EP3545175A1 - Procédé de commande d'une vanne de turbomachine - Google Patents

Procédé de commande d'une vanne de turbomachine

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EP3545175A1
EP3545175A1 EP17811651.3A EP17811651A EP3545175A1 EP 3545175 A1 EP3545175 A1 EP 3545175A1 EP 17811651 A EP17811651 A EP 17811651A EP 3545175 A1 EP3545175 A1 EP 3545175A1
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EP
European Patent Office
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control
engine speed
determining
filtering
control valve
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EP17811651.3A
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German (de)
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EP3545175B1 (fr
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Florian MACHE
Arnaud RODHAIN
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Publication date
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Publication of EP3545175B1 publication Critical patent/EP3545175B1/fr
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    • 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
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/11—Purpose of the control system to prolong engine life
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/20—Purpose of the control system to optimize the performance of a machine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
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    • F05D2270/44—Type of control system active, predictive, or anticipative
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    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/70—Type of control algorithm
    • F05D2270/702—Type of control algorithm differential

Definitions

  • the invention relates to turbomachines and methods or devices for controlling valves controlling an air flow, and in particular LPTACC valves ("low pressure turbine active clearance command" in English according to the terminology used in aeronautics for active control of the games of the low pressure turbine), that is to say the valves which aim to control the clearance between a turbine blade and a housing arranged radially around.
  • LPTACC valves low pressure turbine active clearance command
  • the expansion of the elements depends on several parameters, including materials, assemblies, rotational speed, temperature, etc.
  • the LPTACC valve can therefore affect the crankcase temperature.
  • the game is modulated according to the phases of flight, engine speed, altitude ...
  • a turbofan engine 10 for aerospace propulsion is shown in FIG. It comprises a fan 11 delivering a flow of air, a central portion is injected into a primary stream VP comprising a compressor 12 which supplies a turbine 14 driving the fan.
  • the turbine 14 comprises a plurality of vanes 140 extending radially and is housed radially inside a housing 16.
  • a control valve 20 which is preferably of the LPTACC type, is provided.
  • Figure 1b schematically illustrates the architecture of the environment of this valve 20 and its active control.
  • This control valve 20 makes it possible to continuously control a flow of air coming from the secondary vein, from a sample 18, and to direct it towards the casing 16 arranged facing the blades 140 of the turbine 14. sampling 18 communicates with a supply duct 22 which brings the flow of air to the control valve 20. A discharge duct 24 then brings this air from the control valve 20 to the housing 16.
  • a calculation unit 40 receives in particular the value of the engine speed and calculates a flow control which is converted into a command in position. This position control is sent to an actuator 30 which controls the valve 20. Position sensors (not shown) allow a return to the computing unit 40.
  • FIG. 1b it is a hydraulic actuator which drives a hydraulic servovalve.
  • the link 41 between the computing unit 40 and the actuator 30 is electric.
  • the link 31 between the actuator 30 and the valve 20 is hydraulic.
  • the return link 21 between the control valve 20 and the calculation unit 40 is electric.
  • the active control is mainly aimed at reducing the clearance at the top of turbine blade 14 to optimize the specific consumption, that is to say the amount of fuel required to produce a thrust of a Newton for one hour.
  • One of the objectives of the control is to define an optimal air flow rate for the active control, making it possible to limit the clearance at the top of the blades 140 as much as possible while minimizing the amount of air taken from the blower, because the air flowing through this means does not contribute directly to the thrust provided by the turbomachine 10.
  • This objective is mainly targeted during cruise phases ("cruise" in English, that is to say the steady state).
  • the invention relates to turbomachine control valves 10 and associated methods.
  • the elements and their references given in the introduction will be reused for the description below.
  • control methods of the control valve 20 generally comprise the following steps implemented by the calculation unit 40:
  • step E3 for determining a command in position from the flow control.
  • the control in position is intended to allow the control of the valve 20, in particular via an actuator 30 if the latter is not integrated with the valve 20.
  • control valve 20 oscillates around its equilibrium position.
  • the amplitude of these oscillations is small compared to the value of the control, but the frequency is high compared to the thermal response of the housing 16.
  • oscillations can represent up to two thirds of the total stroke of the valve 20 during a flight and thus cause premature wear of the valve 20.
  • the Applicant has also noticed that the oscillations are not due to the airflow which could generate disturbances but are due to the step E2 of determination of the control in flow.
  • the step E3 for determining the control in position of the valve directly follows the step E2.
  • a cruise value Vc is now defined around which the engine speed oscillates at a frequency fo and an amplitude Ao (Ao being small compared to Vc, typically less than 5% of Vc).
  • the frequency fo is about 1 Hz (variable depending on the turbomachines). Since, during the cruising phase, the control in position of the valve 20 is substantially proportional to the engine speed, this oscillation of the speed results in an oscillation of the position control.
  • the engine speed can in particular be obtained by sensors measuring the rotational speed of the shaft of the low-pressure turbine.
  • the rate change induced by these oscillations of the control in position is approximately 5%. Because of its value and frequency, such a change has no physical utility since the thermal response time of the housing 16 is slower.
