1. Domaine technique de l'invention
L'invention concerne un dispositif pneumatique autonome de réactivation
rapide d'un turbomoteur. L'invention concerne aussi une architecture d'un
système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur -en particulier bimoteur ou
trimoteur- équipé d'au moins un tel dispositif de réactivation rapide. L'invention
concerne également un hélicoptère comprenant un système propulsif présentant
une telle architecture.
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 équipé de pales à pas
variable.
Il est connu que les turbomoteurs de l'hélicoptère fonctionnent à des
régimes qui dépendent des conditions de vol de l'hélicoptère. Dans tout le texte
qui suit, un hélicoptère est dit en situation de vol de croisière 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. Dans
tout le texte qui suit, un hélicoptère est dit en situation critique de vol lorsqu'il est
nécessaire qu'il dispose de la puissance totale installée, c'est-à-dire dans les
phases transitoires de décollage, de montée, d'atterrissage et de régime dans
lequel un des turbomoteurs est défaillant, désigné par l'acronyme anglais OEI
(One Engine Inoperative).
Il est connu que lorsque l'hélicoptère est en situation de vol de croisière,
les turbomoteurs fonctionnent à des niveaux de puissance faibles, inférieurs à leur
puissance maximale continue. 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 correspond au régime OEI décrit cidessus.
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.
D'autre part, 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 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.
Les demandeurs ont proposé dans les demandes FR1 151717 et
FR1359766, des procédés d'optimisation de la consommation spécifique des
turbomoteurs d'un hélicoptère par la possibilité de placer au moins un
turbomoteur dans un régime de puissance stabilisée, dit continu, et au moins un
turbomoteur dans un régime de veille particulier duquel il peut sortir de manière
urgente ou normale, selon les besoins. Une sortie du régime de veille est
dite normale lorsqu'un changement de situation de vol impose l'activation du
turbomoteur en veille, par exemple lorsque l'hélicoptère va passer d'une situation
de vol de croisière à une phase d'atterrissage. Une telle sortie de veille normale
s'effectue sur une durée de 10s à 1 min. Une sortie du régime de veille est dite
rapide lorsqu'une panne ou un déficit de puissance du moteur actif intervient ou
que les conditions de vol deviennent soudainement difficiles. Une telle sortie de
veille rapide s'effectue sur une durée inférieure à 10s.
La sortie d'un régime de veille d'un turbomoteur est obtenue par exemple
par le biais d'un pack de redémarrage du turbomoteur associé à un dispositif de
stockage d'énergie tel qu'un stockage électrochimique du type batterie Li-Ion ou
un stockage électrostatique du type surcapacité, qui permet de fournir au
turbomoteur l'énergie nécessaire pour réactiver et atteindre rapidement un régime
de fonctionnement nominal.
Un tel pack de réactivation rapide du turbomoteur en veille présente
l'inconvénient d'alourdir sensiblement le poids total du turbomoteur. Le gain en
consommation de carburant obtenu par la mise en veille du turbomoteur est donc
en partie perdu par le surpoids occasionné par le dispositif de réactivation et le
dispositif de stockage d'énergie associé, en particulier lorsque chaque
turbomoteur est équipé d'un tel dispositif de réactivation d'urgence.
En outre, ces composants électrotechniques peuvent être dépendants de
l'architecture électrique de l'hélicoptère sur lequel ils sont montés.
Les inventeurs ont donc cherché à concilier des problèmes a priori
incompatibles que sont la possibilité de placer l'hélicoptère en phase de vol
économique, c'est-à-dire de mettre au moins un turbomoteur en veille, sans
générer un surpoids trop important de l'ensemble du système propulsif, mais tout
en permettant une sortie rapide du régime de veille.
En d'autres termes, les inventeurs ont cherché à proposer un nouveau
dispositif de réactivation rapide d'un turbomoteur et une architecture nouvelle du
système propulsif d'un hélicoptère bimoteur ou trimoteur.
