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Equilibrage en puissance de deux turbomoteurs d'un aéronef
La présente invention concerne un procédé et un dispositif
permettant d'équilibrer en puissance deux turbomoteurs d'un
aéronef. En particulier sur un giravion bimoteur, il est important
d'équilibrer en puissance les deux turbomoteurs afin notamment
que ces derniers subissent un endommagement similaire, pour
limiter les actions de maintenance par exemple, et que les
performances de l'aéronef soient optimisées.
Les giravions bimoteurs sont généralement pourvus de deux
turbomoteurs à turbine libre. La puissance est alors prélevée sur
un étage basse pression de chaque turbine libre qui tourne entre
000 et 50 000 tours par minute. Par suite, une boîte de
réduction est nécessaire pour lier les turbines libres au rotor
principal d'avancement et de sustentation puisque la vitesse de
15 rotation de ce rotor est sensiblement comprise entre 200 et 400
tours par minute: il s'agit de la boîte de transmission principale. Un
équilibrage en puissance des turbomoteurs est donc aussi
souhaitable afin que chaque turbomoteur délivre une puissance
identique à la boîte de transmission principale.
20 Les
limitations thermiques des turbomoteurs et les limitations
en couple de la boîte de transmission principale permettent de
définir trois régimes normaux d'utilisation des turbomoteurs:
- le régime de décollage, utilisable pendant cinq à dix
minutes, correspondant à un niveau de couple pour la boîte
de transmission et un échauffement de chaque turbomoteur
admissibles pendant un temps limité sans dégradation
notable : c'est la puissance maximale au décollage (PMD),
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- le régime maximal continu pendant lequel, à aucun moment,
ne sont dépassées ni les possibilités de la boîte de
transmission principale, ni celles résultant de l'échauffement
maximal admissible en continu devant les aubages à haute
pression du premier étage de chaque turbine libre: c'est la
puissance maximale en continu (PMC),
- le régime maximal en transitoire, buté par la régulation : on
parle alors de puissance maximale en transitoire (PMT).
Il existe aussi des régimes de surpuissance en urgence
lorsque l'un des deux turbomoteurs tombe en panne:
- le régime d'urgence pendant lequel les possibilités de la
boîte de transmission principale sur les étages d'entrée et les
possibilités thermiques du turbomoteur sont utilisées au
maximum : on parle de puissance de super urgence (PSU)
utilisable pendant trente secondes consécutives, au
maximum, et trois fois pendant un vol. L'utilisation de la PSU
entraîne la dépose et la révision du turbomoteur;
- le régime d'urgence pendant lequel les possibilités de la
boîte de transmission principale sur les étages d'entrée et les
possibilités du turbomoteur sont largement utilisées : on parle
alors de puissance maximale d'urgence (PMU) utilisable
pendant deux minutes après la PSU ou deux minutes trente
secondes consécutives, au maximum ;
- le régime d'urgence pendant lequel les possibilités de la
boîte de transmission principale sur les étages d'entrée et les
possibilités thermiques du turbomoteur sont utilisées sans
endommagement : on parle de puissance intermédiaire
d'urgence (PIU) utilisable trente minutes ou en continu pour
le reste du vol après la panne du turbomoteur.
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Le motoriste établit, par calculs ou par essais, les courbes de
puissance disponible d'un turbomoteur en fonction de l'altitude et
de la température extérieure, et cela pour chacun des régimes
définis ci-dessus.
De plus, le motoriste détermine des limitations de chaque
turbomoteur permettant d'obtenir une puissance minimale pour
chaque régime précité et une durée de vie acceptable, la
puissance minimale correspondant notamment à la puissance
développée par un turbomoteur vieilli à savoir un turbomoteur
ayant atteint sa durée d'utilisation maximale préconisée. Ces
limites sont généralement surveillées par l'intermédiaire de trois
paramètres de surveillance du turbomoteur : la vitesse de rotation
du générateur de gaz du turbomoteur, le couple moteur et la
température d'éjection des gaz à l'entrée de la turbine libre du
turbomoteur respectivement dénommés Ng, Cm et T45 par l'homme
du métier.
