Note : Les descriptions sont présentées dans la langue officielle dans laquelle elles ont été soumises.
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Système de commande d'un dispositif électrique d'une nacelle
La présente invention concerne un système de commande d'un
dispositif électrique d'une nacelle d'un aéronef. L'invention concerne
également
une nacelle comportant un tel système et un procédé mis en oeuvre par un tel
système.
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.
Plus précisément, une nacelle présente généralement une
structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une
section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une
section aval abritant les moyens d'inversion de poussée et destinés à entourer
la chambre de combustion de turboréacteur et, généralement terminée par une
tuyère d'éjection située en aval du turboréacteur.
Cette nacelle est destinée à abriter un turboréacteur double flux
apte à générer par l'intermédiaire des pales de la soufflante en rotation un
flux
d'air chaud, issu de la chambre de la combustion du turboréacteur, et un flux
d'air froid qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers une veine
annulaire.
Le dispositif d'inversion de poussée est, lors de l'atterrissage de
l'aéronef, destiné à 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, le dispositif d'inversion de poussée obstrue la
veine de flux d'air froid et dirige ce dernier vers l'avant de la nacelle,
générant
de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de
l'aéronef, les moyens mis en oeuvre pour réaliser cette réorientation du flux
d'air froid varient suivant le type d'inverseur.
Différents types de dispositifs d'inversion de poussée sont
généralement connus.
Un mode de réalisation de ce dernier prévoit qu'il comprend au
moins un élément déplaçable entre une position de fermeture (phase stow en
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teminologie anglosaxonne) et une position d'ouverture (phase deploy en
terminologie anglosaxonne) coopérant en position d'ouverture à la production
de l'inversion de poussée et au moins un ensemble d'organes de manoeuvre
électromécaniques pour manoeuvrer l'élément déplaçable entre les positions
de fermeture et d'ouverture.
L'élément déplaçable peut être, dans des exemples non limitatifs,
un capot de nacelle, des portes et/ou des volets d'inversion en amont ou en
aval du capot de la nacelle.
L'ensemble des organes de manoeuvre électromécaniques
comporte, quant à lui, essentiellement des actionneurs électriques destinés à
actionner les éléments déplaçables et au moins un verrou électrique, appelé
verrou primaire.
Un aspect important de ces nacelles utilisant des dispositifs
électriques est la gestion du contrôle et de la commande de ces différents
dispositifs de la nacelle.
L'ensemble des organes de manoeuvre électromécaniques pour
manoeuvrer les éléments déplaçables entre leurs positions de fermeture et
d'ouverture de l'inverseur de poussée sont ainsi actionnés par au moins une
machine électrique tournante selon la conception du système et pilotés par au
moins un boitier électronique de commande de type ETRAS (acronyme de
Electrical Thrust Reverser Actuation Controller en terminologie anglo-saxonne)
relié électriquement à une unité de contrôle moteur de type FADEC (acronyme
de Full Authority Digital Engine Control en terminologie anglo-saxonne)
destinée à contrôler et surveiller le turboréacteur correspondant.
On constate que, en jet direct et en jet inversé, la machine
électrique tournante passe en mode moteur pour son démarrage afin de
vaincre les différents efforts du système du type frottements et efforts
aérodynamiques et, en fin de course des éléments déplaçables, elle passe en
mode générateur.
L'énergie de la machine électrique tournante électrique liée au
freinage lorsque celle-ci devient génératrice est alors contrecarrée puis
dissipée dans un élément de décharge tel qu'une résistance de décharge.
Or, la dissipation peut poser des problèmes thermiques.
Les composants de puissance liés au contrôle (transistor de
puissance, recopie d'état, par exemple) doivent alors comporter une platine
pour dissiper l'énergie.
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Or, cette platine impacte significativement la masse de
l'électronique et complexifie l'assemblage des composants électroniques sur
les cartes correspondantes.
La dissipation peut également poser des problèmes de
surdimensionnement du boitier électronique de commande compte tenu de la
quantité d'énergie dégagée.
Un but de la présente invention est de remédier à ces
inconvénients.
Un autre but de la présente invention est d'optimiser la gestion et la
distribution de l'énergie électrique dans une nacelle ainsi que le rendement
énergétique globale de la nacelle.