3. Objectifs de l'invention
L'invention vise à fournir un dispositif de réactivation rapide d'un
turbomoteur qui pallie les inconvénients des solutions antérieures.
L'invention vise aussi à fournir une architecture nouvelle du système
propulsif d'un hélicoptère multi-moteur.
L'invention vise aussi à fournir une architecture d'un système propulsif
d'un hélicoptère multi-moteur qui autorise la mise en veille d'un turbomoteur et
sa réactivation rapide.
L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de
l'invention, une architecture qui présente une masse et un volume non
rédhibitoires pour pouvoir être embarquée dans un hélicoptère.
L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de
l'invention, une architecture qui présente un coût inférieur aux architectures de
l'art antérieur à performances égales.
L'invention vise aussi à fournir un procédé de réactivation rapide d'un
turbomoteur.
4. Exposé de l'invention
Pour ce faire, l'invention concerne un dispositif de réactivation rapide d'un
turbomoteur d'un hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comprend :
- une turbine pneumatique reliée mécaniquement audit turbomoteur
de manière à pouvoir l'entraîner en rotation et assurer sa
réactivation,
- un stockeur pneumatique relié à ladite turbine pneumatique par le
biais d'un circuit pneumatique d'alimentation en gaz sous pression
de ladite turbine pneumatique,
- une vanne pneumatique à ouverture rapide commandée agencée sur
le circuit pneumatique entre ledit stockeur et ladite turbine
pneumatique et adaptée pour être placée sur commande au moins
dans une position ouverte dans laquelle le gaz peut alimenter ladite
turbine pneumatique, permettant ainsi une réactivation dudit
turbomoteur, ou dans une position fermée dans laquelle ladite
turbine pneumatique n'est plus alimentée en gaz sous pression.
Un dispositif de réactivation d'un turbomoteur selon l'invention prévoit
donc un dispositif pneumatique- de préférence complètement indépendant du
réseau électrique de l'hélicoptère sur lequel un tel turbomoteur est destiné à être
monté - pour assurer la réactivation du turbomoteur.
Un dispositif de réactivation rapide d'un turbomoteur vise principalement
à réactiver rapidement un turbomoteur en veille pour qu'il puisse rapidement
sortir du régime de veille dans lequel il a été placé pour fournir à nouveau de la
puissance mécanique. Selon une autre application, un dispositif de réactivation
rapide peut également faire office de dispositif de démarrage d'un turbomoteur,
c'est-à-dire de mise en route d'un turbomoteur, sans mise en veille préalable. Cela
étant, dans toute la description qui suit, il est essentiellement discuté l'utilisation
du dispositif selon l'invention en tant que dispositif de réactivation d'un
turbomoteur en veille.
Un turbomoteur comprend de manière connue un générateur de gaz et une
turbine libre alimentée par le générateur de gaz et reliée à une boîte de
transmission de puissance. De préférence, un dispositif de réactivation selon
l'invention prévoit que le générateur de gaz du turbomoteur est entraîné en
rotation par la turbine pneumatique adaptée pour transformer la puissance
pneumatique du gaz sous pression qui alimente la turbine en une puissance
mécanique d'entraînement du générateur de gaz.
L'alimentation en gaz de la turbine pneumatique est réalisée par la
coopération d'un stockeur pneumatique et d'une vanne à ouverture rapide
commandée.
Un tel dispositif de réactivation est donc indépendant du réseau électrique
de l'hélicoptère et ne nécessite pas de batteries de stockage volumineuses. La
solution proposée permet donc d'assurer une réactivation rapide d'un
turbomoteur, en particulier un turbomoteur placé en un régime de veille, sans
générer des problèmes d'encombrement, de masse et de coût.
En outre, un dispositif selon l'invention est simple d'utilisation et peut-être
testé sur banc avant son intégration sur un hélicoptère.