  • the invention proposes a control method comprising a determination step for the control valve 20 of a control in the filtered position of the oscillations of the engine speed around the cruising value Vc.
  • the filtering uses a low-pass filter whose cutoff frequency is greater than a frequency associated with the thermal response time of the housing, to ensure that the filtering does not disturb the function of the valve.
  • an adapted filtering makes it possible to suppress the noise of the signal and to optimize the management of the valve.
  • the cumulative stroke of the valve can be divided by three on a flight, which increases its life.
  • the filtering is carried out using a low pass filter, whose cutoff frequency fc is lower than the frequency of the oscillations fo, to mitigate them. More generally, the cutoff frequency fc is chosen to attenuate the oscillations during the entire cruising phase.
  • the filtering provided in the method makes it possible to limit the influence of the oscillations on the control in position and thus to improve the life of the valve 20.
  • the filtering can be performed on different signals but ultimately produces a similar result, namely that the position control is filtered oscillations of the engine speed.
  • valves LPTACC that is to say intended to supply air to the housing to modify its expansion
  • valves LPTACC that is to say intended to supply air to the housing to modify its expansion
  • valves LPTACC any type of valve whose calculation unit which the pilot receives in engine speed data input and therefore applies to valves whose position oscillates in response to engine speed oscillations.
  • the invention may have the following characteristics, taken alone or in combination:
  • the determination step comprises the following substeps:
  • the filtering is performed using a low-pass filter whose cutoff frequency fc is less than one frequency (fo) oscillations of the engine speed around the cruising value Vc,
  • the filter is a first-order low-pass filter
  • control valve is intended to supply air to a casing to modify its expansion and in which the cut-off frequency fc is greater than a frequency fr associated with the thermal response time of the casing
  • the cut-off frequency fc is between 0.05 Hz and 0.15 Hz
  • the method comprises a sub-method of deactivating the filtering step Ef implemented by the computing unit, said sub-method comprising the following steps:
  • the method comprises a sub-method for activating the filtering step Ef implemented by the calculation unit, said sub-method comprising the following steps:
  • the step of activating the filter (E63) is done if the altitude, the engine speed and the Mach each further verify a certain value
  • the determination step comprises the following substeps:
  • the invention also proposes a control system for a control valve of a turbomachine operating at engine speed at a cruising value Vc, said control valve being intended to supply air to a housing to modify its expansion, said system comprising a control valve and a calculation unit configured to implement the method as described above.
  • the computing unit includes a data receiving interface, a processor capable of processing data, a memory (for storing data) and a data output interface.
  • the computing unit comprises a filtration unit (typically the processor that executes operations), which performs the filtering operation.
  • the invention also proposes a turbomachine comprising a system as described above.
  • FIG. 1a illustrates the overall architecture of a turbomachine
  • FIG. 1b illustrates the overall architecture of the flow control elements taken from the secondary vein and sent towards the casing opposite turbine blades according to the state of the art
  • FIG. 2 illustrates in steps a mode of implementation of the invention
  • FIG. 3 illustrates the block diagram architecture of a method for activating or deactivating the filter, complementary to the embodiment of FIG. 2,
  • the filtering step Ef is applied to the control in the position resulting from the step E3, so that a command in the filtered position is obtained.
  • the filtering is performed with a first-order low-pass filter having a unique cut-off frequency fc.
  • the choice of filter type is based on the fact that the frequencies to be suppressed are much higher than the nominal behavior of the logic.
  • the determination of the cut-off frequency fc is an important condition for obtaining effective filtering which does not uninhibitably slow down the control method.
  • the response time of the filter was chosen by a compromise between two constraints. Indeed, this response time must be high enough to remove a maximum of oscillations without slowing down the system in unacceptable proportions from a point of view of the thermal response of the housing. Indeed, a frequency too low would filter the nominal value of the control and the control valve 20 would remain almost immobile.
  • the frequency fo of the micro-oscillations was also estimated, which made it possible to determine a lower limit of the response time, and therefore an upper limit for the cut-off frequency fc.
  • a cut-off frequency fc of between 0.05 and 0.15 Hz, or else 0.08 and 0.12 Hz or, more broadly, between 0.01 and 0.20 Hz, is chosen.
  • the frequency fo is around 1Hz, which is quite far from the previous upper bounds for efficient filtering.
  • cutoff frequencies fc in the latter range it is ensured to have response times lower than those of the housing 16.
  • a filter application condition is primarily related to the cruising speed. For this, we check three indicators:
  • the Mach that is to say, the ratio of the local velocity in a fluid on the speed of sound in the same fluid
  • control valve 20 when the system requires a rapid reaction of the control valve 20, it is desired that the control is not slowed down by a filter (for example a pilot action, during take-off or landing or for example a sudden change of environment).
  • a filter for example a pilot action, during take-off or landing or for example a sudden change of environment.
  • the method additionally comprises a sub-method of deactivating the filter.
  • FIG. 3 represents a block diagram indicating the different steps of this sub-method.
