire et donc à des
niveaux de Cs plus favorables.
La mise en veille d'un turbomoteur implique de disposer d'un système de
réactivation rapide qui permet de sortir rapidement le turbomoteur en veille en cas
de besoin. Ce besoin peut par exemple résulter d'une panne de l'un des moteurs
actifs ou de la dégradation imprévue des conditions de vol nécessitant un retour
rapide de la pleine puissance.
Le demandeur a déjà proposé un système de réactivation rapide mettant en
oeuvre une turbine pneumatique reliée mécaniquement au turbomoteur et
configurée de sorte à pouvoir transformer l'énergie du gaz sous pression en entrée
de turbine en énergie mécanique entraînant le générateur de gaz du turbomoteur.
L'alimentation en gaz de la turbine pneumatique peut, par exemple, être réalisée
par la coopération d'un stockeur pneumatique et d'une vanne à ouverture rapide
commandée ou par un dispositif de stockage à propergol solide.
Le demandeur a donc cherché à mettre au point un procédé et un dispositif
de test de l'intégrité du système de réactivation rapide de manière à pouvoir
garantir que le système de réactivation rapide fonctionne et peut être utilisé en vol.
3. Objectifs de l'invention
L'invention vise à fournir un procédé et un dispositif de test d'intégrité
d'un système de réactivation rapide d'un turbomoteur.
L'invention vise notamment à fournir, dans au moins un mode de
réalisation, un dispositif de test d'intégrité qui peut être intégré sans difficultés
dans une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère bimoteur ou
trimoteur.
L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de
l'invention, un procédé de test d'intégrité qui peut être mis en oeuvre au sol avant
le décollage ou au cours du vol, avant la mise en veille d'un turbomoteur.
L'invention vise aussi à fournir un turbomoteur équipé d'un dispositif de
test d'intégrité selon l'invention.
4. Exposé de l'invention
Pour ce faire, l'invention concerne un dispositif de test d'intégrité d'un
système de réactivation rapide d'un turbomoteur d'un hélicoptère comprenant une
turbine pneumatique reliée mécaniquement audit turbomoteur et alimentée en gaz
sou pression, sur commande, par un circuit pneumatique d'alimentation de
manière à pouvoir entraîner ledit turbomoteur en rotation et assurer sa
réactivation.
Un dispositif selon l'invention est caractérisé en ce qu'il comprend :
- des moyens de prélèvement d'air sous pression sur le turbomoteur,
- une conduite de cheminement de cet air prélevé vers ledit circuit
pneumatique d'alimentation en gaz de ladite turbine pneumatique,
- des moyens de détermination de la vitesse de rotation de ladite
turbine pneumatique.
Un dispositif selon l'invention permet donc de tester l'intégrité de la
chaîne cinématique d'un système de réactivation rapide d'un turbomoteur. En
particulier, il permet de vérifier que la turbine pneumatique est bien mue en
rotation lorsqu'un air sous pression prélevé sur le turbomoteur - par exemple un
air sous pression modérée - est injecté en entrée de turbine. Un dispositif selon
l'invention permet de tester l'ensemble de la chaîne cinématique du système de
réactivation rapide, en particulier, la turbine pneumatique en tant que telle, mais
également le rotor de la turbine et ses paliers, et tout élément mécanique agencé
en amont de la turbine pneumatique. Un tel dispositif de test d'intégrité est
indépendant du système de réactivation rapide. En particulier, la conduite
d'acheminement de l'air prélevé sur le turbomoteur est indépendante du circuit
d'alimentation en gaz du système de réactivation rapide.
Avantageusement, un dispositif selon l'invention comprend un électro
clapet ménagé au niveau de la jonction du circuit pneumatique et de ladite
conduite de cheminement d'air, ledit électro-clapet étant configuré pour libérer,
sur commande d'une unité de commande et en l'absence d'une alimentation en
gaz sous pression dudit circuit pneumatique, un passage d'air entre ladite conduite
de cheminement et ledit circuit pneumatique, et bloquer, en l'absence de
commande ou en présence d'une alimentation en gaz sous pression dudit circuit
pneumatique, ledit passage d'air.
