Le calculateur principal du système FADEC (Pour les moteurs CFM56-5A/B de la famille A320, CFM56-5C de la famille A340, CF6-80C2 des B747-400, B767 et MD11) est l'ECU (Engine Control Unit) qui est souvent appelé ECU/FADEC.

Il comporte deux voies totalement indépendantes A et B. La quasi totalité des capteurs (pressions, températures, débits carburants, positions des vannes et moteurs de couple, lignes ARINC avec les autres calculateurs) sont doublés ; un pour la voie A et un pour la voie B.

Chaque partie comprend sa propre alimentation électrique dont la puissance primaire provient du 28VDC (CFM56-5A/B) ou du 115v 400hz (CFM56-5C) de bord. Lorsque le régime moteur N1 atteint environ 15%, le relais de puissance primaire est passé à l'alternateur N2 triphasé à tension et fréquence variable et le réacteur assure lui-même l'énergie électrique nécessaire à son fonctionnement.

Ce qui suit est essentiellement valable pour la famille A320.

Le FADEC assure les fonctions suivantes :

- CONTROLE REACTEUR
. Contrôle du débit carburant,
.Régulation des accélérations et des décélérations,
.Régulation des Variable Bleed Valves (VBV) et des Variable Stator Vanes (VSV),
. Contrôle des jeux de turbine,
.Sélection du ralenti (IDLE).

- PROTECTIONS
. Survitesse N1 et N2,
. Surveillance de l'EGT pendant la mise en route.

- GESTION DE LA POUSSEE
. Contrôle automatique de la poussée,
. Calcul des limites des paramètres de poussée,
. Gestion manuelle de la poussée en fonction de la position des manettes de poussée (TLA, Throttle Level Angle),
. Gestion automatique de la poussée (demande A/THR).

- SEQUENCE AUTOMATIQUE DE DEMARRAGE
. Commande :
. de la vanne de démarrage (ON / OFF),
. du robinet HP carburant,
. du débit carburant,
. de l'allumage (ON / OFF).
. Surveillance du N1, N2, FF et de l'EGT.
. Arrêt et ré-initialisation de la séquence (au sol uniquement).

- SEQUENCE MANUELLE DE DEMARRAGE
. Surveillance passive du réacteur
. Commande :
- de la vanne de démarrage,
- du robinet HP carburant,
- de l'allumage.

- COMMANDE DE L'INVERSION DE POUSSEE
. Manoeuvre des volets déviateurs de poussée.
. Réglage de la poussée en inversion.

- COMMANDE DE LA RECIRCULATION CARBURANT
. Recirculation carburant vers les réservoirs en fonction de la température de l'huile réacteur, de la configuration du système carburant et de la phase de vol.

- TRANSMISSION ET SURVEILLANCE DES PARAMETRES POUR LES INDICATIONS AU POSTE DE PILOTAGE
. des principaux paramètres réacteur,
. de l'état du système de démarrage,
. de l'état du système d'inversion de poussée,
. de l'état du FADEC.

- DETECTION, ISOLEMENT ET ENREGISTREMENT DES PANNES
- REFROIDISSEMENT ECU

Quelques définitions des acronymes :

RACC (ROTOR ACTIVE CLEARANCE CONTROL)
Le système RACC est commandé par le FADEC à travers le HMU. Il régule le jeu entre les aubes du rotor du compresseur HP et le carter du stator.
De l'air prélevé au 5 ème étage du compresseur est modulé en fonction du N2 et des paramètres de vol. Cet air est introduit dans le logement du palier n° 3 où il est mélangé avec de l'air pris en sortie de fan.
Les jeux sont maximum quand la vanne RACC est fermée.

HPTCC (HIGH PRESSURE TURBINE CLEARANCE CONTROL)
Le système HPTCC est commandé par le FADEC à travers le HMU. Il régule le jeu de la turbine HP en modulant le débit d'air prélevé du compresseur HP pour le refroidissement du carter de turbine HP.
Il assure l'optimisation de la performance de la turbine HP et réduit l'EGT.

