Note: Descriptions are shown in the official language in which they were submitted.
CA 02801193 2012-11-28
WO 2011/151602 PCT/FR2011/051261
1
Procédé et système de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de
turbine
Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des
turbines de turbomachines pour moteurs aéronautiques à turbine à gaz.
Elle vise plus précisément le pilotage du jeu entre, d'une part, les
sommets d'aubes mobiles d'un rotor de turbine et, d'autre part, un anneau
de turbine d'un carter externe entourant les aubes.
Pour augmenter la performance d'une turbine, il est connu de
minimiser autant que possible le jeu existant entre le sommet des aubes
de la turbine et l'anneau qui les entoure. Ce jeu en sommet d'aube est
dépendant des différences de variations dimensionnelles entre les parties
tournantes (disque et aubes formant le rotor de turbine) et les parties
fixes (carter externe dont l'anneau de turbine qu'il comprend). Ces
variations dimensionnelles sont à la fois d'origine thermique (liées aux
variations de température des aubes, du disque et du carter) et d'origine
mécanique (notamment liées à l'effet de la force de centrifuge s'exerçant
sur le rotor de turbine).
Pour minimiser ce jeu, il est connu de recourir à des systèmes
de pilotage actif. Ces systèmes fonctionnent généralement en dirigeant
sur la surface externe de l'anneau de turbine de l'air frais prélevé au
niveau d'un compresseur et/ou de la soufflante de la turbomachine. L'air
frais envoyé sur la surface externe de l'anneau de turbine a pour effet de
refroidir ce dernier et ainsi limiter sa dilatation thermique. Un tel pilotage
actif est contrôlé par exemple par le système de régulation pleine autorité
(ou FADEC) de la turbomachine et est fonction des différents régimes de
fonctionnement de celle-ci.
Le document EP 1,860,281 décrit un exemple de système de
pilotage actif dans lequel de l'air prélevé au niveau de la soufflante de la
turbomachine vient refroidir l'anneau de turbine lors des phases de vol en
croisière. Un tel système présente cependant de nombreux inconvénients
comme son encombrement important dans la nacelle de la turbomachine,
la forte dépendance de son efficacité aux conditions aérothermiques
existant dans la nacelle, et les pertes de performance liées au prélèvement
du débit d'air au niveau de la soufflante qui ne participe pas à la poussée.
CA 02801193 2012-11-28
WO 2011/151602 PCT/FR2011/051261
2
Un autre système de pilotage actif connu consiste à prélever de
l'air au niveau de deux étages différents du compresseur de la
turbomachine et de moduler le débit de chacun de ces prélèvements pour
régler la température du mélange à diriger sur la surface externe de
l'anneau de turbine. Bien qu'efficace, un tel système présente le
désavantage d'avoir recours à une vanne complexe et encombrante pour
moduler le débit d'air de refroidissement. En particulier, dans le cas d'une
application à une turbomachine de petite dimension, l'utilisation d'une telle
vanne n'est pas optimale en termes de masse et de coût.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels
inconvénients en proposant une solution de pilotage actif qui soit
minimaliste en termes de masse et de coût.
Ce but est atteint grâce à un procédé de pilotage de jeu entre,
d'une part, des sommets d'aubes mobiles d'un rotor de turbine d'un
moteur d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine d'un
carter externe entourant les aubes, le procédé consistant à commander,
en fonction du régime de fonctionnement du moteur, une vanne disposée
dans un conduit d'air s'ouvrant au niveau d'un étage de compresseur du
moteur et débouchant dans un boîtier de pilotage disposé autour de la
surface externe de l'anneau de turbine, ledit boîtier de pilotage étant
alimenté en air provenant uniquement dudit étage de compresseur.
Conformément à l'invention, la vanne est ouverte pour refroidir l'anneau
de turbine du carter externe lors d'une phase de régime élevé
correspondant au décollage et à l'ascension d'un avion propulsé par le
moteur et lors d'une phase de régime nominal succédant à la phase de
régime érevé et correspondant au vol de croisière dudit avion.
Corrélativement, l'invention a pour objet un système de pilotage
de jeu entre, d'une part, des sommets d'aubes mobiles d'un rotor de
turbine d'un moteur d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de
turbine d'un carter externe entourant les aubes, le système comprenant
un conduit d'air destiné à s'ouvrir au niveau d'un étage de compresseur du
moteur et à déboucher dans un boîtier de pilotage disposé autour de la
surface evx.terne de l'anneau de turbine et destiné à être alimenté en air
provenant uniquement dudit étage de compresseur, une vanne dinnosée
CA 02801193 2012-11-28
WO 2011/151602 PCT/FR2011/051261
3
dans le conduit d'air, et un circuit apte à commander la vanne pour l'ouvrir
lors d'une phase de régime élevé correspondant au décollage et à
l'ascension d'un avion propulsé par le moteur et lors d'une phase de
régime nominal succédant à la phase de régime élevé et correspondant au
vol de croisière dudit avion.