Avantageusement, un dispositif selon l'invention comprend en outre un
détendeur agencé sur le circuit pneumatique entre la vanne pneumatique et la
turbine pneumatique et configuré pour réguler la pression du gaz alimentant la
turbine pneumatique.
Un détendeur permet donc d'adapter la pression du gaz fourni à la turbine
pneumatique au type de turbine pneumatique utilisé et au type de stockeur
pneumatique utilisé. Selon une variante, le stockeur pneumatique comprend un
gaz haute pression, par exemple entre 200 et 400 bar, et la turbine pneumatique
est alimentée par l'intermédiaire du détendeur, par un gaz présentant une pression
entre 5 et 50 bar.
Avantageusement et selon l'invention, la turbine pneumatique est reliée
mécaniquement au turbomoteur par le biais d'au moins une roue libre.
La présence de la roue libre permet d'éviter un entraînement spontané de
la turbine pneumatique par le générateur de gaz lorsque ce dernier fournit de la
puissance mécanique. Avantageusement, la roue libre est montée sur une boite
d'accessoires du turbomoteur.
Avantageusement et selon l'invention, le stockeur pneumatique contient un
mélange de gaz comprenant en masse, au moins 50% d'un gaz neutre, et un agent
d'extinction incendie.
Un tel mélange de gaz permet non seulement d'alimenter en gaz la turbine
pneumatique pour assurer la réactivation du turbomoteur, mais également
d'alimenter un système d'extinction incendie agencé, par exemple, au voisinage
du turbomoteur pour permettre l'extinction de tout incendie éventuel de ce
turbomoteur. Le gaz neutre peut être de tout type, tel que l'azote, l'hélium ou
l'argon. L'agent d'extinction incendie est par exemple de l'halon.
Un dispositif selon cette variante, en combinaison avec un système
d'extinction incendie, rend donc inutile d'équiper les hélicoptères de bouteilles
d'extinction incendie dédiées.
Avantageusement et selon l'invention, la turbine comprend une prise
d'alimentation basse pression configurée pour pouvoir effectuer un test d'intégrité
de la chaîne cinématique formée de la turbine pneumatique et de la roue libre.
Une telle prise d'alimentation permet de tester la chaîne cinématique
formée de la turbine pneumatique et de la roue libre et donc de garantir que le
turbomoteur pourra effectivement être réactivé rapidement en cas d'urgence. Il
s'agit donc d'un moyen de mettre en place des mesures de contrôle et de sécurité.
Un tel test peut par exemple être effectué au sol par l'utilisation d'un compresseur
d'air du type groupe de parc. Ce test peut également être effectué en vol par un
prélèvement d'air en sortie de compresseur sur l'un ou l'autre des turbomoteurs.
Avantageusement et selon l'invention, la vanne pneumatique est
commandée en position par un équipement électronique et commandée en
ouverture par un équipement pyrotechnique.
Un équipement pyrotechnique permet une ouverture rapide de la vanne
pneumatique et donc une réactivation rapide du turbomoteur.
L'invention concerne également une architecture d'un système propulsif
d'un hélicoptère multi-moteur comprenant des turbomoteurs reliés à une boite de
transmission de puissance, caractérisée en ce qu'elle comprend :
- au moins un turbomoteur parmi lesdits turbomoteurs, dit
turbomoteur hybride, apte à fonctionner dans au moins un régime
de veille au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, les autres
turbomoteurs fonctionnant seuls au cours de ce vol stabilisé,
- au moins un dispositif de réactivation rapide d'un turbomoteur
hybride selon l'invention adapté pour pouvoir sortir ce turbomoteur
hybride dudit régime de veille et atteindre un régime, dit régime
nominal, dans lequel il fournit une puissance mécanique à ladite
boite de transmission de puissance.
Un dispositif de réactivation d'un turbomoteur selon l'invention est
particulièrement destiné à être intégré dans une architecture d'un système
propulsif d'un hélicoptère multi-moteur comprenant au moins un turbomoteur
apte à être mis en veille. Le dispositif de réactivation pneumatique permet
d'assurer la réactivation rapide du turbomoteur en veille en cas de besoin.
