CONTRIBUTION A L ETUDE DE L EXISTENCE DES DECHARGES DANS LES SYSTEMES DE L AVIONIQUE

Transcription

1 THÈSE En vue de l'obtention du DOCTORAT DE L UNIVERSITÉ DE TOULOUSE Délivré par l Université Toulouse III Paul Sabatier Discipline ou spécialité : Génie Electrique Présentée et soutenue par Flavien KOLIATENE Master Recherche Matériaux pour l électronique & Ingénierie des Plasmas Maître ès science Le 5 janvier 2009 Titre : CONTRIBUTION A L ETUDE DE L EXISTENCE DES DECHARGES DANS LES SYSTEMES DE L AVIONIQUE JURY M. Jean Hugues PAILLOL, Professeur des Universités - PAU. Président M. Olivier LESAINT, Directeur de recherche au G2ELAB, Grenoble. Rapporteur M. François FOREST, Professeur à l IES- Montpellier. Rapporteur M. Michel DUNAND, Resp. Interconnexion, Labinal. Examinateur M. Régis Meuret, Resp. Pôle SPEC, Hispano-suiza. Examinateur M. Thierry LEBEY, Directeur de recherche CNRS- Toulouse. Directeur de thèse M. Jean-Pascal CAMBRONNE, Professeur à l UPS- Toulouse. co-directeur de thèse Ecole doctorale : Génie électrique, électronique et télécommunications, Toulouse Unité de recherche : Physique, Chimie, Automatique Directeurs de Thèse : M. Thierry LEBEY, Jean-Pascal CAMBRONNE Rapporteurs : M. Olivier LESAINT, Directeur de recherche au G2ELAB, Grenoble M. François FOREST, Professeur à l IES, Montpellier

2

3 La vie est une succession de paragraphes qui finissent tous par un point d interrogation. «Charlélie Couture» A Ma mère, mes frères et sœurs, ma femme, ma fille et ma belle famille A Tous ceux qui me sont chers A La mémoire de mon Père

4

5 Résumé Grâce aux progrès réalisés dans le domaine de l électronique de puissance, la puissance électrique embarquée dans les véhicules de transport (automobile, ferroviaire, maritime ) est en constante augmentation. Cette évolution est aussi en train de se produire dans les aéronefs conduisant inévitablement à une augmentation du niveau de tension. La souplesse de contrôle, la maintenance facilitée ainsi que le coût sont les atouts supposés des systèmes dits «Plus électrique». Cependant, la mise en place de systèmes plus électriques peut conduire à l'apparition de phénomènes défavorables aux systèmes d'isolation électrique tels que des décharges. Une étude sur les conditions d initiation des Décharges Partielles (DP) est donc apparue nécessaire pour garantir la fiabilité des systèmes d isolation et donc de l ensemble de la chaîne de puissance électrique. C'est dans ce cadre que s'inscrit le travail qui est présenté dans ce manuscrit. Une attention particulière est portée à la caractérisation expérimentale de l'existence de DP dans les systèmes électriques embarqués dans les aéronefs. Ceci est lié, d'une part, à l'environnement spécifique (pression, température, humidité,..) et, d'autre part, à l'augmentation du niveau de tension. Jusqu'à très récemment, ce phénomène n'était pas pris en compte dans les spécifications des équipements électriques embarqués, compte tenu du faible niveau de tension fonctionnement (115V AC et 28V DC). Nous rappelons tout d'abord l'évolution et le besoin en puissance électrique dans les nouvelles générations d'avions de plus en plus électriques. Un état de l'art sur les mesures de DP est ensuite présenté. La phénoménologie de décharges électriques dans l'air et notamment la loi de Paschen sont exposées. Enfin, des expressions correctives issues de la littérature sont présentées et discutées. Nous présentons ensuite le banc d'essai mis au point permettant, d'une part de caractériser le claquage électrique de l'air sous atmosphère contrôlée (pression, température et taux de l'humidité relative) et d'autre part d'effectuer les mesures de DP sous contraintes aéronautiques. Les mesures effectuées nous ont permis dans une première étape de définir selon la plage de température d'utilisation, le domaine de validité des expressions correctives. Nos mesures montrent ensuite que l'initiation des DP étant inévitable, certains équipements seront plus exposés que d'autres à leur développement dans leurs conditions normales de fonctionnement. Des recommandations doivent donc être établies afin d'imposer dans les spécifications les mesures de DP comme tests de qualification. Mots clés : Avionique, Loi de Paschen, Tension de claquage, Isolation électrique, Paramètres atmosphériques, Equipements de puissance, Décharges Partielles.

