PROCÉDÉ DE REDEMARRAGE ALTERNATIF D'UN TURBOMOTEUR EN VEILLE D'UN HELICOPTERE, ET ARCHITECTURE MULTI-MOTEUR PERMETTANT LA MISE EN OEUVRE D'UN TEL PROCÉDÉ 1. Domaine technique de l'invention L'invention concerne un procédé de gestion d'une panne d'un système de redémarrage d'urgence d'un turbomoteur en veille d'un hélicoptère multi-moteur, notamment bimoteur. L'invention concerne plus particulièrement un procédé de redémarrage alternatif d'un turbomoteur en veille d'un hélicoptère, en particulier dans le cas d'une détection d'une panne du système de redémarrage d'urgence de ce turbomoteur. L'invention concerne également une architecture multi-moteur permettant une mise en oeuvre d'un procédé selon l'invention. 2. Arrière-plan technologique Un hélicoptère est en général équipé d'au moins deux turbomoteurs qui fonctionnent à des régimes qui dépendent des conditions de vol de l'hélicoptère. Dans tout le texte qui suit, un hélicoptère est dit en situation de vol de croisière lorsqu'il évolue dans des conditions normales au cours de toutes les phases du vol, hors phases transitoires de décollage, d'atterrissage ou de vol stationnaire.METHOD FOR ALTERNATE RESTART OF A HELICOPTER SLEEP TURBOMOTEUR, AND MULTI-ENGINE ARCHITECTURE FOR IMPLEMENTING SUCH A METHOD 1. Technical Field of the Invention The invention relates to a method of managing a failure. an emergency restart system of a turbine engine in standby of a multi-engine helicopter, including twin engine. The invention more particularly relates to a method of alternately restarting a turbine engine in standby of a helicopter, in particular in the case of a detection of a failure of the emergency restart system of this turbine engine. The invention also relates to a multi-engine architecture for implementing a method according to the invention. 2. Technological background A helicopter is usually equipped with at least two turboshaft engines operating at speeds that depend on the flight conditions of the helicopter. Throughout the text that follows, a helicopter is said to be in a cruising flight situation when it operates under normal conditions during all phases of the flight, excluding transient phases of take-off, landing or hovering.
Dans tout le texte qui suit, un hélicoptère est dit en situation critique de vol lorsqu'il est nécessaire qu'il dispose de la puissance totale installée, c'est-à-dire dans les phases transitoires de décollage, de montée, d'atterrissage et de régime dans lequel un des turbomoteurs est défaillant, désigné par l'acronyme anglais OEI (One Engine Inoperative).Throughout the following text, a helicopter is said to be in a critical flight situation when it is necessary for it to have the total installed power, that is to say in the transitional phases of take-off, climb, landing and revving in which one of the turboshaft engines failed, designated by the acronym OEI (One Engine Inoperative).
Il est connu que lorsque l'hélicoptère est en situation de vol de croisière, les turbomoteurs fonctionnent à des niveaux de puissance faibles, inférieurs à leur puissance maximale continue. Dans certaines configurations, la puissance fournie par les turbomoteurs, lors d'un vol de croisière, peut être inférieure à 50 % de la puissance maximale de décollage (ci-après, PMD). Ces faibles niveaux de puissance entraînent une consommation spécifique (ci-après, Cs) définie comme le rapport entre la consommation horaire de carburant par la chambre de combustion du turbomoteur et la puissance fournie par ce turbomoteur, supérieure de l'ordre de 30% à la Cs de la PMD, et donc une surconsommation en carburant en vol de croisière. D'autre part, les turbomoteurs sont également surdimensionnés pour pouvoir assurer le vol dans tout le domaine de vol spécifié par l'avionneur et notamment le vol à des altitudes élevées et par temps chaud. Ces points de vol, très contraignants, notamment lorsque l'hélicoptère a une masse proche de sa masse maximale de décollage, ne sont rencontrés que dans certains cas d'utilisation de certains hélicoptères. De ce fait, certains turbomoteurs, bien que dimensionnés pour pouvoir fournir de telles puissances ne voleront jamais dans de telles conditions. Ces turbomoteurs surdimensionnés sont pénalisants en termes de masse et de consommation de carburant. Afin de réduire cette consommation notamment en vol de croisière (ou en attente au sol par exemple), il est possible d'arrêter l'un des turbomoteurs et de le placer en régime, dit de veille. Le ou les moteurs actifs fonctionnent alors à des niveaux de puissance plus élevés pour fournir toute la puissance nécessaire et donc à des niveaux de Cs plus favorables.It is known that when the helicopter is in cruise flight, the turboshaft engines operate at low power levels, lower than their maximum continuous power. In certain configurations, the power provided by the turbine engines, during a cruising flight, may be less than 50% of the maximum takeoff power (hereinafter, PMD). These low power levels result in a specific consumption (hereinafter Cs) defined as the ratio between the hourly fuel consumption by the turbine engine combustion chamber and the power supplied by this turbine engine, which is in the order of 30% greater than the Cs of the PMD, and therefore an overconsumption of fuel in cruising flight. On the other hand, the turboshaft engines are also oversized to ensure the flight in all the flight range specified by the aircraft manufacturer and in particular the flight at high altitudes and in hot weather. These flight points, very restrictive, especially when the helicopter has a mass close to its maximum take-off weight, are encountered only in certain cases of use of certain helicopters. As a result, some turboshaft engines, although sized to provide such power, will never fly under such conditions. These oversized turboshaft engines are penalizing in terms of weight and fuel consumption. In order to reduce this consumption, especially in cruising flight (or waiting on the ground for example), it is possible to stop one of the turboshaft engines and put it in the so-called "standby mode". The active engine (s) then operate at higher power levels to provide all the power required and therefore at more favorable Cs levels.