Pour contrôler ces limites, on connaît, par le document
FR2749545, un indicateur de pilotage qui identifie, parmi les
paramètres de surveillance du turbomoteur, celui qui est le plus
proche de sa limite. Les informations relatives aux limitations à
respecter sont ainsi regroupées sur un affichage unique, en
permettant, d'une part, d'effectuer une synthèse et de présenter
uniquement le résultat de cette synthèse afin de simplifier la tâche
du pilote et, d'autre part, de gagner de la place sur la planche de
bord. On obtient ainsi un paramètre limitant , parmi lesdits
paramètres de surveillance du turbomoteur, dont la valeur courante
est la plus proche de la valeur limite pour ledit paramètre. Pour
cette raison, on désignera également ci-après un tel indicateur par
l'expression instrument de première limitation , en abrégé
IPL .
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En outre, des variantes de cet IPL permettent d'afficher la
valeur du paramètre limitant en équivalent de puissance, c'est-à-
dire en marge de puissance telle que +10% de la PMD par
exemple, ou encore en marge de pas, le pas indiquant la position
des pales du rotor du giravion par rapport au vent incident.
Par ailleurs, quel que soit le régime, les turbomoteurs sont
pilotés par l'intermédiaire d'un paramètre de pilotage, choisi par le
motoriste parmi les paramètres de surveillance précités,
représentatif du fonctionnement du turbomoteur aussi bien pendant
une phase d'utilisation stabilisée que durant une phase transitoire.
Une loi de limitation du paramètre de pilotage en fonction de
l'altitude et de la pression extérieure peut être alors définie afin de
s'assurer qu'aucun des paramètres de surveillance ne dépasse sa
limite dans la plupart des configurations, vol par temps chaud par
exemple.
Dans ce contexte, l'équilibrage des turbomoteurs d'un
giravion bimoteur est généralement réalisé en alignant la valeur du
paramètre de pilotage des turbomoteurs. En considérant par
exemple que le paramètre de pilotage est la vitesse de rotation Ng,
l'équilibrage est réalisé lorsque les deux turbomoteurs ont la même
vitesse de rotation Ng. Il ne s'agit donc pas réellement d'un
équilibrage mais d'un simple alignement. Or, aligner la valeur des
paramètres de pilotage des turbomoteurs ne garantit pas un
équilibrage en puissance, les turbomoteurs pouvant fonctionner
sensiblement différemment.
Il est à noter que les turbomoteurs de dernière génération
sont régulés par des calculateurs électroniques de régulation,
dénommés FADEC par l'homme du métier, qui détermine la
position du doseur carburant en fonction d'une part d'une boucle
de régulation comportant une boucle primaire basée sur le maintien
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de la vitesse de rotation du rotor du giravion, et d'autre part d'une
boucle secondaire basée sur une valeur de consigne du paramètre
de pilotage. Ces FADEC mettent alors en uvre le principe
d'équilibrage, ou plutôt d'alignement, énoncé précédemment en
5 déterminant des valeurs de consigne du paramètre de pilotage de
chaque turbomoteur très proches l'une de l'autre.
Ce principe d'équilibrage est efficace mais semble faire
apparaître des limitations.
En premier lieu, les turbomoteurs sont en permanence
équilibrés sur la base de la valeur du même paramètre de
surveillance, à savoir le paramètre de pilotage. Or, l'expérience
montre qu'en fonction du domaine de vol, le paramètre de
surveillance le plus pertinent pour réaliser l'équilibrage diffère.
En second lieu, ce principe ne permet pas d'optimiser les
performances des turbomoteurs. En effet, il est par exemple
possible que l'on n'atteigne pas la puissance maximale sur les
deux turbomoteurs en cas de pilotage en limite de couple.
Enfin, ce principe d'équilibrage semble inadapté si le
paramètre de pilotage est la température d'éjection des gaz T45 ou
le couple Cm. En effet, la relation liant le couple à la température
évoluant au cours du vieillissement du turbomoteur, il devient
difficile d'équilibrer deux turbomoteurs qui ne présenteraient pas le
même vieillissement.
La présente invention a pour objet de proposer un procédé
automatique et un dispositif permettant d'équilibrer en puissance
deux turbomoteurs d'un aéronef afin que ces turbomoteurs
délivrent une puissance maximale sensiblement identique quel que
soit le domaine de vol ou le paramètre de pilotage.