6

7 Abstract Thanks to the progress realized in power electronics field, the electric power embarked on the transport vehicles (automobile, railroad, maritime ) is in constant increase. This evolution is also occurring in aircrafts, leading inevitably to an increase of the voltage level. The control flexibility, the facilitated maintenance as well as the cost are the assumed assets of systems called "More Electric". However, the implementation of more electric systems can lead to the occurrence of unfavourable phenomenons to the insulation electrical systems such as discharges. It seemed therefore necessary to develop a study on initiation conditions of Partial Discharges (PD) to guarantee the reliability of insulation systems which is the whole chain of electric power. It is in this frame the work relates to and it is presented in this manuscript. A particular attention is carried out concerning the experimental characterization of the PD existence in the electric systems embarked in aircrafts. This is bound, on one hand, to the specific environment (pressure, temperature, humidity) and, on the other hand, to the increase of the voltage level. Until very recently, this phenomena was not taken into account in the specifications of the embarked electric equipments, considering the low functioning voltage level (115V AC and 28V DC). We remind first of all about the evolution and the need in electric power in the new generations of more and more electric aircraft. A state of the art on the measures of PD is then presented. The phenomenology of electric shocks in the air in particular Paschen law are explained. Finally, corrective expressions coming from the literature are presented and discussed. Then we present the bench test worked out allowing, on one hand the characterization of the electric strain of the air under controlled atmosphere (pressure, temperature and relative humidity) and on the other hand the measures of PD under avionics constraints. The measures allowed us in a first stage to define according to the temperature set of use, the domain of validity of the corrective expressions. Our measures show then that the initiation of the PD being inevitable, some equipment will be more exposed than the others to PD development in normal functioning conditions. Recommendations must thus be established to impose within the specifications the PD measures as qualification tests. Keywords: Avionics, Paschen Law, Breakdown voltage, electric Insulation, Atmospheric parameters, Power equipments, Partial Discharges (PD).

8

9 REMERCIEMENTS En dépit du fait qu un seul nom d auteur figure sur la couverture d un mémoire de thèse!!! Que serait-on, seul face à son sujet de thèse!? Telle est la question que je me pose avant de commencer les traditionnels remerciements Faire une liste exhaustive de tous les gens que j ai rencontrées pour faire avancer directement ou indirectement ce travail serait hasardeux Alors les absent(e)s de cette liste m excusent, ma mémoire est sélective. Mais à coup sur j ai pensé à vous à un moment Tout d abord, Je remercie Monsieur Christian Laurent, directeur du Laboratoire Plasma et Conversion d Energie (Laplace) pour m avoir accueilli au sein du dit labo. Je remercie très sincèrement mes «chefs» Thierry Lebey et Jean Pascal Cambronne qui ont pu encadré et dirigé ce travail avec beaucoup de compétences et de sympathie. Au cours de ces années, votre grande disponibilité, votre rigueur scientifique, votre enthousiasme et vos précieux conseils m ont permis de travailler dans les meilleures conditions. La confiance que vous m avez accordée ainsi que nos nombreuses discussions m ont permis de progresser. Soyez assuré, Monsieurs, de toute mon estime et de mon profond respect. De même, je tiens à souligner la patience et leurs contributions dans la rédaction de ce document. J exprime toute ma reconnaissance à Sorin Dinculescu et Alain Boulanger qui ont apporté une contribution précieuse pour la mise en place du banc d essai, sans lequel, la partie expérimentale de ce travail n aurait pu se réaliser. Pour les nombreuses discussions, très fructueuses lors des réunions, qui ont permis d orienter cette étude ainsi que son financement, je remercie le consortium des industriels partenaires ce travail : Technofan, Hispano-suiza, Nexans, Thalès et Labinal représentés respectivement par : Christophe Cester, Regis Meuret & Sebastien Vieillard, Jean-Pierre Ferlier et Hakim Jannah,