Par régime élevé, on entend ici un régime supérieur au régime
nominal de fonctionnement de la turbomachine. Dans un moteur d'avion à
turbine à gaz, le régime nominal est le régime de point de croisière en vol
adopté pendant la plus grande partie du vol, et le régime élevé est un
régime supérieur au régime de point de croisière en vol utilisé notamment
pendant la phase de décollage et d'ascension de l'avion.
L'invention est remarquable notamment en ce qu'elle utilise un
seul prélèvement d'air au niveau du compresseur qui garantit un
différentiel de pression suffisant pour assurer un débit d'air frais vers
l'anneau de turbine (le boîtier de pilotage ne présente qu'une seule et
unique source d'alimentation en air). En outre, cet air prélevé au niveau
de compresseur est déchargé uniquement dans le boîtier de pilotage et ne
vient pas alimenter d'autres organes du moteur. Aussi, lorsque la vanne
est fermée, aucun air n'est effectivement prélevé dans le compresseur ce
qui limite les pertes de charge au sein de celui-ci. De la sorte, il est
possible de minimiser les conduits d'air et les prises d'air dans le moteur,
et d'avoir recours à une vanne la plus simple possible (en termes de
structure et de commande). Il en résulte un système de pilotage de faible
coût et de masse peu élevée.
De préférence, la vanne est fermée lors d'une phase de régime
de ralenti en vol succédant à la phase de régime nominal et correspondant
à la phase d'approche de l'avion avant son atterrissage.
Toujours de préférence, la vanne est fermée lors d'une phase
de régime de ralenti au sol précédant la phase de régime nominal et
correspondant à la phase de taxi de l'avion avant son décollage.
Le régime de ralenti est un régime inférieur au régime nominal
de fonctionnement de la turbomachine. Dans un moteur d'avion à turbine
à gaz, le régime de ralenti est donc un régime inférieur au régime de point
de croisière en vol.
Avantageusement, le débit d'air débouchant vers la surface
externe de l'anneau de turbinfs est: progressivement diminué lors d'une
CA 02801193 2012-11-28
WO 2011/151602 PCT/FR2011/051261
4
transition entre la phase de régime élevé et la phase de régime nominal.
Dans le cas d'une vanne à position régulée, une telle diminution
progressive du débit d'air peut être obtenue en fermant progressivement
la vanne. Dans le cas d'une vanne tout ou rien, la diminution progressive
du débit d'air peut être obtenue en alternant les phases d'ouverture et de
fermeture de la vanne.
L'invention a encore pour objet un moteur d'avion à turbine à
gaz comprenant un système de pilotage de jeu tel que défini
précédemment.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention
ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins
annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout
caractère limitatif. Sur les figures
- la figure 1 est une vue schématique et en coupe longitudinale
d'un moteur d'avion à turbine à gaz équipé d'un système de pilotage selon
l'invention ;
- la figure 2 est une vue agrandie du moteur de la figure 1
montrant notamment la turbine haute-pression de celui-ci ;
- la figure 3 montre des courbes illustrant une variation du
régime de fonctionnement et les variations correspondantes de dimension
radiale du rotor et du stator dans un moteur d'avion à turbine à gaz ; et
- les figures 4A à 4C montrent des courbes représentatives
d'exemples de commande d'une vanne tout ou rien utilisée dans un
exemple de réalisation du système de pilotage selon l'invention.
Description détaillée d'un mode de réalisation
La figure 1 représente de façon schématique un turboréacteur
10 du type à double flux et double corps auquel s'applique en particulier
l'invention. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce type particulier
de moteur d'avion à turbine à gaz.
De façon bien connue, le turboréacteur 10 d'axe longitudinal X-X
comprend notamment une soufflante 12 qui délivre un flux d'air dans une
veine d'écoulement de flux primaire 14 et dans une veine d'écoulement de
flux secondaire 16 coaxiale à la veine de flux primaire. D'amont en aval
CA 02801193 2012-11-28
WO 2011/151602 PCT/FR2011/051261
dans le sens d'écoulement du flux gazeux le traversant, la veine
d'écoulement de flux primaire 14 comprend un compresseur basse-
pression 18, un compresseur haute-pression 20, une chambre de
combustion 22, une turbine haute-pression 24 et une turbine basse-
s pression 26.