L'unité de commande est par exemple le calculateur électronique de
régulation de l'hélicoptère (plus connu sous l'acronyme EECU). Cette unité de
commande pilote électro-clapet pour qu'il libère un passage d'air entre la
conduite de cheminement d'air et le circuit d'alimentation pneumatique de la
turbine pneumatique. En l'absence de mise en oeuvre du test d'intégrité, électro
clapet bloque le passage d'air. En outre, l'électro -clapet bloque naturellement le
passage d'air si le circuit pneumatique est alimenté en gaz sous pression. Le
circuit pneumatique et la turbine pneumatique du système de réactivation ne sont
donc pas perturbés par le dispositif de test d'intégrité.
Avantageusement et selon l'invention, ledit électro -clapet comprend un
ressort taré adapté pour maintenir bloqué le passage d'air en l'absence de
commande ou en présence d'une alimentation en gaz sous pression dudit circuit
pneumatique.
Au cours d'une procédure de réactivation rapide, électro-clapet est
naturellement maintenu en position fermée par la pression exercée par le gaz
circulant dans le circuit pneumatique. Pour ce faire, la force exercée sur le ressort
pour le comprimer en vue de libérer le passage d'air est inférieure à la pression
exercée par le gaz chaud sous pression qui circule dans le circuit pneumatique au
cours d'une procédure de réactivation rapide du turbomoteur.
En outre, le ressort taré permet de garantir la fermeture du passage d'air en
l'absence de commande en s'opposant à la pression exercée par l'air sous pression
prélevé sur le turbomoteur et présent dans la conduite de cheminement d'air.
Avantageusement et selon l'invention, les moyens de prélèvement d'air
sous pression sur le turbomoteur sont ménagés au niveau d'un compresseur de ce
turbomoteur.
Un turbomoteur comprend de manière classique au moins un étage de
compresseur, de préférence un premier étage de compresseur et un deuxième
étage de compresseur. Les moyens de prélèvement d'air peuvent alors être
ménagés sur l'un et/ou l'autre des étages de compresseur. Ces moyens de
prélèvement sont par exemple formés par un bossage dédié ménagé sur le carter
extérieur du turbomoteur au niveau de l'un et/ou l'autre des étages de
compresseur. L'air ainsi prélevé présente une pression modérée, de l'ordre de 2 à
15 bars.
L'invention concerne également un turbomoteur d'hélicoptère équipé d'un
système de réactivation rapide comprenant une turbine pneumatique reliée
mécaniquement audit turbomoteur et alimentée en gaz, sur commande, par un
circuit pneumatique d'alimentation de manière à pouvoir entraîner ledit
turbomoteur en rotation et assurer sa réactivation.
Un turbomoteur selon l'invention est caractérisé en ce qu'il comprend un
dispositif de test d'intégrité dudit système de réactivation rapide selon l'invention.
L'invention concerne également un procédé de test d'intégrité d'un
système de réactivation rapide d'un turbomoteur comprenant une turbine
pneumatique reliée mécaniquement audit turbomoteur et alimentée en gaz, sur
commande, par un circuit pneumatique d'alimentation de manière à pouvoir
entraîner ledit turbomoteur en rotation et assurer sa réactivation.
Le procédé selon l'invention est caractérisé en ce qu'il comprend :
- une étape de prélèvement d'air sous pression sur le turbomoteur,
- une étape de cheminement de cet air vers ladite turbine
pneumatique,
- une étape de mesure de la vitesse de rotation de ladite turbine
pneumatique.
Un procédé selon l'invention est avantageusement mis en oeuvre par un
dispositif selon l'invention et un dispositif selon l'invention met avantageusement
en oeuvre un procédé selon l'invention.
Le procédé selon l'invention peut être mis en oeuvre soit au sol, avant le
décollage de l'hélicoptère, soit en cours de vol, avant la mise en veille du
turbomoteur.
Avantageusement, un procédé selon l'invention comprend une étape de
comparaison de la vitesse de rotation de ladite turbine pneumatique mesurée à une
vitesse de seuil prédéterminée.
La vitesse de seuil prédéterminée est par exemple définie comme un
pourcentage prédéterminé de la vitesse de rotation minimale de la turbine à gaz du
turbomoteur. Si la vitesse mesurée au cours de l'étape de mesure de la vitesse est
supérieure à la vitesse de seuil, alors le système de réactivation rapide est
considéré comme intègre. Si la vitesse mesurée est inférieure à la vitesse de seuil
prédéterminée, le système est considéré comme non fiable et la mise en veille du
turbomoteur est donc interdite.
