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WO2017103459A1 - Dispositif de commande et de contrôle d'un moteur alternatif triphasé pilotant un composant de nacelle de turboréacteur d'aéronef - Google Patents

Dispositif de commande et de contrôle d'un moteur alternatif triphasé pilotant un composant de nacelle de turboréacteur d'aéronef Download PDF

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Publication number
WO2017103459A1
WO2017103459A1 PCT/FR2016/053403 FR2016053403W WO2017103459A1 WO 2017103459 A1 WO2017103459 A1 WO 2017103459A1 FR 2016053403 W FR2016053403 W FR 2016053403W WO 2017103459 A1 WO2017103459 A1 WO 2017103459A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
phase
electronic
control
component
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/FR2016/053403
Other languages
English (en)
Inventor
Alain Nourrisson
Hakim Maalioune
Julien CORBIN
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
Publication of WO2017103459A1 publication Critical patent/WO2017103459A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings or cowlings
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
    • G01R31/00—Arrangements for testing electric properties; Arrangements for locating electric faults; Arrangements for electrical testing characterised by what is being tested not provided for elsewhere
    • G01R31/40—Testing power supplies
    • G01R31/42—AC power supplies

Definitions

  • the present invention relates to a device for controlling and controlling a three-phase reciprocating engine driving a component integrated into an aircraft turbojet engine nacelle.
  • the invention also relates to a nacelle and to an aircraft comprising a control and control device according to the invention.
  • An aircraft is driven by several turbojet engines each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuating devices related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • auxiliary actuation devices include, in particular, a mechanical thrust reversal system and a variable nozzle system.
  • the role of a thrust reverser is, during the landing of an aircraft, to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the inverter makes it possible to return to the front of the nacelle all or part of the gas flows ejected by the turbojet engine, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the aircraft. .
  • the structure of an inverter comprises movable covers movable between, on the one hand, an extended position in which they open in the nacelle a passage intended for the deflected flow, and on the other hand, a position retraction in which they close this passage.
  • These mobile hoods may furthermore perform a deflection function or simply the activation of other deflection means.
  • the movable hoods slide along rails so that when backing up during the opening phase, they discover deflection vane grids arranged in the thickness of the nacelle .
  • a linkage system connects the movable hood to blocking doors that expand within the ejection channel and block the output in direct flow.
  • each movable hood pivots to block the flow and deflect and is therefore active in this reorientation.
  • an aircraft comprises in known manner two electrical networks: a three-phase alternating electrical network provided by several variable frequency generators coupled to the high pressure stage of each turbojet engine, delivering an output voltage of 115 volts or 230 volts, and a continuous electrical network delivering a DC voltage of 28 volts.
  • Various components of the aircraft operate thanks to the three-phase AC mains.
  • These components include for this purpose a three-phase electric motor powered through a power converter by the three-phase AC network of the aircraft.
  • the components that are powered by the aircraft's three-phase electrical network are the thrust reverser hood electric actuators of a turbojet engine nacelle, the electric reverser hood locks actuators intended for to prevent the opening of the reversing hood when the aircraft is in flight, the movable secondary column variable nozzle electric actuators of a nacelle, the electric landing gear deployment system, etc.
  • the electronic power chain generally used to power a three-phase electric motor of a component of the aircraft is as follows: the 115V reciprocating network of the aircraft feeds an autotransformer-rectifier circuit which delivers a DC voltage constant, which is then sent to an inverter that generates a three-phase signal supplying the three-phase electric motor of the component to be actuated.
  • These circuits are themselves connected to an electronic control unit (incorporating a function "BITE" for "Built In Test Equipment”), set to test the power chain when the aircraft is in the maintenance phase on the ground.
  • control box incorporating a "BITE" function makes it possible to sequentially search for the most probable failures of the components of the electronic power chain (such as the presence of short circuits, open circuits, blocked switches in open or closed position, etc.).
  • this network is made available by the aircraft manufacturer only when the aircraft touches the ground. Indeed, the inadvertent actuation of certain components of the aircraft in flight, such as that of the movable thrust reverser cowl, could prove catastrophic.
  • the permanent "non-availability" of this alternative three-phase network of the aircraft makes it possible to constitute one of the lines of defense imposed by the aircraft manufacturers.
  • the aircraft's 115V reciprocating network which supplies the three-phase electric motor of this actuator is only available when the aircraft touches the ground, thanks to a system called «Weight On Wheel "in English terminology, permitting the issuance of an alternating voltage of 115 Volts to the power electronic chains driving the three-phase motors of all the actuators of the thrust reverser as soon as said system has detected the plane's contact with the ground.
  • the aircraft's 115V AC mains delivers the desired current to the actuator motors, which actuators actuate and lengthen the actuators. deployment of the inverter cover (s).
  • the pilot In the event of a malfunction of the electronic power train of one of the actuators of the thrust reverser device, the pilot detects this failure when it commands the deployment of the reverser, that is to say the ground, or when the plane has landed.
  • the present invention aims to detect a failure of the electronic power system of a three-phase AC motor of an aircraft component, when the aircraft is in flight and without actuating said component.
  • the present invention relates to a device for controlling and controlling at least one three-phase reciprocating engine driving at least one component integrated into an aircraft turbojet engine nacelle, comprising:
  • testability package comprises:
  • a power supply unit of the electronic power chain connected firstly to a continuous low voltage network of the aircraft and, secondly, to said electronic power chain of the three-phase AC motor of said component;
  • an electronic control unit incorporating an algorithm for testing said power electronic chain said box being connected on the one hand to said power supply box and on the other hand to said power electronic chain.