10 Remerciement Mario Martinez et en particulier Michel Dunand et Kahina Meziani dont les contributions au travers de nombreuses suggestions m ont beaucoup étayé. Je remercie les rapporteurs de cette thèse Olivier Lesaint et François Forest pour la rapidité avec laquelle ils ont lu mon manuscrit et l intérêt qu ils ont porté à mon travail. Merci également au Professeur Jean-hugues Paillol, d accepter de présider ce jury. Pour tous les moments passés ensemble au travail et en dehors, j adresse un sentiment très particulier et toute ma reconnaissance à tous les permanents de l équipe MDCE que j ai eu le grand plaisir de côtoyer. A mes collègues doctorants et post-doctorants : Axel Rumeau, Fabrice Aymonino, Eddy Aubert, Ludovic Menager, Sombel Diaham, Hung, Cyrille Duschene, Tomer Vaday, Maher Souidan ; pour le soutien que vous m avez apporté tout au long de ma thèse. Je vous exprime toute mon amitié. Aux ami(e)s : Landry, Phillipe, Guy, Thierry, Salouza, Gaetan, Gerome & Stéphanie, et tous ceux qui n ont cessé de m encourager, j adresse mes vifs sentiments. A ma belle famille ; Dominique, Chantal, Anne-Sophie, Céline, Marie Claude et Jean-Marie, Françoise,... j exprime toute ma reconnaissance pour leur soutien assouvi. Enfin, je tiens à remercier de façon particulière ma femme Sandrine et ma fille Lucile, qui ont été mes précieuses collaboratrices tout au long de cette étude. 2

11 TABLE DES MATIERES

12 Table des matières - 4 -

13 Table des matières INTRODUCTION GENERALE... 9 CHAPITRE I : ENVOL DE LA PUISSANCE ELECTRIQUE EMBARQUEE I.1- Généralité sur les sources d énergies embarquées I.2- Des avions de plus en plus électriques I.2.1- Historique de l évolution de l énergie électrique embarquée I.2.2- Vers l avion plus électrique : Génération et réseau de bord I.2.2a- Nécessité d un système Hybride : Electro-hydraulique I.2.3- Evolutions futures : Vers le tout électrique et le plus composite I.2.3a- Le frein électrique I.2.3b- Mutualisation de l électronique I.2.3c- Structure composite I.2.4- Positionnement du problème I.2.5- Problématique industrielle I.3- Fonctionnement et environnement aéronautique I.3.1- Identification des contraintes spécifiques du système aéronautique I.3.1a- Contraintes de fonctionnement I.3.1b- Contraintes environnementales b1- Température b2- Pression b3- Humidité b3.1- L humidité relative b3.2- Le rapport du mélange b3.3- La température de rosée b4- Densité de l air b5- Conditions d humidité en fonction de l altitude b6- Variation des paramètres atmosphérique en environnement avion CHAPITRE II : PHENOMENOLOGIE & MESURES DES DECHARGES PARTIELLES (DP) II.1- Décharges électriques dans les gaz : LE PLASMA II.1.1- Bref rappel de la théorie des gaz II.1.2- Généralités et définition

14 Table des matières II.1.2a- Les collisions II.1.2b- Paramètres physiques d initiation de la décharge II.1.3- Mécanisme de formation et processus physiques des décharges électriques II.1.4- Loi de Paschen : Rappels théoriques II.1.5- Notion du champ disruptif II.1.5a- Influence de la géométrie des électrodes II.1.6- Variation des conditions environnementales II.1.7- Décharge en présence d une paroi isolante II.1.7a- Combinaison de diélectriques de différentes permittivités II.1.7b- Critères de la fonction d isolation II.2- Les décharges Partielles : Etat de l art II.2.1- Définitions et classification... 6 II.2.1a- Définitions II.2.1b- Classification et terminologie II.2.2- Les mesures des DP comme technique de diagnostic du système d isolation électrique II.2.2a- Objectif II.2.2b- Les différentes techniques de détection b1- les techniques autres qu électriques b1.1- La détection radio b1.2- La détection acoustique b1.3- La détection optique b2- La détection électrique b2.1- Historique b2.2- Les montages de détection électrique b2.3- Les grandeurs liées aux DP b2.3i- Le bruit de fond b2.3ii- La calibration de la mesure des DP b2.3iii- La Charge apparente b2.3iv- Relation entre charge apparente et charge réelle b2.3v- Tension d apparition et d extinction des décharges (TADP et TEDP) b2.3vi- Les grandeurs calculées II.2.2c- Techniques d analyse des DP c1- Objectifs c2- Procédures c3- Reconnaissance par observation directe c4- Reconnaissance par utilisation des coefficients statistiques : skewness & kurtosis c5- Méthodes diverses II.2.3- Effets des paramètres de fonctionnement électriques sur les DP

