CA2801193A1

CA2801193A1 - Method and system for controlling the clearance at the blade tips of a turbine rotor

Info

Publication number: CA2801193A1
Application number: CA2801193A
Authority: CA
Inventors: Damien Bonneau; Marc Croixmarie; Franck Roger Denis Denece; Bruno Robert Gaully
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2010-06-03
Filing date: 2011-06-01
Publication date: 2011-12-08
Also published as: EP2576994A1; FR2960905B1; RU2012157775A; RU2566510C2; BR112012030635A2; CN103003529A; WO2011151602A1; FR2960905A1; US20130177414A1; CN103003529B

Abstract

L'invention concerne un procédé de pilotage de jeu (38) 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 et alimenté en air provenant uniquement dudit étage de compresseur. La vanne est ouverte pour refroidir l'anneau de turbine lors d'une phase de régime élevé (TO+CL) correspondant au décollage et à l'ascension d'un avion propulsé par le moteur et lors d'une phase de régime nominal (CR) succédant à la phase de régime élevé et correspondant au vol de croisière de l'avion. L'invention concerne également un système de mise en uvre d'un tel procédé.The invention relates to a method for controlling the clearance (38) between, on the one hand, the tops of movable blades of a turbine rotor of a gas turbine aircraft engine and, on the other hand, a turbine ring of an outer casing surrounding the vanes, the method of controlling, as a function of the operating speed of the engine, a valve disposed in an air duct opening at a compressor stage of the engine and opening into a control box arranged around the outer surface of the turbine ring and supplied with air coming only from said compressor stage. The valve is open to cool the turbine ring during a high speed phase (TO + CL) corresponding to takeoff and climb of an aircraft powered by the engine and during a nominal speed phase ( CR) succeeding the high speed phase and corresponding to the cruising flight of the airplane. The invention also relates to a system for implementing such a method.

Description

WO 2011/15160 WO 2011/15160

2 PCT/FR2011/051261 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.

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 2 PCT / FR2011 / 051261 Method and system for driving the game at the top of rotor blades turbine Background of the invention The present invention relates to the general field of Turbomachinery turbines for aircraft engines with gas turbine.
More specifically, it aims to control the game between, on the one hand, vertices of moving blades of a turbine rotor and, on the other hand, a ring turbine of an outer casing surrounding the blades.
To increase the performance of a turbine, it is known to minimize as much as possible the existing gap between the top of the blades of the turbine and the ring around them. This game at the top of dawn is depending on the differences in dimensional variations between the parts (disk and vanes forming the turbine rotor) and the parts fixed (external casing including the ring of turbine which it understands). These dimensional variations are both of thermal origin (related to temperature variations of the blades, disc and crankcase) and of origin mechanics (in particular related to the effect of centrifugal force exerting on the turbine rotor).
To minimize this game, it is known to resort to active piloting. These systems generally work by directing on the outer surface of the turbine ring fresh air taken from the level of a compressor and / or blower of the turbomachine. The air sent on the outer surface of the turbine ring has the effect of cool the latter and thus limit its thermal expansion. Such driving active is controlled for example by the full authority regulatory system (or FADEC) of the turbomachine and is a function of the different regimes of operation of it.
EP 1,860,281 describes an exemplary system of active piloting in which air taken from the blower of the turbomachine comes to cool the turbine ring during flight phases in cruise. Such a system, however, has many disadvantages as its large size in the nacelle of the turbomachine, the strong dependence of its efficiency on aerothermal conditions in the nacelle, and the performance losses associated with the the air flow at the blower which does not participate in the thrust.