  • control and control device According to optional features of the control and control device according to the invention:
  • the low-voltage continuous network is a 28-volt continuous network.
  • the output voltage of the continuous network can be adapted at will;
  • the electronic control unit is connected to a switch of the power supply box, said switch being intended to be connected to the ground of the aircraft.
  • the power pack of the testability assembly includes a galvanic isolation to not spread fault between the low-voltage and AC three-phase continuous networks of the aircraft.
  • control and control device further comprises means for connecting to an in-flight testability control box;
  • the control device and control consists of a housing comprising said power electronic chain and said testability assembly supplying said electronic power chain in low DC voltage;
  • this housing comprises at least one high voltage diode at the output of the power supply unit of the testability assembly.
  • the present invention also relates to a nacelle for an aircraft turbojet engine comprising a thrust reverser device, said thrust reverser device comprising:
  • a cover movable between an extended position in which said cover opens a passage in said nacelle and a retracted position in which said cover closes said passage;
  • At least one actuator configured to move said cover alternately between said retracted and deployed positions, said actuator being controlled by a three-phase AC electric motor driven by an electronic power chain configured to be powered by a three-phase alternating electrical network,
  • said nacelle being remarkable in that it further comprises a control and control device according to the invention.
  • the present invention furthermore relates to an aircraft comprising a component controlled by a three-phase AC electric motor driven by an electronic power chain configured to be powered by a three-phase alternating electrical network, characterized in that it furthermore comprises a control device and control of said three-phase AC electric motor according to the invention.
  • FIG. 1 shows a housing incorporating a testability assembly according to the invention
  • FIG. 3 is a diagram illustrating an in-flight test control of an actuator of a turbojet nacelle thrust reverser.
  • identical or similar references represent identical or similar organs or sets of members.
  • FIG. 1 which shows a housing 1 or housing "ENU", acronym for "Electrical Nacelle Unit” designating the control device and control of one or more motor (s) alternative ( s) three-phase (s) driving one or more components integrated into a turbojet nacelle.
  • These components may in particular designate, by way of example, electric thrust reverser hood actuators, variable section electric nozzle panel actuators, electric door thrust reverser door actuators, electric actuators primary, secondary or tertiary latches of the hood inverter, intended to prevent the opening of the reversing cover when the aircraft is in flight.
  • the housing 1 comprises an electronic power chain 100 powered by the three-phase AC electrical network 3 of the aircraft, 115 Volts.
  • the electronic power chain 100 can, however, be powered by the three-phase AC mains network of the aircraft, which can also deliver 230 volts.
  • the electronic power chain 100 powers an electric machine such as a motor 5 of a nacelle component, for example a turbojet nacelle thrust reverser hood actuator.
  • the electronic power chain 100 comprises an autotransformer-rectifier circuit 101, often designated by the acronym “ATRU” for "Auto-Transformer-Rectifier Unit", defining a filter stage harmonic currents and a circuit 103 inverter mounted in series with the autotransformer 101.
  • ARU Auto-Transformer-Rectifier Unit
  • the autotransformer-rectifier circuit 101 typically comprises an autotransformer 1011, comprising a primary winding and two secondary windings, and a rectifier circuit 1013 comprising two rectifier bridges comprising six diodes each.
  • the autotransformer-rectifier circuit is not limited to the circuit diagram proposed here by way of example only, but it should be understood that any autotransformer-rectifier circuit can be used to deliver a constant DC voltage to the circuit. inverter 103.
  • the inverter circuit 103 comprises a capacitor 1030, a resistor 1031 connected in parallel with the capacitor, a switch 1032 connected in series with the resistor, and three switch arms 1033, 1034, 1035 connected in parallel with the resistor.
  • the inverter circuit further comprises a plurality of current and / or voltage sensors of the power electronics chain. Five sensors 1036, 1037, 1038, 1039 and 1040 are shown in FIG. 1.
  • the inverter circuit is not limited to the electric circuit proposed here given solely by way of example. It can include a distinct number of sensors, depending on the data that you want to acquire.
  • any inverter circuit capable of generating a three-phase electrical signal supplying the motor 5 of a component of the nacelle, the motor 5 being connected in series at the output of the inverter circuit 103, may be envisaged.
  • the housing 1 "ENU" integrates a set of testability
  • the assembly 200 comprises a power supply unit 201 of the electronic power chain 100, and a control box 203.
  • the power supply unit 201 of the electronic power chain 100 is connected to a low-voltage continuous network 7 of the aircraft.
  • This low voltage continuous network 7 typically delivers a DC voltage of 28 volts.
  • the power supply unit 201 comprises a transformer 2010, typically a single-phase transformer, this transformer may, alternatively, have one or more outputs depending on the technology of the power supply.
  • the power supply unit 201 thus constitutes an insulated power supply with respect to the AC power supply delivering a voltage of 115 volts.
  • the power supply unit 201 of the electronic power chain is furthermore connected to the electronic power chain 100 of the three-phase AC motor 5 of the nacelle component, via a link 9. More precisely, the electrical power chain 100 is powered by low voltage isolated through one or more high voltage diodes 10.
  • the electronic control unit 203 or "BITE" box (English acronym for "Built In Test Equipment”) is set, via a test algorithm, to test the electronic power chain 100.
