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WO2024134088A1 - Circuit d'alimentation electrique d'une turbomachine, turbomachine et aeronef comportant une telle turbomachine - Google Patents

Circuit d'alimentation electrique d'une turbomachine, turbomachine et aeronef comportant une telle turbomachine Download PDF

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Publication number
WO2024134088A1
WO2024134088A1 PCT/FR2023/052054 FR2023052054W WO2024134088A1 WO 2024134088 A1 WO2024134088 A1 WO 2024134088A1 FR 2023052054 W FR2023052054 W FR 2023052054W WO 2024134088 A1 WO2024134088 A1 WO 2024134088A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
voltage
turbomachine
stage
converter
propeller
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/FR2023/052054
Other languages
English (en)
Inventor
Thomas Klonowski
Fabien LESCHER
Sébastien Detry
Olivier Audrey David Lafargue
Yohan Frédéric André ARNAUD
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Helicopter Engines SAS filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Priority to CN202380087742.XA priority Critical patent/CN120418155A/zh
Priority to EP23841285.2A priority patent/EP4638274A1/fr
Publication of WO2024134088A1 publication Critical patent/WO2024134088A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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    • H02J2310/44—The network being an on-board power network, i.e. within a vehicle for aircrafts

Definitions

  • the present invention relates to the field of turbomachines and more precisely relates to an electrical power supply circuit for a turbomachine integrating a rotating electric machine as well as a turbomachine comprising such a circuit and an aircraft comprising such a turbomachine.
  • climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are or will be adopted by various states. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft but also to those currently in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them compliant with current regulations. Civil aviation has been mobilizing for several years now to make a contribution to the fight against climate change.
  • Document FR 3 116 303 filed in the name of Safran Helicopter Engines, describes the possibility of equipping an aircraft with a turbomachine, such as a turboprop, integrating both a gas turbine in a thermal part and a rotating electrical machine in an electrical part.
  • the thermal part and the electrical part allow hybrid operation of the turbomachine.
  • the rotating electric machine makes it possible both to offer an electricity generation function, in generator mode, to supply the aircraft with electricity, and a propulsion function in the context of ground movements of the aircraft, in particular the taxiage type travel.
  • the FADEC can for example detect the reaching of intrinsic limitations of the gas turbine, that is to say a limitation of the power delivered, particularly in high altitude conditions with high temperatures. In such a case, a need for additional power is identified.
  • the invention aims to resolve the aforementioned problems of the prior art by providing an electrical power supply circuit for a turbomachine comprising a high voltage direct current circuit powered by a high voltage direct current source, connected to at least one direct current converter /alternative of the circuit electrical power supply, the at least one direct/alternating converter being respectively connected to at least one rotating electric machine, the at least one rotating electric machine being respectively coupled to at least one propeller of the turbomachine so as to cause it to rotate the at least one propeller or to generate electricity under the effect of the rotation of the at least one propeller, the electrical supply circuit comprising at least one voltage booster stage connected between the high voltage source and the at least one direct/alternating converter, the at least one voltage-raising stage being capable of raising the voltage supplied to the at least one rotating electric machine when said rotating electric machine drives the at least one propeller in rotation.
  • the turbomachine electrical circuit according to the invention is particularly suitable for providing a transient or stabilized electrical boost in the event of detection of a power requirement, within a turbomachine with hybrid electric architecture, in particular for an electric taxiing functionality of the aircraft.
  • the at least one voltage boost stage comprises a boost type converter, or an interleaved boost type converter, or a DAB type converter, or a Quasi Z-source type converter.
  • the electrical power supply circuit of a turbomachine further comprises a low voltage direct current circuit connected to the high voltage direct current circuit via a converter of the electrical power supply circuit.
  • the electrical power supply circuit of a turbomachine further comprises a contactor connected in parallel to the voltage booster stage.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising an electrical power supply circuit as previously presented.
  • the invention also relates to an aircraft comprising a turbomachine as previously presented.
  • the invention also relates to a method for controlling at least one voltage boost stage in an electrical power supply circuit of a turbomachine as previously presented, characterized in that it comprises steps of:
  • the turbomachine, the aircraft and the method have advantages similar to those previously presented.
  • the steps of the method according to the invention are implemented by computer program instructions.
  • the invention also relates to a computer program on an information medium, this program being capable of being implemented in a computer, this program comprising instructions adapted to the implementation of the steps of a process as described above.
  • the invention also relates to an information medium readable by a computer, and comprising computer program instructions adapted to the implementation of the steps of a method as described above.
  • Figure 1 illustrates a turbomachine, here a turboprop, according to one embodiment of the invention.
  • Figure 2 illustrates the electrical architecture of the turbomachine, according to one embodiment of the invention.
  • Figure 3 illustrates part of a high voltage direct current sub-circuit of the electrical circuit of the turbomachine, according to one embodiment of the invention.
  • Figure 4 illustrates a first variant of a voltage step-up stage included in the high voltage direct current sub-circuit of the electrical circuit of the turbomachine, according to one embodiment of the invention.
  • Figure 5 illustrates a second variant of a voltage step-up stage included in the high voltage direct current sub-circuit of the electrical circuit of the turbomachine, according to one embodiment of the invention.
  • Figure 6 illustrates a third variant of a voltage step-up stage included in the high voltage direct current sub-circuit of the electrical circuit of the turbomachine, according to one embodiment of the invention.
  • Figure 7 illustrates a fourth variant of a voltage step-up stage included in the high voltage direct current sub-circuit of the electrical circuit of the turbomachine, according to one embodiment of the invention.
  • Figure 8 illustrates a method of controlling the voltage boost stage, according to one embodiment of the invention.
  • a turbomachine here a turboprop 10
  • a turbomachine comprises a rotating electric machine 2 capable of providing a generator function and a propulsion function.
  • the propulsion function can be provided when the gas turbine is operating or stopped.
  • the electric machine When the gas turbine is in operation, the electric machine is able to provide additional power. When the gas turbine is stopped, the electric machine is able to provide the power necessary for taxiing type movement.
  • the architecture can be fully electric instead of a thermal/electric hybrid.
  • the turbomachine 10 is a free turbine turboprop engine.