  • a step E51 the gradient between two instants (that is to say the variation between two values at two times of a digital signal) of the command in position resulting from the step E3 is determined. This is not the filtered command.
  • several cascade delay blocks can be used (the number of three is linked to the internal logic of the calculation unit 40, for which the iteration rate is 0.240s, ie 0.720s for the three iterations ).
  • this gradient is compared with a deactivation threshold value Sg. More precisely, in order to overcome the questions of signs, the absolute value of this gradient is compared with the deactivation threshold value Sg.
  • the filtering step Ef is deactivated if the gradient is greater than or equal to said threshold Sg.
  • a threshold value is chosen which is between 0.5 and 2.5% per second, that is to say that at one second intervals the control varies between 0.5 and 2.5% of its original value.
  • the threshold value is 1% for 0.72 seconds, or 1.4% per second.
  • An interval of 1 and 2% per second may also be appropriate.
  • a gradient above the threshold Sg means that it is not a micro-oscillation that is detected, but a relevant change for the system that can have an impact on the housing 16.
  • the filtering stops and the system recovers its conventional operation.
  • the analyzed value is the gradient of command and not the physical measurement given by the sensors: the solution would take into account the filtering (since the command in position was filtered) and would be too slow.
  • the reactivation (or activation) of the filtering stage is also done under condition using another sub-process, also shown in FIG.
  • steps E61, E62 similar to steps E51 and E52 respectively, the gradient is compared with an activation threshold value Sg '.
  • a step E63 the filtering step Ef is activated if the gradient remains below the threshold Sg 'during a confirmation period T fixed.
  • the additional conditions of the cruise phase (Mach, altitude and engine speed) are also analyzed here.
  • Step E63 is misrepresented in Figure 3, since the drawn block outputs an activation condition, which is then preferably combined with the other activation conditions to effectively activate the filter.
  • the filtering step Ef is applied to the engine speed data coming from the step E1, so that a control in the filtered position is again obtained.
  • the step of determining a flow control E2 is then done from the filtered data relating to the engine speed.
  • the filtering is preferably integrated in fact in the step E2 of determining a control in flow.
  • Embodiments with activation and deactivation thresholds may also be implemented.
  • step E2 It is also conceivable to apply the filtering step to the flow control from step E2.
  • the step of determining the command in position E3 is then done from a control data in filtered flow. This embodiment is illustrated in FIG.
  • Embodiments with activation and deactivation thresholds may also be implemented.

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Abstract

L'invention concerne un procédé de commande d'une vanne de contrôle (20) d'une turbomachine fonctionnant en régime moteur à une valeur de croisière (Vc) et oscillant autour de sa valeur de croisière (Vc), le procédé étant mis en œuvre par une unité de calcul (40), et étant caractérisé en ce qu'il comprend une étape de détermination pour la vanne de contrôle (20) d'une commande en position, filtrée des oscillations du régime moteur autour de la valeur de croisière (Vc).

Description

Procédé de commande d'une vanne de turbomachine
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL L'invention concerne les turbomachines et les procédés ou dispositifs de commandes de vannes contrôlant un flux d'air, et en particulier les vannes LPTACC (« low pressure turbine active clearance command » en anglais selon la terminologie employée dans l'aéronautique pour commande active des jeux de la turbine basse pression), c'est-à-dire les vannes qui ont pour but de contrôler le jeu entre une aube de turbine et un carter disposé radialement autour. En injectant de l'air sur le carter, on peut le refroidir et contrôler sa dilatation thermique, ce qui provoque une diminution de sa taille et donc une diminution du jeu.
La dilation des éléments dépend de plusieurs paramètres, dont les matériaux, les assemblages, la vitesse de rotation, la température, etc. La vanne LPTACC permet donc d'influer sur la température du carter.
Le jeu est modulé en fonction des phases de vol, du régime moteur, de l'altitude...
ETAT DE L'ART
Une turbomachine 10 à double flux pour la propulsion aéronautique est représentée en figure la. Elle comprend une soufflante 11 délivrant un flux d'air dont une partie centrale est injectée dans une veine primaire VP comprenant un compresseur 12 qui alimente une turbine 14 entraînant la soufflante. La turbine 14 comprend une pluralité d'aubes 140 s'étendant radialement et est logée radialement à l'intérieur d'un carter 16.
La partie périphérique du flux d'air provenant de la soufflante circule dans une veine secondaire VS. Cette partie périphérique du flux d'air est éjectée vers l'atmosphère pour fournir la majeure partie de la poussée de la turbomachine 10. Afin de contrôler le jeu entre les aubes 140 de la turbine 14 et le carter 16, une vanne de contrôle 20, qui est préférablement du type LPTACC, est prévue. La figure lb illustre schématiquement l'architecture de l'environnement de cette vanne 20 et de son contrôle actif.
Cette vanne de contrôle 20 permet de contrôler de façon continue un débit d'air issu de la veine secondaire, à partir d'un prélèvement 18, et de le diriger vers le carter 16 disposé en regard des aubes 140 de la turbine 14. Le prélèvement 18 communique avec un conduit d'amenée 22 qui amène le flux d'air à la vanne de contrôle 20. Un conduit de rejet 24 amène ensuite cet air depuis la vanne de contrôle 20 vers le carter 16.
