Chapitre II Méthodes d’étude et modélisation systémique du réseau
II.4 Modélisation du réseau
II.4.2 Bilan des charges
Ce paragraphe recense les différentes charges qui peuvent être alimentées en dernier secours. Ces charges dites « essentielles » sont décrites d’une manière non- exhaustive, et sont regroupées par type de consommateur.
La vision de ces charges peut être distinguée suivant le type d’avion3. Sur un
avion « conventionnel », l’énergie hydraulique est fortement représentée, en particulier pour les charges puissantes. Sur un avion « plus électrique » tel que décrit en paragraphe I.2.2, l’énergie hydraulique est quasiment absente du réseau de secours. Le recensement des consommateurs d’un avion « conventionnel » est tout d’abord présenté pour introduire celui d’un avion « plus électrique » et marquer les évolutions.
II.4.2.1 Avion « conventionnel »
Les principales charges hydrauliques et électriques à alimenter en secours sont montrées sur la Figure II.2.
Les sources hydrauliques alimentent les plus gros consommateurs, à savoir les actionneurs de commande de vol et les freins des roues. En cas de perte de la génération principale uniquement, les sources hydrauliques sont les pompes entraînées par les moteurs. En cas de perte totale des moteurs, la génération hydraulique de secours est obtenue par la RAT, excepté après l’atterrissage ou celle-ci n’est plus disponible. La source hydraulique utilisée pour le freinage des roues est alors constituée par des accumulateurs hydrauliques locaux.
Sources électriques Démarreur APU Phares Dégivrage sondes Commandes de vol primaires Pompes à carburant Freins Dégivrage glaces Equipements électroniques Commandes de vol secondaires Equipements Radio Sources hydrauliques
Figure II.2 : Charges électriques et hydrauliques « secours » d’un avion « conventionnel ». Les équipements électriques sont alimentés par deux types de sources : les batteries ou le générateur CSM/G, lui-même alimenté par l’hydraulique.
II.4.2.2 Avion « plus électrique »
Pour un avion « plus électrique » possédant un réseau de secours entièrement électrique, le schéma à considérer est celui de la Figure II.3. Les charges « essentielles » à alimenter en dernier secours sont identiques à celles précitées. Seuls les actionneurs de commande de vol et de freinage changent d’énergie, en devenant électriques. Il n’y a désormais plus de charges hydrauliques.
Sources électriques Démarreur APU Phares Dégivrage sondes Commandes de vol primaires Pompes à carburant Freins Dégivrage glaces Equipements électroniques Commandes de vol secondaires Equipements Radio
Figure II.3 : Charges électriques « secours » d’un avion « plus électrique ».
La majeure partie de ces équipements est actuellement alimentée à partir du réseau triphasé 115/200 V AC. Seule une partie des équipements électroniques et radio sont connectés au réseau 28 V DC.
Installation des équipements dans l’avion
Ce paragraphe donne une vue de l’implantation des équipements utilisés en secours, qu’ils constituent le système de génération ou bien les consommateurs. L’intérêt de cette « cartographie » de l’avion est de rendre compte des difficultés éventuelles d’intégration des équipements dans l’avion. En outre, ces informations seront utiles lorsque l’on s’intéressera au choix d’architecture du réseau de secours, et au dimensionnement des câbles.
La Figure II.4 montre les organes de génération et distribution de secours dans l’avion4. Seules certaines lignes électriques sont représentées. Les organes faisant
l’interface entre les générateurs et les consommateurs sont appelés cœurs électriques. Ces cœurs comprennent les dispositifs de coupure et de protection. L’ensemble des transferts de puissance électrique transite par ces cœurs.
4 Le circuit de démarrage de l’APU a été représenté sur ce schéma bien qu’il soit en réalité un consommateur à part
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Cœur secours BAT 1, 2,ESS STAT INV BCRU ESS
RAT BAT APUTRU APU
APU GEN Cœur principal BCRU 1& 2 APU STARTER 9 échelle en mètres 6 3 0
Figure II.4 : Implantation des composants de la génération de secours d’un avion « plus électrique » ayant les dimensions d’un A330-300.
Le même type de schéma est réalisé pour les consommateurs utilisés en secours, que ce soit en perte de génération électrique normale ou en perte totale des moteurs (cf. Figure II.5).
Tous les actionneurs électriques des commandes de vol y sont représentés. Les actionneurs hydrauliques disposés sur les surfaces possédant déjà un actionneur électrique sont également placés pour information. Ceci permet de visualiser les redondances réalisées pour les commandes de vol. En effet, deux actionneurs par surface permettent d’assurer la commandabilité de l’avion en cas de défaillance d’un des actionneurs. Par contre, les actionneurs hydrauliques déplaçant les surfaces non- utilisées en secours ne sont pas disposés sur le schéma (volets et la plupart des spoilers).
Dégivrage pare- brise et fenêtres latérales Équipements électroniques (calculateurs) Pompe à carburant Actionneur PHR (1 EMA) Freins (1 EBHA) Actionneurs gouvernes de profondeur (2 EHA) Actionneur aileron interne (1 EHA) Actionneur aileron externe (1 EHA) Actionneur gouverne de direction (1 EHA) Actionneur becs (1 EMA) Cœurs principal et secours Actionneurs spoilers (2 EBHA) Phare d’atterrissage Consommateurs hydrauliques
Consommateurs électriques inchangés (avion « conventionnel »)
Nouveaux consommateurs électriques (avion « plus électrique »)
Nouveaux consommateurs mixtes hydrauliques et électriques (avion « plus électrique »)
APU STARTER 9 échelle en mètres 6 3 0
Figure II.5 : Implantation des consommateurs du réseau de secours d’un avion « plus électrique » ayant les dimensions d’un A330-300.
Certains câbles d’alimentation sont représentés sur cette Figure II.5, afin d’illustrer les longueurs de câble importantes pouvant êtres mises en place entre les cœurs et certaines charges.
Consommation des charges
La plupart des charges utilisées en dernier secours peuvent être considérées comme constantes. En effet, les équipements électroniques (calculateurs) et les éléments de dégivrage absorbent une puissance constante dans le temps, et pendant une longue période de la mission de secours. Les systèmes plus intermittents, comme les pompes à carburant, les équipements radio et les phares absorbent une puissance constante lorsqu’ils sont utilisés. Sur une échelle de temps relativement courte, de quelques secondes, il est alors possible de considérer ces charges comme constantes.
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Certaines charges sont cependant très variables au cours du temps. Il s’agit en particulier des actionneurs de commande de vol, du démarreur du groupe APU et des freins. Ces deux derniers sont assez contraignant, car ils requièrent une puissance élevée, mais très ponctuelle au cours de la mission (cf. Figure I.7). Le démarreur APU sera utilisé uniquement en début de mission secours, juste après la perte de la génération ou des moteurs. Le freinage des roues sera réalisé en fin de mission, juste après l’atterrissage. Quant aux commandes de vol, elles demandent une puissance très fluctuante, dépendant des conditions de vol, et ce pendant la quasi-totalité de la mission.
Ces charges variables seront traitées ultérieurement, car elles nécessitent une attention particulière. En revanche, les charges considérées constantes peuvent être tout simplement supposées absorber une puissance fixe dans le temps, sur l’ensemble de la durée de la mission. Cela est d’autant plus justifié qu’il n’y a pas de gain en dimensionnement attendu avec ces charges constantes en imaginant la génération de secours hybride du paragraphe I.5. On estime globalement cette consommation fixe à la valeur de 20 kVA. Cela revient à considérer une puissance de 20 kW en courant continu équivalent.