  • the turboprop 10 comprises a gas turbine 11, a propeller 12, a propeller shaft 13, extending towards the gas turbine 11 and being coupled, as described below, to a free turbine 111 by means of a transmission.
  • the gas turbine 11 comprises a high pressure turbine, not referenced, rotating a turbine shaft 14 and a compressor, not referenced, and the free turbine 111 which drives a secondary shaft, not referenced, of the gas turbine, concentric with the turbine shaft 14.
  • the free turbine 111 is mounted to rotate around the turbine shaft 14 of the high pressure turbine.
  • the propeller shaft 13 is surrounded by a protective casing 15. It is supported in the casing 15 by bearings 16 and 17.
  • One of the bearings 16 is close to the propeller 12, and the other of the bearings 17 is adjacent to a toothed wheel 18 for driving the carrier shaft -propeller 13, which meshes with the transmission mentioned above.
  • the rotating electric machine 19 is, in this example of the invention, arranged concentrically around the propeller shaft 13, between the first bearing 16 and the toothed wheel 18, being surrounded by the casing 15.
  • the turbomachine is a “classic” turboprop engine.
  • the turbomachine may be a tilting rotor turbomachine, better known under the English name "proprotor”, which is intended to equip a vertical take-off aircraft known under the English name “tiltrotor”.
  • the turbomachine can thus be both a turboprop and a turboshaft engine.
  • Those skilled in the art are of course able to generalize the present teaching described for a “classic” turboprop to these other types of turbomachines.
  • the gas turbine 11 being of the free turbine type, it offers two means of driving the elements of the turboprop, the high pressure turbine and its turbine shaft 14, and the free turbine 111 and its secondary shaft.
  • the rotating electric machine 2 is a simple rotating electric machine capable of providing a generating function and an electric propulsion function
  • the rotating electric machine 2 can have additional functions, such as those of powering a circuit of de-icing the propeller blades.
  • the rotating electric machine 2 is preferably a brushless rotating electric machine, this to limit the risks of wear and maintenance of the turboprop 10, and can thus be both a synchronous rotating electric machine with a permanent magnet and a synchronous rotating electric machine with variable reluctance, or even an asynchronous rotating electric machine.
  • Propeller 12 is a single-acting variable pitch propeller.
  • the propeller is driven by the gas turbine 11 and/or by the rotating electric machine 2, as described in FR 3 116 303.
  • the gas turbine 11 and the rotating electric machine 2 are capable of driving an engine oil pump 21 which allows oil circulation which in particular provides hydraulic pressure to a propeller control unit.
  • the propeller control unit has an additional oil pump which is designed to raise the oil pressure supplied by the engine oil pump to allow hydraulic control of the propeller pitch.
  • the propeller in the absence of oil pressure when the gas turbine is off and the rotating electric machine is stopped, the propeller is feathered.
  • oil pressure is generated by the gas turbine and/or rotating electric machine, the pitch of the propeller decreases which generates traction.
  • FIG 2 schematically illustrates the electrical architecture of the turbomachine, according to one embodiment of the invention.
  • two propellers 12a and 12b are respectively capable of being rotated by two gas turbines and two rotating electric machines 2a and 2b.
  • the electrical circuit of the turbomachine includes a first high voltage direct current sub-circuit, called HVDC after the English “High Voltage Direct Current”.
  • the HVDC sub-circuit comprises an HVDC battery 1 preferably typed in power, constituting a voltage source capable of generating a power for example between a few tens and a few hundred kilowatts, under a voltage for example of around several hundred volts , for a few seconds or several minutes.
  • the HVDC battery 1 is connected to a DC-DC converter 4.
  • the input voltage of the converter 4 is set by the state of charge of the battery and its output voltage is an adjustable DC voltage.
  • the converter 4 is optional and can be of the series chopper type (in English “buck”) to lower the voltage, or of the parallel chopper type (in English “boost”) to raise the voltage, or even of the step-down type (in English “buck-boost”) to lower or raise the voltage.
  • the DC-DC converter 4 is connected to an HVDC bus 7, itself connected to DC/AC converters 3a and 3b. Each of the DC/AC converters 3a and 3b is respectively connected to the electrical machine 2a and 2b.
  • a direct electric current is supplied via the HVDC bus 7 to the converters 3a and 3b which operate as inverters to convert the direct current into alternating electric current and supply it to the electric machines 2a and 2b so as to rotate the propellers 12a and 12b.
  • the converters 3a and 3b operate as rectifiers to convert an alternating electric current supplied by the electrical machines 2a and 2b operating as generators into direct electric current supplied to the battery 1 via the HVDC bus 7.
  • converters 3a and 3b The structure of converters 3a and 3b is detailed below.
  • the electrical circuit of the turbomachine preferably comprises a second low-voltage direct current sub-circuit, typically 28 V.
  • the low-voltage direct current sub-circuit comprises a direct current generator 5 and a battery capable of supplying electricity to the various aircraft equipment.
  • the first high-voltage direct current sub-circuit and the second low-voltage direct current sub-circuit are connected via a converter 6, for example as described in FR 3 116 303.
  • Figure 3 schematically illustrates part of the high voltage direct current sub-circuit of the electrical circuit of the turbomachine previously described and details the converter 3 in more particular.
  • the converter 3 comprises a voltage boost stage 3', preferably integrated into the converter 3.
  • the voltage boost stage 3' can be a separate component of the converter 3.
  • the voltage boost stage 3' is of the type DC-DC voltage booster.
  • a contactor 8 is preferably connected in parallel to the voltage booster stage 3'.
  • the voltage step-up stage 3' is capable of raising the voltage supplied from the HVDC bus 7 to the rotating electrical machine 2 transiently in order to boost the electrical machine so that it generates additional transient power.
  • the contactor 8 makes it possible to short-circuit the voltage booster stage 3' when the contactor 8 is closed.
  • the FADEC can for example detect the reaching of intrinsic limitations of the gas turbine, that is to say a limitation of the power delivered, particularly in high altitude conditions with high temperatures. In such a case, a need for additional power is identified.
  • the voltage booster stage 3' then makes it possible to supply a higher voltage to the rotating electrical machine 2.
  • An electrical boost is then generated and applied to the propeller shaft.