Les demandeurs ont proposé dans les demandes FR1151717 et FR1359766, des procédés d'optimisation de la consommation spécifique des turbomoteurs d'un hélicoptère par la possibilité de placer au moins un turbomoteur dans un régime de vol stabilisé, dit continu, et au moins un turbomoteur dans un régime de veille particulier duquel il peut sortir de manière urgente ou normale, selon les besoins. Une sortie du régime de veille est dite normale lorsqu'un changement de situation de vol impose l'activation du turbomoteur en veille, par exemple lorsque l'hélicoptère va passer d'une situation de vol de croisière à une phase d'atterrissage. Une telle sortie de veille normale s'effectue sur une durée de 10 s à 1 min. Une sortie du régime de veille est dite urgente lorsqu'une panne ou un déficit de puissance du moteur actif intervient ou que les conditions de vol deviennent soudainement difficiles. Une telle sortie de veille d'urgence s'effectue sur une durée inférieure à 10 s. La sortie du régime de veille est assurée par un dispositif de redémarrage d'urgence. Il se pose maintenant le problème technique de garantir que la machine en veille peut effectivement sortir du régime de veille, soit en sortie normale, soit en sortie d'urgence, lorsque nécessaire. En particulier, en cas de panne du dispositif de redémarrage de la machine en veille, et dans le cas où ce système assure à la fois les fonctions de démarrage normal et démarrage d'urgence, l'hélicoptère est alors dans une situation de sécurité dégradée pour au moins les deux raisons suivantes : d'une part, une éventuelle panne du moteur qui n'est pas en veille, ne pourrait plus être couverte par la redémarrage du moteur en veille, et d'autre part, l'atterrissage ne pourrait se faire que sur un seul moteur au lieu de deux normalement. En outre, dans le cas où l'hélicoptère est équipé d'un système de redémarrage d'urgence propre tel que par exemple celui décrit dans le brevet FR2967133(B1), le principe de la redondance des éléments participants à la régulation de puissance des turbomoteurs peut imposer de dupliquer ce système de redémarrage, ce qui peut être pénalisant en terme de masse. Il se pose donc le problème technique de fournir une architecture qui permet de pallier une éventuelle panne du système de redémarrage d'une turbomachine en veille sans impacter notablement la masse de l'hélicoptère. 3. Objectifs de l'invention L'invention vise à fournir une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur comprenant au moins un turbomoteur hybride adapté pour être mis en veille, qui permet de pallier une éventuelle défaillance du 25 système de redémarrage de ce turbomoteur hybride. L'invention vise aussi à fournir un procédé de gestion d'une panne d'un système de redémarrage d'urgence d'une turbomachine en veille. 4. Exposé de l'invention Pour ce faire, l'invention concerne une architecture d'un système propulsif 30 d'un hélicoptère multi-moteur comprenant des turbomoteurs, chaque turbomoteur comprenant un générateur de gaz et une turbine libre entraînée en rotation par les gaz dudit générateur de gaz et reliée à une boite de transmission de puissance. Une architecture selon l'invention est caractérisée en ce qu'elle comprend: au moins un turbomoteur parmi lesdits turbomoteurs, dit turbomoteur hybride, apte à fonctionner dans au moins un régime de veille au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, les autres turbomoteurs, dits turbomoteurs en marche, fonctionnant seuls au cours de ce vol stabilisé, un dispositif de couplage mécanique commandé adapté pour lier mécaniquement et sur commande au moins un turbomoteur en marche, dit turbomoteur de compensation, et ledit turbomoteur hybride, une fois en veille, de manière à pouvoir transférer une puissance mécanique de ce turbomoteur de compensation vers ledit turbomoteur hybride en veille permettant un redémarrage dudit turbomoteur hybride. Une architecture selon l'invention permet donc, sur commande, d'assurer le redémarrage du turbomoteur en veille par un prélèvement d'énergie mécanique sur un turbomoteur en marche et un transfert de cette énergie vers le turbomoteur en veille devant être redémarré. La commande est par exemple conditionnée à la 20 détection d'une panne du dispositif de redémarrage du turbomoteur en veille. Le prélèvement d'énergie mécanique sur un turbomoteur en marche et le transfert vers le turbomoteur en veille est assuré par un dispositif de couplage mécanique. Avantageusement et selon une variante de l'invention, ledit dispositif de couplage mécanique commandé comprend : 25 des moyens d'accouplement mécanique réversible entre un arbre relié mécaniquement audit générateur de gaz dudit turbomoteur de compensation et un arbre relié mécaniquement audit générateur de gaz dudit turbomoteur hybride, des moyens de commande desdits moyens d'accouplement. 30 Cette variante de l'invention permet de prélever de la puissance mécanique directement sur le générateur de gaz du turbomoteur en marche et de transférer cette puissance directement vers le générateur de gaz du turbomoteur hybride. Avantageusement et selon une autre variante de l'invention, ledit dispositif de couplage mécanique commandé comprend : des moyens d'accouplement mécanique réversible entre un arbre relié mécaniquement à ladite turbine libre dudit turbomoteur de compensation et un arbre relié mécaniquement audit générateur de gaz dudit turbomoteur hybride, des moyens de commande desdits moyens d'accouplement. Cette variante de l'invention permet de prélever de la puissance mécanique sur la turbine libre du turbomoteur en marche et de transférer cette puissance directement vers le générateur de gaz du turbomoteur hybride. Avantageusement et selon une autre variante de l'invention, ledit dispositif de couplage mécanique commandé comprend : des moyens d'accouplement mécanique réversible entre un arbre relié mécaniquement à ladite turbine libre dudit turbomoteur de compensation et un arbre relié mécaniquement à ladite turbine libre dudit turbomoteur hybride, des moyens d'accouplement mécanique réversible entre un arbre relié mécaniquement à ladite turbine