LPTCC (LOW PRESSURE TURBINE CLEARANCE CONTROL)
Le système LPTCC est commandé par le FADEC à travers le HMU. Il régule le jeu de la turbine BP en modulant le débit d'air prélevé du fan pour le refroidissement du carter de turbine BP.

HMU (HYDRO-MECHANICAL UNIT)
Le HMU est commandé par le FADEC et assure :
- la régulation du débit carburant vers la chambre de combustion,
- la régulation des pressions d'asservissement vers les vérins,
- la protection survitesse.

VSV (Variable Stator Vanes) :
Le système VSV positionne les aubages à calage variable du compresseur.
Le FADEC assure une efficacité optimum du compresseur à un régime constant et une marge de pompage pour un changement de régime du réacteur. Pendant le démarrage, les VSV sont complètement fermées ; elles sont complètement ouvertes aux fortes poussées.

VBV (Variable Bleed Valves) (vannes de décharge)
Les VBV sont situées en amont du compresseur HP et commandées par le FADEC en fonction de la température d'entrée compresseur et du N2.
Le positionnement des VBV va de l'ouverture complète (démarrage, bas régimes et pendant une décélération rapide) à la fermeture complète aux régimes élevés.

BSV (Burner Staging Valve) vanne de sélection d'injecteurs La BSV est commandée par le FADEC, et sélectionne l'alimentation en carburant d'un nombre variable d'injecteurs (nombres différents entre CFM56-5A/B et -5C). La BSV est fermée pendant la décélération du réacteur et à bas régime ralenti. En cas de panne du système de commande, un système de sécurité interne assure l'alimentation de tous les injecteurs.

FRV (Fuel Return Valve).
Le débit carburant à la sortie du HMU est partiellement utilisé pour refroidir le circuit d'huile IDG ; il est ensuite envoyé vers l'ensemble pompe carburant ou vers le réservoir d'aile. La vanne de recirculation (FRV) qui est commandée par le FADEC assure cette fonction. Chaque vanne de recirculation FRV est commandée par un FLSCU et un FADEC.

FLSCU (Fuel Level Sensor Control Unit)
Mais là, ça devient HS. Le FLSCU fait partie de la chaîne "jaugeage carburant" avec le FQIC (Fuel Quantity Indicating Computer), les cadensicons, les densitometers et les sondes capacimètriques.

Pour la famille A320 (CFM56-5A/B) :

En cas de perte d'un canal (A ou B) (1) d'un FADEC, l'équipage est juste averti par un message ECAM : ENG 1(2) FADEC A(B) FAULT et la régulation réacteur est complètement assurée par l'autre canal, sans perte de performances car tous les capteurs et toutes les commandes indispensables au fonctionnement correct du moteur sont doublées :
- Pressions : P0, PS12, PS13, P25, PS3
- Températures : T12, T25, T3, T49.5 (EGT), T54, T ECU
- Vitesses : N1 et N2
- Commandes VBV et VSV
- Positions HPTCC, LPTCC, RACC

En cas de perte du deuxième canal, alarme sonore et visuelle équipage avec message ECAM : ENG 1(2) FADEC FAULT et la procédure ENG (1) SHUT DOWN (Arrêt moteur) sera engagée.

Les IFSD (In Flight Shut Down, arrêt moteur en vol) toutes causes confondues (FOD, Foreign Object Damage et pannes), sont extrêmement rares et doivent faire l'objet d'une déclaration aux autorités.

Sous toutes réserves et uniquement de mémoire, depuis le lancement de l'A320 en mars 1988, je n'ai connu que quatre IFSD ayant pour cause une double panne des canaux A et B d'un ECU/FADEC.

(1) J'ai écrit précédemment que les 2 canaux A et B d'un ECU/FADEC étaient indépendants. Ce n'est pas tout à fait vrai. Les grandeurs calculées par les deux canaux sont comparées en permanence et, si elles divergent trop entre-elles ou trop par rapport à des limites pré-établies, des alarmes sont générées, par exemple :
ENG 1(2) THR LEVER DISAGREE
Les 2 capteurs de positions manette (TLA) du réacteur 1(2) sont en désaccord. Si la panne apparaît au décollage, la poussée T.O. (ou FLEX T.O.) est maintenue jusqu'à la réduction de poussée (la poussée maxi disponible est MCT (2)). Si l'alarme apparaît en vol quand la manette est entre 0 et MCT, le FADEC associé applique la poussée correspondant au capteur demandant la plus forte poussée tout en la limitant à MCT.

