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L’avion plus électrique, besoins et contraintes de conception
« L’avion plus électrique » est un terme qui est apparu d’une manière explicite dans les années 2000 avec la conception de l’A380. Cependant, depuis les années 1960, l’avion embarque des systèmes électriques où la puissance électrique ne cesse de croitre [Lan05]. Dans un avion biréacteur classique, l’architecture de la puissance est dite « 3H ». Ceci signifie que l’avion possède trois circuits hydrauliques distincts qui fournissent la puissance nécessaire aux actionneurs. Cette redondance assure une continuité de fonctionnement en cas de perte d’un ou deux circuits hydrauliques où les pompes des circuits hydrauliques et les alternateurs sont entrainés par les réacteurs.
La puissance électrique d’un avion « non électrique » est principalement utilisée pour l’électronique de navigation, les instrumentations de bord, l’éclairage de la cabine et le confort des passagers. Tous les autres équipements tels que les commandes de vol utilisent la puissance hydraulique ou pneumatique. Dans les années 1950, la Caravelle embarquait un total de 27kVA de puissance électrique [Bar05]. La première évolution du réseau de bord est la tension d’alimentation qui passe de 28V DC à 115V AC- 400Hz (triphasé). Le choix d’une telle alimentation permet de réduire la taille des actionneurs à puissance égale. Comme la vitesse de rotation d’un réacteur est variable, pour garantir une fréquence de 400Hz, l’axe qui relie le réacteur à l’alternateur passe par un système ‘CSD’ (Constant Speed Drive).
La deuxième grande évolution est arrivée dans les années 80 avec l’A320 qui est équipé de commandes de vol électriques « Fly by Wire ». Elles permettent de remplacer le manche de pilotage par un joystick. Les signaux de commande sont électriques, cependant les actionneurs restent hydrauliques. Au vu de la souplesse d’utilisation, les autres avionneurs optent pour ce type de commandes de vol. Au final, à cette époque, la puissance électrique totale embarquée est d’environ 275kVA [Man09]. La dernière grande évolution date des années 2000. L’A380 est le premier « avion plus électrique » [Lan05]. L’évolution la plus importante vient de son architecture de réseau de bord (toutes sources de puissance confondues) : cette architecture se compose de deux circuits hydrauliques et deux circuits électriques (appelé 2H+2E) .
Dans l’A380, environ un tiers des actionneurs sont de natures électriques et sont de trois types :
◈ Les EHA (Electro-Hydrostatic Actuator) qui sont des actionneurs en deux parties. Un convertisseur d’électronique de puissance alimente un moteur qui entraine la pompe hydraulique et met en pression le circuit hydraulique afin d’actionner un vérin hydraulique : Figure N°4.
◈ Les EMA (Electro-Mechanical Actuator) : à titre d’exemple, un moteur entrainant une roue et vis sans fin.
◈ Les EBHA (Electro Back-up Hydraulic Actuator) sont des actionneurs qui fonctionnent normalement avec le circuit hydraulique de l’avion. Si le circuit hydraulique est défaillant, un circuit électrique vient alimenter un moteur pour entrainer une pompe. L’EBHA est donc équivalent à un EMA en cas de défaillance du circuit hydraulique de bord.
Une autre évolution importante dans l’A380 est le réseau électrique triphasé dont la fréquence varie de 360Hz à 800Hz. Ceci est dû au fait que l’IDG est remplacé par un VFG (Variable Frequency Generator) Figure N°5. Un VFG est une IDG (Integrated Drive Generator) sans le système CSD (Constant Speed Drive). La suppression du CSD réduit l’encombrement et la masse des générateurs. Cette évolution est rendue possible par la généralisation des convertisseurs de l’électronique de puissance.
Aujourd’hui, la puissance électrique d’un A380 est de 900kVA [Man09]. On note que le B 787, dernier avion de Boeing certifié le 26 août 2011, a une puissance installée de 1.4MVA. L’augmentation de la puissance électrique de bord fait apparaitre des problèmes de stabilité du réseau. Le nombre d’actionneurs devenant important, la puissance mise en jeux augmente, les différents consommateurs au sein du réseau avion ont une influence sur les comportements statiques et dynamiques du réseau électrique. La récupération d’énergie dans un avion plus électrique est facilitée par l’ajout de systèmes électriques réversibles. Cependant, les différents actionneurs électriques utilisés à l’heure actuelle sont basés sur une structure avec un pont de diode (donc non-réversible). En mode générateur, l’énergie fournie par l’actionneur est de ce fait dissipée dans des résistances. Pour récupérer cette énergie, deux solutions sont possibles :
❖ la première consiste à récupérer l’énergie dans un système de stockage local pour être utilisée ultérieurement localement.
❖ La seconde est de réinjecter cette énergie sur le réseau de bord à courant continu.