Another known active steering system consists of taking air at two different stages of the compressor of the turbomachine and modulate the flow of each of these samples for set the temperature of the mixture to be directed on the outer surface of the turbine ring. Although effective, such a system presents the disadvantage of resorting to a complex and cumbersome valve for modulate the cooling air flow. In particular, in the case of a application to a small turbomachine, the use of such a valve is not optimal in terms of mass and cost.
Object and summary of the invention The main object of the present invention is therefore to overcome such disadvantages in proposing an active steering solution that is minimalist in terms of mass and cost.
This goal is achieved through a game control method between, on the one hand, tips of moving blades of a turbine rotor of a gas turbine engine engine and, on the other hand, a turbine ring of a outer casing surrounding the blades, the method of controlling, depending on the operating speed of the motor, a valve arranged in an air duct opening at a compressor stage of the motor and opening into a control box arranged around the outer surface of the turbine ring, said control box being supplied with air from only said compressor stage.
According to the invention, the valve is open to cool the ring of the external casing turbine during a high-speed phase corresponding to the take-off and ascent of an aircraft propelled by engine and during a phase of nominal speed following the phase of revamped regime and corresponding to the cruise flight of said aircraft.
Correlatively, the invention relates to a control system between, on the one hand, the tips of moving blades of a rotor of turbine engine of a gas turbine engine and on the other hand, a ring of turbine of an outer casing surrounding the vanes, the system comprising an air duct intended to open at a compressor stage of the motor and to open into a control box arranged around the evx.terne surface of the turbine ring and intended to be supplied with air originating solely from said compressor stage, an injection valve

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 3 in the air duct, and a circuit able to control the valve to open it during a high-speed phase corresponding to take-off and the ascent of an aircraft propelled by the engine and during a phase of nominal regime following the high-speed phase and corresponding to the cruising flight of said aircraft.
High plan means here a plan that is superior to the plan nominal operation of the turbomachine. In an airplane engine at Gas turbine, the rated speed is the cruising point regime in flight adopted during most of the flight, and the high regime is a regime higher than the cruising point in flight used in particular during the take-off and climb phase of the aircraft.
The invention is remarkable in particular in that it uses a only air sampling at the compressor that guarantees a pressure differential sufficient to ensure a fresh air flow to the turbine ring (the pilot box has only one and single source of air supply). In addition, this air taken at The compressor is unloaded only in the control box and does not feed other engine parts. Also, when the valve is closed, no air is actually taken from the compressor this which limits the losses of load within this one. In this way, it is possible to minimize air ducts and air intakes in the engine, and to use the simplest possible valve (in terms of structure and control). This results in a weak steering system cost and low mass.
Preferably, the valve is closed during a phase of regime idling in flight following the nominal and corresponding phase in the approach phase of the aircraft before landing.
Always preferably, the valve is closed during a phase ground idle speed preceding the nominal speed phase and corresponding to the taxi phase of the aircraft before take-off.
Idle speed is below the rated speed operating the turbomachine. In a turbine engine therefore, the idling speed is a lower regime than the point regime Cruise in flight.
Advantageously, the flow of air opening towards the surface outer ring of turbines is: gradually decreased during a

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 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.

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 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).

- 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). 4 transition between the high-speed phase and the nominal-speed phase.
In the case of a valve with a controlled position, such a decrease progressive flow of air can be achieved by closing gradually valve. In the case of an all-or-nothing valve, the progressive decrease the air flow can be obtained by alternating the opening and closing the valve.
The subject of the invention is also a turbine engine with gas comprising a game control system as defined previously.
Brief description of the drawings Other features and advantages of the present invention will be apparent from the description below, with reference to the drawings annexed which illustrate an example of realization deprived of all limiting character. In the figures FIG. 1 is a schematic view and in longitudinal section of a gas turbine engine equipped with a control system according to the invention;
FIG. 2 is an enlarged view of the motor of FIG. 1 showing in particular the high-pressure turbine thereof;
FIG. 3 shows curves illustrating a variation of operating regime and the corresponding variations in dimension radial rotor and stator in a gas turbine engine; and FIGS. 4A to 4C show representative curves examples of control of an all-or-nothing valve used in a exemplary embodiment of the control system according to the invention.
Detailed description of an embodiment FIG. 1 schematically represents a turbojet engine 10 of the double-flow and double-body type to which, in particular, the invention. Of course, the invention is not limited to this particular type of gas turbine engine aircraft.
In a well-known manner, the turbojet engine 10 with longitudinal axis XX
includes a blower 12 which delivers a flow of air in a primary flow flow vein 14 and into a flow vein of secondary stream 16 coaxial with the primary flow vein. Upstream downstream in the direction of flow of the gas stream passing through it, the vein primary flow flow rate 14 comprises a low-pressure compressor pressure 18, a high-pressure compressor 20, a chamber of 22, a high-pressure turbine 24 and a low-pressure turbine s pressure 26.
As shown more precisely in FIG. 2, the turbine high pressure 24 of the turbojet comprises a rotor formed of a disk 28 on which are mounted a plurality of moving blades 30 disposed in the flow vein of the primary stream 14. The rotor is surrounded by a turbine casing 32 comprising a turbine ring 34 carried by a outer casing of turbine 36 by means of fixing spacers 37.
The turbine ring 34 may be formed of a plurality of adjacent sectors or segments. On the inner side, it is provided with a layer 34a of abradable material and surrounds the vanes 30 of the rotor in arranging with the tops 30a thereof a clearance 38.
According to the invention, a system is provided to control the game 38 by decreasing, in a controlled manner, the diameter internal casing of the turbine casing 36.
For this purpose, a control box 40 is arranged around the turbine casing 36. This casing receives fresh air by means of a air duct 42 opening at its upstream end in the vein flow of the primary flow at one of the stages of the high-pressure compressor 20 (for example by means of a scoop known in itself and not shown in the figures). In particular, the housing pilot is supplied with air only by this single sampling at the level of the compressor (there is no other source of air supplying the housing).
The fresh air circulating in the air duct 42 is entirely discharged on the turbine outer casing 36 (for example using a multiperforation of the walls of the control box 40) causing a cooling of it and therefore a decrease in its diameter internal. In particular, the air taken from the compressor stage high pressure does not come to feed other organs than the housing of piloting.

