EP3759320A1 - Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d'une turbine haute pression - Google Patents

Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d'une turbine haute pression

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Publication number
EP3759320A1
EP3759320A1 EP19715143.4A EP19715143A EP3759320A1 EP 3759320 A1 EP3759320 A1 EP 3759320A1 EP 19715143 A EP19715143 A EP 19715143A EP 3759320 A1 EP3759320 A1 EP 3759320A1
Authority
EP
European Patent Office
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engine
temperature
valve
control
turbine
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.)
Pending
Application number
EP19715143.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Patrice Fraisse
Tangi Rumon Brusq
Jean-Loïc Hervé LECORDIX
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
Safran Aircraft Engines 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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP3759320A1 publication Critical patent/EP3759320A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • 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
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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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
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    • F05D2270/40—Type of control system
    • F05D2270/44—Type of control system active, predictive, or anticipative

Definitions

  • the present invention relates to the general field of turbomachines 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.
  • the clearance between the top of the blades of a turbine and the ring around them is dependent on the differences in dimensional variations between the rotating parts (disk and blades forming the turbine rotor) and the fixed parts (external casing of which the turbine ring that he understands). These dimensional variations are at the same time of thermal origin (related to the variations of temperature of the blades, the disc and the crankcase) and of mechanical origin (in particular related to the effect of the centrifugal force exerted on the turbine rotor ).
  • a system of this type generally operates by directing on the outer surface of the turbine ring air taken for example at a compressor and / or the fan of the turbomachine. Fresh air sent to the outer surface of the turbine ring has the effect of cooling the latter and thus limiting its thermal expansion. The game is therefore minimized. Conversely, warm air promotes thermal expansion of the turbine ring, which increases the clearance and allows for example to avoid contact at the aforementioned pinch point.
  • Such active control is controlled by a control unit, for example by the full authority control system (or FADEC) of the turbomachine.
  • the control unit acts on a regulating position valve to control the flow rate and / or the temperature of the air directed on the turbine ring, according to a set point and a game estimate. of real blade tips.
  • the turbomachine also has an operating limit temperature.
  • the operating limit temperature of the engine is defined with respect to a limit temperature of the combustion gases determined downstream of its combustion chamber, for example deduced from at least one measurement carried out within the high-pressure or low-pressure turbine. engine pressure. This temperature is commonly referred to as "Red Line EGT".
  • the Red Line EGT is identified by the manufacturer in ground tests ("Block Tests") and communicated by the manufacturer. In other words, the Red Line EGT is the maximum value declared by the manufacturer, which is certified according to the life cycle of the engine (eg new or refurbished engine). Once this limit is reached the engine is deposited for maintenance in order to restore a positive EGT margin.
  • EGT margin is meant here the difference the EGT-certified Red Line EGT and a flue gas temperature determined downstream of the combustion chamber of the engine.
  • the temperature of the combustion gases downstream of the combustion chamber of the engine is generally maximum during a rapid acceleration phase, taking into account the thermal response of the engine. Typically, about 60 seconds after an acceleration phase, the clearance between the rotor blades of the high pressure turbine and the ring around them increases. The increase in this game results in an increase in the temperature of the combustion gases.
  • Measured downstream of the combustion chamber are temperatures of the order of 20 to 30K higher compared to a temperature of the engine under steady state conditions, the stabilized speed being obtained after a given period of time following the acceleration phase of the engine.
  • the difference in temperature between the maximum temperature of the combustion gases determined during an acceleration phase of the turbomachine and the temperature of its stabilized speed determined following this acceleration phase is commonly referred to as the "Overshoot".
  • optimizing the clearance between the rotor blades of the high pressure turbine and the ring around them can reduce the Overshoot, and therefore the maximum temperature of the combustion gases.
  • optimization may present a risk of premature wear of the high pressure turbine.
  • an excessive reduction of the Overshoot linked to a prolonged reduction in the clearance of the high-pressure turbine for a new engine, hot, or already having an undervalued clearance of its high-pressure turbine can lead to a point nip between the blades and the ring of the high pressure turbine.
  • the limitation of an Overshoot during a phase / a transient state of the engine may present a risk of permanent degradation of the vanes of the high pressure turbine, thus imparting the overall performance of the engine and its fuel consumption.