(2) MCT : Maximum Continuous Thrust

Les réacteurs Concorde sont des Rolls-Royce/Snecma Olympus 593-610 développant une poussée brute de 14700kg à sec et 17400kg avec réchauffe.

Le réacteur est de conception classique à deux rotors concentriques (N1 et N2) et les parties qui le composent sont, dans l'ordre :

- entrée d'air annulaire
- compresseur basse pression (BP) à sept étages (N1)
- zone intermédiaire où sont logés les entraînements des accessoires
- compresseur haute pression (HP) à sept étages (N2)
- zone de prélèvement d'air pour les servitudes pneumatiques
- chambre de combustion de type annulaire
- turbine HP et BP à un seul étage chacune
- diffuseur avec le cône arrière sur lequel est monté la rampe d'injection de la réchauffe

Le taux de compression est de 15/1 au décollage et de 11/1 en croisière.

Ce réacteur est de type subsonique (comme tous les réacteurs). Il ne peut donc se satisfaire d'un écoulement d'air à vitesse supersonique. Des dispositifs, principalement formés de convergents/divergents placés à l'avant et à l'arrière du moteur, permettent d'adapter l'écoulement d'air dans le réacteur pour n'importe quelle configuration avion.

Ces convergents/divergents sont non seulement conçus pour le vol à Mach 2, mais aussi pour toute vitesse intermédiaire. Ils sont à géométrie variable afin d'obtenir, dans tous le domaine de vol de l'appareil, un rendement optimum.

À l'avant du réacteur, l'entrée d'air (Air Intake) à géométrie variable composée de : Rampe Avant (Front Ramp), Rampe Arrière (Rear Ramp), Porte de Décharge (Spill Door), Entrée Auxiliaire (Auxiliary Inlet) dont les asservissements sont assurés par la chaîne AICS (Air Intake Control System) composée de 8 AICU (Air Intake Control Unit) contrôlant les positions des différents éléments, 4 AISU (Air Intake Sensors Unit) mesurant les pressions statique et dynamique internes et l'incidence, 1 AITU (Air Intake Test Unit) vérifiant la cohérence de tout le système, 1 AIMP (Air Intake Management Panel) assurant les commandes manuelles ou automatiques et de différents autres systèmes électroniques, mécaniques et hydrauliques. Voir (2) pour plus de détails sur les entrées d'air.

À l'arrière du réacteur, la tuyère primaire (Primary Nozzle) qui forme un convergent puis la tuyère secondaire (Secondary Nozzle) situé en aval qui forme un divergent. Cette tuyère secondaire est également nommée Paupières. Ces deux dispositifs ne peuvent être dissociés du réacteur, en particulier la tuyère primaire qui permet, entre autres, en s'ouvrant ou se fermant, de faire varier la pression P7 directement en aval de la turbine et de contrôler ainsi le régime N1 et permet de se dispenser de dispositif anti-pompage (1).

Écoulement de l'air en domaine supersonique à M 2
La vitesse d'écoulement de l'air est à M 2 au début de l'entrée d'air, puis par le jeu des Ramp, Spill et Auxiliary, celle-ci tombe à environ M 0.5 local à l'entrée du réacteur proprement dit. Cet écoulement est traité d'une manière classique à l'intérieur du réacteur. À la sortie des turbines, la vitesse des gaz est d'environ 700 km/h ce qui correspond à M 0.5 local, traversée du système de réchauffe qui permet d'obtenir éventuellement un supplément de poussée puis éjection par le convergent divergent tuyères primaire et secondaire. La vitesse de l'écoulement est alors, dans le plan de sortie, de 3600 km/h soit M 2.35 local. Il faut noter qu'au passage du col sonique formé par la tuyère primaire il n'y a pas d'onde de choc, la tuyère secondaire présentant un profil évolutif divergent.