libre dudit turbomoteur hybride et un arbre relié mécaniquement audit générateur de gaz dudit turbomoteur hybride, des moyens de commande desdits moyens d'accouplement. Cette variante de l'invention permet de prélever de la puissance mécanique sur la turbine libre du turbomoteur en marche et de transférer cette puissance vers le générateur de gaz du turbomoteur hybride par le biais de la turbine libre du turbomoteur hybride et de moyens d'accouplement spécifiques entre la turbine libre du turbomoteur hybride et le générateur de gaz du turbomoteur hybride. Cette variante présente notamment l'avantage de pouvoir ménager le dispositif de couplage hors de la zone feu, ce qui évite de devoir ménager des ouvertures supplémentaires dans la cloison pare-feu. En d'autres termes, il existe plusieurs variantes possibles pour le dispositif de couplage mécanique. Ce dernier peut être configuré pour prélever de l'énergie mécanique soit directement sur le générateur de gaz du turbomoteur en marche, soit sur la turbine libre du turbomoteur en marche. Il peut également être configuré pour injecter l'énergie prélevée soit directement sur le générateur de gaz du turbomoteur en veille devant être redémarré, soit sur la turbine libre de ce turbomoteur en veille. Dans ce cas, des moyens d'accouplement spécifiques sont prévus pour assurer l'entraînement du générateur de gaz du turbomoteur hybride par sa turbine libre. Avantageusement et selon l'invention, lesdits moyens d'accouplement 10 mécanique réversible sont choisis dans le groupe comprenant au moins un embrayage à friction, un crabot, et un crabot équipé d'un synchronisateur. Un crabot équipé d'un synchronisateur permet, préalablement au crabotage, de synchroniser les vitesses respectives des arbres, ce qui permet une meilleure gestion du différentiel de vitesse qu'en l'absence d'un synchronisateur. 15 Les moyens d'accouplement mécanique réversible peuvent être de tous types compatibles avec un accouplement d'arbres mécaniques. Ils peuvent par exemple prendre la forme d'un embrayage à friction, tel qu'un embrayage centrifuge, un embrayage à cône, un embrayage mono-disque ou un embrayage multidisques. De tels moyens d'accouplement présentent l'avantage de permettre 20 un glissement entre les arbres dans une première phase d'accouplement. Selon un mode de réalisation, les moyens de commande de cet embrayage à friction sont des moyens de commande hydraulique ou électrique, du type actionneur. En outre, les moyens de commande comprennent un module adapté pour recevoir une information d'une panne du système de redémarrage du turbomoteur hybride. Un 25 tel module est par exemple un élément logiciel, un sous-ensemble d'un programme logiciel, ou un élément matériel, ou une combinaison d'un élément matériel et d'un sous-programme logiciel. Avantageusement et selon cette variante, lesdits moyens d'accouplement sont configurés pour permettre un glissement temporaire d'un arbre par rapport à 30 un autre pendant une phase préliminaire d'accouplement. Avantageusement et selon cette variante, lesdits moyens de commande desdits moyens d'accouplement sont électro-mécaniques ou électro-hydrauliques. L'invention concerne également un hélicoptère comprenant un système propulsif caractérisé en ce que ledit système propulsif présente une architecture selon l'invention.The applicants have proposed in applications FR1151717 and FR1359766, methods for optimizing the specific consumption of turbine engines of a helicopter by the possibility of placing at least one turbine engine in a stabilized flight regime, said continuous, and at least one turbine engine in a particular watch mode from which it can leave urgently or normally, as needed. An output of the standby mode is said to be normal when a change of flight situation requires the activation of the engine in standby, for example when the helicopter will go from a cruising flight situation to a landing phase. Such a normal standby output takes place over a period of 10 s to 1 min. An exit from the standby mode is said to be urgent when a power failure or power deficit of the active engine occurs or the flight conditions suddenly become difficult. Such emergency standby output is performed for less than 10 s. The output of the standby mode is provided by an emergency restart device. It now arises the technical problem of ensuring that the machine in standby can effectively get out of standby mode, either at normal exit or emergency exit, when necessary. In particular, in the event of a failure of the device for restarting the machine in standby, and in the case where this system provides both the normal start and emergency start functions, the helicopter is then in a degraded safety situation. for at least two reasons: on the one hand, a possible failure of the engine that is not in standby, could no longer be covered by the restart of the engine in standby, and secondly, the landing could not only one engine instead of two normally. In addition, in the case where the helicopter is equipped with a clean emergency restart system such as for example that described in patent FR2967133 (B1), the principle of the redundancy of the elements participating in the power regulation of the turbine engines may impose duplicate this restart system, which can be penalizing in terms of mass. There is therefore the technical problem of providing an architecture that makes it possible to mitigate a possible failure of the system for restarting a turbomachine on standby without significantly impacting the mass of the helicopter. 3. OBJECTIVES OF THE INVENTION The invention aims to provide an architecture of a propulsion system of a multi-engine helicopter comprising at least one hybrid turbine engine adapted to be put on standby, which makes it possible to mitigate a possible failure of the system. restart of this hybrid turbine engine. The invention also aims to provide a method of managing a failure of an emergency restart system of a turbomachine in standby. 