Une unité de calcul 40 reçoit notamment en entrée la valeur du régime moteur et calcule une commande en débit qui est convertie en une commande en position. Cette commande en position est envoyée vers un actionneur 30 qui pilote la vanne 20. Des capteurs de position (non représentés) permettent un retour vers l'unité de calcul 40.
Sur la figure lb, il s'agit d'un actionneur 30 hydraulique qui pilote une servovanne 20 hydraulique. La liaison 41 entre l'unité de calcul 40 et l'actionneur 30 est électrique. La liaison 31 entre l'actionneur 30 et la vanne 20 est hydraulique. La liaison de retour 21 entre la vanne de contrôle 20 et l'unité de calcul 40 est électrique.
Le contrôle actif vise principalement à réduire le jeu en sommet d'aube 140 de turbine 14 pour optimiser la consommation spécifique, c'est-à-dire la quantité de carburant nécessaire pour produire une poussée de un Newton pendant une heure.
L'un des objectifs du contrôle est de définir un débit optimal d'air pour le contrôle actif, permettant de limiter au maximum le jeu en sommet des aubes 140 tout en minimisant la quantité d'air prélevé dans la soufflante, car l'air s'écoulant par ce biais ne contribue pas directement à la poussée fournie par la turbomachine 10. Cet objectif est principalement visé lors des phases de croisière (« cruise » en anglais, c'est à le dire le régime permanent).
La durée de vie de ces vannes de contrôle est souvent plus basse que celle prévue par les constructeurs. Des solutions ont consisté à renforcer les vannes, en utilisant des matériaux plus résistants, mais le problème n'est que partiellement résolu.
PRESENTATION DE L'INVENTION
Comme indiqué en introduction, l'invention concerne les vannes de contrôle 20 de turbomachine 10 et les procédés associés. Les éléments et leurs références indiquées en introduction seront réutilisés pour la description ci-dessous.
Les procédés de commande de la vanne de contrôle 20 comprennent généralement les étapes suivantes mises en œuvre par l'unité de calcul 40 :
- Une étape El de réception des données quantifiant le régime moteur de la turbomachine,
- Une étape E2 de détermination d'une commande en débit à partir notamment des données quantifiant le régime moteur,
- Une étape E3 de détermination d'une commande en position à partir de la commande en débit.
La commande en position est destinée à permettre le pilotage de la vanne 20, notamment via un actionneur 30 si ce dernier n'est pas intégré à la vanne 20.
D'autres données interviennent pour la commande en position, notamment les constantes de la fonction de transfert de l'actionneur 30. Ces données, connues, ne concernent pas directement l'invention et ne seront pas détaillées davantage. D'autres étapes interviennent ensuite, comme une étape de pilotage par l'actionneur de la vanne, l'actionneur recevant en entrée la commande en position de l'étape E3. Ces étapes ne concernent pas l'unité de calcul 40 directement.
Il a été observé sur le matériel existant que la durée de vie des vannes de contrôle était plus faible qu'attendue. Comme indiqué dans l'introduction, des actions correctives portant sur la qualité des matériaux ont été lancées mais n'ont pu palier que temporairement et partiellement le problème.
Lors d'études plus approfondies, le Demandeur s'est aperçu que la vanne de contrôle 20 oscille autour de sa position d'équilibre. L'amplitude de ces oscillations est faible par rapport à la valeur de la commande, mais la fréquence est élevée par rapport à la réponse thermique du carter 16.
Ces oscillations peuvent représenter jusqu'au deux tiers de la course totale de la vanne 20 lors d'un vol et entraînent de ce fait une usure prématurée de la vanne 20.
Néanmoins, le Demandeur s'est aussi aperçu que les oscillations ne sont pas dues au flux d'air qui pourrait générer des perturbations mais sont dues à l'étape E2 de détermination de la commande en débit. Or, l'étape E3 de détermination de la commande en position de la vanne suit directement l'étape E2.
Il s'est ainsi avéré que la commande en débit fournie par l'unité de calcul 40 est très sensible aux oscillations du régime moteur qui varie de quelques pourcents lorsqu'il est en mode de croisière. On définit à présent une valeur de croisière Vc autour de laquelle oscille le régime moteur à une fréquence fo et une amplitude Ao (Ao étant faible devant Vc, typiquement inférieur à 5% de Vc). La fréquence fo est d'environ 1 Hz (variable selon les turbomachines). Comme, en phase de croisière, la commande en position de la vanne 20 est sensiblement proportionnelle au régime moteur, cette oscillation du régime se traduit en une oscillation de la commande de position.
Le régime moteur peut notamment être obtenu par des capteurs mesurant la vitesse de rotation de l'arbre de la turbine basse-pression.