La tuyère primaire comprend une série de 36 pétales montés sur le pourtour du canal d'éjection. Ces pétales sont actionnés dans le sens fermeture par 18 vérins pneumatiques alimentés avec de l'air prélevé en P3 ; les pétales s'ouvrent automatiquement sous l'action des gaz d'échappement. Les vérins sont commandés par la vanne NCV (Nozzle Control Valve), contrôlée par le NTU (Nozzle Trim Unit) lui même commandé par le TCU (Throttle Control Unit) plus familièrement appelé ECU (Engine Control Unit). Le réacteur se conduit manettes de gaz en poussée maximum pendant quasiment tout le vol, le travail de régulation de poussée, de limitation des régimes N1 et N2 étant assuré par l'ECU. Les fonctions de l'ECU sont, en premier, la commande du régime N2, suivant la position de la manette des gaz et des inverseurs ; en second, la commande du régime N1 pour obtenir le meilleur rendement et éviter le pompage (1).

La réchauffe permet d'augmenter la poussée de l'ensemble propulseur. Pour chaque réacteur, cette augmentation est d'environ 18% au décollage, 15% en accélération transsonique et 20% en régime de croisière ; ce qui procure une poussée équivalente à presque un cinquième réacteur. La réchauffe est utilisée au décollage, pour diminuer la distance de roulage et en accélération transsonique entre M 0.9 et M 1.7 pour permettre à Concorde de vaincre l'accroissement brutal de la traînée et d'atteindre rapidement l'altitude de croisière. Le système de réchauffe est très simple, il comprend essentiellement une rampe d'injection, un régulateur carburant et une électronique de commande et régulation.

La tuyère secondaire a pour but d'atteindre le meilleur rendement de détente des gaz avec une traînée aussi faible que possible, et de procurer l'inversion de poussée (Reverse). En altitude, pendant la croisière à M 2.05 la tuyère secondaire canalise et accélère les gaz d'échappement, et évite ainsi leur expansion inutile dans l'atmosphère. Ceci a pour effet de gagner une poussée importante.

La tuyère secondaire est utilisée selon quatre configurations de vol qui sont :

- décollage avec position des paupières constantes à 21° jusqu'à M 0.55
- vol subsonique et jusqu'à M 1.1 avec paupières contrôlées automatiquement de 21° à 0°
- vol supersonique avec paupières complètement ouvertes à 0°
- aide au freinage (Reverse) avec fermeture des paupières à 73°

Nota important : Ne pas confondre l'utilisation des paupières à 21° en vol subsonique avec une quelconque utilisation en mode inverseur de poussée. Bien que les paupières soit fermées à 21°, en aucun cas cela ne freine le Concorde.

La commande des paupières est réalisée par un mécanisme pneumatique comprenant un moteur pneumatique, des liaisons par arbres flexibles, quatre vérins à vis et un transmetteur de position des paupières. La commande et le contrôle des paupières sont effectués par un ensemble électronique comprenant NASU (Nozzle Angle Scheduling Unit) et NTRC (Nozzle Thrust Reverser Controler). Le NASU reçoit la valeur de Mach en provenance des ADC (Air Data Computer) et a une deuxième fonction qui est la sélection des " E.SCHEDULES " des ECU.

Les indications disponibles à l'équipage pour la conduite et la surveillance des réacteurs sont, par réacteur :
Au panneau pilote :
- les régimes N1 et N2
- le débit carburant (Fuel Flow)
- l'indicateur de température T7 (EGT ou Exhaust Gaz Temperature)
- l'indicateur de la section de tuyère primaire
Au panneau mécanicien :
- indicateurs de température et refroidissement turbines TCA
- indicateur température de carburant
- indicateurs circuit huile (pression, quantité, température)
- indicateur de pression P7
- indicateur de vibrations

Il n'y a aucune liaison mécanique entre les manettes et les moteurs ; tout est contrôlé et commandé électriquement. Hormis pour les entrées d'air qui n'existent pas sur les avions subsoniques, ce système fut le précurseur, comme d'ailleurs les commandes de vol électriques, de ce qui se fait maintenant sur les séries A318/19/20/21 et A330/340 pour les réacteurs CFM56-5A/B et CFM56-5C : les FADEC, Full Authority Digital Engine Control.