  • This electrical boost can either increase the maximum power received by the propeller on a stabilized phase, in the event of operation on a static limitation of the thermal engine, that is to say a limitation on a stop NI or T4 corresponding to the maximum speed of the engine, or transiently increase the instantaneous power received by the propeller in the event of operation of the heat engine at its acceleration limit.
  • the voltage booster stage 3' is made inactive by the closing of the contactor 8, which avoids any energy dissipation.
  • the structure of the voltage booster stage 3' can be of the "boost" type as shown in Figure 4.
  • the voltage step-up stage 3' includes an input across which a direct voltage VI exists. From a first terminal of the input, the voltage step-up stage 3' includes a resistance R in series with an inductance L allowing energy accumulation.
  • the inductance L is connected to a first transistor Tl also connected to a second input terminal of the voltage step-up stage 3'.
  • the inductor L is also connected to a second transistor T2 connected to a first output terminal of the voltage booster stage 3' and to a capacitor C.
  • the capacitor C is also connected to a second output terminal of the voltage-boosting stage 3', the second output terminal of the voltage-boosting stage 3' being connected to the second input terminal of the voltage-boosting stage tension 3'.
  • the first transistor Tl has a switch function to allow an accumulation of energy in the inductor L when it is closed and to allow the transfer of this energy to the capacitor C when it is open.
  • the output voltage V2 at the output terminals of the voltage step-up stage 3' is thus greater than the input voltage VI.
  • This variant is particularly suitable when the amplification ratio between the input voltage VI and the output voltage V2 does not exceed 3.
  • the structure of the voltage booster stage 3' can be of the "interleaved boost" type as shown in Figure 5.
  • the first input terminal is connected to several parallel branches, three parallel branches in the example shown, each comprising a resistance RI, R2 and R3 in series with an inductance LI, L2 and L3.
  • Each of the inductances L is connected to a respective transistor Til, T12 and T13, itself connected to a second input terminal of the voltage step-up stage 3'.
  • Each of the inductances L is also connected to a respective diode DI, D2 and D3 connected to a first output terminal of the voltage step-up stage 3' and to a capacitor C.
  • the capacitor C is also connected to a second output terminal of the voltage boost stage 3', the second output terminal of the voltage boost stage 3' being connected to the second input terminal of the voltage boost stage 3'.
  • the structure of the voltage booster stage 3' can be of the DAB type, according to the English "Dual Active Bridge” as shown in Figure 6.
  • This variant is suitable for voltage amplification which can go beyond 3.
  • This structure is also interesting because it allows galvanic isolation between the HVDC bus 7 and the converter 3.
  • This structure also makes it possible to have a current bidirectional, that is to say that this type of converter can also be used for a propeller braking function.
  • This functionality of returning energy to the network is particularly interesting in the case where you want to quickly brake the propellers for reasons of avoiding obstacles such as birds or electric wires for example.
  • the voltage step-up stage 3' comprises, starting from the HVDC bus 7 towards the converter 3:
  • a first filtering stage 551 of the low pass type in particular adapted to filter at least in part the frequencies, for example greater than or equal to 1 KHz,
  • a second reversible DC/AC converter stage 552 which can both provide an inverter function, for a transfer of energy from the HVDC bus 7 to the converter 3, and a rectifier function, for a transfer of energy from the converter 3 to the HVDC bus 7, the second stage being capable of supplying an alternating voltage of high frequency, for example greater than or equal to 1 KHz,
  • the transformer being preferably a resonant transformer, that is to say that the resonance frequency of the circuit on the primary side of the transformer 553 is preferably equal to the frequency of resonance of the circuit on the secondary side of the transformer 553, the second direct/alternating converter stage 552 then being preferably configured to supply an alternating voltage at a frequency substantially equal to the resonance frequency of the circuits on the primary and secondary side of the transformer 553,
  • a third reversible AC/DC converter stage 554 which can both provide a rectifier function, for a transfer of energy from the HVDC bus 7 to the converter 3, and an inverter function, for a transfer of energy from the converter 3 to the HVDC bus 7, the third stage being capable of supplying an alternating voltage of high frequency, for example greater than or equal to 1 KHz.
  • the third reversible AC/DC converter stage 554 is then preferably configured to supply an alternating voltage at a frequency substantially equal to the resonance frequency of the primary and secondary side circuits of the transformer 553, - a fourth filtering stage 555 of the low pass type, in particular adapted to filter at least in part frequencies greater than or equal to 1 KHz.
  • first and fourth filtering stages 551, 555 are not necessarily necessary and that, in a simplified configuration, it is possible not to provide them or, advantageously, to only provide the first filtering stage 551 so as to protect the HVDC 7 bus.
  • the structure of the voltage booster stage 3' can be of the Quasi Z-source type as shown in Figure 7.
  • This variant makes it possible to optimize the mass of the converter.
  • the inductances of the circuit can be coupled, which limits their mass and their size and which also makes it possible to limit EMC rejections in differential mode at the input of converter 3.
  • the voltage step-up stage 3' comprises, starting from the HVDC bus 7 towards the converter 3, two input terminals. From a first input terminal, the voltage step-up stage 3' comprises a first resistor R41, a first inductor L41, a transistor T4, a second resistor R42 and a second inductor L42 in series. The second inductor L42 is connected to a first output terminal of the voltage step-up stage 3'.
  • a first capacitor C41 is connected in parallel with the transistor T, the second resistor R42 and the second inductor L42.
  • a second capacitor C42 is connected between a midpoint between the transistor T4 and the second resistor R42 and a second input terminal of the voltage boost stage 3'.
  • the second input terminal of the voltage boost stage 3' is connected directly to a second output terminal of the voltage boost stage 3'.
  • Figure 8 illustrates an embodiment of the method for controlling the voltage boost stage 3' and comprises steps E1 to E3.
  • the first step El is the detection that the power to be provided by the turbomachine to correctly ensure its regulation objectives is greater than the maximum power authorized by the intrinsic limitations of the turbomachine.
  • the regulation objectives typically depend on the control of the propeller speed.
  • the intrinsic limitations of the turbomachine correspond, for example, to engine limitations in revs or acceleration. This detection is for example carried out by the FADEC of the aircraft.
  • step El is followed by step E2 in which the information is provided to a supervisor who then controls the activation of the electrical boost on the rotating electrical machine.