  • the present invention aims to overcome the aforementioned drawbacks.
  • the invention proposes a method of controlling a clearance between, on the one hand, blade tips of a rotor of a high-pressure turbine of a gas turbine engine engine and on the other hand, a turbine ring of a casing surrounding said blades of the high pressure turbine, the method comprising controlling a valve delivering a flow of air directed towards said turbine ring, this method being characterized in what it includes the following steps:
  • an opening command of the valve for delivering said air flow to the turbine ring or for increasing the flow rate of said delivered air flow, if the transient phase of acceleration is detected and if the temperature of the gases at the outlet of the combustion chamber of the engine is greater than a first temperature threshold corresponding to a deteriorated play characteristic of an aged engine, the first temperature threshold being lower than an engine operating limit temperature.
  • the above method makes it possible to adapt the control of the game during an acceleration phase of the engine, while taking into account the residual margin existing between the engine operating limit temperature and the combustion gas temperature. output from the combustion chamber of the engine.
  • the maximum temperature of the combustion gases of the engine increases, and tends to approach the engine operating limit temperature (Red Line EGT).
  • the EGT margin tends to decrease as the engine ages.
  • the play setpoint of the high pressure turbine is adapted according to the aging of the engine.
  • the adaptation of this game set itself influences the temperature variation of the combustion gases at the outlet of the chamber combustion engine, allowing to reduce Overshoot.
  • the play of the high pressure turbine and Overshoot are therefore regulated in a closed loop and adaptively according to the aging of the engine. This process is applicable throughout the life cycle of the engine. Typically an aged engine has in its high pressure turbine a larger game compared to a new engine. Depending on the aging of the engine, the method described above then makes it possible to minimize the play of its high-pressure turbine, via a control of the valve, without the risk of damaging the vanes of the turbine.
  • the performance of the turbomachine is therefore optimized throughout its life cycle. It therefore extends the engine for the shelf life of a positive EGT margin, which increases the life of the engine and push its deposit maintenance.
  • a larger valve opening percentage is controlled if the temperature of the combustion gases temporarily exceeds the first temperature threshold.
  • said at least one representative parameter of the engine is the engine speed and the detection of a transient motor acceleration phase comprises a continuous determination of the engine speed and a determination of a variation of the engine speed.
  • the transient acceleration phase of the motor being detected during said predetermined time interval if the variation of the engine speed is greater than or equal to a variation threshold characterizing a transient phase of acceleration of the engine.
  • said at least one representative parameter of the engine is chosen from: the speed of a low-pressure turbine of the engine, the speed of the high-pressure turbine, the angular position of a throttle control lever of the engine. plane and the data representative of the temperature of the gases at the outlet of the combustion chamber of the engine.
  • the valve is an on-off type valve configured to switch between an open state or a closed state, the method further comprising, following the opening of the valve, a control closing the valve when the temperature of the gases leaving the combustion chamber of the engine is lower than a second temperature threshold, the second temperature threshold being lower than the first temperature threshold.
  • the valve is a controlled position valve, the method comprising a progressive opening control of the valve according to a predefined control law taking into account a difference between the temperature of the gases. at the outlet of the combustion chamber of the engine and the first temperature threshold.
  • the data representative of the temperature of the gases at the outlet of the combustion chamber is a temperature measurement made at the high pressure turbine.
  • the invention also proposes a control unit for controlling a clearance between, on the one hand, blade tips of a rotor of a high-pressure turbine of a combustion engine.
  • gas turbine aircraft and, secondly, a turbine ring of a housing surrounding said blades of the high pressure turbine, the control unit comprising valve control means, the valve being configured to deliver a flow of air towards said ring of the turbine, the control unit being characterized in that it comprises:
  • detection means configured to detect a transient motor acceleration phase from at least one representative parameter of the motor
  • receiving means configured to receive a data representative of the temperature of the gases at the outlet of the combustion chamber of the engine
  • control means being configured to control an opening of the valve to deliver said flow of air to the turbine ring, or to control an increase in flow rate of said delivered air flow, if the transient phase of acceleration is detected and if the temperature of the gases leaving the combustion chamber of the engine is greater than a first temperature threshold corresponding to a deteriorated play characteristic of an aged engine, the first temperature threshold being below an operating limit temperature. of the motor.