Avantageusement, une architecture selon l'invention comprend au moins
un dispositif d'extinction incendie agencé au voisinage d'un turbomoteur et relié à
ladite vanne pneumatique d'un dispositif de démarrage d'urgence par le biais
d'une conduite, dite conduite incendie, de sorte que ledit gaz dudit stockeur
pneumatique de ce dispositif de réactivation puisse être conduit sur commande de
ladite vanne vers ledit dispositif d'extinction.
Une architecture selon cette variante comprend au moins un dispositif
d'extinction incendie agencé au voisinage d'un turbomoteur pour pouvoir éteindre
un incendie au sein du turbomoteur en utilisant le circuit pneumatique du
dispositif de réactivation rapide. Pour ce faire, le stockeur hydropneumatique
contient avantageusement un mélange de gaz comprenant en masse, au moins
50% d'un gaz neutre, et un agent d'extinction incendie.
Avantageusement, une architecture selon l'invention comprend deux
turbomoteurs hybrides et deux dispositifs de démarrage d'urgence selon
l'invention, chaque turbomoteur hybride étant associé à un dispositif de
réactivation dédié.
Selon cette variante, l'architecture présente une alimentation pneumatique
distincte pour chaque turbine pneumatique de démarrage de chaque turbomoteur
hybride.
Avantageusement, une architecture selon l'invention comprend deux
turbomoteurs hybrides et un unique dispositif de réactivation selon l'invention qui
comprend deux turbines pneumatiques reliées respectivement à chaque
turbomoteur hybride, ladite vanne pneumatique étant une vanne trois voies
commandée pour orienter le gaz vers ladite turbine pneumatique du turbomoteur
hybride à réactiver.
Selon cette variante, la vanne est commandée pour orienter le gaz du
circuit pneumatique vers le turbomoteur hybride qui doit être réactivé.
L'invention concerne également un hélicoptère comprenant un système
propulsif caractérisé en ce que ledit système propulsif présente une architecture
selon l'invention.
L'invention concerne également un procédé de réactivation rapide d'un
turbomoteur d'un hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comprend :
- une étape de commande d'ouverture d'une vanne pneumatique
agencée sur un circuit pneumatique entre un stockeur pneumatique
et une turbine pneumatique reliée mécaniquement audit
turbomoteur,
- une étape de cheminement du gaz prélevé vers ladite turbine
pneumatique,
- une étape de transformation par ladite turbine pneumatique de la
puissance pneumatique dudit gaz sous pression en puissance
mécanique pour assurer la réactivation du turbomoteur.
L'invention concerne également un dispositif de réactivation d'un
turbomoteur, une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère multimoteurs,
un hélicoptère équipé d'un système propulsif présentant une telle
architecture, et un procédé de réactivation d'un turbomoteur, caractérisés en
combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ciaprès.
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 dispositif de réactivation
d'un turbomoteur selon un mode de réalisation de l'invention,
- la figure 2 est une vue schématique d'une architecture d'un système
propulsif d'un hélicoptère selon un mode de réalisation de
l'invention,
- la figure 3 est une vue schématique d'une architecture d'un système
propulsif d'un hélicoptère selon un autre mode de réalisation de
l'invention,
- la figure 4 est une vue schématique d'une architecture d'un système
propulsif d'un hélicoptère selon un autre mode de réalisation de
l'invention,
- la figure 5 est une vue schématique d'une architecture d'un système
propulsif d'un hélicoptère selon un autre mode de réalisation de
l'invention,
- la figure 6 est une vue schématique d'un hélicoptère comprenant un
système propulsif présentant une architecture selon 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 figure 1 est une vue schématique d'un dispositif de réactivation d'un
turbomoteur 6 selon un mode de réalisation de l'invention.