Comme représenté plus précisément par la figure 2, la turbine
haute-pression 24 du turboréacteur comprend un rotor formé d'un disque
28 sur lequel sont montées une pluralité d'aubes mobiles 30 disposées
dans la veine d'écoulement du flux primaire 14. Le rotor est entouré par
un carter de turbine 32 comprenant un anneau de turbine 34 porté par un
carter externe de turbine 36 par l'intermédiaire d'entretoises de fixation
37.
L'anneau de turbine 34 peut être formé d'une pluralité de
secteurs ou segment adjacents. Du côté interne, il est muni d'une couche
34a de matériau abradable et entoure les aubes 30 du rotor en
ménageant avec les sommets 30a de celles-ci un jeu 38.
Conformément à l'invention, il est prévu un système permettant
de piloter le jeu 38 en diminuant, de manière commandée, le diamètre
interne du carter externe de turbine 36.
A cet effet, un boîtier de pilotage 40 est disposé autour du
carter externe de turbine 36. Ce boîtier reçoit de l'air frais au moyen d'un
conduit d'air 42 s'ouvrant à son extrémité amont dans la veine
d'écoulement du flux primaire au niveau de l'un des étages du
compresseur haute-pression 20 (par exemple au moyen d'une écope
connue en soi et non représentée sur les figures). En particulier, le boîtier
de pilotage n'est alimenté en air que par ce seul prélèvement au niveau du
compresseur (il n'y a pas d'autres sources d'air venant alimenter le
boîtier).
L'air frais circulant dans le conduit d'air 42 est entièrement
déchargé sur le carter externe de turbine 36 (par exemple à l'aide d'une
multiperforation des parois du boîtier de pilotage 40) provoquant un
refroidissement de celui-ci et donc une diminution de son diamètre
interne. En particulier, l'air prélevé au niveau de l'étage du compresseur
haute-pression ne vient pas alimenter d'autres organes que le boîtier de
pilotage.
CA 02801193 2012-11-28
WO 2011/151602 PCT/FR2011/051261
6
Comme représenté sur la figure 1, une vanne 44 est disposée
dans le conduit d'air 42. Cette vanne est commandée par le système de
régulation pleine autorité (ou FADEC) 46 du turboréacteur en fonction des
régimes de fonctionnement du turboréacteur.
En commandant la vanne 44 en fonction des différentes phases
de vol de l'avion, il est ainsi possible de faire varier au cours d'une
mission
le diamètre interne du carter externe de turbine 36 - et donc le diamètre
interne de l'anneau de turbine 34 - et par conséquent de piloter le jeu 38
existant entre l'anneau de turbine et le sommet des aubes 30 du rotor de
la turbine haute-pression.
La figure 3 représente la variation de ce jeu 38 au cours d'une
mission type de l'avion telle qu'elle est obtenue par le système et le
procédé de pilotage selon l'invention.
Sur cette figure sont représentées différentes courbes, à savoir :
une courbe 100 illustrant le régime de rotation du corps haute-pression du
turboréacteur, une courbe 200 illustrant le diamètre externe du rotor de la
turbine haute-pression (disque 28 et aubes 30), une courbe 300 illustrant
le diamètre interne du stator de la turbine haute-pression (carter externe
de turbine 36 et anneau de turbine 34) tel que contrôlé par le système de
pilotage selon l'invention, et une courbe 300a (en pointillés) illustrant le
diamètre interne du stator tel qu'il serait en l'absence de pilotage.
Ces différentes courbes sont représentées en fonction des
différentes phases de fonctionnement du turboréacteur représentatives
d'une mission type, à savoir : une phase GI de ralenti au sol
(correspondant à la phase de taxi de l'avion avant son décollage), suivie
d'une phase TO+CL de régime élevé (correspondant au décollage et à
l'ascension de l'avion), suivie d'une phase CR de régime nominal
(correspondant au régime de point de croisière en vol), suivie d'une phase
FI de ralenti vol (correspondant à l'approche de l'avion avant son
atterrissage), suivie d'une phase REV d'inversion de poussée
(correspondant au freinage de l'avion au sol), suivie d'une nouvelle phase
GI de ralenti au sol.