  • control means are further configured to control a greater percentage of opening of the valve if the temperature of the combustion gases temporarily exceeds the first temperature threshold.
  • control unit counts a number of tripping of the additional opening command of the valve.
  • said at least one representative parameter of the motor is the speed of the motor and the detection means are configured for:
  • the valve is an all-or-nothing type valve configured to switch between an open state or a closed state, the control means being configured to control, following the opening of the valve, closing the valve when the temperature of the gases at the outlet of the combustion chamber of the engine is less than a second temperature threshold, the second temperature threshold being lower than the first temperature threshold.
  • the valve is a controlled position valve, the control means being configured to control a progressive opening of the valve according to a predefined control law taking into account a deviation between the temperature of the gases leaving the combustion chamber of the engine and the first temperature threshold.
  • the invention also proposes, in another aspect, a gas turbine engine comprising the control unit summarized above and at least one valve for acting on a flow of air directed towards the turbine ring. and wherein the valve is controlled by the control means.
  • FIG. 1 is a schematic view in longitudinal section of a portion of a gas turbine engine engine according to one embodiment of the invention
  • FIG. 2 is an enlarged view of the engine of Figure 1 showing in particular the high pressure turbine thereof;
  • FIG. 3 is a block diagram of a control module of a valve for controlling the blade tip set in the motor of Figure 1 according to a first embodiment
  • FIG. 4 is a block diagram of a control module of a valve for controlling the blade tip set in the engine of Figure 1 according to a second embodiment.
  • 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 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 engine comprises a rotor formed of a disc 28 on which a plurality of movable vanes 30 arranged in the flow vein of the primary flow 14 are mounted.
  • the rotor is surrounded by a turbine casing 32 comprising a turbine ring 34 carried by a outer casing of turbine 36 by means of fixing 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 unit 50 controls the flow and / or the temperature of the air directed towards the outer turbine casing 36.
  • the control unit 50 is for example the full authority control system (or FADEC) of the turbojet engine 10.
  • 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 duct. flow of the 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 fresh air circulating in the air duct is discharged on the outer casing of turbine 36 (for example by means of a multi-perforation of the walls of the control unit 40) causing a cooling thereof and therefore a decrease in its internal diameter.
  • a valve 44 is disposed in the air duct 42. This valve 44 is controlled by the control unit 50.
  • the valve 44 may be an all-or-nothing valve able to switch between an open state or a closed state.
  • the use of such a valve is advantageous, especially in terms of cost, bulk, reliability and power required for control.
  • valve 44 By controlling the valve 44 to play on the one hand on the opening frequency and on the other hand on the opening / closing duty cycle of the valve, it is possible to obtain a variation of the average flow rate air directed towards the crankcase.
  • Different all-or-nothing type valve architectures are well known to those skilled in the art and will not be described here.
  • one will choose a valve to electrical control that would remain in the closed position in the absence of power supply (thus, it is ensured that the valve remains closed in the event of a control fault).
  • the valve 44 may be a valve with a controlled position.
  • the position of the valve 44 can be between 0%, corresponding to a closed valve, and 100%, corresponding to an open valve.
  • the valve 44 is open (100% position)
  • the fresh air is supplied to the outer turbine casing 36, which has the effect of a thermal contraction of the latter and therefore a reduction of the clearance 38.
  • the valve 44 is closed (position 0%)
  • the fresh air is not brought to the outer casing turbine 36 which is heated by the primary flow. This has the effect either of a thermal expansion of the casing 1 and an increase of the clearance 38, or at least a controlled limitation (or a stop) of the expansion of the casing 1 and a control of the clearance 38.
  • the outer casing turbine 36 contracts or expands and the clearance 38 increases or decreases, to a lesser extent.
  • the control of the clearance 38 is used so as to preserve a positive EGT margin, thus making it possible to extend the life of the turbojet engine 10.
  • Another example may consist of taking air at two different stages of the compressor and controlling valves 44 to modulate the flow of each of these samples to adjust the temperature of the mixture to be directed on the outer casing of the turbine 36.
  • control of the valve 44 is now described by the control unit 50.
