EP2576994A1 - 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

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Publication number
EP2576994A1
EP2576994A1 EP11728349.9A EP11728349A EP2576994A1 EP 2576994 A1 EP2576994 A1 EP 2576994A1 EP 11728349 A EP11728349 A EP 11728349A EP 2576994 A1 EP2576994 A1 EP 2576994A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
valve
phase
engine
turbine
speed
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.)
Withdrawn
Application number
EP11728349.9A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Damien Bonneau
Marc Croixmarie
Franck Roger Denis Denece
Bruno Robert Gaully
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of EP2576994A1 publication Critical patent/EP2576994A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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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

Definitions

  • the present invention relates to the general field of turbomachinery turbines for aeronautical gas turbine engines. It aims more precisely the control of the game between, on the one hand, the tips of moving blades of a turbine rotor and, on the other hand, a turbine ring of an outer casing surrounding the blades.
  • active steering systems generally operate by directing on the outer surface of the turbine ring fresh air taken at a compressor and / or blower of the turbomachine.
  • the fresh air sent to the outer surface of the turbine ring has the effect of cooling the latter and thus limiting its thermal expansion.
  • active control is controlled for example by the full authority control system (or FADEC) of the turbomachine and is a function of the various operating modes thereof.
  • the main object of the present invention is thus to overcome such drawbacks by proposing an active control solution that is minimalist in terms of weight and cost.
  • This object is achieved by means of a game control method between, on the one hand, the tips of moving blades of a turbine rotor of a gas turbine engine, and, on the other hand, a turbine ring of an outer casing surrounding the blades, the method of controlling, according to 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 disposed around the outer surface of the turbine ring, said control box being supplied with air from only said compressor stage.
  • the valve is open to cool the turbine ring of the outer casing during a high-speed phase corresponding to the takeoff and ascent of an aircraft propelled by the engine and during a phase nominal speed succeeding the high regime phase and corresponding to the cruising flight of said aircraft.
  • the subject of the invention is a game control system between, on the one hand, vertices of moving blades of a turbine rotor of a gas turbine engine and on the other hand , a turbine ring of an outer casing surrounding the blades, the system comprising an air duct intended to open at a compressor stage of the engine and to open into a control box disposed around the surface external of the turbine ring and intended to be supplied with air coming solely from said compressor stage, a valve arranged in the air duct, and a circuit adapted to control the valve to open during a high-speed phase corresponding to the takeoff and ascent of an aircraft propelled by the engine and during a phase of nominal speed following the high speed phase and corresponding to the cruising flight of said aircraft.
  • High speed means here a higher speed than the rated operating speed of the turbomachine.
  • the rated speed is the airborne cruising speed adopted during most of the flight, and the high speed is a higher speed than the flight cruising point used in particular during the take-off and climb phase of the aircraft.
  • the invention is remarkable in that it uses a single air intake at the compressor that ensures a pressure differential sufficient to ensure a fresh air flow to the turbine ring (the control box does not present only one air source). In addition, this air taken from the compressor is discharged only in the control box and does not supply other engine components. Also, when the valve is closed, no air is actually drawn into the compressor which limits the pressure losses within it. In this way, it is possible to minimize the air ducts and air intakes in the engine, and to use a valve as simple as possible (in terms of structure and control). This results in a low cost and low mass control system.
  • the valve is closed during a phase of idling in flight succeeding the phase of nominal speed and corresponding to the approach phase of the aircraft before landing.
  • valve is closed during an idling phase on the ground preceding the phase rated speed and corresponding to the taxi phase of the aircraft before takeoff.
  • the idling speed is a lower speed than the rated operating speed of the turbomachine. In a gas turbine engine, the idle speed is therefore a lower speed than the cruising point in flight.
  • the flow of air opening towards the outer surface of the turbine ring is progressively decreased during a transition between the high-speed phase and the nominal-speed phase.
  • a gradual decrease in the air flow rate can be obtained by progressively closing the valve.
  • the progressive decrease of the air flow can be obtained by alternating the opening and closing phases of the valve.
  • the invention further relates to a gas turbine engine comprising a gaming control system as defined above.
  • FIG. 1 is a schematic view in longitudinal section of a gas turbine engine engine equipped with a control system according to the invention
  • FIG. 2 is an enlarged view of the engine of FIG. 1 showing in particular the high-pressure turbine thereof;
  • FIG. 3 shows curves illustrating a variation in the operating speed and the corresponding radial-dimensional variations of the rotor and the stator in a gas turbine engine
  • FIGS. 4A to 4C show representative curves of examples of control of an on-off valve used in an exemplary embodiment of the control system according to the invention.
  • FIG. 1 schematically represents a turbojet engine 10 of the double-flow, double-body type to which the invention applies in particular.
  • the invention is not limited to this particular type of gas turbine engine.