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Selon un aspect, l'invention propose un procédé pour équilibrer la puissance
délivrée par un premier et un deuxième turbomoteurs d'aéronefs, chaque
turbomoteur ayant une pluralité de paramètres de surveillance, chacun de type
différent, caractérisé en ce que l'on réalise successivement les étapes
suivantes :
a)
on détermine en temps réel une marge individuelle de chaque
paramètre de surveillance de chaque turbomoteur, ladite marge individuelle
d'un
paramètre de surveillance reflétant la marge disponible pour ce paramètre de
surveillance,
b1) on sélectionne aux fins de comparaison (i) le paramètre de
surveillance parmi les paramètres de surveillance du premier turbomoteur qui
est le
plus proche de sa limite et (ii) le paramètre de surveillance parmi les
paramètres de
surveillance du second turbomoteur qui est le plus proche de sa limite;
b2) on détermine une première marge limitante du premier turbomoteur
(M1), ladite première marge limitante étant égale à la marge individuelle
dudit
paramètre de surveillance sélectionné du premier turbomoteur, et on détermine
une
deuxième marge limitante du deuxième turbomoteur, ladite deuxième marge
limitante étant égale à la marge individuelle dudit paramètre de surveillance
sélectionné du deuxième turbomoteur,
c) on transforme les première et deuxième marges limitantes en des
première et deuxième marges en puissance en ramenant ces première et deuxième
marges limitantes à une échelle comparable à la puissance développée par
lesdits
turbomoteurs,
d) on compare les valeurs des première et deuxième marges en
puissance de sorte que les paramètres de surveillance sélectionnés sont
comparés
l'un avec l'autre puis on détermine un écart primaire séparant les première et
deuxième marges en puissance,
e) on procède avec au moins un de (i) accélérer le turbomoteur ayant la
plus grande marge en puissance et (ii) décélérer le turbomoteur ayant la plus
petite
marge en puissance afin d'équilibrer les premier et deuxième turbomoteurs en
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puissance en minimisant au maximum l'écart primaire séparant les première et
deuxième marges en puissance.
Un autre aspect de l'invention concerne un système pour doser l'alimentation
en carburant d'un premier et d'un deuxième turbomoteurs d'un aéronef afin que
ces
premier et deuxième turbomoteurs soient équilibrés en puissance, chaque
turbomoteur ayant une pluralité de paramètres de surveillance différents,
ledit
système comportant:
des capteurs d'acquisition de la valeur courante des paramètres de
surveillance desdits turbomoteurs; et
au moins un moyen de régulation pour activer les doseurs carburant des
premier et deuxième turbomoteurs,
caractérisé en ce:
qu'il est muni d'un moyen de traitement qui:
détermine une marge individuelle de chaque paramètre de surveillance
de chaque turbomoteur;
sélectionne pour comparaison entre eux (i) le paramètre de surveillance
parmi les paramètres de surveillance du premier turbomoteur qui est le plus
proche
de sa limite et (ii) le paramètre de surveillance parmi les paramètres de
surveillance
du second turbomoteur qui est le plus proche de sa limite; puis
détermine une première et une deuxième marges limitantes
respectivement des premier et deuxième turbomoteurs, lesdites première et
deuxième marges limitantes étant égales à la marge individuelle dudit
paramètre de
surveillance respectivement des premier et deuxième turbomoteurs,
ledit système étant aussi muni d'un moyen de contrôle qui transforme les
premières
et deuxième marge limitantes en des première et deuxième marges en puissance
en ramenant ces premières et deuxième marge limitantes à une échelle
comparable
à la puissance développée par lesdits turbomoteurs, ledit moyen de commande
activant ledit moyen de régulation afin d'équilibrer la puissance délivrée par
lesdits
turbomoteurs en (i) accélérant le turbomoteur ayant la plus grande marge
limitante
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ou (ii) décélérant le turbomoteur ayant la plus petite marque limitante, ou
les deux.