La conséquence serait de concevoir et gérer un réseau à tension continue alors qu’il est actuellement à tension alternative [Lan06]. En conclusion, on peut dire que « l’avion plus électrique » est l’orientation scientifique et technique actuelle [Lan06]. Il s’agit de continuer à remplacer des systèmes principalement hydrauliques par des systèmes électriques dans un premier temps. Nous voyons aussi se dégager la problématique de la récupération de l’énergie électrique, qui est possible sous la forme de stockage et/ou de réinjection sur le réseau de bord. Cette électrification est accompagnée par une utilisation généralisée de convertisseurs d’électronique de puissance. Une bonne intégration de ces convertisseurs dans l’environnement avion nécessite des approches de conception dédiées en considérant des contraintes multi-physiques. Cependant, reste à prouver la fiabilité de l’ensemble des systèmes électriques par rapport aux exigences des applications avioniques.
Projet CISACS, positionnement technique et scientifique
En région Ile de France, plusieurs pôles de compétitivité existent et chacun d’eux travaille dans un domaine particulier. Le pôle de compétitivité ASTech Paris Région a pour but de consolider la position de la région Ile de France dans le domaine de l’aéronautique, spatial et des systèmes embarqués.
Il est organisé en plusieurs domaines thématiques :
● Architecture véhicules et équipements,
● Energie à bord,
● Essais et instrumentations,
● Maintenance aéronautiques,
● Matériaux et procédés,
● Propulsion,
● Emploi formation et recherche.
Le projet CISACS (Concept Innovant de Système d’Actionnement de Commandes de vols secondaires et de Servitudes) est l’un des projets du thème de l’énergie à bord. De même, 3MT (Matériaux magnétiques pour machines et transformateurs), RECUPENER (récupération d’énergie sur le réseau de bord) ou bien encore SEFORA (étude des chaînes de conversion d’énergie sous des températures ambiantes supérieures à 200°C) sont d’autres projets issus de ce même domaine thématique. Le projet CISACS s’inscrit clairement dans la démarche de « l’avion plus électrique ». Dans le cadre de ce projet, l’idée de base est que certains actionneurs sont utilisés de manière séquentielle lors d’un vol : de ce fait, les convertisseurs de puissance des différents actionneurs pourraient être communalisés afin de réduire, potentiellement, la masse du système global.
Lors d’un vol, l’orientation du train avant est utilisée au sol. Durant les phases de décollage et d’atterrissage, le système d’actionnement de train est mis en fonctionnement. Ce système est principalement composé des trappes de train, du système de relevage et d’un crochet de verrouillage. Les aérofreins sont, quant à eux, utilisés avant la descente et pendant l’atterrissage (ces systèmes ont été choisis pour leur caractère séquentiel). Les différents systèmes évoqués précédemment sont initialement réalisés avec une technologie hydraulique. L’un des buts du projet est de les remplacer par des systèmes électriques. De plus, sous l’hypothèse d’un fonctionnement séquentiel, les différents convertisseurs pourraient être mutualisés.
Approche de pré-dimensionnement des convertisseurs en électronique de puissance
Dans l’industrie, le coût et le temps de conception d’un système se doivent d’être les plus faibles possibles. Une fois le cahier des charges défini, à partir d’outils numériques, les concepteurs pourraient définir un premier prototype virtuel du système. Celui-ci lèverait des risques potentiels et permettrait de redéfinir le cahier des charges si nécessaire. Ce prototypage virtuel permettrait de valider la première étape d’une conception de système que l’on nomme souvent étape de prédimensionnement [Ejj10][Hel06]. Il tient compte des objectifs et contraintes définis dans le cahier des charges tout en considérant une modélisation multi physique (phénomènes thermiques, électriques, CEM, dynamiques, etc.). Pour mener à bien le pré-dimensionnement, plusieurs étapes peuvent être nécessaires. Par exemple, dans la thèse de K. Ejjabraoui [Ejj10], le pré-dimensionnement de convertisseurs de puissance (pour applications automobiles) est découpé en trois étapes. Elles mettent en jeu différents niveaux de finesses dans l’approche de modélisation et d’optimisation :
❖ Premier niveau : sur la base du cahier des charges et du dossier de définition de la fonction à réaliser, le choix de l’architecture et des technologies des composants sont automatisés. Les modélisations sont abordées avec une formulation analytique simple pour mener à des calculs numériques rapides. Le recours à des bases de données est nécessaire pour les différentes technologies de composants. A la fin de la première étape, un rebouclage est prévu pour affiner le cahier des charges si nécessaire.
❖ Deuxième niveau : l’optimisation du convertisseur est basée sur des modélisations plus fines. Les contraintes et objectifs multi-physiques sont introduits (température, CEM conduite, rendement, volume, masse, etc.). Le concepteur a le choix de considérer un ou plusieurs objectifs (afin d’obtenir un front de Pareto des solutions possibles). De plus, les contraintes et objectifs dynamiques sont introduits ce qui permet au concepteur de considérer la loi de commande dès la phase de prédimensionnement. A la fin du deuxième niveau, l’architecture sélectionnée est optimisée avec ses différents composants.