A titre d'illustration, le changement de débit induit par ces oscillations de la commande en position est d'environ 5%. En raison de sa valeur et de sa fréquence, un tel changement n'a aucune utilité physique puisque le temps de réponse thermique du carter 16 est plus lent. L'invention propose alors un procédé de commande comprenant une étape de détermination pour la vanne de contrôle 20 d'une commande en position filtrée des oscillations du régime moteur autour de la valeur de croisière Vc. En particulier, le filtrage utilise un filtre passe-bas dont une fréquence de coupure est supérieure à une fréquence associée au temps de réponse thermique du carter, afin de s'assurer que le filtrage ne perturbe pas la fonction de la valve. En effet, l'oscillation de la vanne étant due à une oscillation de la commande en position, un filtrage adapté permet de supprimer le bruit du signal et d'optimiser la gestion de la vanne. La course cumulée de la vanne peut ainsi être divisée par trois sur un vol, ce qui augmente sa durée de vie.
Le filtrage est effectué à l'aide d'un filtre passe bas, dont une fréquence de coupure fc est inférieure à la fréquence des oscillations fo, afin de les atténuer. Plus généralement, la fréquence de coupure fc est choisie pour atténuer les oscillations durant toute la phase de croisière.
Le filtrage prévu dans le procédé permet de limiter l'influence des oscillations sur la commande en position et ainsi d'améliorer la durée de vie de la vanne 20.
Au vu de l'architecture des étapes effectuées dans l'unité de calcul, le filtrage peut être effectué sur des signaux différents mais produit in fine un résultat similaire, à savoir que la commande en position est filtrée des oscillations du régime moteur.
L'invention s'applique avantageusement aux vannes LPTACC, (c'est-à-dire destinée à alimenter en air le carter pour modifier sa dilatation), mais aussi à tout type de vanne dont l'unité de calcul qui la pilote reçoit en entrée des données relatives au régime moteur et s'applique donc aux vannes dont la position oscille en réponse aux oscillations du régime moteur. Ces vannes contrôlent des flux de fluide, en particulier d'air.
Enfin, l'invention peut présenter les caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison :
- l'étape de détermination comprend les sous-étapes suivantes :
(El) réception des données quantifiant le régime moteur de la turbomachine,
(E2) détermination d'une commande en débit à partir des données quantifiant le régime moteur,
(E3) détermination d'une commande en position à partir de la commande en débit, ladite commande en position étant destinée à la vanne de contrôle,
(Ef) filtrage de la commande en position issue de l'étape de détermination de la commande en position (E3),
dans lequel le filtrage est effectué à l'aide d'un filtre passe-bas dont une fréquence de coupure fc est inférieure à une fréquence (fo) des oscillations du régime moteur autour de la valeur de croisière Vc,
- le filtre est un filtre passe-bas du premier ordre,
- la vanne de contrôle est destinée à alimenter en air un carter pour modifier sa dilatation et dans lequel la fréquence de coupure fc est supérieure à une fréquence fr associée au temps de réponse thermique du carter,
- la fréquence de coupure fc est comprise entre 0,05Hz et 0,15Hz,
- le procédé comprend un sous-procédé de désactivation de l'étape de filtrage Ef mis en œuvre par l'unité de calcul, ledit sous-procédé comprenant les étapes suivantes :
(E51) détermination du gradient de la commande en position issue de l'étape de détermination d'une commande en position (E3),
(E52) comparaison de ce gradient à un seuil de désactivation Sg,
(E53) désactivation du filtre si le gradient est supérieur audit seuil Sg,
- le procédé comprend un sous-procédé d'activation de l'étape de filtrage Ef mis en œuvre par l'unité de calcul, ledit sous- procédé comprenant les étapes suivantes :
(E61) détermination du gradient de la commande en position issue de l'étape de détermination d'une commande en position (E3),
(E62) comparaison de ce gradient à un seuil d'activation Sg', (E63) activation du filtre si le gradient est inférieur audit seuil Sg' pendant au moins une durée de confirmation,
- préférablement l'étape d'activation du filtre (E63) se fait si l'altitude, le régime moteur et le Mach vérifient, en outre, chacun une certaine valeur,
- l'étape de détermination comprend les sous-étapes suivantes :
(El) réception des données quantifiant le régime moteur de la turbomachine,
(Ef) filtrage sur données des données quantifiant le régime moteur issue de l'étape précédente,
(E2, E3) détermination d'une commande en position destinée à la vanne de contrôle,
dans lequel le filtrage est effectué à l'aide d'un filtre passe- bas dont une fréquence de coupure (fc) est inférieure à une fréquence (fo) des oscillations du régime moteur autour de la valeur de croisière (Vc). L'invention propose aussi un système de commande d'une vanne de contrôle d'une turbomachine fonctionnant en régime moteur à une valeur de croisière Vc, ladite vanne de contrôle étant destinée à alimenter en air un carter pour modifier sa dilatation, ledit système comprenant une vanne de contrôle et une unité de calcul configurée pour mettre en œuvre le procédé tel que décrit précédemment.
L'unité de calcul comprend une interface de réception de données, un processeur apte à traiter des données, une mémoire (pour stocker des données) et une interface de sortie de données. En particulier, l'unité de calcul comprend un bloc de filtration (typiquement le processeur qui exécute des opérations), qui performe l'opération de filtrage.