  • the turbojet engine 10 of longitudinal axis XX comprises in particular a fan 12 which delivers a flow of air into a primary flow stream 14 and into a secondary flow stream 16 coaxial with the vein primary flow.
  • the primary flow flow channel 14 Upstream downstream in the direction of flow of the gaseous flow therethrough, the primary flow flow channel 14 comprises a low-pressure compressor 18, a high-pressure compressor 20, a combustion chamber 22, a high-pressure turbine 24 and a low pressure turbine 26.
  • the high-pressure turbine 24 of the turbojet comprises a rotor formed of a disk 28 on which a plurality of blades 30 arranged in the flow vein of the primary stream 14 are mounted.
  • rotor is surrounded by a turbine casing 32 comprising a turbine ring 34 carried by an outer turbine casing 36 by means of fixing struts 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, making with the apices 30a thereof a clearance 38.
  • a control box 40 is arranged around the outer turbine casing 36.
  • This housing receives fresh air by means of an air duct 42 opening at its upstream end in the flow duct.
  • primary flow at one of the stages of the high pressure compressor 20 for example by means of a scoop known per se and not shown in the figures).
  • the control unit is supplied with air only by this single sampling at the compressor (there is no other source of air supplying the housing).
  • the fresh air circulating in the air duct 42 is completely discharged on the outer casing of turbine 36 (for example by means of a multiperforation of the walls of the control box 40) causing a cooling thereof and therefore a decrease in its internal diameter.
  • the air taken from the stage of the high-pressure compressor does not supply other organs than the control box.
  • a valve 44 is disposed in the air duct 42. This valve is controlled by the full authority regulation system (or FADEC) 46 of the turbojet engine as a function of the operating speeds of the turbojet engine.
  • FADEC full authority regulation system
  • valve 44 By controlling the valve 44 according to the different flight phases 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 internal diameter of the ring of turbine 34 - and therefore to control the clearance 38 existing between the turbine ring and the top of the blades 30 of the rotor of the high-pressure turbine.
  • FIG. 3 represents the variation of this game 38 during a typical mission of the airplane as it is obtained by the system and the control method according to the invention.
  • a curve 100 illustrating the rotational speed of the high-pressure body of the turbojet
  • 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 of turbine 36 and turbine ring 34) as controlled by the control system according to the invention
  • a curve 300a in dotted lines illustrating the internal diameter of the stator as it would be in the absence of control.
  • the high-speed phase TO + CL occurs at a higher speed than the nominal speed of the turbojet engine (CR phase).
  • the idling phases take place at speeds below the rated speed of turbojet engine, the idling phase IF flight having a regime also lower than that of the phase id id on the ground.
  • the nominal CR phase is adopted during most of the mission.
  • valve 44 The control of the valve 44 according to the invention is as follows:
  • phase GI ground idle the valve is closed and the internal diameter of the stator remains substantially unchanged.
  • the valve is always closed and the stator is free to expand under the effect of hot air in the primary flow flow vein.
  • the rotor begins to expand mechanically under the effect of the centrifugal force.
  • valve 44 is open, which cools the stator and, consequently, decreases its internal diameter.
  • the game is weak and greatly reduced compared to what it would be in the absence of steering. This results in a strong performance gain during this phase. Note that the opening of the valve occurs more precisely once the pinch point has passed, that is to say once reached the transition point between the mechanical expansion phase of the rotor and the thermal expansion phase of the rotor .
  • valve 44 is kept open to cool the stator and thus obtain a small clearance, which is beneficial to the performance of the engine.
  • the valve 44 is closed again so that the stator is free to expand under the effect of the hot air flowing in the primary flow flow vein.
  • the game opens during this phase of approaching the aircraft before landing in order to avoid an unforeseen situation requiring a relaunch (and therefore a high reversion).
  • the valve 44 is kept closed.
  • valve 44 can be of the regulated flow type (by FADEC control), which facilitates the control of the air flow directed towards the valve.
  • stator notably at the end of the TO + CL phase and in the CR phase.
  • FIGS. 4A to 4C represent different rates that can be obtained with such an on-off valve control.
  • the curves Ca to Ce illustrate the average air flow 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 air flow rate. delivered by the valve is high (and vice versa).

Landscapes

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
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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 œuvre d'un tel procédé.

Description

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 pentes 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 élevé 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 externe de l'anneau de turbine et destiné à être alimenté en air provenant uniquement dudit étage de compresseur, une vanne 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.
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 turbine est progressivement diminué lors d'une 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- 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 sol 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 Ca à Ce 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

REVENDICATIONS
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.
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.
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.
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