Soutenance mémoire
Les sources d’énergie disponibles dans un avion
Les sources d’énergie disponibles à bord d’un avion moderne sont généralement des sources pneumatiques, hydrauliques et électriques. Ces trois sources d’énergies sont toutes obtenues à partir du réacteur. L’énergie primaire dans un avion est par conséquent le kérosène et nous pouvons définir comme énergies secondaires les sources d’énergie hydraulique, pneumatique et électrique, précédemment citées. L’énergie pneumatique est obtenue par prélèvement d’air chaud sur les étages haute-pression et bassepression du réacteur. Les fonctions réalisées par les actionneurs pneumatiques sont principalement le conditionnement d’air de la cabine et du cockpit (climatisation et pressurisation) ainsi que le dégivrage des bords d’attaque des ailes. Le circuit d’air permet également le démarrage des réacteurs, mais dans ce cas, l’alimentation se fait par l’APU « Auxiliary Power Unit ». L’APU est un générateur électrique auxiliaire alimenté lui aussi par du kérosène. Il est essentiellement utilisé au sol avant le démarrage des réacteurs. L’énergie hydraulique est fournie par une pompe hydraulique couplée mécaniquement sur l’arbre du réacteur. Les principales fonctions du circuit hydraulique sont l’actionnement des commandes de vol, le relevage du train d’atterrissage ainsi que le freinage. Enfin, l’énergie électrique est générée par l’intermédiaire d’un alternateur entraîné mécaniquement par la rotation de l’arbre du réacteur. Les fonctions de l’énergie électrique sont nombreuses et variées. Dans les applications récentes et futures, la source d’énergie électrique tend à remplacer de plus en plus les autres sources d’énergie de l’avion : elle est par conséquent en perpétuelle augmentation. Un petit historique s’impose pour se rendre compte de cette évolution progressive vers l’avion « plus électrique ».
Pourquoi privilégier l’énergie électrique ?
Les trois sources d’énergies secondaires qui coexistent à bord d’un aéronef et que nous avons décrites précédemment présentent chacune des atouts et des contraintes. Tableau I-1 synthétise les avantages et les inconvénients de ces différentes sources d’énergie : hydraulique, pneumatique, et enfin électrique. Les principaux inconvénients de l’hydraulique sont notamment liés aux risques de corrosion et d’incendie qui peuvent se produire lors d’une fuite du liquide hydraulique : le Skydroll®. Dans le cas du pneumatique, les prélèvements d’air effectués sur les réacteurs pour maintenir la pression dans le circuit pneumatique ont un impact non négligeable sur les performances et le rendement du réacteur. En effet, BOEING annonce une réduction de près de 35% de la puissance nécessaire prélevée sur le turboréacteur lors de l’utilisation d’une architecture électrique à la place d’une architecture pneumatique [BOEING]. Le remplacement d’un système hydraulique ou pneumatique, ainsi que toute la tuyauterie associée, par un système électrique permet d’envisager un gain de masse important sur l’avion, qui constitue, comme nous l’avons évoqué précédemment, une contrainte majeure de dimensionnement en aéronautique. Cependant, les contraintes avioniques imposent une sécurité de fonctionnement maximale et une disponibilité des équipements importante. La prise en compte de ces contraintes, induit un certain nombre de compromis, et au final le gain en masse est souvent difficile à estimer. En effet, il dépend en grande partie des choix technologiques effectués en termes de redondance et de fonctionnement en mode dégradé. En cas d’avarie ou de panne, le système doit pouvoir continuer à fonctionner en sous régime et le dimensionnement des circuits électriques est réalisé en prenant en compte cette contrainte. Enfin, un des principaux avantages de l’électricité est une maintenance simplifiée qui permet des interventions plus rapides et, contrairement à la plupart des systèmes hydrauliques ou pneumatiques, directement sur l’avion (pas de dépose des systèmes). De plus, l’électronique peut transmettre à tout moment au pilote et/ou aux ingénieurs des informations sur l’état du système. Des actions de maintenance peuvent par conséquent être mises en œuvre avant l’apparition d’un défaut majeur. Ainsi, en réduisant les temps d’immobilisation de l’avion, son taux de disponibilité, synonyme de rendement pour les clients qui sont les compagnies aériennes, augmente.