4. DESCRIPTION OF THE INVENTION To this end, the invention relates to an architecture of a propulsion system 30 of a multi-engine helicopter comprising turbine engines, each turbine engine comprising a gas generator and a free turbine driven in rotation by the gas of said gas generator and connected to a power transmission box. An architecture according to the invention is characterized in that it comprises: at least one turbine engine among said turboshaft engines, said hybrid turbine engine, capable of operating in at least one standby mode during a stabilized flight of the helicopter, the Other turboshaft engines, known as operating turbines, operating alone during this stabilized flight, a controlled mechanical coupling device adapted to mechanically and on command link at least one operating turbine engine, said compensation turbine engine, and said hybrid turbine engine, once in operation. standby, so as to transfer mechanical power from the compensation turbine engine to said hybrid turbine engine standby for restarting said hybrid turbine engine. An architecture according to the invention therefore makes it possible, on command, to ensure the restart of the turbine engine standby by a mechanical energy sample on a running turbine engine and a transfer of this energy to the turbine engine standby to be restarted. The control is for example conditioned to the detection of a failure of the restarting device of the engine standby. The extraction of mechanical energy on a running turbine engine and transfer to the turbine engine standby is provided by a mechanical coupling device. Advantageously and according to a variant of the invention, said controlled mechanical coupling device comprises: reversible mechanical coupling means between a shaft mechanically connected to said gas generator of said compensation turbine engine and a shaft mechanically connected to said gas turbine engine of said turbine engine hybrid means for controlling said coupling means. This variant of the invention makes it possible to take mechanical power directly from the running turbine engine gas generator and to transfer this power directly to the gas turbine generator of the hybrid turbine engine. Advantageously and according to another variant of the invention, said controlled mechanical coupling device comprises: reversible mechanical coupling means between a shaft mechanically connected to said free turbine of said compensation turbine engine and a shaft mechanically connected to said gas turbine engine of said turbine engine hybrid means for controlling said coupling means. This variant of the invention makes it possible to take mechanical power from the free turbine of the running turbine engine and to transfer this power directly to the gas generator of the hybrid turbine engine. Advantageously and according to another variant of the invention, said controlled mechanical coupling device comprises: reversible mechanical coupling means between a shaft mechanically connected to said free turbine of said compensation turbine engine and a shaft mechanically connected to said free turbine of said turbine engine hybrid, reversible mechanical coupling means between a shaft mechanically connected to said free turbine of said hybrid turbine engine and a shaft mechanically connected to said gas generator of said hybrid turbine engine, means for controlling said coupling means. This variant of the invention makes it possible to take mechanical power from the free turbine of the operating turbine engine and to transfer this power to the gas generator of the hybrid turbine engine by means of the free turbine of the hybrid turbine engine and coupling means. between the free turbine of the hybrid turbine engine and the gas turbine generator of the hybrid turbine engine. This variant has the advantage of including the coupling device out of the fire zone, which avoids having to provide additional openings in the firewall. In other words, there are several possible variants for the mechanical coupling device. The latter can be configured to take mechanical energy either directly on the gas turbine generator running, or on the free turbine of the turbine engine running. It can also be configured to inject the energy withdrawn either directly on the gas generator of the turbine engine in standby to be restarted, or on the free turbine of the turbine engine standby. In this case, specific coupling means are provided to drive the gas turbine generator of the hybrid turbine engine by its free turbine. Advantageously and according to the invention, said reversible mechanical coupling means 10 are chosen from the group comprising at least one friction clutch, a clutch, and a clutch equipped with a synchronizer. A clutch equipped with a synchronizer allows, prior to interconnection, to synchronize the respective speeds of the shafts, which allows better management of the speed differential than in the absence of a synchronizer. The reversible mechanical coupling means may be of any type compatible with a coupling of mechanical shafts. They can for example take the form of a friction clutch, such as a centrifugal clutch, a cone clutch, a single-disk clutch or a multi-disk clutch. Such coupling means have the advantage of allowing sliding between the shafts in a first coupling phase. According to one embodiment, the control means of this friction clutch are hydraulic or electrical control means of the actuator type. In addition, the control means comprise a module adapted to receive information of a malfunction of the hybrid turbine engine restart system. Such a module is for example a software element, a subset of a software program, or a hardware element, or a combination of a hardware element and a software subprogram. Advantageously and according to this variant, said coupling means are configured to allow a temporary sliding of one shaft relative to another during a preliminary coupling phase. Advantageously and according to this variant, said control means of said coupling means are electro-mechanical or electro-hydraulic. The invention also relates to a helicopter comprising a propulsion system characterized in that said propulsion system has an architecture according to the invention.
