bl´ematiques
Depuis le d´ebut de l’a´eronautique, les concepteurs d’avions cherchent `a am´e- liorer constamment la sˆuret´e de fonctionnement, mais aussi et surtout, les per- formances tout en cherchant `a r´eduire les masses embarqu´ees. L’am´elioration constante des possibilit´es des machines ´electriques et de l’´electronique de puis- sance ouvre une voie sur l’utilisation des actionneurs ´electriques pour diff´erents syst`emes de l’avion ( commande de vol, train d’atterrissage, inverseur de pouss´ees, commande de portes...).
1.2.1
G´en´eralit´es
Pour mieux comprendre les enjeux de l’avion ”tout ´electrique”, il est n´ecessaire d’avoir quelques notions sur les architectures et les diff´erentes sources d’´energie embarqu´ees. Les sources d’´energie dites secondaires dans un avion sont issues des r´eacteurs par l’interm´ediaire de sorties m´ecaniques ou de pr´el`evement d’air, puis sont distribu´ees dans tout l’avion. Les gros porteurs actuels, tel que l’Airbus A330 comportent 3 sortes d’´energies :
• pneumatique ; • hydraulique ; • ´electrique.
Ces sources ont diff´erentes utilisations dont les principales sont r´epertori´ees Figure 1.1 [Sag01].
Le r´eseau hydraulique produit par les pompes, elles-mˆemes entraˆın´ees par les r´eacteurs, est constitu´e de 3 circuits ind´ependants ; on parle alors d’architecture 3H (cf. Figure 1.2). Ces trois circuits se justifient par la redondance n´ecessaire pour les commandes de vol, l’objectif ´etant de toujours pouvoir gouverner l’avion en cas de panne sur un ou 2 circuits. En cas de perte des r´eacteurs, une g´en´eration minimale d’´energie hydraulique est assur´ee par une ´eolienne (RAT : Ram Air Turbine), qui se d´eploie sous l’avion. Cette RAT alimente un seul des 3 circuits hydrauliques. La g´en´eration d’´electricit´e est assur´ee par des g´en´erateurs m´ecaniquement r´egul´es en vitesse (IDG : Integrated Drive Generator), d´elivrant un courant alternatif tri- phas´e 115/200V-400Hz. Ce standard correspond au r´eseau principal qui sert aux consommateurs puissants. Le r´eseau secondaire, en courant continu 28V, est destin´e `
a l’alimentation des faibles charges.
Dans le cas plus actuel de l’A380, qui constitue une ´etape essentielle vers l’avion dit ”tout ´el´ectrique”, des modifications majeures ont ´et´e apport´ees, et touchent autant l’architecture globale du r´eseau de bord que des fonctions plus localis´ees. Ainsi :
1.2. Vers l’avion ”tout ´electrique” : enjeux et probl´ematiques 7 Génération Hydraulique Génération Pneumatique Génération Électrique Conditionnement/ Distribution Pneumatique Conditionnement/ Distribution Électrique Gouvernes CDV Portes cargo Frein des roues Trains d’atterrissage Inverseur de poussée Pressurisation Dégivrage Démarrage réacteur Éclairage Galley Charges techniques REACTEUR Conditionnement/ Distribution Hydraulique
Fig. 1.1: Transmission de l’´energie dans les avions actuels (hors Airbus A380 et Boeing B787) [Sag01].
Fig. 1.2: Architecture 3H (Cas d’un bimoteur, bas´e sur l’architecture Airbus A330).
• Certaines surfaces de commandes de vol sont d´eplac´ees par des actionneurs ´elec-
triques ;
• Le syst`eme de secours est totalement ´electrique ; • Le r´eseau alternatif fonctionne `a fr´equence variable ;
• Les disjoncteurs de faible calibre deviennent ´electroniques.