Un autre aspect de l'invention concerne un procédé pour équilibrer la
puissance délivrée par un premier et un deuxième turbomoteurs d'aéronefs,
chaque
turbomoteur ayant une pluralité de paramètres de surveillance, chacun de type
différent, caractérisé en ce que l'on réalise successivement les étapes
suivantes :
on détermine une marge individuelle de chaque paramètre de surveillance de
chaque turbomoteur;
on sélectionne aux fins de comparaison (i) le paramètre de surveillance
parmi les paramètres de surveillance du premier turbomoteur qui est le plus
proche
de sa limite et (ii) le paramètre de surveillance parmi les paramètres de
surveillance
du second turbomoteur qui est le plus proche de sa limite;
on détermine une première marge limitante du premier turbomoteur, ladite
première marge limitante étant égale à la marge individuelle dudit paramètre
de
surveillance sélectionné du premier turbomoteur, et on détermine une deuxième
marge limitante du deuxième turbomoteur, ladite deuxième marge limitante étant
égale à la marge individuelle dudit paramètre de surveillance sélectionné du
deuxième turbomoteur;
on transforme les première et deuxième marges limitantes en des première
et deuxième marges en puissance en ramenant ces première et deuxième marges
limitantes à une échelle comparable à la puissance développée par lesdits
turbomoteurs;
on procède avec au moins un de (i) accélérer le turbomoteur ayant la plus
grande marge en puissance et (ii) décélérer le turbomoteur ayant la plus
petite
marge en puissance de sorte que lesdits paramètres de surveillance sont
comparés
l'un avec l'autre, afin d'équilibrer les premier et deuxième turbomoteurs en
puissance.
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Par conséquent, au cours des étapes a) et b), on commence
par déterminer la marge limitante de chaque turbomoteur, cette
marge étant évaluée d'une manière globalement connue par
ailleurs.
Par exemple, la marge individuelle de chaque paramètre de
surveillance est égale à la différence individuelle en temps réel
d'une valeur courante moins une valeur limite du paramètre de
surveillance fixée par le motoriste. De plus, la valeur limite d'un
paramètre de surveillance peut être établie en tenant compte en
temps réel de la pression extérieure et de la température
extérieure comme explicité dans le document FR2749545.
On note que, si le paramètre de surveillance est le couple du
turbomoteur, la marge individuelle peut refléter la marge disponible
pour ce paramètre de surveillance par rapport à une valeur limite
définie par le motoriste. Toutefois, si l'aéronef est un giravion, la
marge individuelle peut refléter la marge disponible pour le couple
du turbomoteur afin que les limites en couple de la boite de
transmission principale du giravion ne soient pas dépassées.
Il est aussi possible d'envisager des variantes, où la marge
limitante d'un turbomoteur est par exemple principalement
déterminée en fonction des valeurs garanties des paramètres de
surveillance du turbomoteur et non pas en fonction des valeurs
limites, lesdites valeurs garanties correspondant aux valeurs
atteintes par un turbomoteur vieilli, de manière à définir la marge
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limitante d'un paramètre de surveillance sans risquer de la
surestimer et notamment sans donner au pilote l'apparence d'une
disponibilité d'une marge de puissance non représentative de la
réalité.
Par ailleurs, les marges limitantes peuvent aussi être
évaluées en marge de puissance, en marge de couple ou en marge
de pas, et peuvent provenir d'un instrument de première limitation
connu.
Durant l'étape c), on transforme donc les marges limitantes
afin d'obtenir des marges en puissance. La marge en puissance est
donc par exemple égale à la marge limitante si elle a été
déterminée précédemment en marge de puissance. Si ce n'est pas
le cas, on procédera donc à une transformation en utilisant les
procédés connus et explicités dans l'art antérieur pour obtenir par
exemple une marge en puissance à partir d'une marge limitante en
pas.
Enfin, on compare les première et deuxième marges de
puissance et on accélère le turbomoteur ayant la plus grande
marge. Cela permet d'équilibrer la puissance des deux
turbomoteurs, ces derniers ayant au final des marges en puissance
très proches l'une de l'autre, voire même identiques.
En outre, un paramètre de surveillance étant la vitesse de
rotation d'un générateur de gaz desdits turbomoteurs, au cours de
l'étape d), on contrôle un premier écart secondaire entre une
première vitesse de rotation du générateur de gaz du premier
turbomoteur et une deuxième vitesse de rotation du générateur de
gaz du deuxième turbomoteur afin d'empêcher que le premier écart
secondaire dépasse un premier seuil prédéterminé.
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En effet, il est envisageable de déclencher une alarme
lorsque que le premier écart secondaire dépasse ledit seuil
prédéterminé afin d'éviter par exemple une trop grande différence
de puissance entre les deux turbomoteurs. Par conséquent,
l'accélération doit être entreprise sans déclencher une telle alarme.