Il est également désirable de diminuer le prélèvement d'énergie
électrique sur le réseau d'alimentation de l'aéronef compte tenu de la masse
significative des harnais et l'optimisation du coeur électrique de l'aéronef.
Un autre but de la présente invention est d'augmenter la fiabilité du
boîtier électronique de commande des dispositifs de la nacelle et d'en réduire
la masse.
A cet effet, l'invention propose un système de commande d'un
dispositif électrique d'une nacelle, ledit dispositif comprenant au moins un
élément déplaçable vers une position de fermeture et vers une position
déployée, le système de commande comprenant au moins un organe
électromécanique d'actionnement dudit élément déplaçable, une unité
d'entraînement électrique dudit organe électromécanique d'actionnement et
une unité de commande et de contrôle adaptée pour commander l'unité
d'entraînement électrique pour déplacer l'élément déplaçable vers la position
de fermeture et/ou vers la position déployée caractérisé en ce qu'il comprend,
en outre, un système de récupération d'une énergie de freinage de ladite unité
d'entraînement électrique lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la
position de fermeture et/ou vers la position déployée.
Grâce à la présente invention, le système de commande réutilise
l'énergie de freinage de l'unité d'entraînement en tant que source d'énergie
motrice.
On diminue ainsi le prélèvement d'énergie électrique sur le réseau
d'alimentation de l'aéronef et on optimise la gestion de l'énergie de la
nacelle.
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Selon des modes particuliers de réalisation de l'invention, un
système de commande selon l'invention peut comprendre une ou plusieurs des
caractéristiques suivantes, prises isolément ou en combinaison techniquement
possibles :
- le système de récupération d'énergie comprend au moins un
circuit électrique comprenant un dispositif de stockage électrique relié à
l'unité
d'entraînement électrique ,
- le système de récupération d'énergie comprend deux circuits
électriques identiques comprenant, chacun, au moins un dispositif de stockage
électrique relié à l'unité d'entraînement électrique ,
- chaque circuit comprend, en outre, un commutateur à deux
états, l'un des deux états étant adapté pour connecter l'unité d'entraînement
électrique au dispositif de stockage d'énergie ;
- l'unité de commande et de contrôle est apte à commander un
circuit de récupération d'énergie de freinage tant que la charge maximale du
ou
des dispositifs de stockage d'énergie n'est pas atteinte et à commander un
circuit de dissipation d'énergie de freinage lorsque la charge maximale du ou
des dispositifs de stockage d'énergie est atteinte ;
- l'unité de commande et de contrôle est apte à commander un
circuit moteur dans lequel l'énergie de freinage stockée est déchargée avant
prélèvement électrique sur un réseau d'alimentation électrique externe ,
- l'unité de commande et de contrôle est apte à commander un
circuit dans lequel on dissipe d'énergie de freinage dans l'unité
d'entraînement
électrique ,
- le dispositif de stockage d'énergie électrique est un
condensateur, un super condensateur ou un ultra condensateur ;
- le dispositif électrique est un dispositif d'inversion de poussée.
L'invention concerne également une nacelle comprenant au moins
un dispositif électrique et un système de commande tel que précité.
L'invention concerne, en outre, un procédé de commande mis en
oeuvre par un système de commande tel que précité comprenant une étape
selon laquelle on récupère l'énergie électrique de freinage de l'unité
d'entraînement électrique lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la
position de fermeture et/ou vers la position déployée.
Selon des modes particuliers de réalisation de l'invention, un
procédé selon l'invention peut comprendre la caractéristique suivante :
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- le dispositif étant un dispositif d'inversion de poussée, on
récupère l'énergie électrique de freinage de l'unité d'entraînement électrique
lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture en
jet direct dudit dispositif d'inversion de poussée et et/ou vers la position
déployée en jet inversé dudit dispositif d'inversion de poussée.
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente
invention, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va
suivre,
selon les modes de réalisation donnés à titre d'exemples non limitatifs, et en
référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une vue en coupe d'un mode de réalisation d'un
dispositif d'inversion de poussée ;
- la figure 2 représente un schéma fonctionnel d'un système de
commande d'un dispositif d'inversion de poussée d'un aéronef selon un mode
de réalisation de la présente invention ,
En référence à la figure 1, une nacelle 1 comprend un dispositif
d'inversion de poussée électrique, désigné par la référence générale 2.