  • the supervisor is for example a supervisor of the thermal part and the electrical part of the turbomachine.
  • Activation of the electrical boost involves the opening of the contactor 8 and the supply of electricity to the voltage booster stage 3' via the HVDC bus 7.
  • the electrical boost given using the voltage step-up stage can either increase the maximum power received by the propeller on a stabilized phase, for example when operating on a static limitation of the thermal engine, or transiently increase the instantaneous power received by the propeller, for example when the heat engine is operating at its acceleration limit.
  • step E2 is followed by step E3 in which the supervisor controls the end of the electrical boost by controlling the closing of contactor 8 so as to short-circuit the voltage boost stage.

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Abstract

Circuit d'alimentation électrique d'une turbomachine comportant un circuit haute tension à courant continu alimenté par une source haute tension à courant continu, relié à au moins un convertisseur continu/alternatif (3), l'au moins un convertisseur continu/alternatif étant respectivement relié à au moins une machine électrique tournante (2), l'au moins une machine électrique tournante étant respectivement couplée à au moins une hélice de la turbomachine de manière à entraîner en rotation l'au moins une hélice ou à générer de l'électricité sous l'effet de la rotation de l'au moins une hélice, le circuit comportant au moins un étage élévateur de tension (3') relié entre la source haute tension et l'au moins un convertisseur continu/alternatif (3), l'au moins un étage élévateur de tension étant apte à élever la tension fournie à l'au moins une machine électrique tournante lorsque ladite machine électrique tournante entraîne l'au moins une hélice en rotation.

Description

CIRCUIT D'ALIMENTATION ELECTRIQUE D'UNE TURBOMACHINE, TURBOMACHINE ET AERONEF COMPORTANT UNE TELLE TURBOMACHINE
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne le domaine des turbomachines et a plus précisément pour objet un circuit d'alimentation électrique pour une turbomachine intégrant une machine électrique tournante ainsi qu'une turbomachine comportant un tel circuit et un aéronef comportant une telle turbomachine.
ETAT DE L'ART ANTERIEUR
Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s'applique à la fois aux nouveaux types d'avions mais aussi ceux actuellement en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L'aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d'améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l'environnement et dont l'intégration et l'utilisation dans l'aviation civile ont des impacts environnementaux modérés dans un but d'amélioration de l’efficacité énergétique des avions.
Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son impact climatique par l'emploi de méthodes et l'exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité.
Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d'avions, l'allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l'emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
Le document FR 3 116 303, déposé au nom de Safran Helicopter Engines, décrit la possibilité d'équiper un aéronef avec une turbomachine, telles qu'un turbopropulseur, intégrant à la fois une turbine à gaz dans une partie thermique et une machine électrique tournante dans une partie électrique. La partie thermique et la partie électrique permettent un fonctionnement hybride de la turbomachine. La machine électrique tournante permet à la fois d'offrir une fonction de génération d'électricité, en mode génératrice, pour alimenter l'aéronef en électricité, et une fonction de propulsion dans le cadre de déplacements au sol de l'aéronef, notamment les déplacements de type taxiage.
Il existe cependant des situations dans lesquelles un surcroît de puissance de manière transitoire est nécessaire, par rapport aux limites de puissance que peut fournir la turbomachine. En effet, la partie thermique de la turbomachine peut être limitée en régime ou en accélération et la partie électrique a également des limites de puissance.
Le FADEC peut par exemple détecter l'atteinte de limitations intrinsèques de la turbine à gaz, c'est-à-dire une limitation de la puissance délivrée, notamment en condition altitude élevée avec des températures élevées. Dans un tel cas, un besoin d'un surcroît de puissance est identifié.
EXPOSE DE L'INVENTION
L'invention vise à résoudre les problèmes susmentionnés de la technique antérieure en fournissant un circuit d'alimentation électrique d'une turbomachine comportant un circuit haute tension à courant continu alimenté par une source haute tension à courant continu, relié à au moins un convertisseur continu/alternatif du circuit d'alimentation électrique, l'au moins un convertisseur continu/alternatif étant respectivement relié à au moins une machine électrique tournante, l'au moins une machine électrique tournante étant respectivement couplée à au moins une hélice de la turbomachine de manière à entraîner en rotation l'au moins une hélice ou à générer de l'électricité sous l'effet de la rotation de l'au moins une hélice, le circuit d'alimentation électrique comportant au moins un étage élévateur de tension relié entre la source haute tension et l'au moins un convertisseur continu/alternatif, l'au moins un étage élévateur de tension étant apte à élever la tension fournie à l'au moins une machine électrique tournante lorsque ladite machine électrique tournante entraîne l'au moins une hélice en rotation.
Grâce à l'invention, il est possible d'obtenir un surcroît de puissance de manière transitoire ou stabilisée, par rapport aux limites de puissance que peut fournir la turbomachine lorsque cela est nécessaire.
Ce surcroît de puissance, ou « boost électrique », peut exister sur toute la gamme de vitesse de rotation du turbopropulseur. Il ne crée aucune usure en comparaison d'une situation où un surcroît de puissance serait apporté par une augmentation du régime de la turbine à gaz, ce qui créerait une usure de cette dernière.
Le circuit électrique de turbomachine selon l'invention est particulièrement adapté pour fournir un boost électrique transitoire ou stabilisé en cas de détection d'un besoin de puissance, au sein d'une turbomachine à architecture hybride électrique, notamment pour une fonctionnalité de taxiage électrique de l'aéronef.
Selon des caractéristiques préférées alternatives, l'au moins un étage élévateur de tension comprend un convertisseur de type boost, ou un convertisseur de type boost entrelacé, ou un convertisseur de type DAB, ou un convertisseur de type Quasi Z-source.
Selon une caractéristique préférée, le circuit d'alimentation électrique d'une turbomachine comporte en outre un circuit basse tension à courant continu relié au circuit haute tension à courant continu par l'intermédiaire d'un convertisseur du circuit d'alimentation électrique. Selon une caractéristique préférée, le circuit d'alimentation électrique d'une turbomachine comporte en outre un contacteur relié en parallèle de l'étage élévateur de tension.
L'invention concerne aussi une turbomachine comportant un circuit d'alimentation électrique tel que précédemment présenté.
