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L’AVION PLUS ELECTRIQUE ET LA CONTRIBUTION DES MACHINES A HAUTE VITESSE
L’objectif de ce premier chapitre est de mettre en évidence la problématique des réseaux DC à tension variable dans le cadre des avions « plus électriques » du fait de la génération de puissance électrique par un VSG (Variable Speed Generator). L’alimentation des actionneurs électriques haute-vitesse, connectés à ces réseaux DC à tension variable, utilisant une architecture classique (filtre d’entrée LC – onduleur) apporte un certain nombre de contraintes sur le dimensionnement du convertisseur DC/AC. En tenant compte des normes CEM aéronautiques et des applications considérées, il existe un certain nombre de solutions alternatives pour remédier à cet inconvénient, en particulier, celle d’intercaler un convertisseur DC/DC entre le filtre d’entrée et l’onduleur. Bien que cette solution relâche les contraintes sur l’onduleur, elle apporte d’autres problématiques, notamment au niveau du contrôle, ce qui demande d’utiliser des commandes non linéaires, de sorte à assurer la stabilité et la dynamique de régulation suffisante pour les différentes variables d’état du système.
Vers l’avion plus électrique
Accroissement du besoin énergétique dans les avions
L’énergie principale d’un avion assure la propulsion de celui-ci, elle est fournie par les différents réacteurs dont le nombre peut aller jusqu’à 4. Conjointement à cette source d’énergie, l’appareil nécessite d’autres sources d’énergie dites « énergies secondaires » dont le rôle est d’assurer le fonctionnement des systèmes auxiliaires (commandes de vol, freinage, sortie du train d’atterrissage, …) ainsi que l’alimentation des différents instruments électroniques et de contrôle. Ces sources d’énergie secondaires créées à partir de la source principale peuvent être hydrauliques, pneumatiques ou électriques. L’avènement de l’aviation commerciale et du transport de passagers a encouragé l’augmentation du confort dans les avions; éclairage, divertissement, …
L’énergie pneumatique est fournie par un prélèvement d’air sur les étages basse pression et haute pression du réacteur. Cet air sert à pressuriser et climatiser le cockpit et la cabine. Pour ce qui est de l’énergie hydraulique, elle est issue d’une pompe hydraulique entrainée par le moteur thermique. Cette énergie permet principalement d’actionner les commandes de vol, le train d’atterrissage et le freinage. Quant à l’énergie électrique, elle est principalement utilisée pour alimenter les calculateurs, les instruments de navigation, l’éclairage, la commande d’actionneurs. Cependant, le champ d’utilisation de l’énergie électrique ne fait que grandir car dans les nouveaux avions, les commandes de vol sont électriques de même que la ventilation, le freinage, la sortie du train d’atterrissage,… .
Architecture énergétique type d’un avion de ligne standard
Il y a une répartition de ces 3 sources d’énergie secondaires au sein des avions afin d’alimenter chaque actionneur pour réaliser la fonction qui lui est confiée. Cette distribution peut varier d’un appareil à l’autre, c’est pourquoi nous prendrons comme exemple ici, l’Airbus A330 .
Circuits hydrauliques
Bien qu’appliqué à un aéronef précis, le schéma de la Figure 1-4 n’est néanmoins pas un cas particulier car la majorité des avions de lignes possèdent 3 circuits hydrauliques indépendants d’où le nom d’architecture 3H. Ce nombre de circuits hydrauliques peut même monter à 4 pour le Boeing 747. Le fait d’avoir plusieurs circuits indépendants permet une redondance qui assure une grande sûreté de fonctionnement. En effet, dans le cas d’un avion conventionnel, les commandes de vol sont réparties sur l’ensemble des circuits hydrauliques, ce qui permet de garder le contrôle de l’avion même si 2/3 des circuits hydrauliques sont défaillants (ou 3 sur 4 pour le Boeing 747). La puissance hydraulique est générée à partir de deux pompes hydrauliques (EDP) sur chaque réacteur au niveau du compresseur haute pression. En complément de cette redondance, un circuit supplémentaire de secours est également présent, généré par une éolienne de secours, la RAT (Ram Air Turbine), il permet d’assurer les fonctions vitales de l’appareil. Afin de limiter les variations de pression dans les circuits, des accumulateurs hydrauliques (Accu) sont présents. Le système de freinage possède son propre accumulateur hydraulique pour garantir le freinage en cas de perte des circuits hydrauliques.