  • the electronic control unit is this effect is connected to the inverter circuit 103 of the electronic power chain 100 via a link 11.
  • the "BITE" control box makes it possible to sequentially search for the most probable failures of the components of the electronic power chain (as for example the presence of short circuits, open circuits, switches blocked in open or closed position, etc.).
  • the electronic control unit 203 is connected to the power supply unit 201 supplying the electronic power chain 100 via a link 13.
  • the control box 203 is also connected to the continuous electrical network 7 of the aircraft, via a link 14.
  • the electronic control unit 203 is furthermore connected to a testability control box 2 in flight, or "EEC” box, acronym for "Electronic Engine Control", via a link 16.
  • EEC testability control box 2 in flight
  • the power supply unit 201 further includes galvanic isolation so as not to propagate a fault between the low-voltage and AC three-phase continuous networks of the aircraft.
  • a controlled switch 2011 connects the transformer secondary 2010 of the power supply 201, to the mass 15 of the aircraft.
  • the switch 2011 of the power supply unit 201 is connected to the control box 203 by a link 17.
  • FIG. 2 illustrating an alternative embodiment of the housing 1 "ENU” of the invention.
  • the housing 1 "ENU” is identical to that described with reference to Figure 1 except that the electronic power chain 100 feeds two electrical machines, such as for example the motors 5a, 5b.
  • two inverter circuits 103a, 103b are connected in parallel at the output of the autotransformer-rectifier circuit 101.
  • the embodiment of FIG. 2 illustrates two motors 5a, 5b respectively at the output of two inverter circuits 103a, 103b, but of advantages. Inverter circuits each driving an electric motor are contemplated in the context of the present invention.
  • the housing 1 "ENU” contains a testability assembly 200 according to the invention and an electronic power chain.
  • the testability assembly 200 of the invention can be an integral part of the housing 1 "ENU", as is the case in the example illustrated in FIGS. 1 and 2, but it must be understood that this set of testability can also be external to the housing 1 "ENU".
  • the testability assembly 200 is connected to the electronic power chain 100 of the electric motor (s) of the component (s) to be tested.
  • the electronic circuits of the electronic power chain can belong to the same housing or, conversely, to several separate boxes connected to each other.
  • FIG. 3 diagrammatically representing a flight test command of a turbojet nacelle thrust reverser actuator.
  • the control box 203 is permanently powered by the 28-volt aircraft network, via the link 14.
  • the pilot sends a testability order to the box 1 "ENU”, via the box 2 "EEC” (step A of Figure 3).
  • the housing 2 "EEC” sends to the control unit 203 via the link 16 (step B of Figure 3) a testability order of the electronic power chain 100, for example the inverter system.
  • the control unit 203 activates the insulated power supply unit 201 via the "Start" command, via the link 13.
  • the power electronic chain 100 is then supplied with DC low voltage by the power supply unit 201, delivering an isolated voltage of 28 volts, for example, through the high voltage diodes 10.
  • the algorithm installed in the control box 203 defines the sequence of tests to be performed on the components of the electronic power chain 100, in order to sequentially search for failures of the components of the electronic power chain 100. These tests may comprise, for example, for example, the search for short-circuits, open circuits, switches blocked in open or closed position, etc.
  • the detection of possible faults on the electronic power chain 100 is provided by the voltage and / or current sensors 1036, 1037, 1038, 1039 and 1040.
  • the control unit 203 activates the switch 2011 of the power supply unit 201 so as to establish a connection with the mass 15 of the aircraft.
  • the detection of an insulation fault of the electronic power chain is done by measuring current or voltage across an impedance in series with the switch 2011.
  • control box 203 returns to the box 2 "EEC” the collected information relating to the functionality of the tested component (step C of Figure 3).
  • the box 2 "EEC” then returns this information to the pilot (step D).
  • the box 2 "EEC” sends this information to an external device for collecting data, or stored in a memory internal to the housing 2 "EEC” this information.
  • the driver can make a decision. In the case where a component is not functional, the pilot can then make the decision to land on an airstrip that would be more suitable for certain cases of failure of certain components.
  • the testability assembly of the control and control device of the invention makes it possible to drive the electronic power string of a component by a low DC voltage. This makes it possible to create low voltage stimuli which makes it possible to test, when the aircraft is in flight, the availability of the electronic power train of the engine or motors of a component, without controlling their deployment. Thus, the electronic power chain of the engine (s) is not degraded.
  • the power electronic chain to be tested is an electronic power chain of one or more engine (s) of electric actuator (s) nacelle components.
  • the testability assembly of the present invention is in no way limited to the testability of actuators of nacelle components that can be activated by a three-phase AC motor, but on the contrary it encompasses any component of the aircraft that can be activated by a three-phase AC motor, such as for example the electric actuators of the landing gear.

Landscapes

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Abstract

La présente invention concerne un dispositif de commande et de contrôle d'au moins un moteur alternatif triphasé pilotant au moins un composant intégré à une nacelle de turboréacteur d'aéronef, comprenant: -une chaîne électronique de puissance (100) dudit composant, alimentée par le réseau électrique alternatif triphasé (3) de l'aéronef, et -un ensemble de testabilité (200) en vol de ladite chaîne électronique de puissance (100), ledit composant étant activable par un moteur alternatif triphasé (5) alimenté par un réseau électrique alternatif triphasé (3) dudit aéronef. Le dispositif de commande et de contrôle de l'invention est remarquable en ce que l'ensemble de testabilité comprend: -un boîtier d'alimentation (201) de la chaîne électronique de puissance (100), relié d'une part à un réseau continu basse tension (7) de l'aéronefet, d'autre part, à ladite chaîne électronique de puissance (100) du moteur alternatif triphasé (5) dudit composant; -un boîtier électronique de contrôle (203) intégrant un algorithme de test de ladite chaîne électronique de puissance (100), ledit boîtier étant d'une part relié audit boîtier d'alimentation (201) et d'autre part à ladite chaîne électronique de puissance (100).