De même, un paramètre de surveillance étant le couple
desdits turbomoteurs, au cours de l'étape d), on contrôle un
deuxième écart secondaire entre un premier couple du premier
turbomoteur et un deuxième couple du deuxième turbomoteur afin
d'empêcher que ledit deuxième écart secondaire dépasse un
deuxième seuil prédéterminé. Le deuxième seuil prédéterminé
correspond avantageusement à 30% du couple limite acceptable
par la boite de transmission principale.
De plus, le système selon l'invention est aussi muni d'au moins un moyen de
commande activant le moyen de régulation afin d'équilibrer la puissance
délivrée
par lesdits turbomoteurs en accélérant le turbomoteur ayant la plus grande
marge
limitante.
Selon un premier mode de régulation, un moyen de
commande et un moyen de traitement principal sont intégrés dans
un unique calculateur électronique de régulation, un FADEC par
exemple.
Selon un deuxième mode de régulation, un moyen de
traitement principal est intégré dans un instrument de première
limitation, un IPL classique alors qu'un moyen de commande est
intégré dans un calculateur électronique de régulation de type
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FADEC par exemple. Le calculateur électronique de régulation
interroge alors l'IPL afin d'obtenir les marges limitantes des
turbomoteurs, transforme ces marges limitantes en marges de
puissance et accélère le turbomoteur ayant la plus grande marge
de puissance pour équilibrer en puissance les deux turbomoteurs.
En variante, chaque turbomoteur possède son propre moyen
de régulation et son propre calculateur électronique de régulation,
pour des raisons de sécurité notamment. Alors, chaque calculateur
électronique de régulation comporte un moyen de commande pour
l'équilibrage en puissance des turbomoteurs, les deux moyens de
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commande étant bien évidemment aptes à s'échanger des
informations pour réaliser ledit équilibrage.
Indépendamment du mode de réalisation et de la variante
choisie, le moyen de commande contrôle avantageusement un
premier écart secondaire entre une première vitesse de rotation du
générateur de gaz du premier turbomoteur et une deuxième vitesse
de rotation du générateur de gaz du deuxième turbomoteur afin
d'empêcher que le premier écart secondaire dépasse un premier
seuil prédéterminé.
De même, ce moyen de commande contrôle de préférence un
deuxième écart secondaire entre un premier couple du premier
turbomoteur et un deuxième couple du deuxième turbomoteur afin
d'empêcher que ce deuxième écart secondaire dépasse un
deuxième seuil prédéterminé.
L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de
détails dans le cadre de la description suivante, qui illustre des
exemples de réalisation préférés, donnés sans aucun caractère
limitatif, en référence aux figures annexées qui représentent :
- la figure 1, une vue schématique d'un dispositif selon un
premier mode de réalisation de l'invention,
- la figure 2, selon une variante du premier mode de
réalisation de l'invention, et
- la figure 3, une vue schématique d'un dispositif selon un
deuxième mode de réalisation de l'invention.
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Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont
affectés d'une seule et même référence.
La présente invention concerne un procédé et un dispositif
pour équilibrer en puissance un premier M1 et un deuxième M2
turbomoteurs d'un aéronef, un giravion bimoteur par exemple.
Chaque turbomoteur Ml, M2 est équipé d'un doseur
carburant D, avec lequel on peut contrôler son accélération et sa
décélération. De plus, les premier M1 et deuxième M2
turbomoteurs sont pourvus de capteurs 1,2 aptes à mesurer la
valeur de leurs paramètres de surveillance à savoir, leur vitesse de
rotation Ng de leur générateur de gaz, leur couple Cm et leur
température T45 à l'entrée de leur turbine libre.
Les figures 1 et 2 présentent des variantes d'un premier
mode de réalisation de l'invention.
En référence à la figure 1, chaque turbomoteur Ml, M2
comporte respectivement un calculateur électronique de régulation
FADEC1, FADEC2 qui commande respectivement le doseur
carburant D du turbomoteur Ml, M2, auquel il est relié, via son
moyen de régulation 6.