Avantageusement et selon l'invention, ladite étape de cheminement d'air
comprend une étape de commande à l'ouverture d'un électro-clapet ménagé au
niveau de la jonction du circuit pneumatique et de ladite conduite de cheminement
d'air, ledit électro-clapet étant configuré pour libérer, sur commande d'une unité
de commande, et en l'absence d'une alimentation en gaz sous pression du circuit
pneumatique, un passage d'air entre ladite conduite de cheminement et ledit
circuit pneumatique, et bloquer en l'absence de commande ou en présence d'une
alimentation en gaz sous pression du circuit pneumatique, ledit passage d'air.
Avantageusement, un procédé selon l'invention comprend une étape de
détection d'une ouverture intempestive dudit électro-clapet par une mesure de
vitesse non nulle de ladite turbine pneumatique en l'absence de commande à
l'ouverture dudit électro-clapet et hors procédure de réactivation rapide du
turbomoteur.
En l'absence d'une procédure de réactivation rapide du turbomoteur et de
la mise en oeuvre d'un test d'intégrité, la turbine pneumatique ne devrait par être
mue en rotation. Aussi, l'invention prévoit une étape de détection d'une ouverture
intempestive par la mesure de la vitesse de rotation non nulle de la turbine
pneumatique. Cette étape peut être mise en oeuvre selon une périodicité
prédéterminée pour vérifier que le dispositif de test n'est pas en panne. Si la
vitesse mesurée est non nulle, en l'absence d'une procédure de réactivation rapide
et en l'absence d'un test d'intégrité, c'est que le dispositif de test est en panne.
Avantageusement, un procédé selon l'invention comprend une étape de
sauvegarde des mesures de vitesse de ladite turbine pneumatique de manière à
pouvoir fournir un suivi de tendance de l'état de la turbine pneumatique.
L'invention concerne également un dispositif de test d'intégrité, un
procédé de test d'intégrité et un turbomoteur équipé d'un dispositif de test
d'intégrité, 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 turbomoteur équipé d'un
système de réactivation rapide,
- la figure 2 est une vue schématique d'un turbomoteur équipé d'un
dispositif de test d'intégrité d'un système de réactivation rapide,
selon un mode de réalisation de l'invention,
- la figure 3 est une vue schématique d'un électro-clapet d'un
dispositif de test d'intégrité selon un mode de réalisation de
l'invention, en position fermée,
- la figure 4 est une vue schématique d'un électro-clapet d'un
dispositif de test d'intégrité selon un mode de réalisation de
l'invention, en position ouverte.
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 figure 1 représente schématiquement un turbomoteur 5 adapté pour être
mis en régime de veille et équipé d'un système de réactivation rapide comprenant
une turbine pneumatique.
Ce turbomoteur 5 comprend un générateur 17 de gaz et une turbine 10
libre alimentée par le générateur 17. Le générateur 17 de gaz comprend un
compresseur 14 d'air alimenté en air par une entrée 18 d'air. Le compresseur 14
alimente une chambre 13 de combustion d'un carburant dans l'air comprimé qui
délivre des gaz brûlés fournissant de l'énergie cinétique. Une turbine 12 de
détente partielle des gaz brûlés est couplée au compresseur 14 par le biais d'un
arbre 15 d'entraînement pour pouvoir entraîner en rotation le compresseur 14 et
des équipements nécessaires au fonctionnement du générateur de gaz ou à
l'hélicoptère. Ces équipements sont disposés dans une boîte 32 d'accessoires. La
partie résultante des gaz brûlés entraîne la turbine 10 libre de transmission de
puissance en lien avec une boite de transmission de puissance (ci-après BTP) de
l'hélicoptère puis s'évacue via l'échappement 19.
Le système 1 1 de réactivation rapide comprend une turbine 30
pneumatique, qui selon le mode de réalisation de la figure 1, est reliée
mécaniquement au turbomoteur par le biais de la boite d'accessoires 32. Cette
turbine 30 pneumatique est alimentée en gaz par un circuit 8 d'alimentation en
gaz, non décrit en détail.
Un dispositif de test d'intégrité selon l'invention comprend, tel que
représenté sur la figure 2, des moyens 21, 22 de prélèvement d'air sous pression
sur le turbomoteur, une conduite 23 de cheminement de cet air prélevé vers le
circuit 8 pneumatique d'alimentation en gaz de la turbine 30 pneumatique, et des
moyens de détermination de la vitesse de rotation de ladite turbine pneumatique.