Description

Dispositif de commande et de contrôle d'un moteur alternatif triphasé pilotant un composant de nacelle de turboréacteur d'aéronef
La présente invention concerne un dispositif de commande et de contrôle d'un moteur alternatif triphasé pilotant un composant intégré à une nacelle de turboréacteur d'aéronef. L'invention se rapporte également à une nacelle ainsi qu'à un aéronef comprenant un dispositif de commande et de contrôle selon l'invention.
Un avion est mû par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes lié à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent, notamment, un système mécanique d'inversion de poussée et un système de tuyère variable.
Le rôle d'un inverseur de poussée est, lors de l'atterrissage d'un avion, d'améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur permet de renvoyer vers l'avant de la nacelle tout ou partie des flux de gaz éjectés par le turboréacteur, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion.
Les moyens mis en œuvre pour réaliser cette réorientation du flux varient suivant le type d'inverseur. Cependant, dans tous les cas, la structure d'un inverseur comprend des capots mobiles déplaçables entre, d'une part, une position déployée dans laquelle ils ouvrent dans la nacelle un passage destiné au flux dévié, et d'autre part, une position d'escamotage dans laquelle ils ferment ce passage. Ces capots mobiles peuvent en outre remplir une fonction de déviation ou simplement d'activation d'autres moyens de déviation.
Dans les inverseurs à grilles, par exemple, les capots mobiles coulissent le long de rails de manière à ce qu'en reculant lors de la phase d'ouverture, ils découvrent des grilles d'aubes de déviation disposées dans l'épaisseur de la nacelle. Un système de bielles relie ce capot mobile à des portes de blocage qui se déploient à l'intérieur du canal d'éjection et bloquent la sortie en flux direct.
Dans les inverseurs à portes, chaque capot mobile pivote de manière à venir bloquer le flux et le dévier et est donc actif dans cette réorientation.
Par ailleurs, un aéronef comprend de manière connue deux réseaux électriques : un réseau électrique alternatif triphasé assuré par plusieurs générateurs à fréquence variable accouplés à l'étage haute pression de chaque turboréacteur, délivrant une tension alternative de sortie de 115 Volts ou 230 Volts, et un réseau électrique continu délivrant une tension continue de 28 Volts.
Divers composants de l'avion fonctionnent grâce au réseau électrique alternatif triphasé. Ces composants comprennent à cet effet un moteur électrique triphasé alimenté à travers un convertisseur de puissance par le réseau alternatif triphasé de l'avion. A titre d'exemple, les composants qui sont alimentés par le réseau électrique triphasé de l'avion sont les actionneurs électriques de capot d'inverseur de poussée d'une nacelle de turboréacteur, les actionneurs électriques de verrous du capot d'inverseur destinés à empêcher l'ouverture du capot d'inverseur lorsque l'avion est en vol, les actionneurs électriques de panneaux mobiles de tuyère secondaire à section variable d'une nacelle, le système électrique de déploiement du train d'atterrissage, etc.
Dans un convertisseur, la chaîne électronique de puissance généralement mise en œuvre pour alimenter un moteur électrique triphasé d'un composant de l'avion est la suivante : le réseau alternatif 115V de l'avion alimente un circuit autotransformateur-redresseur qui délivre une tension continue constante, laquelle est ensuite envoyée dans un onduleur qui permet de générer un signal triphasé alimentant le moteur électrique triphasé du composant à actionner. Ces circuits sont eux-mêmes reliés à un boîtier électronique de contrôle (incorporant une fonction « BITE » pour « Built In Test Equipement »), paramétré pour tester la chaîne de puissance lorsque l'avion est en phase de maintenance au sol. De façon connue, le boîtier de contrôle incorporant une fonction « BITE» permet de rechercher séquentiellement les pannes les plus probables des composants de la chaîne électronique de puissance (comme par exemple la présence de courts-circuits, de circuits ouverts, d'interrupteurs bloqués en position ouverte ou fermée, etc.).
Afin de limiter les risques d'actionnement intempestif en vol des composants de l'avion alimentés par le réseau alternatif 115V de l'avion, ce réseau n'est rendu disponible par l'avionneur que lorsque l'avion touche le sol. En effet, l'actionnement intempestif de certains composants de l'avion en vol, comme par exemple celui du capot mobile d'inverseur de poussée, pourrait s'avérer catastrophique. La « non-disponibilité » permanente de ce réseau alternatif triphasé de l'avion permet de constituer une des lignes de défense imposées par les avionneurs.