  • control unit 50 comprises:
  • detection means 51 configured to detect a transient acceleration phase of the turbojet engine 10 over a predetermined time interval
  • - Reception means 52 configured to receive at least one data representative of the temperature of the combustion gases from the combustion chamber 22 of the turbojet engine 10;
  • control means 53 configured to control the valve 44.
  • the detection means 51, the reception means 52 and the control means 53 together form a control module of the valve 44 integrated in the control unit 50.
  • This control module corresponds for example to a computer program executed by the control unit 50, to an electronic circuit of the control unit 50 (for example of the type programmable logic circuit) or a combination of an electronic circuit and a computer program.
  • transient phase of acceleration of the turbojet engine 10 a regime transition linked to an acceleration phase of the turbojet engine 10 occurring between two stabilized speeds thereof.
  • the transient acceleration phase that is to be detected by means of the detection means 51 may, for example, correspond to a transition between the ground idling speed and the stabilized flight regime, that is, ie the acceleration phase between these two regimes.
  • the transient phase of acceleration can correspond to the acceleration phase between any intermediate regime (ex: mid gas) and the flight regime.
  • the possible detection of a transient phase of acceleration of the turbojet engine 10 can be made from one or more parameters representative of the turbojet engine 10.
  • a representative parameter of the turbojet engine 10 is, for example, its rotational speed.
  • the detection of a transient acceleration phase of the turbojet engine 10 is then performed from a continuous determination of its speed.
  • the detection of the speed variation of the turbojet engine 10 by the detection means 51 makes it possible to identify a transient acceleration phase of the turbojet engine 10 over a predefined period, for example chosen between 1 second and 5 minutes.
  • the detection means 51 can identify a transient phase of acceleration by observing the variations of speed of the turbojet engine 10. These variations are then compared to a reference characterizing a variation in the speed of the turbojet engine 10.
  • the detection means 51 detect a transient phase of acceleration.
  • the determination of the speed of the turbojet engine 10, as well as the detection of a transient phase turbojet engine acceleration can be performed from any representative parameter (s) of the engine.
  • the determination of the rotational speed of the turbojet engine 10 as well as the detection of a transient phase of acceleration thereof can be carried out from one or more of the following parameters: the speed of the turbine high pressure 24, the speed of the low-pressure turbine 26, the angular position of the throttle control lever of the aircraft, a measured or calculated temperature of the combustion gases at the outlet of the combustion chamber 22.
  • the receiving means 52 receive at least one data representative of the temperature of the combustion gases at the outlet of the combustion chamber 22 of the turbojet engine 10.
  • the representative data of the combustion gases is, by way of example, a temperature measurement. performed somewhere between the outlet of the combustion chamber 22 of the turbojet and the nozzle of the aircraft, for example at any point of the high-pressure turbine 24 or the low-pressure turbine 26.
  • the receiving means 52 then obtain known, directly from the representative data or indirectly by calculation from it, the temperature of the combustion gases.
  • the data representative of the temperature of the gases at the outlet of the combustion chamber 22 is a temperature measurement made at the high-pressure turbine 24, that is to say, produced in or out of the the latter, allowing the receiving means 52 to access the temperature of the gases at the outlet of the combustion chamber 22.
  • control means 53 is a function of the type of valve 44 implemented as will be described in FIGS. 3 and 4. These figures respectively illustrate the method of piloting the valve 44, respectively of the all-or-nothing type, and in a regulated position.
  • Steps 301, 401 and 302, 402 are similar in these figures. These steps correspond to a detection step 301, 401 of the speed variation of the turbojet engine 10 by the detection means 51, and to a reception step 302, 402 of at least one data item representative of the temperature of the gases leaving the engine. combustion chamber 22 of the engine by the receiving means 52. It is understood that the order of the steps illustrated in these figures is given for illustrative purposes, these steps being able in a non-illustrated example to be carried out in parallel.
  • the control unit 50 is configured to identify from the detection means 51 and the reception means 52 the possible occurrence of a situation for which:
  • the temperature of the combustion gases at the outlet of the combustion chamber (22) of the engine (10) is greater than a first temperature threshold T1.