❖ Troisième niveau : il a pour objectif de lever certaines incertitudes sur des problèmes géométriques au sein du convertisseur : effet de la géométrie sur les performances CEM conduites, sur les répartitions de température au sein des semi-conducteurs, etc. Dans la thèse de K. Ejjabraoui, deux exemples sont considérés pour illustrer une approche d’optimisation 3D du placement des composants sous contraintes thermiques. Cette optimisation lève les risques de l’intégration 3D des composants au niveau des contraintes thermiques. En résumé, à partir d’un cahier des charges, le concepteur a levé le maximum de risques sur le choix d’architecture, le choix des composants et l’organisation 3D de son convertisseur d’électronique de puissance.
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Table des matières
Introduction Générale
Chapitre I Pré-dimensionnement des convertisseurs de puissance embarqué dans les moyens de transport
1. L’avion plus électrique, besoins et contraintes de conception
2. Projet CISACS, positionnement technique et scientifique
3. Approche de pré-dimensionnement des convertisseurs en électronique de puissance
4. Mutualisation des convertisseurs d’électronique de puissances : application aux systèmes mono-convertisseur multi-machines
5. Technologies des interrupteurs de puissance à base de semiconducteurs
5.1 Généralités
5.2. MOSFET, IGBT, RC-IGBT, RB-IGBT & MBS
5.3 CoolMOS & FlyMOS
5.4 Nouveaux matériaux semi-conducteurs
6. Conclusion
Références bibliographiques du Chapitre I
Chapitre II Analyse fonctionnelle et dysfonctionnelle d’une application monoconvertisseur multi-machine séquentielle
1. Structures candidates pour la mutualisation de l’onduleur
2. Modélisations fonctionnelles et dysfonctionnelles du système {convertisseurs + machines} [Led10]
3. Résultats
3.1. Présentation des simulations
3.2. Simulations fonctionnelles
3.2.1. Résultats de simulation de l’onduleur avec aiguilleurs de puissance
3.2.2. Résultats de simulation du convertisseur matriciel
3.2.3. Conclusion
3.3. Simulations dysfonctionnelles
3.3.1. Défaut sur un interrupteur de l’onduleur en circuit ouvert
3.3.2. Défaut sur un interrupteur de l’aiguilleur en circuit ouvert
3.3.3. Défaut d’un enroulement en court-circuit
3.4. Conclusion des résultats de simulation
4. Conclusion
Références bibliographiques du Chapitre II
Chapitre III : Méthodologie de pré-dimensionnement par optimisation de chaînes d’actionnement mono-convertisseur multi-machines
1. Modélisation en vue de l’optimisation
1.1. Définition du système
1.2. Modélisations des semi-conducteurs
1.2.1 Proposition de la définition d’un interrupteur générique monodirectionnel en tension et bidirectionnel en courant
1.2.2. Description des bases de données de composants
1.2.3. Pertes dans les semi-conducteurs
1.3. Dissipateur
1.4. Modélisation du filtrage
1.4.1 Normes utilisées
1.4.2. Réseau Stabilisateur d’Impédance en Ligne (RSIL)
1.4.3. Modélisation du filtre CEM de mode différentiel
1.4.4. Couplage du calcul CEM avec l’optimisation
1.5. Variables d’optimisation
2. Méthode d’optimisation
2.1. Principe de l’algorithme génétique
2.2. Population initiale
2.3. Processus itératif
2.3.1. Evaluation
2.3.2. Classement – Sélection
2.3.3. Croisement
2.3.4. Mutation
2.3.5. Bilan
2.4. Gestion des contraintes
2.5. Formalisation du problème d’optimisation
3. Résultats d’optimisation de l’étape du pré-dimensionnement
3.1. Cas général : N-machines (sans filtre CEM)
3.1.1. Rappels sur les données nécessaires à l’optimisation
3.1.2. Résultats d’optimisation, influence du nombre de machines
3.1.3. Résultats détaillés de l’onduleur et de l’aiguilleur de puissance pour l’application CISACS (cas de deux machines)
3.1.4. Résultat d’optimisation du filtre CEM
3.2. Résultats de pré-dimensionnement en fonction de la fréquence de découpage et de la puissance des machines électriques
3.2.1. Pré-dimensionnement pour des charges de 3kW
3.2.2. Résultats pour des puissances de 2kW et 4kW
3.2.3. Bilan des résultats d’optimisation
3.3. Mutualisation des bras d’onduleur
3.3.1. Principe et hypothèse de la mutualisation de bras
3.3.2. Résultats de la mutualisation de bras et comparaison avec les résultats précédent
3.3.3. Conclusion sur la mutualisation de bras
3.4. Conclusion sur les résultats d’optimisation du pré-dimensionnement
4. Conclusion
Références bibliographiques du Chapitre III
Chapitre IV : Contribution à l’optimisation du placement/routage
Conclusion Générale