Un tel dispositif comprend une turbine 7 pneumatique reliée
mécaniquement au turbomoteur 6 par le biais d'une roue libre 8. Cette turbine 7
pneumatique peut être une turbine radiale ou axiale, à un ou plusieurs étages. Elle
a pour fonction de transformer la puissance pneumatique qu'elle reçoit en une
puissance mécanique permettant d'assurer la réactivation du turbomoteur 6.
Cette turbine 7 pneumatique est de préférence montée sur le turbomoteur 6
par le bais d'une boîte d'accessoires, non représentée sur la figure 1.
Le dispositif comprend en outre un stockeur 9 pneumatique relié à la
turbine 7 pneumatique par le biais d'un circuit 10 pneumatique d'alimentation en
gaz sous pression de cette turbine 7 pneumatique.
L'alimentation de la turbine 7 pneumatique est dépendante d'une vanne 1 1
pneumatique à ouverture rapide, commandée, qui est agencée sur le circuit 10
pneumatique entre le stockeur 9 et la turbine 7 pneumatique.
Cette vanne 1 1 pneumatique est, dans le mode de réalisation de la figure 1,
une vanne deux voies commandée par un dispositif 12 de commande, qui est de
préférence le calculateur de commande du turbomoteur 6, qui permet en outre de
définir le régime de fonctionnement du turbomoteur.
Lorsque la vanne 11 est commandée en ouverture, le gaz du stockeur 9 est
éjecté vers la turbine 7 pneumatique pour qu'elle puisse transformer la puissance
pneumatique du gaz reçu en une puissance mécanique en sortie.
Le circuit 10 pneumatique comprend en outre un détendeur 14 agencé
entre le stockeur 9 et la turbine 7 pneumatique pour réguler la pression du gaz
alimentant la turbine 7 pneumatique.
Le stockeur 9 pneumatique comprend en outre un capteur de pression 40 et
une soupape de sécurité 41. Le stockeur 9 pneumatique présente par exemple une
capacité d'azote à 250 bar.
Le dispositif de réactivation de la figure 1 équipe avantageusement une
architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère bimoteur tel que représenté
sur la figure 2.
Selon le mode de réalisation de la figure 2, le système propulsif comprend
deux turbomoteurs 6, 16 reliés à une boîte 22 de transmission de puissance, qui
entraîne elle-même un rotor de l'hélicoptère (non représenté sur les figures).
Chaque turbomoteur est un turbomoteur hybride, apte à être placé dans au moins
un régime de veille au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, dont il peut
ressortir rapidement par le biais d'un dispositif de réactivation selon l'invention.
Un turbomoteur comprend de manière connue un générateur de gaz, une chambre
de combustion et une turbine libre.
Le régime de veille est par exemple un des régimes de fonctionnement
suivant :
- un régime de veille, dit ralenti usuel, dans lequel la chambre de
combustion est allumée et l'arbre du générateur de gaz tourne à une
vitesse comprise entre 60 et 80% de la vitesse nominale,
- un régime de veille, dit super-ralenti usuel, dans lequel la chambre
de combustion est allumée et l'arbre du générateur de gaz tourne à
une vitesse comprise entre 20 et 60% de la vitesse nominale,
- un régime de veille, dit super-ralenti assisté, dans lequel la chambre
de combustion est allumée et l'arbre du générateur de gaz tourne,
assisté mécaniquement, à une vitesse comprise entre 20 et 60% de
la vitesse nominale,
- un régime de veille, dit vireur, dans lequel la chambre de
combustion est éteinte et l'arbre du générateur de gaz tourne, assisté
mécaniquement, à une vitesse comprise entre 5 et 20% de la vitesse
nominale,
- un régime de veille, dit d'arrêt, dans lequel la chambre de
combustion est éteinte et l'arbre du générateur de gaz est à l'arrêt
complet.