L'invention concerne également un procédé de gestion d'une panne d'un système de redémarrage d'un turbomoteur hybride d'un système propulsif présentant une architecture selon l'invention, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de couplage mécanique sur commande d'au moins un turbomoteur en marche, dit turbomoteur de compensation, avec ledit turbomoteur hybride une fois en veille, de manière à pouvoir transférer une puissance mécanique de ce turbomoteur de compensation vers ledit turbomoteur hybride en veille permettant un redémarrage dudit turbomoteur hybride. Avantageusement, un procédé selon l'invention comprend en outre une étape d'envoi d'un ordre d'anticipation de puissance à un système de régulation du turbomoteur de compensation, simultanément à ladite commande du couplage mécanique du turbomoteur de compensation audit turbomoteur hybride, de sorte que ladite puissance mécanique transférée dudit turbomoteur de compensation audit turbomoteur hybride pour redémarrer ledit turbomoteur hybride perturbe le moins possible ledit hélicoptère.The invention also relates to a method for managing a failure of a restarting system of a hybrid turbine engine of a propulsion system having an architecture according to the invention, characterized in that it comprises a step of mechanical coupling on control of at least one turbine engine running, said compensation turbine engine, with said hybrid turbine engine once in standby, so as to transfer mechanical power from the compensation turbine engine to said hybrid turbine engine standby for restarting said hybrid turbine engine. Advantageously, a method according to the invention further comprises a step of sending a power anticipation order to a compensation turbine engine control system, simultaneously with said control of the mechanical coupling of the compensation turbine engine to said hybrid turbine engine, so that said mechanical power transferred from said compensation turbine engine to said hybrid turbine engine to restart said hybrid turbine engine disturbs as little as possible said helicopter.
Un procédé selon l'invention est avantageusement mis en oeuvre par une architecture selon l'invention et une architecture selon l'invention met avantageusement en oeuvre un procédé selon l'invention. L'invention concerne également une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère, un hélicoptère comprenant un système propulsif présentant une architecture selon l'invention et un procédé de gestion d'une panne d'un système de redémarrage d'un turbomoteur hybride d'un système propulsif présentant une architecture selon l'invention, caractérisés en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après. 5. Liste des figures D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante donnée à titre uniquement non limitatif et qui se réfère aux figures annexées dans lesquelles : la figure 1 est une vue schématique d'une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère selon un mode de réalisation de l'invention, la figure 2 est une vue schématique d'une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère selon un autre mode de réalisation de l'invention, la figure 3 est une vue schématique d'une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère selon un autre mode de réalisation de l'invention. 6. Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention Les modes de réalisation décrits ci-après concernent une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère bimoteur. Cela étant, l'homme du métier comprendra aisément comment adapter les modes de réalisation décrits à un système propulsif multi-moteur, notamment tri-moteur. Cette architecture comprend deux turbomoteurs 5, 6 reliés à une même boîte 7 de transmission de puissance. Chaque turbomoteur 5, 6 est piloté par un dispositif de contrôle-commande propre non représenté sur les figures à des fins de clarté.A method according to the invention is advantageously implemented by an architecture according to the invention and an architecture according to the invention advantageously implements a method according to the invention. The invention also relates to an architecture of a propulsion system of a helicopter, a helicopter comprising a propulsion system having an architecture according to the invention and a method of managing a failure of a restarting system of a hybrid turbine engine a propulsion system having an architecture according to the invention, characterized in combination by all or some of the characteristics mentioned above or below. 5. List of Figures Other objects, features and advantages of the invention will become apparent on reading the following description given solely by way of non-limiting example and which refers to the appended figures in which: FIG. 1 is a diagrammatic view of An architecture of a propulsion system of a helicopter according to one embodiment of the invention, Figure 2 is a schematic view of an architecture of a propulsion system of a helicopter according to another embodiment of the invention. FIG. 3 is a schematic view of an architecture of a propulsion system of a helicopter according to another embodiment of the invention. 6. DETAILED DESCRIPTION OF AN EMBODIMENT OF THE INVENTION The embodiments described below relate to an architecture of a propulsion system of a twin-engine helicopter. That being so, those skilled in the art will easily understand how to adapt the described embodiments to a propulsion system multi-engine, including tri-engine. This architecture comprises two turboshaft engines 5, 6 connected to the same power transmission box 7. Each turbine engine 5, 6 is controlled by a clean control device not shown in the figures for the sake of clarity.