15 Table des matières II.2.4- Nocivité des DP II.2.5- Diagnostics des équipements de l électronique de puissance II.2.6- Les DP et les normes aéronautique : ABD CHAPITRE III : CARACTERISATION EXPERIMENTALES ET RESULTATS III.1- Claquage de l air sous contraintes environnementales III.1.1- Description du dispositif expérimental III.1.2- Mode opératoire et protocoles expérimentaux III.1.2a- Essais en température-humidité III.1.2b- Essais en pression simulant des variations d altitude b1- Pompage b2- Réglage de la distance inter-électrodes b2.1- Etalonnage de la vis micrométrique III.1.3- Mesure de la tension de claquage de l air III.1.4- Résultats et analyses III.1.4a- Comparaison des résultats avec la courbe théorique de Paschen III.1.4b- Effet de variation des paramètres environnementaux b1- Température et pression b2- Humidité III.1.5- Validation des facteurs correctifs CHAPITRE IV : LES DECHARGES PARTIELLES (DP) DANS LES SYSTEMES DE L AVIONIQUE IV.1- Présentation du dispositif IV.2- Acquisition et traitement des données IV.3- Description des véhicules tests IV.4- Caractérisation des DP IV.4.1- Environnement de fonctionnement des équipements IV.4.2- Mesures des DP IV.4.2a- Isolation des câbles a1- Champ et potentiel dans un câble a2- Disposition des câbles aéronautiques a3- Résultats des mesures des DP a3.1- Influence de la jauge a3.2- Influence des contraintes d installation a3.3- Influence de la variation des paramètres environnementaux

16 Table des matières IV.4.2b- Isolation statorique b1- Mesures des DP en impulsionnelle : Test d isolation entre spires b2- Mesures des DP en AC 50Hz b3- Isolation des autotransformateurs IV.4.2c- Isolation des composants d électronique de puissance IV.5- Analyses et recommandations CONCLUSION ANNEXES BIBLIOGRAPHIE

17 INTRODUCTION GENERALE

18 Introduction générale 10

19 Introduction générale Les inquiétudes, entretenues d une part, par l augmentation exponentielle de la consommation des énergies fossiles et d autre part, par le souci de préserver l environnement ont motivé les acteurs impliqués dans le domaine du transport à mettre en place des solutions alternatives. Une des solutions possibles consiste dans le développement de véhicules plus électriques voire hybrides. Cependant, la mise en place des systèmes plus électriques constitue un challenge. De nombreux défis doivent être relevés pour garantir la fiabilité des systèmes. Dans ce contexte, de l automobile au ferroviaire en passant par le maritime et l'aéronautique, les systèmes électriques subissent de profondes mutations et doivent être repensés. L essor de l électronique de puissance durant ces dernières années participe à ce changement. Fiabilité, modularité, gain de masse, souplesse de fonctionnement sont, parmi d autres, les qualités qu apportent ces nouveaux modes de conversion d énergie. Qui ne peut constater l évolution faite de la célèbre 2CV à la nouvelle C5? De la même manière, la comparaison entre le premier train alimenté par caténaire et le nouveau AGV (Automotrice Grande Vitesse) en dit long sur l apport d organes électriques. Retenons que les caractéristiques principales recherchées sont le confort, la sécurité, le coût et l impact sur l environnement. Dans le secteur aéronautique, dont la contrainte principale est la masse embarquée, plusieurs réflexions sont menées pour arriver à ces objectifs en incorporant aussi la fiabilité des équipements. Des investigations sont donc menées sur la fiabilité des convertisseurs statiques (plate forme du Laboratoire Pearl), sur les problèmes liés à la compatibilité électromagnétique et sur la phénoménologie des Décharges Electriques Partielles (DP) notre cas d étude. Le travail que nous allons présenter s inscrit dans le cadre d une collaboration entre le laboratoire Laplace via l équipe Matériau Diélectrique dans la Conversion d Energie (MDCE) et les industriels qui interviennent dans la chaîne de puissance électrique embarquée dans les aéronefs. Cette collaboration associe les entreprises du groupe Safran (Labinal, Hispano- Suiza, Technofan), avec Thalès Avionics System (TAES) et Nexans (fabricant de câbles). Improprement appelées corona dans la littérature, les Décharges Partielles (DP) correspondent à des ruptures d isolation localisées soit à la surface, soit dans le volume du Système d isolation Electrique (SIE). L existence de ce phénomène entraîne leur vieillissement précoce. Jusqu à très récemment, ce phénomène n était pas pris en compte dans les spécifications relatives aux équipements électriques de l avionique, compte tenu des faibles niveaux de tension utilisés (115V AC 400Hz et 28V DC). L augmentation des charges électriques a conduit à une augmentation de la puissance embarquée. Cette exigence se traduira par une augmentation du niveau de tension (230V AC à fréquence variable