L'invention concerne aussi un aéronef comportant une turbomachine telle que précédemment présentée.
L'invention concerne aussi un procédé de commande d'au moins un étage élévateur de tension dans un circuit d'alimentation électrique d'une turbomachine tel que précédemment présenté, caractérisé en ce qu'il comporte des étapes de :
- détection d'un besoin de puissance supérieure à la puissance que la turbomachine est capable de délivrer,
- commande de l'activation de l'étage élévateur de tension pour qu'il délivre une tension élevée à la machine électrique tournante pendant une période transitoire, lorsqu'un besoin de puissance supérieure à la puissance que la turbomachine est capable de délivrer est détecté, et
- commande de la fin de l'activation de l'étage élévateur de tension à la fin de la période transitoire.
La turbomachine, l'aéronef et le procédé présentent des avantages analogues à ceux précédemment présentés.
Dans un mode particulier de réalisation, les étapes du procédé selon l'invention sont mises en œuvre par des instructions de programme d'ordinateur.
En conséquence, l'invention vise aussi un programme d'ordinateur sur un support d'informations, ce programme étant susceptible d'être mis en œuvre dans un ordinateur, ce programme comportant des instructions adaptées à la mise en œuvre des étapes d'un procédé tel que décrit ci-dessus.
L'invention vise aussi un support d'informations lisible par un ordinateur, et comportant des instructions de programme d'ordinateur adaptées à la mise en œuvre des étapes d'un procédé tel que décrit ci-dessus. BREVE DESCITPION DES DESSINS
D'autres caractéristiques et avantages apparaîtront à la lecture de la description suivante d'un mode de réalisation préféré donné à titre d'exemple non limitatif, décrit en référence aux figures dans lesquelles :
La figure 1 illustre une turbomachine, ici un turbopropulseur, selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 2 illustre l'architecture électrique de la turbomachine, selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 3 illustre une partie d'un sous-circuit haute tension à courant continu du circuit électrique de la turbomachine, selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 4 illustre une première variante d'un étage élévateur de tension inclus dans le sous-circuit haute tension à courant continu du circuit électrique de la turbomachine, selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 5 illustre une deuxième variante d'un étage élévateur de tension inclus dans le sous-circuit haute tension à courant continu du circuit électrique de la turbomachine, selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 6 illustre une troisième variante d'un étage élévateur de tension inclus dans le sous-circuit haute tension à courant continu du circuit électrique de la turbomachine, selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 7 illustre une quatrième variante d'un étage élévateur de tension inclus dans le sous-circuit haute tension à courant continu du circuit électrique de la turbomachine, selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 8 illustre un procédé de commande de l'étage élévateur de tension, selon un mode de réalisation de l'invention.
Des parties identiques, similaires ou équivalentes des différentes figures portent les mêmes références numériques de façon à faciliter le passage d'une figure à l'autre. Les différentes parties représentées sur les figures ne le sont pas nécessairement selon une échelle uniforme, pour rendre les figures plus lisibles.
Les différentes possibilités (variantes et modes de réalisation) doivent être comprises comme n'étant pas exclusives les unes des autres et peuvent se combiner entre elles.
EXPOSE DETAILLE DE MODES DE REALISATION PARTICULIERS
Selon un mode de réalisation préféré représenté à la figure 1, une turbomachine, ici un turbopropulseur 10, comporte une machine électrique tournante 2 apte à fournir une fonction de génératrice et une fonction de propulsion. La fonction de propulsion peut être fournie lorsque la turbine à gaz est en fonctionnement ou à l'arrêt.
Lorsque la turbine à gaz est en fonctionnement, la machine électrique est apte à fournir un surcroît de puissance. Lorsque la turbine à gaz est à l'arrêt, la machine électrique est apte à fournir la puissance nécessaire à un déplacement de type taxiage.
Alternativement, l'architecture peut être totalement électrique au lieu d'être hybride thermique/électrique.
La turbomachine 10 est un turbopropulseur à turbine libre. Le turbopropulseur 10 comprend une turbine à gaz 11, une hélice 12, un arbre porte-hélice 13, s'étendant vers la turbine à gaz 11 et étant couplé, comme décrit dans la suite, à une turbine libre 111 au moyen d'une transmission.
Ainsi la turbine à gaz 11 comprend une turbine haute pression, non référencée, entraînant en rotation un arbre de turbine 14 et un compresseur, non référencé, et la turbine libre 111 qui entraîne un arbre secondaire, non référencé, de la turbine à gaz, concentrique à l'arbre de turbine 14.
La turbine libre 111 est montée en rotation autour de l'arbre de turbine 14 de la turbine haute pression. L'arbre porte-hélice 13 est entouré par un carter 15 de protection. Il est soutenu dans le carter 15 par des roulements 16 et 17. L'un des roulements 16 est proche de l'hélice 12, et l'autre des roulements 17 est adjacent à une roue dentée 18 d'entraînement de l'arbre porte-hélice 13, qui engrène avec la transmission mentionnée ci-dessus. La machine électrique tournante 19 est, dans cet exemple de l'invention, disposée concentrique autour de l'arbre porte-hélice 13, entre le premier roulement 16 et la roue dentée 18, en étant entourée par le carter 15.
Ainsi, dans le présent mode de réalisation, la turbomachine est un turbopropulseur « classique ». En variante, la turbomachine peut être une turbomachine à rotor basculant, plus connu sous la dénomination anglaise de « proprotor », qui est destiné à équiper un aéronef à décollage verticale connu sous la dénomination anglaise de « tiltrotor ». La turbomachine peut ainsi être aussi bien un turbopropulseur qu'un turbomoteur. L'homme du métier est bien entendu à même de généraliser le présent enseignement décrit pour un turbopropulseur « classique » à ces autres types de turbomachines.
On notera que, la turbine à gaz 11 étant du type à turbine libre, elle offre deux moyens d'entraînement des éléments du turbopropulseur, la turbine haute pression et son arbre de turbine 14, et la turbine libre 111 et son arbre secondaire.
On notera également que, si la machine électrique tournante 2 est une simple machine électrique tournante apte à fournir une fonction génératrice et une fonction de propulsion électrique, la machine électrique tournante 2 peut présenter des fonctions supplémentaires, telles que celles d'alimenter un circuit de dégivrage des pales de l'hélice.