Chaque calculateur électronique de régulation est donc muni
d'un moyen de régulation 6, d'un moyen de commande 5 pour
accélérer ou décélérer le turbomoteur, et selon le premier mode de
réalisation, d'un moyen de traitement 4.
Par ailleurs, les capteurs 1, 2 transmettent respectivement
des informations aux calculateurs électroniques de régulation
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FADEC1, FADEC2 relatives à une première NTL1 et une deuxième
NTL2 vitesses de rotation de la turbine libre des premier M1 et
deuxième M2 turbomoteurs qui sont proportionnelles à la vitesse
de rotation, sensiblement constante, du rotor d'avancement et de
sustentation du giravion.
Par ailleurs, une première consigne, correspondant à la
valeur que doivent avoir les première NTL1 et deuxième NTL2
vitesses de rotation de la turbine libre afin que la vitesse de
rotation du rotor soit idéale, est déterminée dans une première
boucle de régulation.
De ce fait, si les première NTL1 et deuxième NTL2 vitesses
de rotation sont différentes de cette première consigne, les moyens
de régulation 6 des calculateurs électroniques de régulation
FADEC1, FADEC2 accélèrent ou décélèrent respectivement les
turbomoteurs Ml, M2 pour obtenir la vitesse de rotation idéale du
rotor.
Dans ces conditions, dans une deuxième boucle de
régulation, les moyens de régulation 6 de chaque calculateur
FADEC1, FADEC2, déterminent une deuxième consigne. Cette
dernière correspond à la valeur que doivent respectivement
atteindre les paramètres de pilotages des premier M1 et deuxième
M2 turbomoteurs pour que les première NTL1 et deuxième NTL2
vitesses de rotation soient égales à leur première consigne.
Le moyen de régulation 6 utilise alors les informations
transmises par les capteurs 1,2, et éventuellement d'un capteur 3
transmettant la pression PO et la température extérieure TO, pour
déterminer le débit carburant à fournir au turbomoteur.
L'augmentation ou la baisse du débit carburant sera stoppée
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lorsque les paramètres de pilotage des turbomoteurs auront atteint
la deuxième consigne.
De plus, durant la deuxième boucle de régulation, on procède
à un équilibrage en puissance des premier M1 et deuxième M2
turbomoteurs.
Durant une étape a), les moyens de traitement 4 des
calculateurs électroniques de régulation FADEC1, FADEC2
déterminent en temps réel une marge individuelle de chaque
paramètre de surveillance Ng, Cm, T45 respectivement des premier
M1 et deuxième M2 turbomoteurs, cette marge individuelle d'un
paramètre de surveillance reflétant la marge disponible pour ce
paramètre de surveillance. Par exemple, la marge individuelle
correspond à la différence individuelle en temps réel d'une valeur
courante moins une valeur limite de chaque paramètre de
surveillance, ladite valeur limite dépendant de la pression
extérieure PO et de la température extérieure TO mesurées par le
capteur 3.
Par suite, les moyens de traitement 4 des calculateurs
électroniques de régulation FADEC1, FADEC2 déterminent une
première et une deuxième marges limitantes respectivement des
premier M1 et deuxième M2 turbomoteurs, ces première et
deuxième marges limitantes étant respectivement égales à la
marge individuelle dudit paramètre de surveillance du premier M1
et du deuxième M2 turbomoteurs le plus proche de sa limite. Ainsi,
la première marge limitante représente la marge individuelle la plus
faible des paramètres de surveillance du premier turbomoteur Ml,
la deuxième marge limitante étant de même la marge individuelle la
plus faible des paramètres de surveillance du deuxième
turbomoteur M2. Par exemple la première marge limitante
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correspond à la marge individuelle de la vitesse de rotation Ng du
générateur de gaz du premier turbomoteur Ml, et la deuxième
marge limitante correspond à la marge individuelle de la
température T45 des gaz du deuxième turbomoteur M2. Ces
5 marges individuelles peuvent en outre être exprimées en marge de
puissance, de couple ou encore de pas.
Ensuite, durant l'étape c), le moyen de commande 5
transforme les première et deuxième marges limitantes en des
première et deuxième marges en puissance en ramenant ces
10 première et deuxième marges limitantes à une échelle comparable
à la puissance développée par lesdits turbomoteurs. Les première
et deuxième marges limitantes sont donc exprimées en marge de
puissance. Le passage à l'étape c) peut alors être instantané si
durant l'étape b) les marges limitantes sont d'ores et déjà
15 exprimées en marge de puissance.