As shown in FIG. 1, a valve 44 is arranged in the air duct 42. This valve is controlled by the control system.
full authority regulation (or FADEC) 46 of the turbojet according to the operating modes of the turbojet engine.
By controlling the valve 44 according to the different phases of flight of the aircraft, it is thus possible to vary during a mission the internal diameter of the outer casing of turbine 36 - and therefore the diameter internal of the turbine ring 34 - and therefore to control the game 38 existing between the turbine ring and the top of the rotor blades 30 of the high-pressure turbine.
Figure 3 shows the variation of this game 38 during a typical mission of the airplane as obtained by the system and the driving method according to the invention.
In this figure are represented different curves, namely:
a curve 100 illustrating the rotational speed of the high-pressure body of the turbojet engine, a curve 200 illustrating the external diameter of the rotor of the high-pressure turbine (disk 28 and blades 30), a curve 300 illustrating the internal diameter of the stator of the high-pressure turbine (outer casing turbine 36 and turbine ring 34) as controlled by the control system.
according to the invention, and a curve 300a (in dotted lines) illustrating the internal diameter of the stator as it would be in the absence of control.
These different curves are represented according to different operating phases of the representative turbojet engine of a typical mission, namely: a phase of idling on the ground (corresponding to the taxi phase of the aircraft before take-off), followed by a high-speed TO + CL phase (corresponding to take-off and the ascent of the aircraft), followed by a nominal CR phase (corresponding to the cruise point regime in flight), followed by a FI of idling flight (corresponding to approaching the plane before its landing), followed by a REV phase of thrust reversal (corresponding to the braking of the aircraft on the ground), followed by a new phase IM idle on the ground.
As represented by the curve 100, it will be noted that the phase High-level TO + CL is at a higher regime nominal of the turbojet engine (CR phase). Idling phases (on the ground and in flight) are operated at speeds below the nominal speed of the turbojet, the IF phase of idling flight having a regime also lower than that of the ground idling GI phase. It will also be noted that the nominal CR phase is adopted for the most part of the mission.
The control of the valve 44 according to the invention is as follows:
- During the ground idling phase GI, the valve is closed and the internal diameter of the stator remains substantially unchanged. During the phase transition between the GI phase and the TO + CL phase, the valve is always closed and the stator is free to expand under the effect of hot air in the primary flow flow vein. During this same phase of transition, note that the rotor begins to expand mechanically under the effect of centrifugal force.
- During high-speed TO + CL phase, valve 44 is open, which cools the stator and, consequently, decreases its diameter internal. The game is weak and greatly reduced compared to what it would be in lack of steering. This results in a strong gain in performance. It will be noted that the opening of the valve intervenes more precisely once the pinch point has passed, that is, once reaches the transition point between the mechanical expansion phase of the rotor and the thermal expansion phase of the rotor.
- During the nominal phase CR, valve 44 is held open to cool the stator and thus get a low clearance, this which is beneficial for engine performance.
It will be noted that at the end of the TO + CL phase, during the transition to CR phase rated speed, the air flow to the stator is gradually decreased. It should also be noted that during the phase CR, this same airflow can be more or less important depending on the altitude flight. Different ways to get a decrease in airflow will be detailed later in connection with Figure 4.
- During the IF phase idle flight, valve 44 is again closed so that the stator is free to expand under the effect of air hot flowing in the primary flow flow vein. The game opens during this approach phase of the aircraft before landing in order to avoid an unforeseen situation requiring a relaunch (and therefore a discount at high speed).