Circuits électriques
Dans un avion de ligne standard de type moyen et long courrier, le réseau électrique se divise en un réseau primaire alternatif triphasé (115V/200V – 400Hz) et en un réseau secondaire continu (28V) obtenu à partir du premier en utilisant des transformateurs redresseurs (TR). Le réseau primaire est utilisé pour alimenter les gros consommateurs. La puissance électrique d’un gros porteur comme l’Airbus A330 est de l’ordre de 330 kVA. Pour les bimoteurs, deux réseaux électriques alternatifs indépendants sont produits à l’aide de deux IDG (Integrated Drive Generator), chacun alimentant un réseau. Cependant il existe des moyens d’interconnecter ces deux réseaux pour pallier l’éventuelle défaillance d’un générateur. C’est le compresseur haute pression du moteur (propulsion) qui entraine ces IDG comme pour la pompe hydraulique. Ces deux IDG ne représentent pas les seules sources d’énergie, il existe aussi des sources auxiliaires qui peuvent être soit des sources de secours, soit des sources utilisées pendant les phases au sol de l’avion. Lors de sa phase au sol, l’avion produit son énergie électrique à partir de l’APU (Auxiliary Power Unit), il s’agit d’une turbine fonctionnant au kérosène qui entraîne un alternateur d’une puissance équivalente à un IDG. Cet APU permet de démarrer les moteurs principaux de manière autonome mais aussi d’assurer le conditionnement de la cabine. Parmi les sources électriques de secours, il y a des batteries qui peuvent assurer la continuité du réseau pendant une dizaine de minutes en maintenant un niveau de tension acceptable. Mais il y a aussi un générateur de secours (CSM/G -Constant Speed Motor/Generator) qui permet de fournir un réseau alternatif de faible puissance (1-10kVA) à partir d’un circuit hydraulique. Compte tenu de sa puissance réduite, seules les fonctions vitales à la survie de l’appareil sont assurées. Suivant le type d’avion ou de panne, la source hydraulique peut provenir d’un moteur ou d’une éolienne: la RAT (Ram Air Turbine).
Architecture énergétique d’un avion de ligne plus électrique
Historique
La première étape majeure dans l’électrification des aéronefs s’est jouée dans les années 50 avec le passage du 28V continu au 115V alternatif, du fait de l’augmentation de la puissance électrique consommée à bord. C’est ensuite dans les années 70 que la seconde étape a eu lieu avec la réalisation des commandes de vol électriques dans le domaine du transport commercial avec l’appareil supersonique franco-britannique, le Concorde. Puis dans les années 80, l’AIRBUS A320 devient le premier avion commercial dont les commandes sont entièrement contrôlées par un calculateur. Cela a permis de confirmer la direction prise vers une électrification plus grande des avions. Il faut cependant attendre la décennie suivante et les années 1990 pour voir apparaître dans des programmes militaires ambitieux, le terme de « plus électrique » mais aussi le lancement de deux projets phares qui donneraient naissance à l’AIRBUS A380 et au BOEING 787, suivis par l’AIRBUS A350. Ce sont les contraintes économiques de réduction de coûts, de réduction des masses et des volumes embarqués, sans oublier la souplesse d’utilisation et le renforcement de la fiabilité qui ont conduit à ces projets afin de remplacer progressivement les équipements hydrauliques, pneumatiques et mécaniques par des équipements électriques pour assurer les mêmes fonctionnalités.
Exemple d’avion plus électrique: l’A380
L’exemple le plus probant d’avion plus électrique est sans doute le réseau électrique de l’AIRBUS A380. Sur cet appareil, l’énergie électrique joue un rôle important notamment dans les commandes de vol et les équipements de secours.