  • the first temperature threshold T1 is previously chosen to be lower than the EGT Red Line which characterizes the operating limit temperature of the turbojet engine 10, so as to maintain an EGT margin (difference between the Red Line EGT and the gas temperature of the engine). combustion) positive if the temperature of the combustion gases of the turbojet engine 10 reaches the temperature threshold T1.
  • the temperature threshold T1 is, by way of example, defined to be 1 to 10 ° C. lower than the Red Line EGT. This temperature threshold T1 thus constitutes a protection threshold for the Red Line EGT, the achievement of this threshold in parallel with a detection of a transient phase of acceleration of the turbojet engine 10 thus reflecting an Overshoot situation for an aged engine or with degraded performance.
  • the temperature threshold T1 is chosen with respect to the state of health of the turbojet engine 10, the temperature value T1 being supposed to be reached by the combustion gases only for an aged engine, for example having a clearance 38 degraded. Indeed, as explained above, the older an engine, the higher the temperature of its combustion gases increases and tends to approach the Red Line EGT. Conversely, a new turbojet or outgoing maintenance does not present a risk of seeing the temperature of the gas at the outlet of its combustion chamber to approach the temperature T1, let alone the Red Line EGT.
  • the identification by the control unit 50 of a situation for which a transient phase of acceleration of the turbojet engine 10 is detected and for which the temperature of the combustion gases is higher than the temperature threshold T1 can not occur only for an aged engine and / or with degraded performance.
  • step 303 the control unit 50 attempts to detect (steps 303, 403) the possible occurrence of the aforementioned situation.
  • the step 303 may be, for example, carried out by the control means 53 or by other dedicated detection means.
  • control unit 50 deduces the non-occurrence of an Overshoot in temperature of the combustion gases at the outlet of the combustion chamber 22 which could bring it closer to the Red Line EGT. Steps 301, 302, 401, 402 are then performed again.
  • the control unit 50 deduces a situation of Overshoot temperature flue gas potentially at risk of approaching the Red Line EGT.
  • the control unit 50 seeks to minimize Overshoot by optimizing the clearance 38 of the high pressure turbine 24.
  • an Overshoot situation for an aged or degraded engine could reduce its EGT margin and therefore its life before being placed in maintenance.
  • the optimization of the game 38 then aims to maintain a positive margin EGT as long as possible.
  • the control means 53 are then configured to control an opening (step 304) of the valve 44 so as to deliver a flow of air to the ring of turbine 34 and thus reduce the clearance 38 of the high-pressure turbine 24.
  • the reduction of the clearance 38 optimizes the performance of the high-pressure turbine 24, resulting in a decrease in the temperature of the combustion gases at the outlet of the combustion chamber 22.
  • the temperature of the combustion gases is then periodically compared (step 305) with a second temperature threshold T2 chosen as equal to or lower than the first temperature threshold T1 to avoid the effects of bagotement. As long as the temperature of the combustion gases remains higher than the second temperature threshold T2, the valve 44 is kept open.
  • control means 53 control (step 306) the closure of the valve 44.
  • the control means 53 are configured to control (step 404) the percentage of opening of the valve 44 as a function of the difference between the current temperature of the combustion gases and the first threshold of In other words, the opening of the valve 44 is carried out progressively according to a prerecorded control law in the control means 53, this law taking into account the difference between the temperature of the gases. the combustion means at the outlet of the combustion chamber 22 and the first temperature threshold T1.
  • the control means 53 are, by way of example, configured to control a greater percentage of opening of the valve 44 (resulting from an overconsign).
  • the clearance 38 of the high-pressure turbine 24 is not yet optimized, resulting in a reduction of the combustion gases and therefore the Overshoot.
  • a clearance overkill inducing an additional valve opening (up to 200%) with respect to an open valve position (at 100%) is triggered.
  • valve 44 of all-or-nothing type or controlled position allows to maintain a positive EGT margin by decreasing the temperature of the combustion gases.
  • the embodiments described above have the following advantages.
  • the control of the clearance 38 of the high-pressure turbine 24 during an acceleration phase of the engine 10 takes into account the residual margin existing between the Red Line EGT and the temperature of the combustion gases at the outlet of the combustion chamber 22. This margin is made possible by comparing the temperature of the combustion gases with the first temperature threshold T1, chosen with respect to the Red Line EGT as the protection threshold.