La machine électrique tournante 2 est préférentiellement une machine électrique tournante sans balais, ceci pour limiter les risques d'usure et la maintenance du turbopropulseur 10, et peut ainsi être aussi bien une machine électrique tournante synchrone à aimant permanent qu'une machine électrique tournante synchrone à reluctance variable, ou encore une machine électrique tournante asynchrone.
L'hélice 12 est une hélice à pas variable à simple effet. L'entraînement de l'hélice est réalisé par la turbine à gaz 11 et/ou par la machine électrique tournante 2, tel que décrit dans FR 3 116 303. La turbine à gaz 11 et la machine électrique tournante 2 sont capable d'entraîner une pompe à huile moteur 21 qui permet une circulation d'huile qui fournir notamment une pression hydraulique à une unité de commande d'hélice. L'unité de commande d'hélice comporte une pompe à huile supplémentaire qui est conçue pour élever la pression d'huile fournie par la pompe à huile moteur pour permettre la commande hydraulique du pas de l'hélice.
Ainsi, en l'absence de pression d'huile quand la turbine à gaz est éteinte et la machine électrique tournante est à l'arrêt, l'hélice est en drapeau. Lorsque qu'une pression d'huile est générée par la turbine à gaz et/ou la machine électrique tournante, le pas de l'hélice diminue ce qui génère de la traction.
On s'intéresse maintenant plus particulièrement à la partie électrique de la turbomachine. La figure 2 illustre schématiquement l'architecture électrique de la turbomachine, selon un mode de réalisation de l'invention.
Il est à noter que l'invention peut être mise en œuvre sur une pluralité de turbopropulseurs, par exemple deux comme représenté à la figure 2.
Ainsi, deux hélices 12a et 12b sont respectivement aptes à être entraînées en rotation par deux turbines à gaz et deux machines électriques tournantes 2a et 2b.
Le circuit électrique de la turbomachine comporte un premiersous-circuit à courant continu haute tension, dit HVDC d'après l'anglais « High Voltage Direct Current ».
Le sous-circuit HVDC comporte une batterie HVDC 1 de préférence typée en puissance, constituant une source de tension capable de générer une puissance par exemple comprise entre quelques dizaines et quelques centaines de kilowatts, sous une tension par exemple d'environ plusieurs centaines de volts, pendant quelques secondes ou plusieurs minutes.
La batterie HVDC 1 est reliée à un convertisseur continu-continu 4. La tension d'entrée du convertisseur 4 est fixée par l'état de charge de la batterie et sa tension de sortie est une tension continue réglable. Le convertisseur 4 est facultatif et peut être de type hacheur série (en anglais « buck ») pour abaisser la tension, ou de type hacheur parallèle (en anglais « boost ») pour élever la tension, ou encore de type abaisseur- élévateur (en anglais « buck-boost ») pour abaisser ou élever la tension.
Le convertisseur continu-continu 4 est relié à un bus HVDC 7, lui-même relié à des convertisseurs continu/alternatif 3a et 3b. Chacun des convertisseurs continu/alternatif 3a et 3b est respectivement relié à la machine électrique 2a et 2b. Pour assurer une propulsion électrique de l'aéronef, un courant électrique continu est fourni via le bus HVDC 7 aux convertisseurs 3a et 3b qui fonctionnent en onduleurs pour convertir le courant continu en courant électrique alternatif et le fournir aux machines électriques 2a et 2b de manière à entraîner en rotation les hélices 12a et 12b. Inversement, les convertisseurs 3a et 3b fonctionnent en redresseurs pour convertir un courant électrique alternatif fourni par les machines électriques 2a et 2b fonctionnant en génératrices en courant électrique continu fourni à la batterie 1 via le bus HVDC 7.
La structure des convertisseurs 3a et 3b est détaillée dans la suite.
Le circuit électrique de la turbomachine comporte de préférence un deuxième sous-circuit à courant continu basse tension, typiquement 28 V. Le sous-circuit à courant continu basse tension comporte une génératrice à courant continu 5 et une batterie aptes à alimenter en électricité les différents équipements de l'aéronef.
Le premier sous-circuit à courant continu haute tension et le deuxième sous-circuit à courant continu basse tension sont reliés par l'intermédiaire d'un convertisseur 6, par exemple tel que décrit dans FR 3 116 303.
La figure 3 illustre schématiquement une partie du sous-circuit haute tension à courant continu du circuit électrique de la turbomachine précédemment décrit et détaille plus particulièrement le convertisseur 3.
On retrouve ainsi le bus HVDC 7, le convertisseur 3 et la machine électrique tournante 2, étant entendu que la machine électrique tournante 2 et le convertisseur 3 correspondent respectivement à chacune des machines électriques tournantes 2a et 2b et à chacun des convertisseurs 3a et 3b de la figure 2.
Le convertisseur 3 comporte un étage élévateur de tension 3', de préférence intégré au convertisseur 3. En variante, l'étage élévateur de tension 3' peut être un composant distinct du convertisseur 3. L'étage élévateur de tension 3' est de type continu-continu élévateur de tension.
Un contacteur 8 est de préférence relié en parallèle de l'étage élévateur de tension 3'.
L'étage élévateur de tension 3' est capable d'élever la tension fournie depuis le bus HVDC 7 vers la machine électrique tournante 2 de façon transitoire afin de survolter la machine électrique pour qu'elle génère de la puissance transitoire supplémentaire.
Le contacteur 8 permet de court-circuiter l'étage élévateur de tension 3' lorsque le contacteur 8 est fermé.
Le FADEC peut par exemple détecter l'atteinte de limitations intrinsèques de la turbine à gaz, c'est-à-dire une limitation de la puissance délivrée, notamment en condition altitude élevée avec des températures élevées. Dans un tel cas, un besoin d'un surcroît de puissance est identifié.
L'étage élévateur de tension 3' permet alors de fournir une tension plus élevée à la machine électrique tournante 2. Un boost électrique est alors généré et appliqué à l'arbre de l'hélice.