Le terme plus électrique vient du fait qu’un circuit hydraulique a été supprimé pour être remplacé par un circuit électrique. Ainsi la structure réseau de l’avion passe de « 3H » (3 circuits hydrauliques indépendants) à un réseau « 2H+2E », soit deux circuits hydrauliques et deux circuits électriques indépendants (Figure 1-5). Quant à la RAT, générant le réseau de secours, dans un avion conventionnel, elle entrainait une pompe hydraulique alors que dans un avion plus électrique, elle est directement générateur électrique connecté au bus alternatif pour fournir l’énergie nécessaire à l’alimentation des commandes de vol [6] [7] . La suppression de ce circuit hydraulique permet de réaliser un gain de masse. Cependant, pour compenser la diminution de fiabilité liée au remplacement d’une technologie mature (les actionneurs hydrauliques) par des actionneurs électriques, ces derniers sont doublés pour assurer la disponibilité des fonctions vitales. Ainsi, il existe des actionneurs électro-hydrostatiques; EHA – ElectroHydrostatic Actuator (Figure 1-6) ou des actionneurs électromécaniques, EMA -Electro-Mechanical Actuator mais également, d’autres actionneurs utilisant l’énergie hydraulique en fonctionnement normal et utilisant l’énergie électrique en secours, ce sont les EBHA – Electro Back-up Hydraulic Actuator . Dans ce type d’avions, un tiers des actionneurs sont à puissance électrique. La répartition entre électrique et hydraulique se fait de manière à garder le contrôle de l’appareil suivant les scénarii d’urgence imaginés.
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Table des matières
Introduction Générale
1. CHAPITRE I : L’AVION PLUS ELECTRIQUE ET LA CONTRIBUTION DES MACHINES A HAUTE VITESSE
1.1 Introduction
1.2 Vers l’avion plus électrique
1.2.1 Accroissement du besoin énergétique dans les avions
1.2.2 Architecture énergétique type d’un avion de ligne standard
1.2.3 Architecture énergétique d’un avion de ligne plus électrique
1.3 Normes et standards (CEM conduites)
1.3.1 Objectif d’une norme CEM
1.3.2 Normes CEM aéronautiques et militaires
1.4 Architecture d’alimentation et de contrôle d’un actionneur haute vitesse dans le cadre de l’avion plus électrique
1.4.1 Architectures d’alimentation et de contrôle classiques d’une MSAP haute-vitesse
1.4.2 Architectures d’alimentation de MSAP intégrant un convertisseur DC/DC
1.5 Analyse des applications visées et choix des architectures d’alimentation adaptées
1.5.1 Application de démarrage électrique de turbomachines pour la micro-hybridation des hélicoptères
1.5.2 Application de ventilation et conditionnement d’air
1.5.3 Synthèse et conclusion sur le choix des architectures d’alimentation des applications visées
1.6 Modélisation des architectures d’alimentation des actionneurs haute vitesse avioniques en vue de leur optimisation
1.6.1 Modélisation des pertes dans la machine synchrone à aimants permanents
1.6.2 Modélisation des pertes dans les semi-conducteurs de puissance
1.6.3 Modélisation des pertes dans les éléments passifs
1.6.4 Evaluation du volume des éléments passifs
1.6.5 Algorithmes d’optimisation multi-objectifs
1.7 Conclusion
2 CHAPITRE II: ETUDE DES ARCHITECTURES D’ALIMENTATION D’UNE MACHINE SYNCHRONE A AIMANTS PERMANENTS HAUTE-VITESSE POUR DES APPLICATIONS AVIONIQUES
2.1 Introduction
2.2 Evaluation d’un convertisseur à source impédante pour un actionneur haute-vitesse dans le cas d’une application de micro-hybridation de turbomachine
2.2.1 Modélisation analytique de l’onduleur à Quasi Z-source
2.2.2 Insertion des courts-circuits de bras d’onduleur
