CA2801193A1 - Procede et systeme de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine - Google Patents
Procede et systeme de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine Download PDFInfo
- Publication number
- CA2801193A1 CA2801193A1 CA2801193A CA2801193A CA2801193A1 CA 2801193 A1 CA2801193 A1 CA 2801193A1 CA 2801193 A CA2801193 A CA 2801193A CA 2801193 A CA2801193 A CA 2801193A CA 2801193 A1 CA2801193 A1 CA 2801193A1
- Authority
- CA
- Canada
- Prior art keywords
- valve
- phase
- turbine
- engine
- during
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Abandoned
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
- F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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.
Description
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
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
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
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
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).
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).
Claims (10)
1. Procédé de pilotage de jeu (38) entre, d'une part, des sommets d'aubes mobiles (30) d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à
turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine (34) d'un carter externe (36) entourant les aubes, le procédé consistant à commander, en fonction du régime de fonctionnement du moteur, une vanne (44) disposée dans un conduit d'air (42) s'ouvrant au niveau d'un étage de compresseur (20) du moteur et débouchant dans un boîtier de pilotage (40) 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, caractérisé en ce que la vanne est ouverte pour refroidir l'anneau de turbine (34) du carter externe (36) 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.
turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine (34) d'un carter externe (36) entourant les aubes, le procédé consistant à commander, en fonction du régime de fonctionnement du moteur, une vanne (44) disposée dans un conduit d'air (42) s'ouvrant au niveau d'un étage de compresseur (20) du moteur et débouchant dans un boîtier de pilotage (40) 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, caractérisé en ce que la vanne est ouverte pour refroidir l'anneau de turbine (34) du carter externe (36) 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.
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel 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.
3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, dans lequel 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.
4. procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le débit d'air débouchant vers la surface externe de l'anneau de turbine est progressivement diminué lors d'une transition entre la phase de régime élevé et la phase de régime nominal.
5. Procédé selon la revendication 4, dans lequel la vanne est une vanne à position régulée, la diminution progressive du débit d'air débouchant vers la surface externe de l'anneau de turbine lors de la transition étant obtenue en fermant progressivement la vanne.
6. Procédé selon la revendication 4, dans lequel la vanne est une vanne tout ou rien, la diminution progressive du débit d'air débouchant vers la surface externe de l'anneau de turbine lors de la transition étant obtenue en alternant les phases d'ouverture et de fermeture de la vanne.
7. Système de pilotage de jeu (38) entre, d'une part, des sommets d'aubes mobiles (30) d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à
turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine (34) d'un carter externe (36) entourant les aubes, le système comprenant :
un conduit d'air (42) destiné à s'ouvrir au niveau d'un étage de compresseur (20) du moteur et à déboucher dans un boîtier de pilotage (40) disposé autour de la surface externe de l'anneau de turbine et destiné à être alimenté en air provenant uniquement dudit étage de compresseur ;
une vanne (44) disposée 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.
turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine (34) d'un carter externe (36) entourant les aubes, le système comprenant :
un conduit d'air (42) destiné à s'ouvrir au niveau d'un étage de compresseur (20) du moteur et à déboucher dans un boîtier de pilotage (40) disposé autour de la surface externe de l'anneau de turbine et destiné à être alimenté en air provenant uniquement dudit étage de compresseur ;
une vanne (44) disposée 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.