Les moyens de détermination de la vitesse de rotation ne sont pas
représentés sur la figure à des fins de clarté. Ces moyens comprennent par
exemple un capteur de vitesse monté sur l'arbre de la turbine 30 pneumatique. Ce
capteur est relié à un module de traitement, par exemple ménagé dans un
ordinateur équipé d'un microprocesseur. De préférence, le module de traitement
est directement ménagé dans l'unité de régulation et de contrôle de l'hélicoptère
(non représenté sur les figures à des fins de clarté).
Ce module de traitement comprend selon un mode de réalisation une
mémoire paramétrable configurée pour contenir une valeur d'une vitesse de seuil,
par exemple exprimée par un pourcentage de la vitesse nominale de la turbine à
gaz. Si la vitesse de rotation de la turbine 30 pneumatique mesurée par le capteur
de vitesse est supérieure à la vitesse de seuil, alors, l'intégrité du système de
réactivation rapide est confirmée.
Pour alimenter en air la turbine 30 pneumatique au cours d'une procédure
de test de l'intégrité du système de réactivation, l'invention prévoit selon un mode
de réalisation avantageux, un électro-clapet 33 ménagé au niveau de la jonction du
circuit 8 pneumatique et de la conduite 23 de cheminement d'air. Cet électro
clapet 33 est représenté sur les figures 3 et 4.
L'électro-clapet 33 est configuré pour libérer, sur commande d'une unité
de commande non représentée sur les figures, par exemple l'EECU de
l'hélicoptère, un passage 34 d'air ménagé entre la conduite 23 de cheminement et
le circuit 8 pneumatique, et bloquer, en l'absence de commande, ce passage 34
d'air. L'électro-clapet 33 comprend un ressort 35 taré adapté pour maintenir
bloqué le passage d'air en l'absence de commande.
Sur la figure 3, le passage 34 d'air est bloqué par électro-clapet 33. Cette
position correspond soit à une absence de test d'intégrité et à une absence de
procédure de réactivation. C'est la position par défaut. L' électro-clapet 33 est
alors maintenu en position fermée par l'action du ressort 35. La position de la
figure 3 correspond aussi à la position en cours de procédure de réactivation du
turbomoteur. Dans ce cas, le circuit 8 pneumatique véhicule un gaz sous pression,
représenté par les flèches 41a, 41b, 41c sur la figure 3, vers la turbine 30
pneumatique. La pression du gaz maintient électro-clapet 33 en position fermée.
Cette pression de maintien est représentée par les flèches 41b sur la figure 3.
La figure 4 représente la position de électro-clapet 33 au cours d'une
procédure de test d'intégrité du système de réactivation rapide. L'air prélevé sur le
turbomoteur circule dans la conduite 23 de cheminement, passe par le passage 34,
débouche dans le circuit 8 pneumatique pour être véhiculé vers la turbine 30
pneumatique. Le cheminement de l'air au cours de la procédure de test d'intégrité
est représenté par les flèches 43a, 43b, 43c sur la figure 4.
L'invention concerne également un procédé de test d'intégrité d'un
système de réactivation rapide d'un turbomoteur comprenant une étape de
prélèvement d'air sous pression sur le turbomoteur, une étape de cheminement de
cet air vers ladite turbine à air et une étape de mesure de la vitesse de rotation de
ladite turbine à air.
Selon un mode de réalisation, le procédé comprend en outre une étape de
comparaison de la vitesse de rotation de ladite turbine pneumatique mesurée à une
vitesse de seuil prédéterminée. Il peut également comprendre une étape de
détection d'une ouverture intempestive dudit électro-clapet par une mesure de
vitesse non nulle de ladite turbine pneumatique en l'absence de commande à
l'ouverture dudit électro-clapet et hors procédure de réactivation rapide du
turbomoteur. Il peut également comprendre une étape de sauvegarde des mesures
de vitesse de ladite turbine pneumatique de manière à pouvoir fournir un suivi de
tendance de l'état de la turbine pneumatique.
Chaque étape du procédé selon l'invention est avantageusement mise en
oeuvre par un dispositif de test d'intégrité selon l'invention.

