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EP-4551428-B1 - ELECTRIC PROPULSION DRIVETRAIN FOR AIRCRAFT AND METHOD FOR CHARGING A BATTERY OF AN AIRCRAFT

EP4551428B1EP 4551428 B1EP4551428 B1EP 4551428B1EP-4551428-B1

Inventors

  • CHAPERON, Vincent

Dates

Publication Date
20260506
Application Date
20230703

Claims (9)

  1. An electrical propulsion chain (2) for an aircraft (1) including a device for charging a battery (15, 16), a first propulsion electric rotary machine (4) configured to drive a propeller (100) of the aircraft, a second propulsion electric rotary machine (5) configured to drive a propeller (100) of the aircraft, an electrical distribution device (14), a first battery (15), a second battery (16) and a first power converter (12), - the charging device comprising a second reversible electrical power converter (13) including a power inlet (132) configured to be connected to the second battery (16) and a power outlet (134) connected to the second propulsion electric rotary machine (5) in such a way that the second power converter transfers electrical energy between the second electric machine and the second battery, - the charging device further comprising a means for deactivating the propeller configured to prevent rotation of the propeller (100), and a parking socket (42) connected to the power outlet, - the electrical distribution device including an electrical supply line (24) including an inlet (39, 40) connected to the second battery (16) and an outlet (35, 36) connected to the power inlet (132) of the second converter (13), characterised in that - the electrical distribution device (14) including a second electrical supply line (22) comprising an inlet (31, 32) connected to the battery (15) and an outlet (27, 28) connected to the power inlet (122) of the first power converter (12), - each electrical supply line (21, 22, 23, 24) comprising an electrical supply bus (50, 51, 52, 53) connected to the inlet (29, 30, 31, 32, 37, 38, 39, 40) of said supply line by a first contactor (54, 55, 56, 57) and connected to the outlet (25, 26, 27, 28, 33, 34, 35, 36) of said supply line by a second contactor (58, 59, 60, 61), a first voltage sensor (62, 63, 64, 65) measuring a voltage between said inlet and the first contactor, a second voltage sensor (70, 71, 72, 73) measuring a voltage between the second contactor and the converter (12, 13), a first current sensor (66, 67, 68, 69) measuring a current between the first contactor and the bus and a second current sensor (74, 75, 76, 77) measuring a current between the second contactor and the converter connected to said supply line, and a control circuit (43) configured to control the converter and the first and second contactors from the values measured by the first and second voltage sensors and values measured by the first and second current sensors, - the distribution device further including a distribution contactor (80) connecting the electrical supply bus (53) of the supply line (24) to the electrical supply bus (51) of the second electrical supply line (22), the control circuit (43) being configured to control the distribution contactor.
  2. The electrical propulsion chain (2) for an aircraft (1) according to claim 1, wherein the means for deactivating the propeller (100) comprises a charging contactor (41) connecting the power outlet of the second converter (13) to the second electric rotary machine (5).
  3. The electrical propulsion chain (2) according to claim 2, wherein the second power converter (13) comprises a first reversible conversion module (20) connecting the power inlet (132) to the power outlet (134) and a second conversion module (19) connecting a second power inlet (131) to a second power outlet (133), the conversion modules being independent of each other, the electrical distribution device including a third electrical supply line (23) including an inlet (37, 38) connected to the second battery (16) and an outlet (33, 34) connected to the second power inlet (131) of the second converter (13), the second electric rotary machine (5) comprising two redundant sets of stator coils (9, 11), a first set of stator coils (11) being connected to the charging contactor (41) and the second set of stator coils (9) being connected to the second power outlet (133) of the converter (13).
  4. The electrical propulsion chain (2) for an aircraft according to claim 1, wherein the means for deactivating the propeller (100) comprises a clutch (103) configured to disengage the propeller (100) from a shaft (102) of the propulsion electric rotary machine (5) to prevent rotation of the propeller (100).
  5. The electrical propulsion chain (2) according to claim 4, wherein the second power converter (13) comprises a first reversible conversion module (20) connecting the power inlet (132) to the power outlet (134) and a second reversible conversion module (19) connecting a second power inlet (131) to a second power outlet (133), the conversion modules being independent of each other, the electrical distribution device including a second electrical supply line (23) including an inlet (37, 38) connected to the second battery (16) and an outlet (33, 34) connected to the second power inlet (131) of the second converter (13), the second electric rotary machine (5) comprising two redundant sets of stator coils (9, 11), a first set of stator coils (11) being connected to the power outlet (134) and the second set of stator coils (9) being connected to the second power outlet (133) of the converter (13).
  6. The electrical propulsion chain according to claim 3 or according to claim 5, further including a redistribution contactor (79) connecting the electrical supply bus (53) of the electrical supply line (24) to the electrical supply bus (52) of the third electrical supply line (23), the control circuit (43) being further configured to control the redistribution contactor.
  7. The electrical propulsion chain (2) according to any of claims 1 to 6, wherein the control circuit (43) is further configured to control a parking unit (3) supplying the parking socket (42) when the propeller (100) is prevented from rotating.
  8. An aircraft (1) including an electrical propulsion chain (2) according to any of claims 1 to 7 and as many propulsion nacelles (6, 7) as there are propulsion electric rotary machines (4, 5), each electric machine being disposed in a different nacelle, the means for deactivating the propeller and the parking socket (42) being disposed in one of the nacelles (7).
  9. A method for charging a battery (15, 16) of an aircraft (1) comprising a first propulsion electric rotary machine (4), a first power converter (12), a first battery (15), a second reversible electrical power converter (13) including a power inlet (132) connected to the second battery (16) and a power outlet (134) connected to a second propulsion electric rotary machine (5) of the aircraft in such a way that the power converter transfers electrical energy between the second electric machine and the second battery, and an electrical distribution device (14) including a supply line (24) comprising an inlet (39, 40) connected to the second battery (16) and an outlet (35, 36) connected to the power inlet (132) of the second converter (13), a second supply line (22) comprising an inlet (31, 32) connected to the first battery (15) and an outlet (27, 28) connected to a power inlet (122) of the first converter, and a distribution contactor (80), each supply line comprising an electrical supply bus (53, 52) connected to the inlet of said supply line by a first contactor (57, 55) and connected to the outlet of said supply line by a second contactor (61, 59), a first voltage sensor (65, 63) measuring a voltage between said inlet and the first contactor, and a second voltage sensor (73, 71) measuring a voltage between the second contactor and the converter, a first current sensor (67, 69) measuring a current between the first contactor and the bus and a second current sensor (75, 77) measuring a current between the second contactor and the converter connected to said supply line, the distribution contactor connecting the electrical supply bus of the first electrical supply line to the electrical supply bus of the second electrical supply line, the method comprises activating a means for deactivating the propeller to prevent rotation of the propeller (100) and supplying a parking socket (42) connected to the power outlet when the propeller is prevented from rotating in such a way that the second power converter transfers electrical energy from the parking socket to the second battery, closing the second contactor (61) of the supply line (24) and the redistribution contactor (80), opening the second contactor (59) of the second supply line (22), and controlling the second power converter (13) from the values measured by the first and second current and voltage sensors of the supply line and the second supply line in such a way that the power converter transfers electrical energy from the parking outlet to the first battery.