L'invention propose aussi une turbomachine comprenant un système tel que décrit précédemment. PRESENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés, sur lesquels :
- La figure la illustre l'architecture globale d'une turbomachine,
- La figure lb illustre l'architecture globale des éléments de contrôle du débit prélevé sur la veine secondaire et envoyé vers le carter en regard des aubes de turbines selon l'état de la technique,
- La figure 2 illustre par étapes un mode de mise en œuvre de l'invention,
- La figure 3 illustre l'architecture en schéma-bloc d'un procédé d'activation ou de désactivation du filtre, complémentaire du mode de mise en œuvre de la figure 2,
- Les figures 4 et 5 illustrent par étapes d'autres modes de mise en œuvre de l'invention. DESCRIPTION DETAILLEE
Plusieurs modes de mise en œuvre vont être à présent décrits.
Premier mode de mise en œuyre
Dans un premier mode de mise en œuvre présenté en figure 2, l'étape de filtrage Ef est appliquée à la commande en position issue de l'étape E3, de sorte que l'on obtienne en sortie une commande en position filtrée.
L'avantage d'un tel filtrage en fin de procédé est qu'il est facilement implémentable sur les logiciels des appareils en service et qu'il ne remet pas en cause l'intégrité du code déjà existant : son intégration dans un logiciel embarqué est ainsi simplifiée. Dans un mode préférentiel, le filtrage est effectué avec un filtre passe bas du premier ordre, possédant une unique fréquence de coupure fc.
Le choix du type de filtre est fondé sur le fait que les fréquences à supprimer sont bien plus élevées que le comportement nominal de la logique.
Il est techniquement réalisable de mettre un filtre d'ordre deux ou supérieur mais pour limiter l'impact en matière de temps de calcul, on privilégiera les filtres les plus simples.
La détermination de la fréquence de coupure fc est une condition importante pour obtenir un filtrage efficace ne ralentissant pas de façon rédhibitoire le procédé de commande.
Le temps de réponse du filtre a été choisi par un compromis entre deux contraintes. En effet, ce temps de réponse doit être suffisamment élevé pour supprimer un maximum d'oscillations sans pour autant ralentir le système dans des proportions inacceptables d'un point de vue de la réponse thermique du carter. En effet, une fréquence trop basse viendrait filtrer la valeur nominale de la commande et la vanne de contrôle 20 resterait quasiment immobile.
Des tests sur moteur permettent de définir la réponse thermique du carter et d'obtenir un temps de réponse caractéristique (et sa fréquence associée). Dans la mesure où la réponse thermique du carter est généralement différente en différents points, le cas le plus contraignant est choisi pour délimiter le temps de réponse minimal (c'est-à-dire la fréquence maximale à laquelle la fréquence de coupure doit rester inférieure). Dans la mesure où une fréquence fr associée au temps de réponse le plus contraignant du carter 16 (c'est-à-dire le temps de réponse le plus faible parmi les mesures effectuées sur le carter 16) est généralement nettement plus faible que la fréquence fo des oscillations, on peut s'assurer que la fréquence de coupure fc soit supérieure à la fréquence fr associée au temps de réponse du carter 16 sans que cela n'introduise des contraintes trop fortes sur la fréquence fc. Ces conditions sur la fréquence de coupure garantissent les performances du système.
La fréquence fo des micro-oscillations a également été estimée, ce qui a permis de déterminer une borne inférieure du temps de réponse, et donc une borne supérieure pour la fréquence de coupure fc.
Par exemple, en fonction de la fréquence fo, on choisit une fréquence de coupure fc entre 0,05 et 0,15 Hz, ou encore 0,08 et 0,12 Hz ou de façon plus large entre 0,01 et 0,20Hz. Pour mémoire, la fréquence fo est aux alentours de 1Hz, qui est assez éloignée des bornes supérieures précédentes pour assurer un filtrage efficace. Pour des fréquences de coupure fc dans ce dernier intervalle, on est assuré d'avoir des temps de réponse inférieurs à ceux du carter 16.
Malgré tout, l'ajout du filtre ralentit quelque peu le système et il ne doit être préférablement appliqué qu'en phases de vol pertinentes. On ne souhaite dans ce cas appliquer ce filtrage qu'en condition de vol de croisière, c'est-à-dire lorsque le régime moteur est en régime permanent (régime auquel on observe les oscillations à la fréquence fo).
Une condition d'application du filtre est tout d'abord lié au régime de croisière. Pour cela, on vérifie trois indicateurs :
- Le régime moteur,
- Le Mach (c'est-à-dire le rapport de la vitesse locale dans un fluide sur la vitesse du son dans ce même fluide),
- L'altitude.
Plusieurs valeurs liées à ces indicateurs sont prédéterminées pour caractériser une phase de croisière. Si la phase de croisière est confirmée, alors l'étape de filtrage peut être activée.