Le dispositif de réactivation comprend, en plus des éléments décrits en lien
avec la figure 1, une turbine 17 pneumatique reliée au turbomoteur 16 par le biais
d'une roue libre 18. En outre, le circuit 10 pneumatique s'étend du stockeur 9
pneumatique jusqu'à la turbine 17 pneumatique et à la turbine 7 pneumatique.
La vanne 11 commandée est, selon ce mode de réalisation, une vanne trois
voies adaptée pour permettre, sur commande, soit l'alimentation de la turbine 17
pneumatique reliée au turbomoteur 16, soit l'alimentation de la turbine 7
pneumatique du turbomoteur 6. La commande est fonction du turbomoteur en
veille devant sortir en urgence de son régime de veille.
Le principe de fonctionnement du dispositif de réactivation de cette
architecture est, pour chaque turbomoteur 6, 16, identique à celui décrit en lien
avec la figure 1.
La figure 3 est une architecture selon un autre mode de réalisation de
l'invention. Selon ce mode de réalisation, un dispositif de réactivation distinct est
prévu pour chaque turbomoteur. En d'autres termes, un stockeur 29, 39
pneumatique est associé à chaque turbine 7, 17 pneumatique et une vanne 11, 21,
deux voies, est associée à chaque stockeur 29, 39 pour assurer l'alimentation des
turbines et le redémarrage du turbomoteur correspondant. Les vannes 11, 2 1 sont
commandées respectivement par des calculateurs 12, 13, un calculateur par
dispositif. En variante, un seul calculateur peut piloter les deux vannes. En outre,
chaque turbine est associée à un détendeur 14, 24 dédié et destiné à réguler la
pression du gaz alimentant la turbine correspondante.
L'architecture de la figure 4 s'appuie sur l'architecture de la figure 3 et
comprend en plus des éléments décrits en lien avec la figure 3, un système
d'extinction incendie. Ce système d'extinction comprend un dispositif
d'extinction incendie par turbomoteur. L'architecture de la figure 4 comprend
donc deux dispositifs d'extinction. Chaque dispositif comprend une conduite 25,
35 incendie agencée entre la vanne 21, 3 1 correspondante et une lance incendie
26, 36 agencée au voisinage et en direction du turbomoteur 6, 16 correspondant de
manière à pouvoir projeter du gaz vers le turbomoteur en cas d'incendie. Selon ce
mode de réalisation, les vannes 11, 2 1 sont des vannes trois voies. En cas de
détection d'un feu au voisinage d'un turbomoteur, par exemple le turbomoteur 6,
par un capteur incendie, l'unité 12 commande l'ouverture de la vanne 1 1
correspondant au turbomoteur 6 pour que le gaz stocké dans le stockeur 29 (formé
d'un mélange d'un gaz neutre et d'un agent d'extinction incendie du type halon)
soit propulsé vers la lance incendie 26 pour éteindre le feu du turbomoteur 6.
L'architecture de la figure 5 est une variante de l'architecture de la figure 4
dans laquelle chaque lance incendie 26, 36 peut être alimentée par chaque
stockeur pneumatique 29, 39 par commande de la vanne 11, 2 1 qui sont des
vannes 4 voies. Pour ce faire, chaque lance incendie est alimentée par deux
conduites incendies distinctes. Une telle architecture permet d'utiliser les gaz de
chaque dispositif de réactivation pour traiter un incendie de l'un ou l'autre des
turbomoteurs.
La figure 6 est une vue schématique d'un hélicoptère bimoteur comprenant
un système propulsif présentant une architecture selon l'invention. Le système
propulsif comprend notamment deux turbomoteurs 6, 16 adaptés pour entraîner en
rotation un rotor par le biais de la boite 22 de transmission de puissance. Sur cette
figure, les dispositifs de réactivation ne sont pas représentés à des fins de clarté.
Seuls les turbomoteurs 6, 16 sont représentés, étant entendu que chaque
turbomoteur est équipé d'un dispositif de réactivation selon l'invention.