Ce boost électrique peut soit augmenter la puissance maximale reçue par l'hélice sur une phase stabilisée, en cas de fonctionnement sur une limitation statique du moteur thermique, c'est-à-dire une limitation sur une butée NI ou T4 correspondant au régime maximal du moteur, soit augmenter de façon transitoire la puissance instantanée reçue par l'hélice en cas de fonctionnement du moteur thermique sur sa limite d'accélération.
Quand aucun besoin de boost électrique n'est identifié, l'étage élévateur de tension 3' est rendu inactif par la fermeture du contacteur 8, ce qui évite toute dissipation d'énergie.
Selon une variante, la structure de l'étage élévateur de tension 3' peut être de type « boost » tel que représenté à la figure 4.
Dans le mode de réalisation de la figure 4, l'étage élévateur de tension 3' comporte une entrée aux bornes de laquelle existe une tension continue VI. A partir d'une première borne de l'entrée, l'étage élévateur de tension 3' comporte une résistance R en série avec une inductance L permettant une accumulation d'énergie.
L'inductance L est reliée à un premier transistor Tl également relié à une deuxième borne d'entrée de l'étage élévateur de tension 3'.
L'inductance L est aussi reliée à un deuxième transistor T2 relié à une première borne de sortie de l'étage élévateur de tension 3' et à un condensateur C. Le condensateur C est également relié à une deuxième borne de sortie de l'étage élévateur de tension 3’, la deuxième borne de sortie de l'étage élévateur de tension 3' étant reliée à la deuxième borne d'entrée de l'étage élévateur de tension 3'.
Le premier transistor Tl a une fonction d'interrupteur pour permettre une accumulation d'énergie dans l'inductance L lorsqu'il est fermé et pour permettre le transfert de cette énergie vers le condensateur C lorsqu'il est ouvert. La tension de sortie V2 aux bornes de sortie de l'étage élévateur de tension 3' est ainsi supérieure à la tension d'entrée VI.
Cette variante est particulièrement adaptée lorsque le rapport d'amplification entre la tension d'entrée VI et la tension de sortie V2 ne dépasse pas 3.
Selon une autre variante, la structure de l'étage élévateur de tension 3' peut être de type « boost entrelacé » tel que représenté à la figure 5.
Dans ce cas, la première borne d'entrée est reliée à plusieurs branches parallèles, trois branches parallèles dans l'exemple représenté, comportant chacune une résistance RI, R2 et R3 en série avec une inductance LI, L2 et L3. Chacune des inductances L est reliée à un transistor respectif Til, T12 et T13, lui-même relié à une deuxième borne d'entrée de l'étage élévateur de tension 3'. Chacune des inductances L est aussi reliée à une diode respective DI, D2 et D3 reliée à une première borne de sortie de l'étage élévateur de tension 3' et à un condensateur C. Le condensateur C est également relié à une deuxième borne de sortie de l'étage élévateur de tension 3', la deuxième borne de sortie de l'étage élévateur de tension 3' étant reliée à la deuxième borne d'entrée de l'étage élévateur de tension 3'.
Cette variante permet de conserver un fonctionnement optimal même en cas de défaillance d'un transistor et limite les ondulations de courant en entrée du convertisseur 3.
Selon une autre variante, la structure de l'étage élévateur de tension 3' peut être de type DAB, d'après l'anglais « Dual Active Bridge » tel que représenté à la figure 6. Cette variante est adaptée pour une amplification de tension pouvant aller au-delà de 3. Cette structure est aussi intéressante car elle permet une isolation galvanique entre le bus HVDC 7 et le convertisseur 3. Cette structure permet également d'avoir un courant bidirectionnel c'est-à-dire que ce type de convertisseur peut également être utilisé pour une fonction de freinage de l'hélice. Cette fonctionnalité de renvoi d'énergie sur le réseau est particulièrement intéressante dans le cas où l'on veut freiner rapidement les hélices pour des raisons d'évitement d'obstacles tels qu'oiseau ou fil électrique par exemple.
L'étage élévateur de tension 3' comporte, en partant du bus HVDC 7 vers le convertisseur 3 :
- un premier étage de filtrage 551 du type passe bas, notamment adapté pour filtrer au moins en partie les fréquences par exemple supérieures ou égales à 1 KHz,
- un deuxième étage convertisseur continu/alternatif réversible 552 pouvant à la fois fournir une fonction onduleur, pour un transfert d'énergie du bus HVDC 7 vers le convertisseur 3, et une fonction redresseur, pour un transfert d'énergie du convertisseur 3 vers le bus HVDC 7, le deuxième étage étant apte à fournir une tension alternative de fréquence élevée, par exemple supérieure ou égale à 1 KHz,
- un transformateur 553 configuré pour élever la tension alternative fournie par le deuxième étage, le transformateur étant préférentiellement un transformateur résonnant, c'est-à-dire que la fréquence de résonance du circuit côté primaire du transformateur 553 est préférentiellement égale à la fréquence de résonnance du circuit côté secondaire du transformateur 553, le deuxième étage convertisseur continu/alternatif 552 étant alors préférentiellement configuré pour fournir une tension alternative à une fréquence sensiblement égale à la fréquence de résonnance des circuits côté primaire et secondaire du transformateur 553,
- un troisième étage convertisseur alternatif/continu réversible 554 pouvant à la fois fournir une fonction redresseur, pour un transfert d'énergie du bus HVDC 7 vers le convertisseur 3, et une fonction onduleur, pour un transfert d'énergie du convertisseur 3 vers le bus HVDC 7, le troisième étage étant apte à fournir une tension alternative de fréquence élevée, par exemple supérieure ou égale à 1 KHz. Dans le cas où le transformateur 553 est un transformateur résonnant, le troisième étage convertisseur AC/DC réversible 554 est alors préférentiellement configuré pour fournir une tension alternative à une fréquence sensiblement égale à la fréquence de résonnance des circuits côté primaire et secondaire du transformateur 553, - un quatrième étage de filtrage 555 du type passe bas, notamment adapté pour filtrer au moins en partie les fréquences supérieures ou égales à 1 KHz.
On notera que les premier et quatrième étages de filtrage 551, 555 ne sont pas forcément nécessaires et que, dans une configuration simplifiée, il est envisageable de ne pas les prévoir ou, d'une manière avantageuse, de seulement prévoir le premier étage de filtrage 551 de manière à protéger le bus HVDC 7.