Dans le cas d'un actionneur d'inverseur de poussée de nacelle, le réseau alternatif 115V de l'avion qui alimente le moteur électrique triphasé de cet actionneur n'est disponible que lorsque l'avion touche le sol, grâce à un système appelé « Weight On Wheel » en terminologie anglo-saxonne, permettant d'autoriser la délivrance d'une tension alternative de 115 Volts aux chaînes électroniques de puissance pilotant les moteurs triphasés de l'ensemble des actionneurs de l'inverseur de poussée dès que le dit système a détecté le contact de l'avion avec le sol. Lorsque l'avion a atterri et lorsque le pilote commande le déploiement du système d'inversion de poussée, le réseau électrique alternatif 115V de l'avion délivre le courant souhaité aux moteurs des actionneurs, lesquels moteurs entraînant une activation et un allongement des actionneurs permettant le déploiement du ou des capot(s) d'inverseur.
En cas de dysfonctionnement de la chaîne électronique de puissance d'un des actionneurs du dispositif d'inversion de poussée, le pilote décèle cette panne au moment où il commande le déploiement de l'inverseur, c'est-à-dire au sol, ou lorsque l'avion a atterri. Il en va de même pour tous les autres composants de l'avion alimentés par le réseau alternatif triphasé de l'avion et qui ne peuvent être actionnés que lorsque l'avion atterrit.
Cette situation est inconfortable pour le pilote car il ne peut pas anticiper un dysfonctionnement des composants précités avant que l'avion n'ait atterri.
La présente invention vise à déceler une panne de la chaîne électronique de puissance d'un moteur alternatif triphasé d'un composant d'aéronef, lorsque l'aéronef est en vol et sans actionner ledit composant.
Pour ce faire, la présente invention se rapporte à un dispositif de commande et de contrôle d'au moins un moteur alternatif triphasé pilotant au moins un composant intégré à une nacelle de turboréacteur d'aéronef, comprenant :
- une chaîne électronique de puissance dudit composant, alimentée par le réseau électrique alternatif triphasé de l'aéronef, et
- un ensemble de testabilité en vol de ladite chaîne électronique de puissance, ledit composant étant activable par un moteur alternatif triphasé alimenté par un réseau électrique alternatif triphasé dudit aéronef,
ledit dispositif de commande et de contrôle étant remarquable en ce que l'ensemble de testabilité comprend :
- un boîtier d'alimentation de la chaîne électronique de puissance, relié d'une part à un réseau continu basse tension de l'aéronef et, d'autre part, à ladite chaîne électronique de puissance du moteur alternatif triphasé dudit composant ;
- un boîtier électronique de contrôle intégrant un algorithme de test de ladite chaîne électronique de puissance, ledit boîtier étant d'une part relié audit boîtier d'alimentation et d'autre part à ladite chaîne électronique de puissance. Ainsi, en prévoyant un boîtier d'alimentation de la chaîne électronique de puissance d'un composant de l'aéronef, relié à la source basse tension continue de l'avion, le boîtier utilise une tension de test qui permet de générer des stimuli dans la chaîne électronique de puissance du moteur, lesquels stimuli permettent de tester en vol la disponibilité de certains composants de l'avion, sans pour autant les actionner. Le pilote peut par conséquent, en vol, disposer d'informations sur la fonctionnalité de certains composants de l'avion. En testant leur fonctionnalité peu de temps avant l'atterrissage, le pilote peut prendre une décision dans le cas où un composant n'est pas fonctionnel, comme par exemple celle d'atterrir sur une piste d'atterrissage qui serait d'avantage adaptée à certains types de défaillances de certains composants.
De plus, en prévoyant de réaliser un boîtier permettant de générer une tension de test isolée par rapport à la tension de fonctionnement de la chaîne électronique de puissance alimentant le moteur d'un composant de nacelle, la chaîne électronique de puissance, reliée au réseau alternatif triphasé de l'avion, n'est pas modifiée. Cela permet avantageusement de constituer une solution très facile à mettre en œuvre dans les dispositifs de commande existants.
Selon des caractéristiques optionnelles du dispositif de commande et de contrôle selon l'invention :
- le réseau continu basse tension est un réseau continu 28 Volts. Bien sûr, la tension en sortie du réseau continu peut être adapté à volonté ;
- le boîtier électronique de contrôle est relié à un interrupteur du boîtier d'alimentation, ledit interrupteur étant destiné à être relié à la masse de l'aéronef. Le boîtier d'alimentation de l'ensemble de testabilité comporte une isolation galvanique pour ne pas propager de défaut entre les réseaux continu basse tension et alternatif triphasé de l'avion. Ainsi, en prévoyant de relier le boîtier électronique de contrôle à un interrupteur du boîtier d'alimentation, lequel interrupteur étant destiné à être relié à la masse de l'aéronef, l'ensemble de testabilité de l'invention permet de détecter les courants de fuite dans la chaîne électronique de puissance ;
- le dispositif de commande et de contrôle comprend en outre un moyen de liaison à un boîtier de commande de testabilité en vol ;
- le dispositif de commande et de contrôle consiste en un boîtier comprenant ladite chaîne électronique de puissance et ledit ensemble de testabilité alimentant ladite chaîne électronique de puissance en basse tension continue ;
- Avantageusement, ce boîtier comprend au moins une diode haute tension en sortie du boîtier d'alimentation de l'ensemble de testabilité. La présente invention se rapporte également à une nacelle pour turboréacteur d'aéronef comprenant un dispositif d'inversion de poussée, ledit dispositif d'inversion de poussée comprenant :
- un capot, mobile entre une position déployée dans laquelle ledit capot ouvre un passage dans ladite nacelle et une position d'escamotage dans laquelle ledit capot ferme ledit passage ;
- au moins un actionneur configuré pour mouvoir ledit capot alternativement entre lesdites positions d'escamotage et déployée, ledit actionneur étant commandé par un moteur électrique alternatif triphasé piloté par une chaîne électronique de puissance configuré pour être alimentée par un réseau électrique alternatif triphasé,
ladite nacelle étant remarquable en ce qu'elle comprend en outre un dispositif de commande et de contrôle selon l'invention.