Chaque turbomoteur 5, 6 comprend respectivement et tel que représenté sur les figures, un générateur 17, 27 de gaz et une turbine 10, 20 libre alimentée par le générateur 17, 27. Chaque générateur 17, 27 de gaz comprend respectivement un compresseur 14, 24 d'air alimentant une chambre 13, 23 de combustion d'un carburant dans l'air comprimé qui délivre des gaz chauds, à une turbine 12, 22 de détente partielle des gaz qui entraîne en rotation le compresseur 14, 24 via un arbre 15, 25 d'entraînement. Les gaz entraînent ensuite la turbine 10, 20 libre de transmission de puissance. Chaque turbine 10, 20 libre comprend respectivement un arbre 11, 21 de transmission de puissance reliée à la boite 7 de transmission de puissance, par le biais d'une roue 16, 26 libre. Chaque roue 16, 26 libre permet d'empêcher qu'un blocage mécanique du turbomoteur correspondant entraîne un blocage mécanique de la boite 7 de transmission de puissance et par extension du rotor de l'hélicoptère sur lequel ce turbomoteur est monté. Dans toute la suite, on considère que le turbomoteur 6 est un turbomoteur hybride apte à fonctionner dans au moins un régime de veille au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, le turbomoteur 5 en marche fonctionnant alors seul au cours de ce vol stabilisé. Ce régime de veille est de préférence choisi parmi les régimes suivants : un régime de veille, dit ralenti usuel, dans lequel la chambre de combustion est allumée et l'arbre du générateur de gaz tourne à une vitesse comprise entre 60 et 80% de la vitesse nominale, un régime de veille, dit super-ralenti usuel, dans lequel la chambre de combustion est allumée et l'arbre du générateur de gaz tourne à une vitesse comprise entre 20 et 60% de la vitesse nominale, un régime de veille, dit super-ralenti assisté, dans lequel la chambre de combustion est allumée et l'arbre du générateur de gaz tourne, assisté mécaniquement, à une vitesse comprise entre 20 et 60% de la vitesse nominale, un régime de veille, dit vireur, dans lequel la chambre de combustion est éteinte et l'arbre du générateur de gaz tourne, assisté mécaniquement, à une vitesse comprise entre 5 et 20% de la vitesse nominale, un régime de veille, dit d'arrêt, dans lequel la chambre de combustion est éteinte et l'arbre du générateur de gaz est à l'arrêt complet. Le turbomoteur 6 hybride peut également comprendre un pack électrotechnique de redémarrage rapide du turbomoteur hybride pour le sortir du régime de veille et atteindre un régime de fonctionnement nominal. Ce pack de redémarrage n'est pas représenté sur les figures à des fins de clarté. Ce pack de redémarrage comprend par exemple une machine électrique adaptée pour redémarrer le turbomoteur 6 hybride dans des conditions normales de sortie de veille (c'est-à-dire dans un délai compris entre lOs et lmin après la commande de sortie de veille du turbomoteur 6). Il comprend également un dispositif de sortie de veille d'urgence adapté pour redémarrer le turbomoteur 6 dans des conditions d'urgence de sortie de veille (c'est à dire dans un délai inférieur à lOs après la commande de sortie de veille du turbomoteur 1). L'invention permet de pallier une éventuelle panne de ce pack de 5 redémarrage. Pour ce faire, l'architecture comprend un dispositif 80 de couplage mécanique commandé adapté pour lier mécaniquement et sur commande le turbomoteur 5 en marche, dit alors turbomoteur de compensation, et ledit turbomoteur 6 hybride, de manière à pouvoir transférer une puissance mécanique 10 de ce turbomoteur 5 en marche vers ledit turbomoteur 6 hybride, ce qui permet d'assurer un redémarrage du turbomoteur 6 hybride en veille, en dépit d'une panne du pack de redémarrage du turbomoteur 6 hybride. De préférence, lorsque la commande de couplage mécanique est envoyée pour que le turbomoteur 5 de compensation envoie de la puissance mécanique au 15 turbomoteur 6 en veille pour le redémarrer, simultanément, un ordre d'anticipation est envoyé au système de régulation du turbomoteur 5 de compensation pour que le supplément de puissance nécessaire au démarrage du turbomoteur 6 en veille et fourni par le turbomoteur 5 de compensation perturbe le moins possible le fonctionnement de l'hélicoptère.Each turbine engine 5, 6 comprises respectively and as shown in the figures, a generator 17, 27 of gas and a turbine 10, 20 free supplied by the generator 17, 27. Each generator 17, 27 of gas respectively