L’utilisation d’un réseau d’alimentation continu à haute tension : le bus HVDC
Sur les avions futurs, dans le but d’assurer l’alimentation des charges dont les puissances consommées sont de plus en plus importantes, une élévation des tensions est envisagée. Le bus triphasé alternatif (AC) principal passe alors de 115V à 230V entre phase et neutre pour le B787 et le futur A350. En outre, la création d’un bus HVDC « High Voltage Direct Current » est également à l’étude chez les avionneurs. A l’heure actuelle, la distribution de puissance par un bus HVDC n’est pas encore totalement confirmée. Le niveau de tension retenue se fera entre 270V et ±270V. L’avantage d’un bus HVDC est de réduire le dimensionnement des câbles qui se traduira par une réduction sensible de la masse des câbles pour un même échauffement. En effet, à puissance donnée, l’augmentation de la tension entraîne une diminution dans les mêmes proportions du courant, et donc de la section des câbles. Sachant que l’A380 emporte plus de 500km de câbles (tous types confondus), l’installation d’un bus HVDC présente un intérêt certain. Cependant, l’accroissement de la tension à bord des avions peut générer plusieurs inconvénients qu’il apparaît indispensable de prendre en compte. Le premier est lié à la sévérité de l’environnement aéronautique ; le taux d’humidité, la pression et la température sont des grandeurs qui déterminent l’apparition des phénomènes de décharges partielles [KOLIATENE-08]. Le second problème, particulièrement important pour notre étude, est la quasi-proportionnalité entre le niveau de tension du bus continu et les perturbations électromagnétiques. Si le niveau de tension passe de 270V à ±270V, alors le niveau des perturbations électromagnétiques est doublé. Cet aspect sera notamment développé dans la suite du mémoire en établissant une relation directe entre la tension du bus continu et l’amplitude des perturbations.
Quelques définitions
La Compatibilité Électromagnétique (CEM) La compatibilité électromagnétique est définie comme étant l’aptitude d’un dispositif électrique à fonctionner convenablement dans son environnement électromagnétique sans produire de perturbations qui risquent de gêner le fonctionnement des autres dispositifs électriques avoisinants.
Susceptibilité et émission La compatibilité électromagnétique rassemble, dans son domaine d’étude, la susceptibilité qui représente la sensibilité d’un système à une agression électromagnétique, et l’émission qui représente la quantité de perturbations émises par un système. L’étude de la susceptibilité électromagnétique est très complexe car cette grandeur est difficilement modélisable. Dans nos travaux, nous nous focaliserons sur l’émission des perturbations par les systèmes de puissance. Nous considérerons par la suite que, si le niveau des perturbations émises respecte les normes CEM (DO160E), alors les systèmes embarqués ne seront pas perturbés. Nous serons toutefois amenés, au cours de l’étude, à faire la corrélation entre l’immunité et l’émission en utilisant le théorème de réciprocité des phénomènes physiques.
Perturbation de mode commun Le mode de transport des perturbations conduites, qui nous intéresse prioritairement, est le mode commun. Les chemins de conduction des perturbations de mode commun sont difficilement maitrisables et identifiables. Ces perturbations transitent par des circuits de masse pouvant ainsi former des boucles de rayonnement importantes et qui ne sont pas maîtrisées à la conception du système. Le lecteur pourra se reporter aux références bibliographiques [COSTA-99], [DEGAUQUE90], qui détaillent les pré-requis nécessaires à l’étude des perturbations de mode commun. Les perturbations conduites ont fait l’objet de nombreuses études en électronique de puissance [VERMAELEN-03] [REVOL-03] et également dans le domaine aéronautique [JETTANASEN-08-1]. Nous nous intéresserons par conséquent plus particulièrement au mode de couplage champ à câble, c’est à dire aux perturbations électromagnétiques rayonnées.
La norme aéronautique DO-160E
La norme DO-160E [RTCA-04] est la norme qui spécifie les caractéristiques des équipements aéronautiques ainsi que l’environnement dans lequel ils doivent continuer à fonctionner. Nous nous intéressons notamment à la section 21, relative aux niveaux d’énergie des émissions Radio Fréquence (RF). Le protocole de mesure est défini par la Figure I-18. Le système sous test doit être installé sur une table en bois sur laquelle est placé un plan de cuivre d’une surface au moins égale à 2m. La mesure du champ électrique est réalisée dans une chambre semi-anéchoïque. L’antenne réceptrice utilisée doit être adaptée à la plage de fréquences étudiée. L’équipement sous test est connecté à des charges aéronautiques par les câbles réels de l’équipement. Un Réseau Stabilisateur d’Impédance de Ligne (RSIL) associé à des condensateurs extérieurs permet de filtrer les perturbations présentes sur le réseau, et également de normaliser l’impédance réseau vue par l’élément sous test.