Le principe d'utilisation d'un dispositif de réactivation d'un turbomoteur
au sein d'une architecture bimoteur tel que représenté par la figure 2 est le
suivant :
- lorsque les conditions de vol sont favorables, un ordre est émis pour
placer un turbomoteur en veille pour économiser du carburant
(régime de veille choisi parmi les régimes de veille cités ci-dessus),
- les calculateurs des turbomoteurs déterminent alors quel
turbomoteur peut être mis en veille et ordonnent sa mise en veille
(dans toute la suite, on considère que le turbomoteur 6 est mis en
veille et que seul le turbomoteur 16 fournit de la puissance à la boîte
22 de transmission de puissance),
- le turbomoteur 6 est en régime de veille (ce régime de veille peut
être l'un des régimes de veille susmentionnés, à chambre allumée
ou éteinte, assistée mécaniquement ou non),
- au cours du vol, le turbomoteur 16 tombe subitement en panne ou le
pilote décide de réactiver rapidement le turbomoteur 6 pour une
manoeuvre d'urgence particulière,
- la chambre de combustion du turbomoteur 6 est alors rapidement
rallumée (cas d'un régime de veille chambre éteinte),
- après un délai prédéterminé, l'unité 12 de commande ordonne
l'ouverture de la vanne 11 vers le turbomoteur 6,
- la turbine 7 pneumatique passe alors rapidement (dans un délai
inférieur à la seconde) de 0 tr/min à la vitesse d'accostage du
générateur de gaz initialement en régime de veille en transformant
la puissance pneumatique en une puissance mécanique permettant
d'entraîner le générateur de gaz du turbomoteur 6 par le biais de la
roue libre 8,
- la turbine 7 pneumatique poursuit l'entraînement du turbomoteur 6
pendant une durée courte, par exemple inférieure à 3s, au cours de
laquelle le turbomoteur a atteint son régime d'urgence,
- la réactivation rapide du turbomoteur 6 est donc obtenue.
La vitesse d'accostage correspond à la vitesse de veille du générateur de
gaz divisée par le rapport de réduction de vitesses entre l'arbre du générateur de
gaz et l'entrée de la boite d'accessoires du turbomoteur sur laquelle est monté le
démarreur pneumatique.
Un dispositif selon l'invention permet donc de réactiver rapidement un
turbomoteur en veille en ayant recours uniquement à des organes peu coûteux,
simples d'utilisation et d'installation, qui peuvent être testés sur bancs.
L'invention ne se limite pas aux seuls modes de réalisation décrits. En
particulier, l'architecture peut comprendre trois turbomoteurs pour l'équipement
d'un hélicoptère trimoteur et l'homme du métier déterminera aisément sur la base
des enseignements du présent texte comment adapter les modes de réalisation
décrits à un système propulsif multi-moteur, notamment trimoteur.
Bien que dédiée aux phases de réactivation rapides, l'invention peut
également être utilisée au cours d'un démarrage rapide au sol ou au cours d'un
redémarrage rapide en vol.

REVENDICATIONS
1. Dispositif de réactivation rapide d'un turbomoteur (6) d'un hélicoptère,
caractérisé en ce qu'il comprend :
une turbine (7) pneumatique reliée mécaniquement audit
turbomoteur (6) de manière à pouvoir l'entraîner en rotation et
assurer sa réactivation,
un stockeur (9) pneumatique relié à ladite turbine (7) pneumatique
par le biais d'un circuit (10) pneumatique d'alimentation en gaz
sous pression de ladite turbine (7) pneumatique,
une vanne (11) pneumatique à ouverture rapide commandée
agencée sur le circuit (10) pneumatique entre ledit stockeur (9) et
ladite turbine (7) pneumatique et adaptée pour être placée sur
commande au moins dans une position ouverte dans laquelle le gaz
peut alimenter ladite turbine (7) pneumatique, permettant ainsi une
réactivation dudit turbomoteur (6), ou dans une position fermée
dans laquelle ladite turbine (7) pneumatique n'est plus alimentée en
gaz sous pression.