Conformément à l'étape d) du procédé, les moyens de
commande 5 comparent les valeurs des première et deuxième
marges en puissance afin de déterminer quel turbomoteur a la plus
grande marge de puissance et quel turbomoteur a la plus petite
marge de puissance.
Enfin, durant une étape e), le moyen de traitement 4 du
turbomoteur ayant la plus grande marge de puissance ordonne à
son moyen de régulation 6 d'actionner le doseur D du turbomoteur
pour accélérer ce dernier et ainsi équilibrer la puissance des
turbomoteurs Ml, M2.
De même, pour éviter de modifier le régime de rotation du
rotor du giravion, le moyen de traitement 4 du turbomoteur ayant la
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plus petite marge de puissance ordonne à son moyen de régulation
6 d'actionner le doseur D du turbomoteur pour décélérer ce dernier
Finalement, la puissance globale délivrée par les premier M1
et deuxième M2 turbomoteurs est maintenue mais ces
turbomoteurs possèdent désormais chacun une marge de
puissance identique. Ils sont donc parfaitement équilibrés ce qui
présente de multiples avantages, un endommagement équivalent et
une optimisation en puissance des turbomoteurs Ml, M2 par
exemple.
En référence à la figure 2, dans une variante du premier
mode de réalisation, le dispositif ne comporte qu'un calculateur
électronique de régulation, qui commande aussi bien le premier
turbomoteur M1 que le deuxième turbomoteur M2, muni d'un moyen
de traitement 4, d'un moyen de commande 5 et d'un moyen de
régulation 6. Cette variante limite alors le nombre d'équipement
nécessaire.
La figure 3 décrit un deuxième mode de réalisation de
l'invention.
Chaque turbomoteur Ml, M2 est équipé respectivement d'un
calculateur électronique de régulation FADEC1, FADEC2 pourvu
d'un moyen de régulation 6 et d'un moyen de commande 5.
Toutefois, contrairement au premier mode de réalisation, ces
calculateurs électroniques de régulation FADEC1, FADEC2 ne
comportent pas de moyen de traitement.
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En effet, le dispositif étant pourvu d'un instrument de
première limitation tel que décrit par l'art antérieur, cet instrument
de première limitation est alors muni dudit moyen de traitement qui
détermine les marges limitantes des premier et deuxième
turbomoteurs et fournit ces informations aux moyens de
commandes 5 des calculateurs électroniques de régulation
FADEC1, FADEC2. Ces derniers FADEC1, FADEC2 peuvent alors
mettre en uvre les étapes c), d) et e) du procédé via leur moyen
de commande 5.
Comme précédemment, une variante du deuxième mode de
réalisation, non représentée sur une figure, consiste en l'utilisation
d'un seul calculateur électronique de régulation pour les deux
turbomoteurs.
Indépendamment du mode de réalisation et de la variante
choisie, le moyen de commande 5 contrôle avantageusement un
premier écart secondaire entre une première vitesse de rotation du
générateur de gaz du premier turbomoteur M1 et une deuxième
vitesse de rotation du générateur de gaz du deuxième turbomoteur
M2 afin d'empêcher que le premier écart secondaire dépasse un
premier seuil prédéterminé.
En effet, afin de détecter d'éventuelles trop grandes
différences de puissance entre les deux turbomoteurs, il est
envisageable de surveiller ledit premier écart secondaire. Si ce
premier écart dépasse ledit premier seuil prédéterminé, on peut
être amené à penser qu'un des turbomoteurs ne fonctionne pas
correctement. Par conséquent, le moyen de commande 5 veille à
ne pas dépasser ce premier écart secondaire afin de ne pas induire
en erreur le pilote.
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De même, ce moyen de commande 5 contrôle de préférence
un deuxième écart secondaire entre un premier couple du premier
turbomoteur M1 et un deuxième couple du deuxième turbomoteur
M2 afin d'empêcher que ce deuxième écart secondaire dépasse un
deuxième seuil prédéterminé.
Naturellement, la présente invention est sujette à de
nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que
plusieurs modes de réalisations aient été décrits, on comprend
bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive
tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de
remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du
cadre de la présente invention.