La présente invention concerne en outre un aéronef comprenant un composant commandé par un moteur électrique alternatif triphasé piloté par une chaîne électronique de puissance configuré pour être alimentée par un réseau électrique alternatif triphasé, remarquable en ce qu'il comprend en outre un dispositif de commande et de contrôle dudit moteur électrique alternatif triphasé selon l'invention.
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre et à l'examen des figures ci- annexées dans lesquelles :
- la figure 1 représente un boîtier intégrant un ensemble de testabilité selon l'invention ;
- la figure 2 illustre une variante de réalisation du boîtier de la figure 1 ;
- la figure 3 est un diagramme illustrant une commande de test en vol d'un actionneur d'un inverseur de poussée de nacelle de turboréacteur. Sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues représentent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.
On se réfère à la figure 1 sur laquelle est représenté un boîtier 1 ou boîtier « ENU », acronyme anglo-saxon de « Electrical Nacelle Unit », désignant le dispositif de commande et de contrôle d'un ou plusieurs moteur(s) alternatif(s) triphasé(s) pilotant un ou plusieurs composants intégrés à une nacelle de turboréacteur. Ces composant peuvent notamment désigner, à titre d'exemple, des actionneurs électriques de capot d'inverseur de poussée à grilles, des actionneurs électriques de panneaux de tuyère à section variable, des actionneurs électriques de portes d'inverseur de poussée à porte, des actionneurs électriques des verrous primaire, secondaire ou tertiaire du capot d'inverseur, destinés à empêcher l'ouverture du capot d'inverseur lorsque l'avion est en vol.
De façon connue, le boîtier 1 comprend une chaîne électronique de puissance 100 alimentée par le réseau électrique alternatif triphasé 3 de l'avion, de 115 Volts. La chaîne électronique de puissance 100 peut cependant être alimentée par le réseau électrique alternatif triphasé de l'avion, pouvant également délivrer 230 Volts. La chaîne électronique de puissance 100 alimente une machine électrique telle qu'un moteur 5 d'un composant de nacelle, par exemple un actionneur de capot d'inverseur de poussée de nacelle de turboréacteur.
La chaîne électronique de puissance 100 comprend un circuit autotransformateur-redresseur 101, souvent désigné par l'acronyme anglo-saxon « ATRU » pour « Auto-Transformer-Rectifier Unit », définissant un étage de filtrage des courants harmoniques et un circuit onduleur 103 monté en série avec l'autotransformateur 101.
Le circuit autotransformateur-redresseur 101 comprend typiquement un autotransformateur 1011, comprenant un enroulement primaire et deux enroulements secondaires, et un circuit redresseur 1013 comprenant deux ponts redresseurs comprenant six diodes chacun. Bien sûr, le circuit autotransformateur- redresseur n'est pas limité au schéma électrique proposé ici à titre d'exemple uniquement, mais il doit être compris qu'il peut être utilisé tout circuit autotransformateur-redresseur permettant de délivrer une tension continue constante au circuit onduleur 103.
Le circuit onduleur 103 comprend un condensateur 1030, une résistance 1031 montée en parallèle avec le condensateur, un interrupteur 1032 monté en série avec la résistance, et trois bras d'interrupteurs 1033, 1034, 1035 montés en parallèle avec la résistance. Le circuit onduleur comprend en outre une pluralité de capteurs de courants et/ou de tension de la chaîne électronique de puissance. Cinq capteurs 1036, 1037, 1038, 1039 et 1040 sont représentés à la figure 1. Bien sûr, le circuit onduleur n'est pas limité au schéma électrique proposé ici donné uniquement à titre d'exemple. Il peut notamment comprendre un nombre distinct de capteurs, en fonction des données que l'on souhaite acquérir. En fait, tout circuit onduleur apte à générer un signal électrique triphasé alimentant le moteur 5 d'un composant de la nacelle, le moteur 5 étant monté en série en sortie du circuit onduleur 103, peut être envisagé. Selon l'invention, le boîtier 1 « ENU » intègre un ensemble de testabilité
200.
L'ensemble 200 comprend un boîtier d'alimentation 201 de la chaîne électronique de puissance 100, et un boîtier de contrôle 203.
Le boîtier d'alimentation 201 de la chaîne électronique de puissance 100 est relié à un réseau continu basse tension 7 de l'avion. Ce réseau continu basse tension 7 délivre typiquement une tension continue de 28 Volts. Le boîtier d'alimentation 201 comprend un transformateur 2010, typiquement un transformateur monophasé, ce transformateur pouvant, en variante, présenter une ou plusieurs sorties en fonction de la technologie de l'alimentation. Le boîtier d'alimentation 201 constitue ainsi une alimentation isolée par rapport à l'alimentation alternative délivrant une tension de 115 Volts. Le boîtier d'alimentation 201 de la chaîne électronique de puissance est en outre relié à la chaîne électronique de puissance 100 du moteur alternatif triphasé 5 du composant de nacelle, par une liaison 9. Plus précisément, la chaîne électrique de puissance 100 est alimentée en basse tension isolée à travers une ou plusieurs diodes hautes tensions 10.