comprises a compressor 14, 24 air supplying a chamber 13, 23 for combustion of a fuel in the compressed air that delivers hot gases, to a turbine 12, 22 for partial expansion of the gases which rotates the compressor 14, 24 via a shaft 15, 25 drive. The gases then drive the turbine 10, 20 free power transmission. Each turbine 10, 20 free respectively comprises a shaft 11, 21 of power transmission connected to the transmission power transmission box 7, through a wheel 16, 26 free. Each wheel 16, 26 free prevents a mechanical blockage of the corresponding turbine engine causes a mechanical blocking of the power transmission box 7 and by extension of the rotor of the helicopter on which the turbine engine is mounted. In all the following, it is considered that the turbine engine 6 is a hybrid turbine engine capable of operating in at least one standby mode during a stabilized flight of the helicopter, the turbine engine 5 running then running alone during this flight stabilized. This standby mode is preferably chosen from the following regimes: a standby mode, said usual idle, in which the combustion chamber is lit and the shaft of the gas generator rotates at a speed between 60 and 80% of the nominal speed, a standby mode, called super idle, in which the combustion chamber is lit and the shaft of the gas generator rotates at a speed between 20 and 60% of the rated speed, a standby mode, said super-idle assisted, in which the combustion chamber is lit and the shaft of the gas generator rotates, mechanically assisted, at a speed between 20 and 60% of the nominal speed, a standby mode, said converter, in wherein the combustion chamber is extinguished and the shaft of the gas generator rotates, mechanically assisted, at a speed between 5 and 20% of the nominal speed, a standby mode, said stopping, in which the combustion chamber is é hue and the gas generator shaft is at a complete stop. The hybrid turbine engine 6 may also include an electrotechnical pack for quick restart of the hybrid turbine engine to exit the idle mode and reach a nominal operating speed. This restart pack is not shown in the figures for clarity. This restart pack includes, for example, an electric machine adapted to restart the hybrid turbine engine 6 under normal standby output conditions (that is to say within a period of between 10 and 1 min after the turbine engine standby output command 6). It also comprises an emergency standby output device adapted to restart the turbine engine 6 under emergency conditions of standby output (that is to say in a time less than 10 seconds after the standby output command of the turbine engine 1 ). The invention overcomes a possible failure of this restart pack. To do this, the architecture comprises a controlled mechanical coupling device 80 adapted to mechanically link and on command the turbine engine 5 in operation, then called compensation turbine engine, and said hybrid turbine engine 6, so as to be able to transfer a mechanical power 10 of this turbine engine 5 running towards said hybrid turbine engine 6, which makes it possible to ensure a restart of the hybrid turbine engine 6 in standby, despite a failure of the restart pack of the hybrid turbine engine 6. Preferably, when the mechanical coupling control is sent so that the compensation turbine engine 5 sends mechanical power to the turbine engine 6 in standby to restart it, simultaneously, an anticipation command is sent to the control system of the turbine engine 5. compensation for the extra power required to start the turbine engine 6 standby and provided by the turbine engine 5 compensation disrupts the least possible operation of the helicopter.
20 Selon un premier mode de réalisation tel que représenté sur la figure 1, ce dispositif 80 de couplage mécanique commandé comprend des moyens 31 d'accouplement mécanique réversible entre un arbre 32 en prise directe avec l'arbre 15 du générateur 17 de gaz du turbomoteur 5 en marche et un arbre 33 en prise directe avec l'arbre 25 du générateur 27 de gaz du turbomoteur 6 hybride.According to a first embodiment as shown in FIG. 1, this controlled mechanical coupling device 80 comprises reversible mechanical coupling means 31 between a shaft 32 in direct contact with the shaft 15 of the turbine engine gas generator 17. 5 running and a shaft 33 in direct contact with the shaft 25 of the gas generator 27 of the hybrid turbine engine 6.