Selon une autre variante, la structure de l'étage élévateur de tension 3' peut être de type Quasi Z-source tel que représenté à la figure 7. Cette variante permet d'optimiser la masse du convertisseur. En effet les inductances du circuit peuvent être couplées, ce qui limite leur masse et leur encombrement et ce qui permet aussi de limiter les rejections CEM en mode différentiel en entrée du convertisseur 3.
L'étage élévateur de tension 3' comporte, en partant du bus HVDC 7 vers le convertisseur 3, deux bornes d'entrée. A partir d'une première borne d'entrée, l'étage élévateur de tension 3' comporte une première résistance R41, une première inductance L41, un transistor T4, une deuxième résistance R42 et une deuxième inductance L42 en série. La deuxième inductance L42 est reliée à une première borne de sortie de l'étage élévateur de tension 3'.
Un premier condensateur C41 est relié en parallèle du transistor T, de la deuxième résistance R42 et de la deuxième inductance L42.
Un deuxième condensateur C42 est relié entre un point milieu entre le transistor T4 et la deuxième résistance R42 et une deuxième borne d'entrée de l'étage élévateur de tension 3'. La deuxième borne d'entrée de l'étage élévateur de tension 3' est reliée directement à une deuxième borne de sortie de l'étage élévateur de tension 3'.
La figure 8 illustre un mode de réalisation de procédé de commande de l'étage élévateur de tension 3' et comporte des étapes El à E3.
La première étape El est la détection que la puissance à fournir par la turbomachine pour assurer correctement ses objectifs de régulation est supérieure à la puissance maximale autorisée par les limitations intrinsèques de la turbomachine. Les objectifs de régulation dépendent typiquement de l'asservissement de la vitesse de l'hélice. Les limitations intrinsèques de la turbomachine correspondent par exemple à des limitations du moteur en régime ou en accélération. Cette détection est par exemple réalisée par le FADEC de l'aéronef.
Lorsque cette détection est réalisée, l'étape El est suivie de l'étape E2 à laquelle l'information est fournie à un superviseur qui commande alors l'activation du boost électrique sur la machine électrique tournante. Le superviseur est par exemple un superviseur de la partie thermique et de la partie électrique de la turbomachine.
L'activation du boost électrique comporte l'ouverture du contacteur 8 et l'alimentation en électricité de l'étage élévateur de tension 3' via le bus HVDC 7.
Comme déjà mentionné, le boost électrique conféré à l'aide de l'étage élévateur de tension peut soit augmenter la puissance maximale reçue par l'hélice sur une phase stabilisée, par exemple en cas de fonctionnement sur une limitation statique du moteur thermique, soit augmenter de façon transitoire la puissance instantanée reçue par l'hélice, par exemple en cas de fonctionnement du moteur thermique sur sa limite d'accélération.
Ici, le boost électrique est de préférence transitoire. A la fin de la période transitoire, l'étape E2 est suivie de l'étape E3 à laquelle le superviseur commande la fin du boost électrique en commandant la fermeture du contacteur 8 de manière à court-circuiter l'étage élévateur de tension.

Claims

REVENDICATIONS
1. Aéronef comportant une turbomachine comportant un circuit d'alimentation électrique de turbomachine comportant un circuit haute tension à courant continu alimenté par une source haute tension à courant continu (1), relié à au moins un convertisseur continu/alternatif (3, 3a, 3b) du circuit d'alimentation électrique, l'au moins un convertisseur continu/alternatif étant respectivement relié à au moins une machine électrique tournante (2, 2a, 2b) de la turbomachine, l'au moins une machine électrique tournante étant respectivement couplée à au moins une hélice (12a, 12b) de la turbomachine de manière à entraîner en rotation l'au moins une hélice ou à générer de l'électricité sous l'effet de la rotation de l'au moins une hélice, le circuit d'alimentation électrique comportant au moins un étage élévateur de tension (3') relié entre la source haute tension (1) et l'au moins un convertisseur continu/alternatif (3), l'au moins un étage élévateur de tension (3') étant apte à élever la tension fournie à l'au moins une machine électrique tournante (2, 2a, 2b) lorsque ladite machine électrique tournante entraîne l'au moins une hélice (12a, 12b) en rotation, caractérisé en ce que l'aéronef comporte un FADEC :
Apte à détecter un besoin de puissance supérieure à la puissance que la turbomachine est capable de délivrer,
Apte à commander l'activation de l'étage élévateur de tension pour qu'il délivre une tension élevée à la machine électrique tournante pendant une période transitoire, lorsqu'un besoin de puissance supérieure à la puissance que la turbomachine est capable de délivrer est détecté, et
Apte à commander la fin de l'activation de l'étage élévateur de tension à la fin de la période transitoire.
2. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel l'au moins un étage élévateur de tension (3') comprend un convertisseur de type boost.
3. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel l'au moins un étage élévateur de tension (3') comprend un convertisseur de type boost entrelacé.
4. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel l'au moins un étage élévateur de tension (3') comprend un convertisseur de type DAB.
5. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel l'au moins un étage élévateur de tension (3') comprend un convertisseur de type Quasi Z-source.
6. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, comportant en outre un circuit basse tension à courant continu relié au circuit haute tension à courant continu par l'intermédiaire d'un convertisseur (6) du circuit d'alimentation électrique.
7. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, comportant en outre un contacteur (8) relié en parallèle de l'étage élévateur de tension (3').
8. Turbomachine comportant un circuit d'alimentation électrique de turbomachine, adaptée pour équiper un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.
9. Circuit d'alimentation électrique de turbomachine adaptée pour équiper un aéronef, selon la revendication 8.
10. Procédé de commande d'au moins un étage élévateur de tension dans un circuit d'alimentation électrique de turbomachine d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte des étapes de :
-détection (El) d'un besoin de puissance supérieure à la puissance que la turbomachine est capable de délivrer, -commande (E2) de l'activation de l'étage élévateur de tension pour qu'il délivre une tension élevée à la machine électrique tournante pendant une période transitoire, lorsqu'un besoin de puissance supérieure à la puissance que la turbomachine est capable de délivrer est détecté, et -commande (E3) de la fin de l'activation de l'étage élévateur de tension à la fin de la période transitoire.
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