Comme représenté par la courbe 100, on notera que la phase
TO+CL de régime élevé se déroule à un régime supérieur au régime
nominal du turboréacteur (phase CR). Les phases de ralenti (au sol et en
vol) se déroulent à des régimes inférieurs au régime nominal du
CA 02801193 2012-11-28
WO 2011/151602 PCT/FR2011/051261
7
turboréacteur, la phase FI de ralenti vol ayant un régime également
inférieur à celui de la phase GI de ralenti au sol. On notera également que
la phase CR de régime nominal est adoptée pendant la plus grande partie
de la mission.
Le pilotage de la vanne 44 selon l'invention est le suivant :
- Lors de la phase GI de ralenti au sol, la vanne est fermée et le
diamètre interne du stator reste sensiblement inchangé. Pendant la phase
de transition entre la phase GI et la phase TO+CL, la vanne est toujours
fermée et le stator est libre de se dilater sous l'effet de l'air chaud dans
la
veine d'écoulement de flux primaire. Pendant cette même phase de
transition, on notera que le rotor commence à se dilater mécaniquement
sous l'effet de la force centrifuge.
- Pendant la phase TO+CL de régime élevé, la vanne 44 est
ouverte, ce qui refroidit le stator et, par conséquent, diminue son diamètre
interne. Le jeu est faible et fortement réduit par rapport à ce qu'il serait
en
l'absence de pilotage. Il en résulte pendant cette phase un fort gain en
performances. On notera que l'ouverture de la vanne intervient plus
précisément une fois le point de pincement passé, c'est-à-dire une fois
atteint le point de transition entre la phase de dilatation mécanique du
rotor et la phase de dilatation thermique du rotor.
- Lors de la phase CR de régime nominal, la vanne 44 est
maintenue ouverte pour refroidir le stator et obtenir ainsi un faible jeu, ce
qui est bénéfique pour les performances du moteur.
On notera qu'en fin de phase TO+CL, lors de la transition vers
la phase CR de régime nominal, le débit d'air dirigé vers le stator est
progressivement diminué. On notera également qu'au cours de la phase
CR, ce même débit d'air peut être plus ou moins important selon l'altitude
de vol. Différentes façons d'obtenir une diminution du débit d'air seront
détaillées ultérieurement en liaison avec la figure 4.
- Pendant la phase FI de ralenti vol, la vanne 44 est à nouveau
fermée de sorte que le stator est libre de se dilater sous l'effet de l'air
chaud s'écoulant dans la veine d'écoulement de flux primaire. Le jeu
s'ouvre pendant cette phase d'approche de l'avion avant son atterrissage
afin de parer à un imprévu nécessitant un redécollage (et donc une remise
à régime élevé).
CA 02801193 2012-11-28
WO 2011/151602 PCT/FR2011/051261
8
- Enfin, pendant les phases d'inversion de poussée REV et de
ralenti au soi GI, la vanne 44 est maintenue fermée.
Différentes structures de vanne peuvent être utilisées pour la
mise en oeuvre d'un tel pilotage de jeu. La vanne 44 peut être du type à
débit régulé (par commande du FADEC), ce qui facilite le contrôle du débit
d'air dirigé vers le stator notamment en fin de phase TO+CL et en phase
CR.
Toutefois, pour des raisons de coût et de fiabilité, il est
avantageux d'avoir recours à une vanne du type tout ou rien. Pour obtenir
une modulation du débit d'air dirigé vers le stator avec ce type de vanne,
il est possible d'alterner les phases d'ouverture et de fermeture de la
vanne.
Les figures 4A à 4C représentent différents débits pouvant être
obtenus avec une telle commande de la vanne tout ou rien. Sur ces
figures sont représentés des signaux en créneaux illustrant, en ordonnées,
la position de la vanne (0 = vanne ouverte et 1 = vanne fermée), et en
abscisses, le temps t. Les courbes Ça à Cc illustrent le débit d'air moyen
délivré par la vanne selon les différents temps d'ouverture de celle-ci :
plus la vanne est ouverte longtemps (à chaque cycle d'ouverture), plus le
débit d'air moyen délivré par la vanne est élevé (et inversement).
De la sorte, on comprend qu'en jouant, d'une part sur la
fréquence d'ouverture et d'autre part, sur le rapport cyclique
ouverture/fermeture de la vanne, il est possible d'obtenir une variation du
débit moyen de l'air dirigé vers le stator.
Différentes architectures de vanne de type tout ou rien sont
bien connues de l'homme du métier et ne seront donc pas décrites ici. De
préférence, on choisira une vanne à commande électrique qui resterait en
position fermée en absence d'alimentation électrique (ainsi, on garantit
que la vanne reste fermée en cas de défaut de commande).