20 Introduction générale 800Hz et +/-270 ou 0-540V DC). Ainsi, cette augmentation combinée aux contraintes imposées par l environnement avionique : baisse de pression liée à l altitude, cycles de température et variation du taux d humidité, risque de rendre l existence des DPs inévitable. Dès lors, tout le problème consiste donc, d une part à identifier les contraintes spécifiques aux systèmes de l avionique et d autre part à quantifier expérimentalement l impact de ces contraintes sur l occurrence des décharges afin d apporter, dans le futur, soit des outils d aide aux dimensionnements, soit des critères de choix d équipements via la préconisation des tests spécifiques, pour garantir la fiabilité de la fonction d isolation. Dans le premier chapitre, nous présentons l évolution de l énergie électrique embarquée dans les aéronefs. Après avoir rappelé les différentes sources d énergie traditionnellement utilisées, nous nous focalisons sur l aspect électrique. Notamment l architecture du réseau de bord et les différentes fonctions qui font appel de plus en plus aux systèmes électriques. Cette évolution a progressivement ouvert la voie vers l Avion Tout Electrique, et ses conséquences constituent un des challenges à relever. Nous identifions les contraintes spécifiques à l environnement des systèmes embarqués dans les aéronefs notamment la variation des paramètres atmosphériques, susceptibles d influencer l initiation des décharges. Dans le second chapitre, nous rappelons les principes fondamentaux de la physique des décharges ainsi que l état de l art sur l utilisation des DP comme technique de diagnostic des équipements électriques. Les principaux paramètres physiques, les phénomènes ainsi que les lois sont brièvement rappelés. La revue de la littérature effectuée à cet effet a permis d identifier des expressions correctives proposées pour prendre en compte l'impact sur la courbe de Paschen d'éventuels écarts liées aux conditions environnementales. Dans le troisième chapitre, nous décrivons le dispositif expérimental mis au point ainsi que les résultats obtenus. Ce chapitre est consacré à la caractérisation de la décharge électrique en champ uniforme dans l air sous différentes conditions, obtenues par la variation des paramètres atmosphériques (pression, température et le taux d humidité relative). C est le tracé de la loi de Paschen dans ces conditions spécifiques qui constitue notre apport principal. Nous discutons aussi de la validité des expressions correctives proposées dans la littérature. Dans le quatrième chapitre, nous présentons les résultats de caractérisation des DP sur différents équipements électriques embarqués dans les aéronefs. Nous étudions l impact de 12

21 Introduction générale variation des paramètres environnementaux sur la tension d apparition des DP dans les conditions spécifiques à l avionique. Nous en déduisons les limites d utilisation des équipements actuels et nous donnons quelques recommandations. Enfin, dans la conclusion, nous dégageons les résultats essentiels de cette étude et les perspectives de recherches qui en découlent. 13