  • the setpoint of the clearance 38 of the high-pressure turbine 24 is then adjusted by the control means 53 as a function of the aging of the engine.
  • the adaptation of this game set itself influences the variation of the temperature of the combustion gases of the combustion chamber 22 and reduces the Overshoot temperature of the turbojet engine 10.
  • the number of triggering the over-setpoint giving rise to a greater percentage of opening of the valve can be counted and stored in the control unit in order to be operated later in maintenance to judge the state engine aging.
  • the clearance 38 of the high-pressure turbine 24 as well as the Overshoot are thus regulated in a closed loop and adaptively according to the aging of the engine and this throughout the life cycle of the turbojet engine 10.
  • the high pressure turbine 24 an aged engine has a larger clearance 38 compared to a new engine.
  • the method described above thus makes it possible to minimize the clearance 38 of the high-pressure turbine 24 as a function of the aging of the turbojet engine 10, via a control of the valve 44, without the risk of damaging the vanes of the turbine.
  • the performance of the turbojet engine 10 is optimized throughout its life cycle.
  • the EGT margin is maintained in particular for as long as possible, extending the life of the turbojet engine 10 before a possible maintenance deposit.

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Abstract

Procédé de pilotage d'un jeu entre des sommets d'aubes d'une turbine haute pression d'un moteur d'avion à turbine à gaz et un anneau de turbine, comprenant la commande d'une vanne délivrant un flux d'air vers l'anneau de turbine, ce procédé comprenant en outre les étapes suivantes : - une détection (301) d'une phase transitoire d'accélération du moteur; - une réception (302) d'une donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur; - une commande (304) d'ouverture de la vanne, pour délivrer ledit flux d'air à l'anneau de turbine ou pour augmenter le débit dudit flux d'air délivré, si la phase transitoire d'accélération est détectée et si la température des gaz en sortie de la chambre à combustion est supérieure à un premier seuil de température (Tl) correspondant à un jeu dégradé caractéristique d'un moteur vieilli, ce seuil étant inférieur à une température de limite de fonctionnement du moteur.

Description

PROCEDE ET UNITE DE COMMANDE POUR LE PILOTAGE DU JEU D'UNE TURBINE HAUTE PRESSION Arrière-plan de l’invention
La présente invention se rapporte au domaine général des 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.
Le jeu existant entre le sommet des aubes d'une turbine et l'anneau qui les entoure 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 centrifuge s'exerçant sur le rotor de turbine).
Pour augmenter la performance d'une turbine, il est souhaitable de minimiser le jeu autant que possible. D'autre part, lors d'une augmentation de régime, par exemple lors du passage d'un régime de ralenti au sol à un régime de décollage dans une turbomachine pour moteur aéronautique, la force centrifuge s'exerçant sur le rotor de turbine tend à rapprocher les sommets d'aubes de l'anneau de turbine avant que l'anneau de turbine n'ait eu le temps de se dilater sous l'effet de l'augmentation de température liée à l'augmentation de régime. Il existe donc un risque de contact en ce point de fonctionnement appelé point de pincement.
Il est connu de recourir à un système de pilotage actif pour piloter le jeu de sommet d'aubes d'une turbine de turbomachine. Un système de ce type fonctionne généralement en dirigeant sur la surface externe de l'anneau de turbine de l'air prélevé par exemple au niveau d’un compresseur et/ou de la soufflante de la turbomachine. De l'air frais envoyé sur la surface externe de l'anneau de turbine a pour effet de refroidir ce dernier et ainsi de limiter sa dilatation thermique. Le jeu est donc minimisé. Inversement, de l'air chaud favorise la dilatation thermique de l'anneau de turbine, ce qui augmente le jeu et permet par exemple d'éviter un contact au point de pincement précité.
Un tel pilotage actif est contrôlé par une unité de commande, par exemple par le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) de la turbomachine. Typiquement, l'unité de commande agit sur une vanne à position régulée pour commander le débit et/ou la température de l'air dirigé sur l'anneau de turbine, en fonction d'une consigne de jeu et d'une estimation du jeu de sommet d'aubes réel.