REVENDICATIONS
Dispositif de test d'intégrité d'un système de réactivation rapide d'un
turbomoteur (5) d'un hélicoptère comprenant une turbine (30) pneumatique
reliée mécaniquement audit turbomoteur (5) et alimentée en gaz sous pression,
sur commande, par un circuit (8) pneumatique d'alimentation de manière à
pouvoir entraîner ledit turbomoteur (5) en rotation et assurer sa réactivation,
ledit dispositif de test étant caractérisé en ce qu'il comprend :
des moyens (21, 22) de prélèvement d'air sous pression sur le
turbomoteur (5),
une conduite (23) de cheminement de cet air prélevé vers ledit
circuit (8) pneumatique d'alimentation de ladite turbine (30)
pneumatique,
des moyens de détermination de la vitesse de rotation de ladite
turbine (30) pneumatique.
Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend un
électro-clapet (33) ménagé au niveau de la jonction du circuit (8) pneumatique
et de ladite conduite (23) de cheminement d'air, ledit électro-clapet (33) étant
configuré pour libérer, sur commande d'une unité de commande et en
l'absence d'une alimentation en gaz sous pression dudit circuit (8)
pneumatique, un passage (34) d'air entre ladite conduite (23) de cheminement
et ledit circuit (8) pneumatique, et bloquer, en l'absence de commande ou en
présence d'une alimentation en gaz sous pression dudit circuit pneumatique,
ledit passage (34) d'air.
Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit électro-clapet
(33) comprend un ressort (35) taré adapté pour maintenir bloqué le passage
(34) d'air en l'absence de commande ou en présence d'une alimentation en
gaz sous pression dudit circuit (8) pneumatique.
Dispositif de test selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que
lesdits moyens (21, 22) de prélèvement d'air sous pression sur le turbomoteur
(5) sont ménagés au niveau d'un compresseur (14) de ce turbomoteur.
Turbomoteur d'hélicoptère équipé d'un système de réactivation rapide
comprenant une turbine (30) pneumatique reliée mécaniquement audit
turbomoteur et alimentée en gaz, sur commande, par un circuit (8)
pneumatique d'alimentation de manière à pouvoir entraîner ledit turbomoteur
en rotation et assurer sa réactivation, caractérisé en ce qu'il comprend un
dispositif de test d'intégrité dudit système de réactivation rapide selon l'une
des revendications 1 à 4.
Procédé de test d'intégrité d'un système de réactivation rapide d'un
turbomoteur (5) comprenant une turbine (30) pneumatique reliée
mécaniquement audit turbomoteur (5) et alimentée en gaz, sur commande, par
un circuit (8) pneumatique d'alimentation de manière à pouvoir entraîner ledit
turbomoteur (5) en rotation et assurer sa réactivation, caractérisé en ce qu'il
comprend :
une étape de prélèvement d'air sous pression sur le turbomoteur
(5),
une étape de cheminement de cet air vers ladite turbine (30)
pneumatique,
une étape de mesure de la vitesse de rotation de ladite turbine (30)
pneumatique.
Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend une étape
de comparaison de la vitesse de rotation de ladite turbine (30) pneumatique
mesurée à une vitesse de seuil prédéterminée.
Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite étape de
cheminement d'air comprend une étape de commande à l'ouverture d'un
électro-clapet (33) ménagé au niveau de la jonction du circuit (8) pneumatique
et de ladite conduite (23) de cheminement d'air, ledit électro-clapet (33) étant
configuré pour libérer, sur commande d'une unité de commande et en
l'absence d'une alimentation en gaz sous pression de ladite conduite (8)
pneumatique, un passage (34) d'air entre ladite conduite (23) de cheminement
et ledit circuit (8) pneumatique, et bloquer en l'absence de commande ou en
présence d'une alimentation en gaz sous pression de ladite conduite (8)
pneumatique ledit passage (34) d'air.
9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comprend une étape
de détection d'une ouverture intempestive dudit électro-clapet (33) par une
mesure de vitesse non nulle de ladite turbine (30) pneumatique en l'absence de
commande à l'ouverture dudit électro-clapet (33) et hors procédure de
réactivation rapide du turbomoteur.
10. Procédé selon l'une des revendications 6 à 9, caractérisé en ce qu'il comprend
une étape de sauvegarde des mesures de vitesse de ladite turbine (30)
pneumatique de manière à pouvoir fournir un suivi de tendance de l'état de la
turbine (30) pneumatique.