Ce dispositif d'inversion de poussée 2 comprend au moins un
élément déplaçable entre une position de fermeture (phase stow en
terminologie anglo-saxonne) et une position d'ouverture (phase deploy en
terminologi anglo-saxonne) coopérant en position d'ouverture à la production
de l'inversion de poussée.
Dans un mode de réalisation non limtitatif de la figure 1 d'un
dispositif d'inversion de poussée à grilles de déviation, les élements
déplacables sont un capot 3 mobile déplaçable entre, d'une part, une position
déployée dans laquelle il ouvre dans la nacelle un passage destiné au flux
d'air
dévié et, d'autre part, une position d'escamotage dans laquelle il ferme ce
passage.
La réorientation du flux d'air est effectuée par des grilles de
déviation 5, associées à des second éléments déplaçables, à savoir des volets
d'inversion 4 en amont du capot 3, le capot 3 n'ayant qu'une simple fonction
de
coulissage visant à découvrir ou recouvrir ces grilles de déviation 5.
Les volets d'inversion 4, quant à eux, forment des portes de
blocage pouvant être activées par le coulissement du capot 3 engendrant une
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fermeture de la veine de flux froid 6 en aval des grilles 5, de manière à
optimiser la réorientation du flux d'air froid.
Il est à noter que le dispositif d'inversion de poussée n'est
aucunement limité a celui représenté su cette figure et peut être tout
dispositif
d'inversion de poussée connu, notamment un dispositif d'inversion de poussée
à portes ou à volets d'inversion en aval du capot de la nacelle.
Le système de commande des éléments déplaçables 3,4 est
actuellement composé d'au moins un ensemble d'organes de manoeuvre
électromécaniques (non illustrés) pour manoeuvrer les éléments déplaçables
3,4 entre leurs positions de fermeture et d'ouverture du dispositif
d'inversion de
poussée 2.
L'ensemble des organes de manoeuvre électromécaniques
comporte essentiellement des actionneurs électriques destinés à actionner les
éléments déplaçables 3,4, au moins un verrou électrique, appelé verrou
primaire, de retenue de chaque élément déplaçable 3,4 et des détecteurs d'état
et capteurs des organes de manoeuvre et des éléments déplaçables du
dispositif d'inversion de poussée.
Les capteurs peuvent comprendre des capteurs de position et/ou
de proximité.
Le dispositif d'inversion de poussée peut comprendre, de façon
connue, également des verrous électriques secondaire et tertiaire.
Par ailleurs, une unité de puissance d'entraînement 10, illustrée sur
la figure 2, est couplée aux organes de manoeuvre électromécaniques via un
ou plusieurs arbres de transmission flexibles.
Cette unité de puissance d'entraînement 10 comprend au moins
une machine électrique tournante.
Dans un exemple non limitatif, les organes de manoeuvre
électromécaniques sont pilotés par au moins un boitier électronique de
commande 20 de type ETRAS (acronyme de Electrical Thrust Reverser
Actuation Controller en terminologie anglo-saxonne) relié électriquement à une
unité de contrôle moteur de type FADEC (acronyme de Full Authority Digital
Engine Control en terminologie anglo-saxonne) destinée à contrôler et
surveiller le turboréacteur correspondant.
Dans une variante de réalisation, ils sont directement pilotés par le
FADEC.
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Ce boitier électronique de commande 20 est un calculateur dédié à
la nacelle ou une partie de cette dernière (élement déplaçable ou organe de
manoeuvre spécifique, par exemple) destiné notamment à traduire les ordres
d'ouverture ou de fermeture de l'inverseur de poussée délivrés par le FADEC
en des séquences de commande des éléments déplaçables et des organes de
manoeuvre électromécaniques correspondants et, d'autre part, à informer le
FADEC de l'état des organes de manoeuvre et de la position des éléments
déplaçables.
Plus particulièrement, ce boitier électronique de commande 20
comprend une unité de contrôle et de commande 30 apte à commander la
machine électrique tournante 10, grâce à un calculateur et un logiciel de
pilotage associé.
La machine électrique tournante 10 est un alternateur réversible qui
fonctionne en mode alternateur c'est-à-dire comme générateur électrique et en
mode démarreur c'est-à-dire en moteur électrique pour entraîner les organes
de manoeuvre électromécaniques correspondants via des arbres de
transmission.