- Finally, during the phases of REV thrust reversal and slowed to GI self, the valve 44 is kept closed.
Different valve structures can be used for the implementation of such a game control. The valve 44 can be of the type to regulated flow rate (by FADEC order), which facilitates flow control of air directed towards the stator notably at the end of the phase TO + CL and in phase CR.
However, for reasons of cost and reliability, it is advantageous to use an all-or-nothing valve. To get a modulation of the air flow directed towards the stator with this type of valve, it is possible to alternate the opening and closing phases of the valve.
FIGS. 4A to 4C represent different flow rates that can be obtained with such a command of the all-or-nothing valve. On these figures are represented signals in niches illustrating, on the ordinate, the position of the valve (0 = valve open and 1 = valve closed), and abscissae, the time t. The Ca to Cc curves illustrate the average airflow delivered by the valve according to the different opening times thereof:
the longer the valve is open (at each opening cycle), the higher the Average airflow delivered by the valve is high (and vice versa).
In this way, we understand that by playing, on the one hand on the frequency of opening and secondly, on the duty cycle opening / closing of the valve, it is possible to obtain a variation of average airflow to the stator.
Different all-or-nothing valve architectures are well known to those skilled in the art and will not be described here. Of preferably, an electrically controlled valve will be chosen which would remain closed position in the absence of power supply (thus, we guarantee that the valve remains closed in the event of a control fault).

Claims

1. Game control method (38) between, on the one hand, tops of rotor blades (30) of a turbine rotor of an aircraft engine to gas turbine and, secondly, a turbine ring (34) of a crankcase outer circumference (36), the method of controlling, in depending on the operating speed of the motor, a valve (44) disposed in an air duct (42) opening at a floor of compressor (20) of the engine and opening into a control box (40) disposed around the outer surface of the turbine ring, said control unit being supplied with air coming only from said compressor stage, characterized in that the valve is open for cooling the turbine ring (34) of the outer casing (36) during a phase of high speed corresponding to the take-off and the ascent of an airplane propelled by the engine and during a phase of nominal speed succeeding the high speed phase and corresponding to the cruising flight of said aircraft.

The method of claim 1, wherein the valve is closed during a phase of idling in flight following the phase nominal speed and corresponding to the approach phase of the aircraft before landing.

3. Method according to one of claims 1 and 2, wherein the valve is closed during a ground idling phase preceding the phase of nominal speed and corresponding to the taxi phase of the aircraft before it takes off.

4. Process according to any one of claims 1 to 3, in which the flow of air opening towards the outer surface of the ring turbine is progressively reduced during a transition between high speed phase and the nominal speed phase.

The method of claim 4, wherein the valve is a valve with a regulated position, the gradual decrease of the air flow opening to the outer surface of the turbine ring during the transition being obtained by progressively closing the valve.

The method of claim 4, wherein the valve is an on-off valve, the gradual decrease of the air flow opening to the outer surface of the turbine ring during the transition being achieved by alternating the phases of opening and closing the valve.

7. Game control system (38) between, on the one hand, tops of rotor blades (30) of a turbine rotor of an aircraft engine to gas turbine and, secondly, a turbine ring (34) of a crankcase outer member (36) surrounding the blades, the system comprising:
an air duct (42) intended to open at a floor of compressor (20) of the engine and to debouch in a control box (40) disposed around the outer surface of the turbine ring and intended to be supplied with air coming solely from said stage of compressor;
a valve (44) disposed in the air duct; and a circuit able to control the valve to open it during a high-speed phase corresponding to the take-off and ascent of a aircraft propelled by the engine and during a nominal phase succeeding the high-speed phase and corresponding to the cruise flight of said airplane.

The system of claim 7, wherein the valve is a valve with a regulated position.

The system of claim 7, wherein the valve is an all or nothing valve.

10. A gas turbine engine engine comprising a fuel system game control according to one of claims 7 to 9.