22 Introduction générale 14

23 Chapitre I : ENVOL DE LA PUISSANCE ELECTRIQUE EMBARQUEE

24 I- Envol de la Puissance Electrique Embarquée 16

25 I- Envol de la Puissance Electrique Embarquée L utilisation de l électricité dans le monde aéronautique n est pas récente. Mais, progressivement, les avionneurs ont manifesté un profond souhait d élargir son utilisation à l ensemble des fonctions remplies à bord des avions. De surcroît, le confort des passagers comme le développement des distractions à bord (cinéma, jeux, ) ne fait qu augmenter la demande en puissance électrique embarquée. Dans ce chapitre, tout en rappelant les principales sources d énergies traditionnellement utilisées, nous présentons succinctement l évolution et l intérêt de l utilisation croissante de l énergie électrique ainsi que les contraintes spécifiques liées au fonctionnement et à l environnement du système de l avionique. I.1- Généralité sur les sources d énergies embarquées Trois sources d énergie coexistent actuellement dans les aéronefs : hydraulique, pneumatique et électrique. Ces trois sources d énergie sont toutes obtenues à partir du réacteur. L énergie primaire est donc fournie par la combustion du Kérosène et les autres sources citées constituent le secondaire. Hydraulique : L énergie hydraulique est fournie par une pompe hydraulique couplée mécaniquement à 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. Pneumatique : L énergie pneumatique est obtenue par prélèvement d air chaud sur les étages haute et basse pression du réacteur. Les fonctions réalisées par le pneumatique sont principalement le conditionnement d air de la cabine et du cockpit (climatisation et pressurisation) et le dégivrage des bords d attaque des ailes. Le circuit d air permet aussi le démarrage des réacteurs, mais cette fois l alimentation se fait par l APU «Auxiliary Power Unit». L APU est un générateur auxiliaire alimenté lui aussi par du kérosène. Il est essentiellement utilisé au sol avant le démarrage des réacteurs. Electrique : L énergie électrique est fournie par un alternateur entraîné mécaniquement par la rotation de l arbre du réacteur. Les fonctions de l énergie électrique sont nombreuses et variées et en perpétuelle augmentation. 17

26 I- Envol de la Puissance Electrique Embarquée Ces sources d énergie, dites de servitude, présentent des avantages et des inconvénients, énumérés dans le tableau I.1. Avantages Inconvénients Hydraulique Fort couple Fuite de Skydroll Tuyauterie importante Pneumatique Démarrage des réacteurs Prélèvement sur le réacteur Electrique Coût de maintenance Compatibilité Electromagnétique Gain de poids Possibilité d existence des Décharges Partielles ou couronne. Tableau 1.1 : Avantages et inconvénients des différentes sources d énergie. Les principaux inconvénients de l hydraulique sont les risques de corrosion et d incendie lors d une fuite du liquide hydraulique : le Skydroll. De plus, les prélèvements d air effectués sur les réacteurs pour maintenir la pression dans le circuit pneumatique pénalisent le rendement du réacteur. Ainsi, Boeing annonce près de 35% de réduction de la puissance nécessaire par l utilisation d une architecture électrique à la place d un système pneumatique. Le remplacement d un système hydraulique ou pneumatique ainsi que toute la tuyauterie associée permet également d envisager un gain de masse. Cependant les contraintes avioniques imposent une sécurité de fonctionnement et une disponibilité des équipements. Pour assurer ces contraintes, le gain en poids est difficile à estimer et dépend des choix technologiques. En effet, qui dit plus d électricité embarquée, dit aussi davantage de câbles pour conduire le courant. On estime ainsi à plus de 500 kilomètres la longueur des câbles dans l A380. Un des principaux avantages de l électricité est la simplicité de la maintenance possible directement sur avion [Wei]. De plus l électronique peut transmettre des informations sur l état du système permettant des actions de maintenance avant apparition d un défaut majeur. En réduisant ainsi les temps d immobilisation de l avion, le taux de disponibilité, qui est synonyme de rendement, augmente. I.2 - Des avions de plus en plus électriques D une manière générale, l électricité prend une place prépondérante dans le schéma énergétique des véhicules, notamment dans la distribution interne d énergie. Les aéronefs n échappent pas à cette tendance. Le besoin en puissance électrique est de plus en plus croissant comme l illustre la figure I.1, ce qui pourrait entraîner l abandon progressif de l énergie hydraulique ou pneumatique à bord des aéronefs : c est le concept de l avion «tout électrique». 18