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en
outre un détendeur (14) agencé sur ledit circuit (10) pneumatique entre ladite
vanne (11) pneumatique et ladite turbine (7) pneumatique et configuré pour
réguler la pression dudit gaz alimentant ladite turbine (7) pneumatique.
3. Dispositif selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que
ladite turbine (7) pneumatique est reliée mécaniquement audit turbomoteur (6) par
le biais d'au moins une roue (8) libre.
4. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit
stockeur (9) pneumatique contient un mélange de gaz comprenant en masse, au
moins 50% d'un gaz neutre, et un agent d'extinction incendie.
5. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ladite
turbine (7) pneumatique comprend une prise d'alimentation basse pression
configurée pour pouvoir effectuer un test d'intégrité de la chaîne cinématique
formée de la turbine (7) pneumatique et de la roue (8) libre.
6. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ladite
vanne (11) pneumatique est commandée en position par un équipement
électronique et commandée en ouverture par un équipement pyrotechnique.
7. Architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur
comprenant des turbomoteurs (6, 16) reliés à une boite (22) de transmission de
puissance,
caractérisée en ce qu'elle comprend :
- au moins un turbomoteur (6, 16) parmi lesdits turbomoteurs, dit
turbomoteur hybride, apte à fonctionner dans au moins un régime
de veille au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, les autres
turbomoteurs fonctionnant seuls au cours de ce vol stabilisé,
au moins un dispositif de réactivation rapide d'un turbomoteur
hybride selon l'une des revendications 1 à 6 adapté pour pouvoir
sortir ce turbomoteur hybride dudit régime de veille et atteindre un
régime, dit régime nominal, dans lequel il fournit une puissance
mécanique à ladite boite de transmission de puissance.
8. Architecture selon la revendication 7, caractérisée en ce qu'elle comprend
au moins un dispositif (26, 36) d'extinction incendie agencé au voisinage d'un
turbomoteur (6, 16) et relié à ladite vanne (11, 21) pneumatique d'un dispositif de
réactivation rapide par le biais d'une conduite, dite conduite (25, 35) incendie, de
sorte que ledit gaz dudit stockeur (29, 39) pneumatique de ce dispositif de
démarrage puisse être conduit sur commande de ladite vanne (11, 21) vers ledit
dispositif d'extinction.
9. Architecture selon l'une des revendications 7 ou 8, caractérisée en ce
qu'elle comprend deux turbomoteurs (6, 16) hybrides et deux dispositifs de
réactivation rapide selon l'une des revendications 1 à 6, chaque turbomoteur
hybride étant associé à un dispositif de réactivation dédié.
10. Architecture selon l'une des revendications 7 ou 8, caractérisée en ce
qu'elle comprend deux turbomoteurs (6, 16) hybrides et un unique dispositif de
réactivation selon l'une des revendications 1 à 6 qui comprend deux turbines (7,
17) pneumatiques reliées respectivement à chaque turbomoteur (6, 16) hybride,
ladite vanne (11) pneumatique étant une vanne trois voies commandée pour
orienter le gaz vers ladite turbine pneumatique du turbomoteur hybride à réactiver.
11. Hélicoptère comprenant un système propulsif caractérisé en ce que ledit
système propulsif présente une architecture selon l'une des revendications 7 à 10.
12. Procédé de réactivation rapide d'un turbomoteur (6) d'un hélicoptère,
caractérisé en ce qu'il comprend :
une étape de commande d'ouverture d'une vanne (11) pneumatique
agencée sur un circuit (10) pneumatique entre un stockeur (9)
pneumatique et une turbine (7) pneumatique reliée mécaniquement
audit turbomoteur (6),
une étape de cheminement du gaz prélevé vers ladite turbine (7)
pneumatique,
une étape de transformation par ladite turbine (7) pneumatique de
la puissance pneumatique dudit gaz sous pression en puissance
mécanique pour assurer la réactivation du turbomoteur (6).