Le boîtier électronique de contrôle 203, ou boîtier « BITE » (acronyme anglo-saxon de « Built In Test Equipement ») est paramétré, via un algorithme de test, pour tester la chaîne électronique de puissance 100. Le boîtier électronique de contrôle est à cet effet relié au circuit onduleur 103 de la chaîne électronique de puissance 100 par une liaison 11. De façon connue, le boîtier de contrôle « BITE » permet de rechercher séquentiellement les pannes les plus probables des composants de la chaîne électronique de puissance (comme par exemple la présence de courts- circuits, de circuits ouverts, d'interrupteurs bloqués en position ouverte ou fermée, etc.). Selon l'invention, le boîtier électronique de contrôle 203 est relié au boîtier d'alimentation 201 alimentant la chaîne électronique de puissance 100, par une liaison 13. Le boîtier de contrôle 203 est également relié au réseau électrique continu 7 de l'avion, via une liaison 14.
Le boîtier électronique de contrôle 203 est en outre relié à un boîtier 2 de commande de testabilité en vol, ou boîtier « EEC », acronyme anglo-saxon de « Electronic Engine Control », via une liaison 16.
Le boîtier d'alimentation 201 comporte en outre une isolation galvanique pour ne pas propager de défaut entre les réseaux continu basse tension et alternatif triphasé de l'avion.
Afin de pouvoir détecter les courants de fuite, un interrupteur 2011 commandé connecte le secondaire du transformateur 2010 du boîtier d'alimentation 201, à la masse 15 de l'avion. L'interrupteur 2011 du boîtier d'alimentation 201 est relié au boîtier de contrôle 203 par une liaison 17.
On se réfère à présent à la figure 2, illustrant une variante de réalisation du boîtier 1 « ENU » de l'invention. Selon cette variante, le boîtier 1 « ENU » est identique à celui décrit en référence à la figure 1 à ceci près que la chaîne électronique de puissance 100 alimente deux machines électriques, comme par exemple les moteurs 5a, 5b. Pour cela deux circuits onduleurs 103a, 103b sont montés en parallèle en sortie du circuit autotransformateur-redresseur 101. Le mode de réalisation de la figure 2 illustre deux moteurs 5a, 5b respectivement en sortie de deux circuits onduleurs 103a, 103b, mais d'avantages de circuits onduleurs pilotant chacun un moteur électrique sont envisagés dans le cadre de la présente invention.
Dans les exemples qui précèdent, le boîtier 1 « ENU » renferme un ensemble de testabilité 200 selon l'invention ainsi qu'une chaîne électronique de puissance. L'ensemble de testabilité 200 de l'invention peut faire partie intégrante du boîtier 1 « ENU », comme c'est le cas dans l'exemple illustré aux figures 1 et 2, mais il doit bien être compris que cet ensemble de testabilité peut également être externe au boîtier 1 « ENU ». Dans ce cas, l'ensemble de testabilité 200 est relié à la chaîne électronique de puissance 100 du ou des moteur(s) électrique(s) du ou des composant(s) à tester. De même, les circuits électroniques de la chaîne électronique de puissance peuvent appartenir à un même boîtier ou, au contraire, à plusieurs boîtiers distincts reliés entre eux.
Le fonctionnement de l'ensemble de testabilité va à présent être décrit en référence aux figures 1 à 3, la figure 3 représentant sous forme de diagramme une commande de test en vol d'un actionneur d'inverseur de poussée de nacelle de turboréacteur.
Durant le vol, le boîtier de contrôle 203 est alimenté en permanence par le réseau avion 28 Volts, via la liaison 14. Avant l'atterrissage et avant ou après la sortie du train d'atterrissage, le pilote envoie un ordre de testabilité au boîtier 1 « ENU », via le boîtier 2 « EEC » (étape A de la figure 3). Le boîtier 2 « EEC » envoie au boîtier de commande 203 via la liaison 16 (étape B de la figure 3) un ordre de testabilité de la chaîne électronique de puissance 100, par exemple du système inverseur.
Le boîtier de commande 203 active le boîtier 201 d'alimentation isolée par la commande « Start », via la liaison 13. La chaîne électronique de puissance 100 est alors alimentée en basse tension continue par le boîtier d'alimentation 201, délivrant une tension isolée de 28 Volts, par exemple, à travers les diodes hautes tensions 10.
L'algorithme installé dans le boîtier de commande 203 définit la séquence de tests à effectuer sur les composants de la chaîne électronique de puissance 100, afin de rechercher séquentiellement les pannes des composants de la chaîne électronique de puissance 100. Ces tests peuvent comprendre, par exemple, la recherche de courts-circuits, de circuits ouverts, d'interrupteurs bloqués en position ouverte ou fermée, etc. La détection des défauts éventuels sur la chaîne électronique de puissance 100 est assurée par les capteurs de tension et/ou de courant 1036, 1037, 1038, 1039 et 1040. Cependant, pour tester un défaut d'isolement de la chaîne électronique de puissance à la masse avion, le boîtier de commande 203 active l'interrupteur 2011 du boîtier d'alimentation 201 de façon à établir une connexion avec la masse 15 de l'avion. La détection d'un défaut d'isolement de la chaîne électronique de puissance se fait par une mesure de courant ou de tension aux bornes d'une impédance en série avec l'interrupteur 2011.