8. Système selon la revendication 7, dans lequel la vanne est une vanne à position régulée.
9. Système selon la revendication 7, dans lequel la vanne est une vanne tout ou rien.
10. Moteur d'avion à turbine à gaz comprenant un système de pilotage de jeu selon l'une quelconque des revendications 7 à 9.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1054366 | 2010-06-03 | ||
| FR1054366A FR2960905B1 (fr) | 2010-06-03 | 2010-06-03 | Procede et systeme de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine |
| PCT/FR2011/051261 WO2011151602A1 (fr) | 2010-06-03 | 2011-06-01 | Procede et systeme de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA2801193A1 true CA2801193A1 (fr) | 2011-12-08 |
Family
ID=43471088
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA2801193A Abandoned CA2801193A1 (fr) | 2010-06-03 | 2011-06-01 | Procede et systeme de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20130177414A1 (fr) |
| EP (1) | EP2576994A1 (fr) |
| CN (1) | CN103003529B (fr) |
| BR (1) | BR112012030635A2 (fr) |
| CA (1) | CA2801193A1 (fr) |
| FR (1) | FR2960905B1 (fr) |
| RU (1) | RU2566510C2 (fr) |
| WO (1) | WO2011151602A1 (fr) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2997443B1 (fr) * | 2012-10-31 | 2015-05-15 | Snecma | Unite de commande et procede de pilotage de jeu en sommet d'aubes |
| US9266618B2 (en) * | 2013-11-18 | 2016-02-23 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine turbine blade tip active clearance control system and method |
| CN104963729A (zh) * | 2015-07-09 | 2015-10-07 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 重型燃气轮机高涡叶尖间隙控制结构 |
| US10138752B2 (en) | 2016-02-25 | 2018-11-27 | General Electric Company | Active HPC clearance control |
| US10344614B2 (en) | 2016-04-12 | 2019-07-09 | United Technologies Corporation | Active clearance control for a turbine and case |
| GB201819695D0 (en) * | 2018-12-03 | 2019-01-16 | Rolls Royce Plc | Methods and apparatus for controlling at least part of a start-up or re-light process of a gas turbine engine |
| GB2584693A (en) * | 2019-06-12 | 2020-12-16 | Rolls Royce Plc | Improving deceleration of a gas turbine |
| CN110318823B (zh) * | 2019-07-10 | 2022-07-15 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 主动间隙控制方法及装置 |
| GB201910008D0 (en) * | 2019-07-12 | 2019-08-28 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine electrical generator |
| US11982189B2 (en) | 2021-06-04 | 2024-05-14 | Rtx Corporation | Warm start control of an active clearance control for a gas turbine engine |
| US11788425B2 (en) * | 2021-11-05 | 2023-10-17 | General Electric Company | Gas turbine engine with clearance control system |
| US11808157B1 (en) * | 2022-07-13 | 2023-11-07 | General Electric Company | Variable flowpath casings for blade tip clearance control |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2006593C1 (ru) * | 1991-07-01 | 1994-01-30 | Иван Анатольевич Черняев | Способ регулирования радиального зазора между концами лопаток ротора и корпусом турбомашины газотурбинного двигателя |
| RU2175410C1 (ru) * | 2000-04-18 | 2001-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Компрессор газотурбинного двигателя |
| GB2363864B (en) * | 2000-06-23 | 2004-08-18 | Rolls Royce Plc | A control arrangement |
| GB2388407B (en) * | 2002-05-10 | 2005-10-26 | Rolls Royce Plc | Gas turbine blade tip clearance control structure |
| US20050109016A1 (en) * | 2003-11-21 | 2005-05-26 | Richard Ullyott | Turbine tip clearance control system |
| FR2867224B1 (fr) * | 2004-03-04 | 2006-05-19 | Snecma Moteurs | Dispositif de maintien axial de secteur d'entretoise pour anneau d'une turbine haute-pression de turbomachine |
| US7597537B2 (en) * | 2005-12-16 | 2009-10-06 | General Electric Company | Thermal control of gas turbine engine rings for active clearance control |
| US7431557B2 (en) | 2006-05-25 | 2008-10-07 | General Electric Company | Compensating for blade tip clearance deterioration in active clearance control |
| US7686569B2 (en) * | 2006-12-04 | 2010-03-30 | Siemens Energy, Inc. | Blade clearance system for a turbine engine |