2.2.3 Mise à profit de l’onduleur à QZS pour annuler les ondulations hautes-fréquences du courant d’entrée
2.2.4 Optimisation de l’ensemble filtre d’entrée-hacheur élévateur-onduleur pour une application de type starter
2.3 Evaluation de la solution basée sur l’alimentation d’une MSAP haute-vitesse par un convertisseur DC/DC élévateur associé à un onduleur commandé en PAM dans le cadre d’une application de type ventilateur
2.3.1 Méthode de pilotage MLI de l’onduleur à basse fréquence (arrêt – basse vitesse)
2.3.2 Modélisation de la structure de puissance pour une commande PAM dans le cas d’un hacheur élévateur
2.3.3 Optimisation de l’ensemble filtre d’entrée-hacheur élévateur-onduleur
2.4 Convertisseur Quasi Z-source-Buck pour l’alimentation d’un actionneur présentant une phase haute-vitesse de faible durée
2.4.1 Introduction
2.4.2 Proposition d’une topologie de convertisseur DC/DC à fonction abaisseur/élévateur (fonction Buck-Boost)
2.4.3 Analyse des pertes dans le convertisseur QZS -Buck DC/DC proposé
2.4.4 Comparaison du convertisseur QZS Buck proposé avec le convertisseur Cuk
2.5 Conclusion
3 CHAPITRE III: ETUDE DES ARCHITECTURES DE CONTROLE D’UNE MACHINE SYNCHRONE A AIMANTS PERMANENTS HAUTE-VITESSE
3.1 Impacts de la haute-vitesse sur la commande
3.2 Commande classique appliquée à un actionneur haute-vitesse avec ou sans convertisseur DC/DC
3.2.1 Compensation de la position mécanique
3.2.2 Fréquence d’échantillonnage ralentie
3.2.3 Résultats de simulation
3.2.4 Conclusions sur la commande classique d’un actionneur haute-vitesse
3.3 Commande par platitude différentielle d’un actionneur haute-vitesse motorisé par une MSAP
3.3.1 Planification des trajectoires et paramètres de régulation
3.3.2 Réduction du nombre d’opérations élémentaires
3.3.3 Résultats de simulation
3.3.4 Commande non linéaire basée sur la platitude du système dans le cas d’une MSAP haute-vitesse saturable
3.3.5 Conclusions sur la commande plate d’une MSAP
3.4 Commande des convertisseurs DC/DC par des contrôles énergétiques non linéaires pour différentes stratégies de pilotage de la machine
3.4.1 Cas d’une stratégie de pilotage par Pulse Amplitude Modulation avec un convertisseur DC/DC élévateur
3.4.2 Cas d’une stratégie MLI avec adaptation de la tension par un onduleur à Quasi Z-source
3.5 Conclusion
4 CHAPITRE IV: VALIDATIONS EXPERIMENTALES; MISE EN ŒUVRE D’UN BANC D’ESSAIS PRATIQUE D’UNE CHAINE DE CONVERSION DE L’ENERGIE ELECTRIQUE ET DE SON CONTROLE
4.1 Mise en œuvre expérimentale d’un banc de test d’une chaine de conversion de l’énergie : filtre d’entrée-convertisseur DC/DC-onduleur-machine pour une d’application de type démarrage
4.2 Validation expérimentale de la faisabilité des constituants de la chaine de conversion et des différents modèles
4.2.1 Cas de l’onduleur à Quasi Z-source sur charge RL triphasée
4.2.2 Etude expérimentale du convertisseur Quasi Z-source DC/DC en cascade avec un onduleur de tension triphasé sur charge RL
4.2.3 Etude expérimentale du convertisseur Quasi Z-source – Buck DC/DC
4.2.4 Validation fréquentielle du couplage des inductances en vue de réduire les perturbations de mode différentiel sur le courant d’entrée DC
4.3 Validation expérimentale de la commande de la chaine complète de conversion avec adaptation de la tension suivant la vitesse mécanique pour une application starter
4.3.1 Commande classique basée sur des régulateurs linéaires de la MSAP alimentée par un onduleur à quasi Z-source
4.3.2 Commande linéaire d’une MSAP seule
4.3.3 Commande de la MSAP par un contrôle basé sur la propriété de platitude du système
4.4 Conclusion
Conclusion Générale