27 I- Envol de la Puissance Electrique Embarquée Figure I.1 : Evolution de la puissance électrique embarquée [S01] Nous revenons brièvement dans les paragraphes suivants sur l historique de cet envol de la puissance électrique embarquée dans les aéronefs. I Historique de l évolution de l énergie électrique embarquée Comme illustré sur la figure I.1, les chiffres parlent d eux-mêmes. Depuis le début de l histoire de l aéronautique, les avions deviennent de plus en plus électriques. Dans les années 50, l'un des premiers avions civils "long courrier" (la caravelle SE 210, 80 passagers) consommait environ 27kW avec une distribution électrique de 28V en continu. A l époque, l ensemble des commandes étaient hydrauliques et mécaniques. Au début des années 70, Airbus commercialise l A300 (260 passagers) et la consommation est de 250kW avec une distribution complètement revue. Le réseau principal est à 115V AC triphasé à 400Hz. Pourquoi ce choix? La réponse est liée à la masse. La fréquence plus élevée que pour les réseaux électriques terrestres s explique, entre autres, par le fait que la taille des matériaux magnétiques diminue quand la fréquence augmente. A cette époque, l électricité n est toutefois utilisée que pour l instrumentation de vol. A la fin des années 80, l A320 consomme 300kW, soit guère plus que son prédécesseur, mais il sonne le glas des anciennes commandes de vol. Dotés d un système appelé «Fly by Wire», les volets sont toujours actionnés par pression hydraulique mais la commande est entièrement électrique. Le confort et le divertissement du passager prennent aussi une part non négligeable de la consommation électrique. Sécurisante et souple d utilisation, cette nouvelle technologie sera appliquée par les autres avionneurs [Bon]. 19

28 I- Envol de la Puissance Electrique Embarquée I Vers l avion plus électrique : Génération et réseau de bord L architecture type d un gros porteur (A330 par exemple, Figure I.2) est constituée de trois circuits hydrauliques (H1 à H3) et de deux alternateurs qui, connectés aux turbines (Engine + Gen) alimentent séparément un bus de 115V 400Hz. Figure I.2 : Architecture type du réseau électrique d un biréacteur. Circuit hydraulique en tirets [Lan] L ensemble des charges de forte puissance (commerciales ou techniques) est branché sur ce bus bar. Pour assurer la constance de la fréquence, un système électro-hydraulique permet de fixer une vitesse constante sur l arbre de la machine (Constant Speed Drive). L ensemble alternateur plus CSD constitue le générateur principal (Figure I.3) et est appelé IDG (Integrated Drive Generator). Une machine à aimants permanents PMG (Permanent Magnet Generator) assure l alimentation d une excitatrice par le biais d un ensemble redresseur plus convertisseur DC-DC. Figure I.3 : Principe de l IDG 20

29 I- Envol de la Puissance Electrique Embarquée Dans certaines conditions, une source électrique auxiliaire, APU (Auxiliary Power Unit), souvent en queue d avion, assure la génération d air pour le démarrage des moteurs et le conditionnement de la cabine. Elle est principalement utilisée au sol [Ema]. Deux prises de parc (Ext A et B) permettent l alimentation de l'avion quand celui-ci est à l arrêt. Un transformateur redresseur (TR) assure la conversion entre le bus bar alternatif et continu (28VDC). C est un système dodécaphasé qui facilite le filtrage des harmoniques de courant générées et de réduire les ondulations de tension en sortie [Bon]. Enfin, côté secours, des batteries branchées sur le bus bar DC assurent l alimentation des organes de vol vitaux. De plus, une éolienne de secours, la RAT (Ram Air Turbine), permet à la fois de pressuriser un circuit hydraulique (H1) et d assurer la fourniture électrique de ces mêmes organes via un alternateur de quelques kw (Constant Speed Motor / Generator). En ce qui concerne le circuit hydraulique, il en existe trois indépendants (H1, H2, et H3) dont la génération est assurée par des pompes. Chacun de ces circuits possède un accumulateur (non représenté sur la figure) qui permet d absorber les variations de pression. Comme nous l avions mentionné, l un des circuits sert également de secours [Wei]. C est l A380 qui marque le plus l histoire de l aéronautique, par sa taille, ce qui nous importe peu dans le cadre de cette étude, mais surtout par son architecture qui se différencie nettement des précédentes et traduit le souhait de l avionneur d aller vers le «plus électrique». Plusieurs évolutions importantes sont à noter. Tout d abord, du point de vue de la puissance installée à bord, qui passe à 800kW avec quatre générateurs à fréquence variable de 200kW chacun [Lan]. L un des trois circuits hydrauliques des architectures dites «3H» est remplacé par un circuit électrique pour obtenir une architecture dite «2H+2E». Le fait de n avoir que deux circuits hydrauliques principaux et de remplacer le troisième circuit hydraulique classique par un secours électrique peut être un facteur de diminution de masse. 21