Définition de l’éprouvette
Afin de mener l’étude théorique, nous avons donc adapté le banc d’essai que nous avons présenté au chapitre II. Le système étudié se compose alors d’un plan de masse que nous considèrerons comme infini et parfaitement conducteur dans un premier temps. Une ligne d’une longueur L0 est disposée au dessus du plan de masse à une hauteur h, comme le présente la Figure III-10. La ligne est constituée par un conducteur massif. Le système étudié est identique au système utilisé dans la cellule TEM, mises à part les dimensions qui avaient été réduites afin de pouvoir se loger dans la cellule. Avant de pouvoir calculer le champ électromagnétique, nous avons besoin de connaître le courant dans la ligne.
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Table des matières
CHAPITRE I : La CEM en aéronautique, objectifs du travail
I. Introduction
II. Le contexte
II.1. Évolution vers un avion « plus électrique »
II.2. Évolutions de l’utilisation de l’électricité à bord des futurs avions
II.3. La CEM future en aéronautique : le point de vue LABINAL
III. La compatibilité électromagnétique en électronique de puissance
III.1. Quelques définitions
III.2. Les convertisseurs électroniques de puissance
III.3. L’onduleur de tension triphasé
III.4. Les moyens de mesure des perturbations conduites et rayonnées
IV. Les normes
IV.1. Les normes en CEM
IV.2. La norme aéronautique DO-160E
V. Les objectifs et la démarche de l’étude
CHAPITRE II : Modélisation des systèmes électroniques de puissance en aéronautique à partir de leur topologie, dispositif expérimental homothétique
I. Introduction
II. Différentes topologies de câblage – Architecture de connexions
II.1. Configuration monophasé
II.2. Configuration polyphasée
III. Modélisation de l’association convertisseur-câble-charge
III.1. Justification de la modélisation de mode commun
III.2. Modélisation en mode commun d’un hacheur
III.3. Modélisation en mode commun d’un onduleur triphasé
III.4. Modélisation fréquentielle de l’actionneur électromécanique
IV. Réalisation et mise en œuvre du banc d’essai
IV.1. Conception d’un convertisseur électronique de puissance versatile
IV.2. Définition des boîtiers blindés du convertisseur statique d’énergie et de la charge électrique
V. Modélisation des câbles de puissance basée sur la Théorie des Lignes de Transmission
V.1. Détermination des paramètres linéiques par formulation analytique
V.2. Détermination des paramètres primaires des conducteurs cylindriques pleins et multibrins par la simulation numérique
V.3. Détermination des paramètres primaires par la mesure
VI. Conclusion
CHAPITRE III : Analyse du rayonnement des câbles de puissance
I. Introduction
II. Couplage en cellule TEM
II.1. Description du système
II.2. Mise en œuvre expérimentale
II.3. Conclusion
III. Détermination analytique du champ électromagnétique rayonné par une ligne audessus d’un plan de masse
III.1. Définition de l’éprouvette
III.2. Calcul des grandeurs électriques
III.3. Simulation par outils numérique
III.4. Contribution du conducteur de masse – Répartition des courants de retour entre le conducteur et le plan de masse
III.5. Participation des câbles blindés (cas 2.2)
IV. Conclusion
CHAPITRE IV : Validations expérimentales, conséquences pour le câblage de puissance en aéronautique
I. Introduction
II. Méthodologie de mesure
II.1. Antennes réceptrices
II.2. Disposition du banc d’essai
II.3. Validations du modèle de rayonnement d’une ligne au-dessus d’un plan de masse
III. Fonctionnement en mode hacheur
III.1. Cas 1.1 : Monofilaire avec retour par le plan de masse
III.2. Cas 1.3 : Configuration monofilaire avec conducteur de masse
III.3. Cas 1.2 : Configuration bifilaire
IV. Fonctionnement en mode onduleur
IV.1. Cas 2.1 : Configuration trifilaire
IV.2. Cas 2.2 : Configuration trifilaire avec conducteur de masse
IV.3. Cas 2.2 : Trifilaire blindé
V. Modifications à apporter aux modèles et aux calculs dans un cas d’application réel
V.1. Application de la modélisation sur un système électronique de puissance en aéronautique
V.2. Contribution des câbles torsadés
V.3. Le rayonnement dans un environnement composite
VI. Conclusion
Conclusion
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