25 Selon une autre variante, les arbres 32, 33 ne sont pas en prises directes avec les arbres des turbomoteurs correspondants, mais sont reliés mécaniquement à ces derniers par un ensemble d'engrenages. Le dispositif 80 comprend en outre des moyens de commande des moyens 31 d'accouplement, non représentés sur les figures à des fins de clarté. Les moyens 31 d'accouplement mécanique entre 30 l'arbre 32 et l'arbre 33 sont par exemple formés par une boîte d'embrayage à friction, du type embrayage à disque, ce qui permet une transmission progressive du couple d'entraînement avec un certain glissement entre les arbres pendant une première phase d'accouplement pendant laquelle l'arbre 25 du générateur 27 de gaz est immobile. Selon un deuxième mode de réalisation tel que représenté sur la figure 2, ce dispositif 80 de couplage mécanique commandé comprend des moyens 41 d'accouplement mécanique réversible entre un arbre 42 en prise directe avec l'arbre 11 de la turbine 10 libre du turbomoteur 5 en marche et un arbre 43 en prise directe avec l'arbre 25 du générateur 27 de gaz du turbomoteur 6 hybride. Selon une autre variante, les arbres 42, 43 ne sont pas en prises directes avec les arbres des turbomoteurs correspondants, mais sont reliés mécaniquement à ces derniers par un ensemble d'engrenages. Le dispositif 80 comprend en outre des moyens de commande des moyens 41 d'accouplement, non représentés sur les figures à des fins de clarté. Les moyens 41 d'accouplement mécanique entre l'arbre 42 et l'arbre 43 sont par exemple formés par une boîte d'embrayage à friction, du type embrayage à disque, ce qui permet une transmission progressive du couple d'entraînement avec un certain glissement entre les arbres pendant une première phase d'accouplement pendant laquelle l'arbre 25 du générateur 27 de gaz est immobile. Selon un troisième mode de réalisation tel que représenté sur la figure 3, ce dispositif 80 de couplage mécanique commandé comprend des moyens 51 d'accouplement mécanique réversible entre un arbre 52 en prise directe avec l'arbre 11 de la turbine 10 libre du turbomoteur 5 en marche et un arbre 53 en prise directe avec l'arbre 21 de la turbine 20 libre du turbomoteur 6 hybride. Le dispositif de couplage comprend en outre des moyens 56 d'accouplement mécanique réversible entre un arbre 54 en prise directe avec l'arbre 21 de la turbine 20 libre du turbomoteur 6 hybride et un arbre 55 en prise directe avec l'arbre 25 dudit générateur 27 de gaz du turbomoteur 6 hybride. Selon une autre variante, les arbres 52, 53, 54, 55 ne sont pas en prises directes avec les arbres des turbomoteurs correspondants, mais sont reliés 30 mécaniquement à ces derniers par un ensemble d'engrenages. Le dispositif 80 comprend en outre des moyens de commande des moyens 51, 56 d'accouplement, non représentés sur les figures à des fins de clarté. Les moyens 51 d'accouplement mécanique entre l'arbre 52 et l'arbre 53 sont par exemple formés par une boîte d'embrayage à friction, du type embrayage à disque, ce qui permet une transmission progressive du couple d'entraînement avec un certain glissement entre les arbres pendant une première phase d'accouplement pendant laquelle l'arbre 25 du générateur 27 de gaz est immobile.According to another variant, the shafts 32, 33 are not in direct contact with the shafts of the corresponding turbine engines, but are mechanically connected thereto by a set of gears. The device 80 further comprises means for controlling the coupling means 31, not shown in the figures for the sake of clarity. The means 31 for mechanical coupling between the shaft 32 and the shaft 33 are for example formed by a friction clutch box, of the disc clutch type, which allows a progressive transmission of the driving torque with a some sliding between the shafts during a first coupling phase during which the shaft 25 of the gas generator 27 is stationary. According to a second embodiment as shown in FIG. 2, this controlled mechanical coupling device 80 comprises means 41 for reversible mechanical coupling between a shaft 42 in direct contact with the shaft 11 of the free turbine 10 of the turbine engine 5 in operation and a shaft 43 in direct contact with the shaft 25 of the gas generator 27 of the hybrid turbine engine 6. According to another variant, the shafts 42, 43 are not in direct engagement with the shafts of the corresponding turbine engines, but are mechanically connected thereto by a gear assembly. The device 80 further comprises means for controlling the coupling means 41, not shown in the figures for the sake of clarity. The means 41 for mechanical coupling between the shaft 42 and the shaft 43 are for example formed by a friction clutch box, of the disc clutch type, which allows a progressive transmission of the driving torque with a certain sliding between the shafts during a first coupling phase during which the shaft 25 of the gas generator 27 is stationary. According to a third embodiment as shown in FIG. 3, this device 80 for controlled mechanical coupling comprises means 51 for reversible mechanical coupling between a shaft 52 in direct contact with the shaft 11 of the free turbine 10 of the turbine engine 5. in operation and a shaft 53 in direct contact with the shaft 21 of the free turbine 20 of the hybrid turbine engine 6. The coupling device further comprises means 56 for reversible mechanical coupling between a shaft 54 in direct contact with the shaft 21 of the free turbine 20 of the hybrid turbine engine 6 and a shaft 55 in direct contact with the shaft 25 of said generator. 27 gas turbine engine 6 hybrid. According to another variant, the shafts 52, 53, 54, 55 are not in direct contact with the shafts of the corresponding turbine engines, but are mechanically connected thereto by a set of gears. The device 80 further comprises control means coupling means 51, 56, not shown in the figures for the sake of clarity. The means 51 for mechanical coupling between the shaft 52 and the shaft 53 are for example formed by a friction clutch box, of the disc clutch type, which allows a progressive transmission of the driving torque with a certain sliding between the shafts during a first coupling phase during which the shaft 25 of the gas generator 27 is stationary.