| US8126628B2 (en) * | 2007-08-03 | 2012-02-28 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine blade tip clearance control |
| US20090053042A1 (en) * | 2007-08-22 | 2009-02-26 | General Electric Company | Method and apparatus for clearance control of turbine blade tip |
-
2010
- 2010-06-03 FR FR1054366A patent/FR2960905B1/fr active Active
-
2011
- 2011-06-01 EP EP11728349.9A patent/EP2576994A1/fr not_active Withdrawn
- 2011-06-01 BR BR112012030635A patent/BR112012030635A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2011-06-01 CA CA2801193A patent/CA2801193A1/fr not_active Abandoned
- 2011-06-01 WO PCT/FR2011/051261 patent/WO2011151602A1/fr active Application Filing
- 2011-06-01 US US13/701,700 patent/US20130177414A1/en not_active Abandoned
- 2011-06-01 CN CN201180027544.1A patent/CN103003529B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-06-01 RU RU2012157775/06A patent/RU2566510C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2566510C2 (ru) | 2015-10-27 |
| BR112012030635A2 (pt) | 2016-08-16 |
| CN103003529A (zh) | 2013-03-27 |
| RU2012157775A (ru) | 2014-07-20 |
| FR2960905A1 (fr) | 2011-12-09 |
| CN103003529B (zh) | 2015-09-30 |
| EP2576994A1 (fr) | 2013-04-10 |
| FR2960905B1 (fr) | 2014-05-09 |
| US20130177414A1 (en) | 2013-07-11 |
| WO2011151602A1 (fr) | 2011-12-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2801193A1 (fr) | Procede et systeme de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine | |
| EP1884650B1 (fr) | Tuyère d'éjection des gaz pour turbomachine à double flux | |
| EP2895703B1 (fr) | Turbomachine comportant une pluralité d'aubes de stator à calage variable montées en amont de la soufflante | |
| CA2595183C (fr) | Turbomachine a double flux a variation artificielle de sa section de col | |
| CA2837498C (fr) | Distributeur de turbine radiale a calage variable, en particulier de turbine de source de puissance auxiliaire | |
| FR2508552A1 (fr) | Propulseur combine | |
| EP1777373A1 (fr) | Procédé et système de pilotage de jeu au sommet d'aubes de rotor de turbine dans un moteur à turbine à gaz | |
| FR3028888A1 (fr) | Dispositif de refroidissement pour une turbomachine alimente par un circuit de decharge | |
| FR2586754A1 (fr) | Moyen de commande d'air, en particulier pour moteur a turbine a gaz | |
| FR3065994A1 (fr) | Turbomachine a rotor de soufflante et reducteur entrainant un arbre de compresseur basse pression | |
| FR3090049A1 (fr) | Turbomachine comportant un alternateur entre deux elements contrarotatifs | |
| WO2021191528A1 (fr) | Turbomachine à double flux comprenant un dispositif de régulation du débit de fluide de refroidissement | |
| FR2982842A1 (fr) | Avion | |
| FR3023586A1 (fr) | Turbomachine d’aeronef comportant une soufflante a deux rotors | |
| FR2681644A1 (fr) | Perfectionnement apporte aux soufflantes notamment pour turboreacteurs a au moins deux flux. | |
| EP2078822B1 (fr) | Moteur à turbine à gaz avec clapet de mise en communication de deux enceintes | |
| CA2839248C (fr) | Architecture double corps de turbomoteur avec compresseur haute pression lie a la turbine basse pression | |
| FR3108659A1 (fr) | Rotor de turbine comprenant un dispositif de régulation du débit de fluide de refroidissement et turbomachine comprenant un tel rotor | |
| BE1028543B1 (fr) | Méthode et système de régulation de poussée d’une turbomachine d’aéronef | |
| WO2022096815A1 (fr) | Ensemble pour turbomachine d'aeronef a double flux, l'ensemble etant equipe d'ailettes de decharge d'air pilotees en incidence | |
| FR3041932A3 (fr) | Ensemble de propulsion d'un aeronef comportant au moins deux soufflantes deportees | |
| FR3122693A1 (fr) | Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d’une turbine haute pression pour la reduction de l’impact du givrage | |
| FR3099518A1 (fr) | Ensemble redresseur pour un compresseur de turbomachine | |
| FR3122224A1 (fr) | Compresseur de turbomachine doté d’une aube d’entrée à géométrie variable | |
| FR3108657A1 (fr) | Rotor de turbine comprenant un dispositif de régulation du débit de fluide de refroidissement et turbomachine comprenant un tel rotor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| FZDE | Discontinued |
Effective date: 20170601 |