Ce moteur électrique comprend, classiquement, un stator entourant
un rotor bobiné, l'ensemble étant monté de manière coaxiale.
Ce moteur peut être tout type de moteur électrique connu et ne
sera décrit plus en détails par la suite.
On constate que, compte tenu des temps de déploiement ou de
fermeture des éléments déplaçables 3,4 lors de l'inversion de poussée, le
moteur 10 passe du mode moteur au mode générateur en jet direct et en jet
inverse du dispositif d'inversion de poussée 2, à savoir lorsque les éléments
déplaçables 3, 4 passent d'une position de fermeture à une position
d'ouverture et vice versa.
Dans un mode de réalisation, le changement de mode du moteur
électrique 10 est détecté par l'unité de commande 30 par l'inversion de signe
du courant aux bornes du moteur électrique 10.
Il est à noter que ce changement a lieu pour deux valeurs de
courant paliers déterminées différentes en jet direct et en jet inverse du
dispositif d'inversion de poussée 2.
Ces valeurs de courant dépendent, notamment, du type d'inversion
de poussée réalisée.
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Par ailleurs, le circuit d'alimentation électrique de l'aéronef
comprend une unité d'alimentation électrique reliée à au moins une entrée
d'alimentation électrique 130.
C'est une unité qui est destinée principalement à gérer
l'alimentation électrique des dispositifs électriques de la nacelle 1 et,
notamment, des organes de manoeuvre des éléments déplaçables 3,4 de
l'inverseur de poussée 2 et le moteur électrique 10.
Cette unité est reliée à l'unité de contrôle et de commande 30 via
un bus d'alimentation électrique 101.
Elle comprend une ou plusieurs entrées d'alimentation électrique
130 reliées via une ligne 131 au réseau électrique 130 de l'aéronef.
L'unité d'alimentation électrique peut ainsi recevoir une tension
d'entrée alternative typiquement de 115 volts provenant du réseau ou une
tension basse continue de 28 volts.
Elle peut également recevoir une tension continue directement du
cockpit, typiquement de 350 Volts.
Dans le cas ou le réseau électrique de l'aéronef est à courant
alternatif, l'unité d'alimentation électrique assure le redressement et le
filtrage
de ce courant pour délivrer une tension électrique continue à l'unité de
commande et de contrôle 30 du moteur 10, via le bus d'alimentation 101.
L'unité d'alimentation électrique transforme et adapte ainsi le signal
électrique provenant du réseau avion pour fournir une tension continue régulée
(on passe de 115 volts à environ une tension continue de 270 volts DC) afin
d'alimenter le moteur électrique 10 des organes de manoeuvre du dispositif
d'inversion de poussée 2.
Par ailleurs, l'unité d'alimentation électrique peut assurer,
également, si nécessaire, la commande d'une résistance de décharge du ou
des moteurs électriques de la nacelle 1.
Selon l'invention, comme illustré sur la figure 2, le circuit
d'alimentation électrique comprend, en outre, un système de récupération de
l'énergie de freinage 100 du moteur électrique 10 lorsqu'il est en mode
générateur lors du déplacement des éléments déplaçables 3,4 vers leur
position de fermeture et/ou vers leur position déployée en jet direct et en
jet
inversé du dispositif d'inversion de poussée 2.
Ce système de récupération de l'énergie de freinage 100 comprend
deux circuits 110, 120 électriques parallèles dits, respectivement, circuit
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primaire 110 et circuit secondaire 120, les deux circuits 110,120 étant reliés
au
bus d'alimentation 101 et à la masse M.
Concernant le circuit primaire 110, il comprend au moins un
dispositif de stockage d'énergie électrique 112 monté entre la masse M et un
commutateur 111 primaire adapté pour connecter le moteur électrique 10 au
dispositif de stockage d'énergie 112.
Avantageusement, le dispositif de stockage d'énergie électrique
112 peut être formé d'un condensateur, par un super condensateur ou
condensateur double couche formé de cellules capacitives en série ou encore
d'un ultra condensateur, le super condensateur et l'ultra condensateur
présentant une caractéristique de stockage d'énergie plus importante qu'un
condensateur classique.