On pourrait également évoquer d'autres problèmes liés au passage de subsonique vers supersonique comme :
- Recul du centre de poussée de 53% à M 0.8, 60% à M 1.0, 62% à M 1.08 qu'il a fallu compenser par déplacement du centre de gravité effectué par des transferts de carburant. Là aussi, Concorde fut précurseur.
- Augmentation de la traînée en fonction du nombre de Mach : coefficient 1 à M 0.8, 5 à M 1.0, 8 à M 1.15 pour redescendre vers 4 à M 1.5

(1) Pour éviter le pompage du compresseur BP, le régime N1 doit être adapté au régime N2. Cette adaptation est réalisée par variation de la pression P7 par la tuyère primaire. La variation de P7 n'influence quasiment pas le régime N2 parce que les stators des turbines travaillent en saturation. Cette variation du régime N1 est régie par la loi " E.SCHEDULE " définie par les courbes de limite de pompage des rotors BP et HP, par les limites de fonctionnement absolu de la tuyère primaire et les limitations des régimes maximum N1 et N2.

(2) L'entrée d'air est équipée d'un piège à couche limite pour éviter l'injection de celle-ci dans les réacteur (bas niveau d'énergie). Le rôle de l'entrée d'air est d'assurer une alimentation satisfaisante du réacteur dans tous les domaines de vol. La vitesse maximum de l'écoulement à l'entrée du compresseur ne doit pas excéder M 0.5 local. Ce ralentissement du flux d'air, passant d'une vitesse supersonique à une vitesse subsonique doit être obtenu sans diminution prohibitive du rendement et est réalisé par le fractionnement des ondes de choc, ce qui entraîne une freinage progressif du flux.
Pour réaliser cette tâche, il a été conçu un système de commande qui fait varier la géométrie de l'entrée d'air suivant des paramètres mesurés localement à chaque entrée et en fonction de renseignements fournis à partir de capteurs de pression. La principale variation de la géométrie d'entrée d'air s'effectue au moyen des deux rampes variables. Un volet auxiliaire articulé librement mais pourvu d'un dispositif d'amortissement est incorporé dans la porte de décharge et fonctionne grâce à la pression aérodynamique créée par l'aspiration du compresseur, de façon à fournir une admission d'air auxiliaire aux basses vitesses.
Dans la configuration supersonique, les rampes s'abaissent à une position qui fait converger sur la lèvre inférieure de l'entrée d'air les ondes de choc créées au changement d'angle du plafond de l'entrée d'air, de plus une onde de choc s'établit perpendiculairement à la direction de l'écoulement d'air à mi-chemin entre les deux rampes, on dit alors que le régime est " critique ". La position de cet ensemble d'ondes est mesurée par le rapport entre la pression totale dans la zone au-dessus des rampes et la pression totale du flux libre en avant de l'entrée d'air ; elle est effectuée par les AISU. Il y a suppression progressive des ondes de choc.
Le rôle des AICU est de maintenir constamment ce régime critique. Le fonctionnement automatique, par la chaîne AICS, des entrées d'air ne fut effectif que plus de 18 mois après le 1er vol de concorde. Il est possible de " piloter " les entrées d'air à la main mais c'est un travail extrêmement prenant d'autant plus que les réactions des quatre ensembles moteurs/entrées d'air ne sont pas identiques.

Bibliographie : compilé à partir de documents des différents constructeurs ayant participés à la fabrication de Concorde : Rolls-Royce, Ultra, Garrett, Elliott, Sfena (CMM, Component Maintenance Manual, OHM, OverHaul Manual) et de documents internes avec des textes en français et en anglais. J'ai essayé d'être objectif dans les traductions et logique dans les explications (entrée vers sortie).