En outre, lorsque le système demande une réaction rapide de la vanne de contrôle 20, on souhaite que la commande ne soit pas ralentie par un filtre (par exemple une action du pilote, lors de décollage ou d'atterrissage ou par exemple un brusque changement d'environnement).
Préférablement, le procédé comprend complémentairement un sous-procédé de désactivation du filtre. La figure 3 représente un schéma bloc indiquant les différentes étapes de ce sous-procédé.
Dans une étape E51, on détermine le gradient entre deux instants (c'est-à-dire la variation entre deux valeurs à deux instants d'un signal numérique) de la commande en position issue de l'étape E3. Il ne s'agit donc pas de la commande filtrée. Pour cela, plusieurs blocs retard en cascade peuvent être utilisés (le nombre de trois est lié à la logique interne de l'unité de calcul 40, pour laquelle le taux d'itération est de 0,240s, soit de 0,720s pour les trois itérations).
Dans une étape E52, ce gradient est comparé à une valeur seuil de désactivation Sg . Plus précisément, pour s'affranchir des questions de signes, on compare la valeur absolue de ce gradient à la valeur seuil de désactivation Sg .
Enfin, dans une étape E53, on désactive l'étape de filtrage Ef si le gradient est supérieur ou égal audit seuil Sg .
A titre d'exemple, on choisit une valeur seuil qui est comprise entre 0,5 et 2,5% par seconde, c'est-à-dire qu'à une seconde d'intervalle, la commande varie entre 0,5 et 2,5% de sa valeur d'origine. Sur le schéma, la valeur du seuil est de 1% pour 0,72 seconde, soit 1,4% par seconde. Un intervalle de 1 et 2% par seconde peut aussi convenir.
Un gradient supérieur au seuil Sg signifie qu'il ne s'agit pas d'une micro-oscillation qui est détectée, mais bien d'un changement pertinent pour le système qui peut avoir un impact sur le carter 16.
Ainsi, dès que la vanne est davantage sollicitée, le filtrage s'arrête et le système récupère son fonctionnement classique. Dans ce sous- procédé de désactivation, la valeur analysée est le gradient de commande et non pas la mesure physique donnée par les capteurs : la solution tiendrait compte du filtrage (puisque la commande en position a été filtrée) et serait trop lente. La réactivation (ou activation) de l'étape de filtrage se fait aussi sous condition à l'aide d'un autre sous-procédé, aussi représenté en figure 3.
Dans des étapes E61, E62 similaires aux étapes E51 et E52 respectivement, on compare le gradient à une valeur seuil d'activation Sg'.
La valeur seuil d'activation Sg' peut être identique ou non à la valeur seuil de désactivation Sg. Si on souhaite que l'activation du filtre se fasse plus sélectivement, on peut fixer la valeur seuil Sg' inférieure à la valeur seuil Sg. En figure 3, on a Sg =Sg'.
Dans une étape E63, on active l'étape Ef de filtrage si le gradient reste inférieur au seuil Sg' pendant une durée de confirmation T fixée. La durée de confirmation T est comprise entre deux et huit secondes (T=5s sur la figure 3), voire 4 et 6 secondes. Les conditions additionnelles de la phase de croisière (Mach, altitude et régime moteur) sont aussi analysées ici.
L'étape E63 est abusivement représentée sur la figure 3, puisque le bloc dessiné sort une condition d'activation, qui est ensuite préférablement combinée aux autres conditions d'activation pour effectivement activer le filtre.
Si les trois conditions additionnelles sont réunies (régime moteur à une certaine valeur, Mach à une certaine valeur et altitude à une certaine valeur), alors le filtre peut être ré-enclenché. Ainsi, on s'assure que le système est stable et que le moteur est en régime de croisière avant de réactiver l'étape Ef de filtrage et de supprimer les oscillations. Deuxième mode de mise en œuyre
Dans un deuxième mode de mise en œuvre présenté en figure 4, l'étape de filtrage Ef est appliquée aux données du régime moteur issues de l'étape El, de sorte que l'on obtienne à nouveau en sortie une commande en position filtrée. L'étape de détermination d'une commande en débit E2 se fait alors à partir des données filtrées relatives au régime moteur.
Un tel filtrage au début du procédé de calcul de la commande en position permet d'éviter le traitement de données avec du bruit.
Dans un tel mode de mise en œuvre, le filtrage est préférablement intégré en fait dans l'étape E2 de détermination d'une commande en débit.
Des modes de réalisation avec des seuils d'activation et de désactivation peuvent aussi être mis en œuvre.
Troisième mode de mise en œuyre
Il est aussi envisageable d'appliquer l'étape de filtrage à la commande en débit issue de l'étape E2. L'étape de détermination de la commande en position E3 se fait alors à partir d'une donnée de commande en débit filtrée. Ce mode de réalisation est illustré en figure 5.
Des modes de réalisation avec des seuils d'activation et de désactivation peuvent aussi être mis en œuvre.