Dans ce circuit primaire 110, est également connectée également
l'entrée d'alimentation 130 en tension du réseau avion, cette tension étant
préalablement redressée et filtrée par des moyens appropriés présents dans
l'unité d'alimentation électrique.
Concernant le circuit secondaire 120, dans un mode de réalisation
de la présente invention, il comprend des éléments identiques à ceux du
circuit
primaire 110.
Ainsi, il comprend un commutateur secondaire 121 et un dispositif
de stockage secondaire 122 dont une borne est connectée à la masse et une
autre borne est connectée au commutateur 121.
Le commutateur secondaire 121 est ainsi adapté pour connecter le
moteur électrique 10 au dispositif de stockage d'énergie 122.
Un mode de réalisation d'un circuit logique de commande de l'unité
de commande et de contrôle 30 du moteur électrique 10 est le suivant.
L'unité de commande et de contrôle 30 du moteur électrique 10 du
dispositif d'inversion de poussée 2 est apte à gérer un circuit de commande
dit
moteur ainsi que deux circuits de commande dits récupération d'énergie de
freinage et restitution d'énergie de freinage.
Il est à noter que l'unité de commande et de contrôle 30 associe un
onduleur 31 au moteur électrique 10.
Cet onduleur 31 est un pont redresseur qui permet de redresser le
courant alternatif du rotor du moteur 10 qui sert également de pont de
commande des phases de l'alternateur.
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En fin de course des éléments déplaçables 3,4 du dispositif
d'inversion de poussée 2 lors de leurs déplacement en jet direct ou en jet
inversé, lorsque le moteur 10 passe en mode générateur, l'unité de commande
et de contrôle commande le circuit de récupération d'énergie de freinage c'est-
à-dire qu'elle pilote l'onduleur pour qu'il fasse fonctionner le moteur en
mode
générateur et elle commande le stockage de l'énergie de freinage du moteur
10 dans le dispositif de stockage d'énergie secondaire 122.
Pour cela, le commutateur 111 du circuit primaire est déplacé dans
une position permettant l'ouverture du circuit primaire 110.
De plus, elle provoque le changement de la position du
commutateur secondaire 121 qui se déplace de façon à mettre en circuit le
dispositif de stockage d'énergie secondaire 122, indiquée en traits
interrompus
sur la figure 2.
Le moteur 10 étant déconnecté du réseau d'alimentation 130 à ce
moment là, la tension aux bornes du moteur 10 augmente jusqu'à une valeur
admissible et le dispositif de stockage d'énergie secondaire 122 est chargé le
temps de la période de freinage du moteur.
On assure, ainsi la récupération de l'énergie résiduelle de freinage
du moteur 10 du dispositif d'inversion de poussée 2. Cette énergie peut alors
avantageusement être réutilisée en tant que source d'énergie motrice comme
on va le voir plus loin.
Le dispositif de stockage d'énergie secondaire 122 se charge
jusqu'à sa charge maximale, laquelle est surveillée par le logiciel de
contrôle
de l'unité de commande et de contrôle 30.
Dans une variante possible de réalisation de la présente invention,
si la charge du dispositif de stockage d'énergie secondaire 122 est maximale,
l'unité de contrôle et de commande peut commander un circuit de restitution
d'énergie résiduelle et de dissipation de chaleur.
Il est à noter que, dans une seconde variante de réalisation, les
dispositifs de stockage d'énergie sont dimensionnés de façon à supporter
toutes les phases du dispositif d'inversion de poussée sans faire appel à un
système annexe de décharge.
L'unité de contrôle et de commande provoque le changement de la
position du commutateur secondaire 121 qui se déplace de façon à mettre en
circuit le dispositif de stockage d'énergie secondaire 122, indiquée en traits
pleins sur la figure 2.
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L'unité de puissance renvoie alors l'énergie résiduelle dans une
résistance de décharge pour dissiper l'énergie résiduelle.
Il est à noter que tant que le dispositif de stockage d'énergie
secondaire 122 n'a pas atteint sa charge maximale, le circuit de restitution
d'énergie n'est pas commandé.
Cela offre l'avantage d'optimiser la récupération de l'énergie de
freinage du moteur 10 pour les déplacements suivants des éléments
déplaçables 3,4.