L’architecture de l’A380 ne comporte plus que deux circuits hydrauliques et devient du type 2H+2E avec l’adjonction de deux circuit tout ´el´ectrique(cf. Figure 1.3). Alors que les deux circuits hydrauliques contrˆolent les actionneurs de commande
Fig. 1.3: Architecture 2H+2E (cas de l’ Airbus A380).
de vol, les deux circuits ´electriques sont utilis´es pour alimenter les actionneurs ´elec- triques de commande de vol. Les IDG ont ´et´e remplac´es par des VFG (Variable Frequency Generator) sur lesquels le syst`eme de r´egulation de la vitesse de rotation du g´en´erateur (CSD : Constant Speed Drive) a ´et´e supprim´e entraˆınant ainsi un gain en fiabilit´e et en maintenance, ainsi qu’un gain de masse (de l’ordre de 20 % par rapport aux IDG `a puissance identique). En revanche, la vitesse de rotation du g´en´erateur varie approximativement dans un rapport deux entraˆınant dans un mˆeme rapport la variation de la fr´equence du r´eseau ´electrique. Auparavant fix´ee `
a 400 ± 30Hz, elle s’´etend d´esormais de 360 `a 800 Hz. Cette variation de fr´equence a un impact sur les ´equipements aliment´es en courant alternatif. En particulier, la plupart des pompes `a carburant et des ventilateurs ne peuvent plus ˆetre actionn´es directement par un moteur asynchrone. D´esormais l’usage de moteurs synchrones `
a aimants permanents associ´es `a une conversion statique est banalis´e[Lan05]. De fa¸con plus globale, l’Airbus A380 compte `a son bord un grand nombre d’ac- tionneurs ´electriques, que l’on peut associer `a trois cat´egories distinctes :
• EHA (Electro-Hydrostatic-Actuator, actionneur ´electro-hydrostatique) ;
• EBHA (Electrical Backup Hydraulic Actuator, actionneur hydraulique de secours
´
electrique) ;
1.2. Vers l’avion ”tout ´electrique” : enjeux et probl´ematiques 9
Les actionneurs ´electrohydrauliques (EHA)(cf. Figure 1.4) int`egrent leur propre g´en´erateur hydraulique par l’interm´ediaire d’une pompe ´electrique tournant `a haute vitesse. On retrouve certains avantages inh´erents aux actionneurs hydrau- liques, tels que l’effort ´elev´e directement disponible sans m´ecanisme de r´eduction et la faible inertie autorisant le fonctionnement `a haute fr´equence. En outre, mˆeme si la masse de l’actionneur est plus importante, un gain substantiel s’op`ere `a l’´echelle du syst`eme complet (moins de tuyauteries) [Aud01]. Les actionneurs ´electrom´eca-
Fig. 1.4: Sch´ema de principe d’un EHA [Bos03]
niques (EMA) sont eux constitu´es de moteurs ´electriques classiques aux avantages intrins`eques suivants :
• absence de maintenance ; • un bon rendement ´energ´etique ;
mais, actuellement les solutions op´erationnelles souffrent encore :
• d’une masse trop importante ;
• d’inertie qui ne permet pas d’accepter des fr´equences de commande ´elev´ees.
1.2.2
Enjeux de l’avion ”tout ´electrique”
L’objectif de l’avion ”tout ´electrique” vise `a remplacer les ´energies hydraulique et pneumatique par l’´energie ´electrique (cf. Figure 1.5). Les principaux int´erˆets se concr´etisent dans [Sag01] :
• La r´eduction de la masse :
– Diminution de la consommation de carburant avec impact sur l’environne- ment.
– Diminution des coˆuts des op´erations de maintenance.
• L’ utilisation d’un seul type d’´energie :
– R´eduction des proc´edures de maintenance,
– Simplification des proc´edures d’op´erations de pilotage et d’entraˆınement, – Standardisation des ´equipements.
Génération Électrique Conditionnement/ Distribution Pneumatique Conditionnement/ Distribution Électrique Pressurisation Ventilation Éclairage Galley Charges techniques Gouvernes CDV Portes cargo Frein des roues Trains d’atterrissage Inverseur de poussée REACTEUR
Fig. 1.5: Transmission de l’´energie dans un avion ”tout ´electrique” [Sag01].
• Suppression de la g´en´eration hydraulique :
– Am´elioration des r´eparations, des d´emontages et de la maintenance des ´equipements,
– Diminution des probl`emes dˆus `a la corrosion du fluide hydraulique, – Am´elioration vis-`a-vis de l’environnement.
• Suppression du pr´el`evement d’air de la g´en´eration pneumatique :
– Augmentation des performances des r´eacteurs,
– Suppression des canalisations haute temp´erature (450˚C).
Dans le cas id´ealis´e, o`u toutes ces fonctions sont r´ealis´ees, on peut esp´erer :
• Une r´eduction de masse de une tonne ;
• Une r´eduction de la consommation de carburant : 1 `a 2% ; • Une r´eduction du coˆut de maintenance de 30% ;