Description

Domaine technique de l'invention L'invention concerne les systèmes de propulsion électrique d'aéronef, et plus particulièrement les dispositifs de charge de batteries de propulsion et un procédé de charge de batterie. L'invention concerne en outre une chaîne propulsive comportant de tels dispositifs et un aéronef comportant une telle chaîne propulsive. Etat de la technique antérieure Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s'applique à la fois aux nouveaux types d'avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L'aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d'améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l'environnement et dont l'intégration et l'utilisation dans l'aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d'amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l'emploi de méthodes et l'exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d'avions, l'allègement des appareils, notamment les équipements embarqués allégés, le développement de l'emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion. Un aéronef à propulsion électrique comprend au moins un moteur électrique entraînant une hélice de propulsion, au moins une batterie stockant l'énergie électrique nécessaire à l'alimentation du moteur, et un convertisseur de puissance alimentant le moteur en tension alternative à partir d'une tension continue délivrée par la batterie. La charge de la batterie est effectuée lorsque l'aéronef est stationné au sol. A cet effet, un groupe de parc fournissant une tension alternative est relié à l'aéronef pour charger la batterie. Cependant, comme le groupe de parc délivre une tension alternative généralement triphasée, il est nécessaire de convertir ladite tension est une tension continue pour charger la batterie. Il est connu d'implémenter dans le groupe de parc un convertisseur de puissance pour transformer la tension alternative délivrée par le groupe de parc en une tension continue chargeant la batterie. Cependant, il est nécessaire de développer une nouvelle architecture de groupe de parc et de rajouter un module de communication entre le groupe de parc et un module de gestion de charge de la batterie implémenté dans l'aéronef afin de réguler la charge de la batterie. Il est également connu d'embarquer dans l'aéronef un convertisseur de puissance pour transformer la tension alternative délivrée par le groupe parc en une tension continue chargeant la batterie. Cependant, l'implémentation d'un convertisseur de puissance et des harnais de câblage alimentant ledit convertisseur de puissance en tension triphasée augmentent la masse de l'aéronef engendrant une augmentation de la consommation d'énergie de l'aéronef, le convertisseur de puissance étant exclusivement dédié à la charge de la batterie. US 2012/025032 A1 et FR 3 065 840 A1 divulguent également une chaîne propulsive électrique pour aéronef, comportant un dispositif de charge d'une batterie, une première machine tournante de propulsion configurée pour entraîner une hélice de propulsion de l'aéronef, une deuxième machine électrique tournante de propulsion configurée pour entraîner une hélice de propulsion de l'aéronef, un dispositif de distribution électrique, une première batterie, une deuxième batterie et un premier convertisseur de puissance. EP 3 588 729 A1 divulgue une chaîne propulsive électrique pour aéronef comportant une première et deuxième batterie, et deux moteurs, chacun relié à un convertisseur de puissance. Exposé de l'invention Le but de l'invention est de pallier tout ou partie de ces inconvénients. A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l'impact environnemental des avions. Pour cela, l'invention concerne une chaîne propulsive électrique p