Lorsque la séquence de tests est terminée, le boîtier de contrôle 203 retourne au boîtier 2 « EEC » les informations collectées relatives à la fonctionnalité du composant testé (étape C de la figure 3). Le boîtier 2 « EEC » retourne alors au pilote ces informations (étape D). Alternativement, le boîtier 2 « EEC » envoie ces informations à un dispositif externe de collecte des données, ou encore stocke dans une mémoire interne au boîtier 2 « EEC » ces informations.
Par la connaissance du statut de fonctionnalité du composant testé le pilote peut prendre une décision. Dans le cas où un composant n'est pas fonctionnel, le pilote peut alors prendre la décision d'atterrir sur une piste d'atterrissage qui serait plus adaptée à certains cas de défaillances de certains composants.
Grâce à la présente invention, l'ensemble de testabilité du dispositif de commande et de contrôle de l'invention permet d'attaquer la chaîne électronique de puissance d'un composant par une basse tension continue. Cela permet de créer des stimuli basse tension ce qui permet de tester, lorsque l'aéronef est en vol, la disponibilité de la chaîne électronique de puissance du ou des moteurs d'un composant, sans commander leur déploiement. Ainsi, la chaîne électronique de puissance du ou des moteur(s) ne se trouve pas dégradée.
Cela permet ainsi de réaliser une commande de test en vol, sur des composants ne pouvant être ouverts en vol sous risque d'entraîner un comportement dangereux de l'avion, et cela permet au pilote de prendre une décision en cas de défaillance d'un composant de l'avion.
Comme il va de soi, la présente invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de ce dispositif de commande et de contrôle, décrites ci-dessus uniquement à titre d'exemples illustratifs, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes faisant intervenir les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.
A cet effet, dans l'exemple de la description qui précède, la chaîne électronique de puissance à tester est une chaîne électronique de puissance d'un ou de plusieurs moteur(s) d'actionneur(s) électriques de composants de nacelle. L'ensemble de testabilité de la présente invention n'est nullement limité à la testabilité d'actionneurs de composants de nacelle activable par un moteur alternatif triphasé, mais il englobe au contraire tout composant de l'avion activable par un moteur alternatif triphasé, comme par exemple les actionneurs électriques du train d'atterrissage.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de commande et de contrôle d'au moins un moteur alternatif triphasé pilotant au moins un composant intégré à une nacelle de turboréacteur d'aéronef, comprenant :
- une chaîne électronique de puissance (100) dudit composant, alimentée par le réseau électrique alternatif triphasé (3) de l'aéronef, et
- un ensemble de testabilité (200) en vol de ladite chaîne électronique de puissance (100), ledit composant étant activable par un moteur alternatif triphasé (5, 5a, 5b) alimenté par un réseau électrique alternatif triphasé (3) dudit aéronef, ledit dispositif de commande et de contrôle étant caractérisé en ce que l'ensemble de testabilité comprend :
- un boîtier d'alimentation (201) de la chaîne électronique de puissance (100), relié d'une part à un réseau continu basse tension (7) de l'aéronef et, d'autre part, à ladite chaîne électronique de puissance (100) du moteur alternatif triphasé (5, 5a, 5b) dudit composant ;
- un boîtier électronique de contrôle (203) intégrant un algorithme de test de ladite chaîne électronique de puissance (100), ledit boîtier étant d'une part relié audit boîtier d'alimentation (201) et d'autre part à ladite chaîne électronique de puissance (100).
2. Dispositif de commande et de contrôle selon la revendication 1, caractérisé en ce que le réseau continu basse tension (7) est un réseau continu 28 Volts.
3. Dispositif de commande et de contrôle selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le boîtier électronique de contrôle (203) est relié à un interrupteur (2011) du boîtier d'alimentation (201), ledit interrupteur étant destiné à être relié à la masse (15) de l'aéronef.
4. Dispositif de commande et de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comprend un moyen de liaison (16) à un boîtier (2) de commande de testabilité en vol.
5. Dispositif de commande et de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'il consiste en un boîtier (1) comprenant ladite chaîne électronique de puissance (100) et ledit ensemble de testabilité (200) alimentant ladite chaîne électronique de puissance (100) en basse tension continue.
6. Dispositif de commande et de contrôle selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une diode haute tension (10) en sortie du boîtier d'alimentation (201) de l'ensemble de testabilité (200).
7. Nacelle pour turboréacteur d'aéronef comprenant un dispositif d'inversion de poussée, ledit dispositif d'inversion de poussée comprenant :
- un capot, mobile entre une position déployée dans laquelle ledit capot ouvre un passage dans ladite nacelle et une position d'escamotage dans laquelle ledit capot ferme ledit passage ;
- au moins un actionneur configuré pour mouvoir ledit capot alternativement entre lesdites positions d'escamotage et déployée, ledit actionneur étant commandé par un moteur électrique alternatif triphasé (5, 5a, 5b) piloté par une chaîne électronique de puissance (100) configuré pour être alimentée par un réseau électrique alternatif triphasé ;
ladite nacelle étant caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un dispositif de commande et de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 6.
8. Aéronef comprenant un composant commandé par un moteur électrique alternatif triphasé (5, 5a, 5b) piloté par une chaîne électronique de puissance (100) configuré pour être alimentée par un réseau électrique alternatif triphasé, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un dispositif de commande et de contrôle dudit moteur électrique alternatif triphasé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.
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