En jet direct ou en jet inversé, lorsque la machine électrique
tournante 10 passe en mode moteur, ce mode étant détecté par la lecture des
courant aux bornes du moteur 10 par le logiciel de contrôle, l'unité de
contrôle
et de commande commande le circuit moteur, c'est-à-dire qu'elle commande la
consommation de l'énergie électrique stockée dans les dispositifs de stockage
d'énergie primaire 112 et secondaire 122.
Pour cela, elle provoque le changement de position du
commutateur primaire 111 de sorte que le circuit primaire soit fermé.
Elle commande la décharge des dispositifs de stockage d'énergie
primaire 112 et secondaire 122 selon une loi de pilotage particulière tenant
compte des seuils haut et bas de charge/décharge des dispositifs de stockage
d'énergie et/ou des constantes de temps pour fournir ou récupérer de
l'énergie,
par exemple.
De plus, la décharge du dispositif de stockage d'énergie primaire
112 pourra avoir lieu avant ou après celle du dispositif de stockage d'énergie
secondaire 122.
La loi de pilotage est telle qu'elle offre l'avantage de s'astreindre de
problèmes de pompage de courant trop important ainsi que d'échauffements
thermiques.
Ainsi, avantageusement, le système de commande dispose d'une
énergie supplémentaire en plus de celle provenant des entrées d'alimentation
électrique et notamment du réseau avion 130.
L'énergie de freinage stockée étant déchargée avant le
prélèvement d'énergie sur le réseau avion, on diminue ce prélèvement et, on
améliore, ainsi, la gestion de l'énergie électrique de la nacelle.
Dans une étape suivante du circuit logique de commande de l'unité
de commande et de contrôle 30, selon le niveau d'énergie nécessaire pour les
phases moteur suivante de la machine électrique tournante 10, l'unité de
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commande et de contrôle 30 peut commander de charger le dispositif de
stockage primaire 112 grâce à l'énergie du réseau de l'avion 130.
Par ailleurs, dans une variante de réalisation de la présente
invention, en fin de course de fermeture des éléments déplaçables 3,4 et
reverrouillage du dispositif, l'unité de commande et de contrôle peut
commander d'évacuer l'énergie résiduelle de freinage du moteur 10 en mode
générateur qui aurait du être stockée dans les dispositifs de stockage
d'énergie
primaire et secondaire 112 et 122 .
Elle commande ainsi un circuit de dissipation d'énergie résiduelle
de freinage dans les bobinages du moteur électrique.
En effet, au sol, la durée est suffisante pour réaliser
progressivement cette dissipation.
Grâce à une telle étape dans laquelle on utilise des phases de la
machine électrique tournante en mode générateur pour dissiper l'énergie, la
température interne de fonctionnement du boîtier électronique de commande
20 ne s'élève pas, ce qui améliore la fiabilité de ce boîtier.
De plus, cela permet également de s'affranchir de frein mécanique
moteur du dispositif qui servait pour couvrir les cas de survitesse du
dispositif
dans la mesure où on régule la vitesse du moteur 10 par une meilleure gestion
de l'énergie dans dispositifs de stockage d'énergie 112,122.
L'homme de l'art appréciera, par rapport aux systèmes de
commande des dispositifs électrique de la nacelle de l'art antérieur, un
système
de commande permettant de limiter la puissance prélevée sur le réseau avion
augmenter au global le rendement énergétique de l'inverseur.
Le système de commande selon l'invention dispose de ressources
de puissance importante et disponible immédiatement et s'adapte parfaitement
à des cycles d'utilisation courts tels que ceux d'un inverseur de poussée.
De plus, le système de commande selon l'invention permet de
lisser les puissances électriques pour absorber les éventuels pics de
puissance.
En effet, un tel système de commande permet de disposer d'une
source d'énergie proche donc en cas de besoin de puissance rapidement on a
plus le temps compte tenu de la proximité de la source.
On évite ainsi d'avoir des dérivées du courant par rapport au temps
(di/dt) trop grandes sur l'ensemble de la chaine mais uniquement sur la boucle
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locale de contrôle (alors que sinon on a des di/dt importants sur tous les
étages
donc celui de redressement/interface du réseau électrique de l'aéronef) or ces
di/dt sont dimensionnant et posent des problèmes de Compatibilité
ElectroMagnétique (CEM) importants) .