Claims

Revendications
1. Procédé de commande d'une vanne de contrôle (20) d'une turbomachine, ladite vanne servant à contrôler le jeu entre une aube de turbine et un carter par injection d'air sur le carter, la turbomachine fonctionnant en régime moteur à une valeur de croisière (Vc) et oscillant autour de sa valeur de croisière (Vc),
le procédé étant mis en œuvre par une unité de calcul (40), et
étant caractérisé en ce qu'il comprend une étape de détermination pour la vanne de contrôle (20) d'une commande en position, filtrée des oscillations du régime moteur autour de la valeur de croisière (Vc).
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le filtrage est effectué à l'aide d'un filtre passe-bas dont une fréquence de coupure (fc) est supérieure à une fréquence (fr) associée au temps de réponse thermique du carter (16).
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l'étape de détermination comprend les sous-étapes suivantes :
- (El) réception des données quantifiant le régime moteur de la turbomachine,
- (E2) détermination d'une commande en débit à partir des données quantifiant le régime moteur,
- (E3) détermination d'une commande en position à partir de la commande en débit, ladite commande en position étant destinée à la vanne de contrôle,
- (Ef) filtrage de la commande en position issue de l'étape de détermination de la commande en position (E3).
4. Procédé selon la revendication 2 ou 3, dans lequel le filtre passe-bas est un filtre du premier ordre.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, dans lequel ladite vanne de contrôle (20) est destinée à alimenter en air l'intérieur d'un carter (16) pour modifier sa dilatation.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 5, dans lequel la fréquence de coupure (fc) est comprise entre 0,05Hz et 0,15Hz.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 6 comprenant un sous-procédé de désactivation de l'étape de filtrage de la commande (Ef) mis en œuvre par l'unité de calcul (40), ledit sous-procédé comprenant les étapes suivantes :
- (E51) détermination du gradient de la commande en position issue de l'étape de détermination d'une commande en position (E3),
- (E52) comparaison de ce gradient à un seuil de désactivation (Sg), - (E53) désactivation du filtre si le gradient est supérieur audit seuil (Sg).
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 7, comprenant un sous-procédé d'activation de l'étape de filtrage (Ef) mis en œuvre par l'unité de calcul (40), ledit sous-procédé comprenant les étapes suivantes :
- (E61) détermination du gradient de la commande en position issue de l'étape de détermination d'une commande en position (E3),
- (E62) comparaison de ce gradient à un seuil d'activation (Sg'),
- (E63) activation du filtre si le gradient est inférieur audit seuil (Sg') pendant au moins une durée de confirmation (T), et préférablement si l'altitude, le régime moteur et le Mach vérifient aussi chacun une certaine valeur.
9. Procédé selon la revendication 2, dans lequel l'étape de détermination comprend les sous-étapes suivantes : - (El) réception des données quantifiant le régime moteur de la turbomachine,
- (Ef) filtrage sur données des données quantifiant le régime moteur issue de l'étape précédente,
- (E2, E3) détermination d'une commande en position destinée à la vanne de contrôle (20).
10. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel le filtrage est effectué à l'aide d'un filtre passe-bas dont une fréquence de coupure (fc) est inférieure à une fréquence (fo) des oscillations du régime moteur autour de la valeur de croisière (Vc).
11. Système de commande d'une vanne de contrôle (20) d'une turbomachine fonctionnant en régime moteur à une valeur de croisière (Vc), ladite vanne de contrôle (20) étant destinée à alimenter en air un carter (16) pour modifier sa dilatation, ledit système comprenant une vanne de contrôle et une unité de calcul (40), comprenant un bloc de filtration, l'unité de calcul (40) étant configurée pour mettre en œuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, le bloc de filtration mettant en œuvre l'étape de filtrage.
12. Turbomachine comprenant un système selon la revendication 11.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB620318A (en) * 1946-09-25 1949-03-23 Harold William Shaw An improved failure indicator for gas-turbine engines
US4304093A (en) * 1979-08-31 1981-12-08 General Electric Company Variable clearance control for a gas turbine engine
US4573358A (en) * 1984-10-22 1986-03-04 Westinghouse Electric Corp. Turbine blade vibration detection apparatus
US5012420A (en) * 1988-03-31 1991-04-30 General Electric Company Active clearance control for gas turbine engine
US6231306B1 (en) * 1998-11-23 2001-05-15 United Technologies Corporation Control system for preventing compressor stall
US6195982B1 (en) * 1998-12-30 2001-03-06 United Technologies Corporation Apparatus and method of active flutter control
US6487491B1 (en) * 2001-11-21 2002-11-26 United Technologies Corporation System and method of controlling clearance between turbine engine blades and case based on engine components thermal growth model
US7079957B2 (en) * 2003-12-30 2006-07-18 General Electric Company Method and system for active tip clearance control in turbines
US7465145B2 (en) * 2005-03-17 2008-12-16 United Technologies Corporation Tip clearance control system
US7650777B1 (en) * 2008-07-18 2010-01-26 General Electric Company Stall and surge detection system and method
FR2939170B1 (fr) * 2008-11-28 2010-12-31 Snecma Detection d'anomalie dans un moteur d'aeronef.
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
GB201507881D0 (en) * 2015-05-08 2015-06-24 Rolls Royce Plc Turbine tip clearance

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