La turbomachine présente par ailleurs une température de limite de fonctionnement. La température de limite de fonctionnement du moteur est définie par rapport à une température limite des gaz de combustion déterminée en aval de sa chambre de combustion, par exemple déduite à partir d'au moins une mesure effectuée au sein de la turbine haute pression ou basse pression du moteur. Cette température est communément désignée sous l'appellation « Red Line EGT ». La Red Line EGT est identifiée lors d'essais effectués au sol (« Block Tests ») par le constructeur, puis communiquée par celui-ci. En d'autres termes, la Red Line EGT est la valeur maximale déclarée par le constructeur, celle-ci étant certifiée en fonction du cycle de vie du moteur (ex : moteur neuf ou reconditionné). Une fois cette limite atteinte le moteur est déposé pour maintenance afin de restaurer une marge EGT positive. On entend ici par marge EGT, la différence la Red Line EGT certifiée par le constructeur et une température des gaz de combustion déterminée en aval de la chambre de combustion du moteur.
La température des gaz de combustion en aval de la chambre de combustion du moteur est généralement maximale lors d'une phase d'accélération rapide, compte tenu de la réponse thermique du moteur. Typiquement, environ 60 secondes après une phase d'accélération, le jeu entre les aubes du rotor de la turbine haute pression et l'anneau qui les entoure augmente. L'augmentation de ce jeu se traduit par une augmentation de la température des gaz de combustion. On mesure en aval de la chambre de combustion, à titre d'exemple en sortie de la turbine haute pression, des températures de l'ordre de 20 à 30K supérieures par rapport à une température du moteur en régime stabilisé, le régime stabilisé étant obtenu après un intervalle de temps donné suite à la phase d'accélération du moteur. La différence de température entre la température maximale des gaz de combustion déterminée durant une phase d'accélération de la turbomachine et la température de son régime stabilisé déterminée suite à cette phase d'accélération est couramment désignée sous l'appellation d'« Overshoot ».
En pratique, plus le moteur vieillit, plus la température maximale des gaz de combustion augmente. La température maximale des gaz de combustion tend donc à se rapprocher de la température de limite de fonctionnement du moteur (Red Line EGT) au fur et à mesure du vieillissement de celui-ci. Cette dégradation en température est généralement justifiée, au moins en partie, par une dégradation de la turbine haute pression se traduisant par une augmentation de son jeu.
Dans ce contexte, compte tenu du vieillissement du moteur, il serait intéressant de conserver une marge EGT positive le plus longtemps possible afin de repousser le dépôt en maintenance du moteur.
Durant une phase d'accélération, l'optimisation du jeu entre les aubes du rotor de la turbine haute pression et l'anneau qui les entoure peut permettre de réduire l'Overshoot, et donc la température maximale des gaz de combustion. Cependant, une telle optimisation peut présenter un risque d'usure prématurée de la turbine haute pression. A titre d'exemple, une réduction trop importante de l'Overshoot liée à une réduction prolongée du jeu de la turbine haute pression pour un moteur neuf, chaud, ou présentant déjà un jeu minimisé de sa turbine haute pression, peut aboutir à un point de pincement entre les aubes et l'anneau de la turbine haute pression. Ainsi, la limitation d'un Overshoot durant une phase/un état transitoire du moteur peut présenter un risque de dégradation permanente des aubes de la turbine haute pression, impartant alors les performances globales du moteur et sa consommation en carburant.
Il serait donc souhaitable de minimiser G Overshoot en température de la turbine haute pression durant une variation de régime du moteur, tout en écartant le risque éventuel de dégradation des aubes de la turbine haute pression.
Objet et résumé de l'invention La présente invention a pour but de remédier aux inconvénients précités.
A cet effet, l'invention propose un procédé de pilotage d'un jeu entre, d'une part, des sommets d'aubes d'un rotor d'une turbine haute pression d'un moteur d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter entourant lesdites aubes de la turbine haute pression, le procédé comprenant la commande d'une vanne délivrant un flux d'air dirigé vers ledit anneau de turbine, ce procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes :
- une détection d'une phase transitoire d'accélération du moteur à partir d'au moins un paramètre représentatif du moteur ;
- une réception d'une donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur ;
- une commande d'ouverture de la vanne, pour délivrer ledit flux d'air à l'anneau de turbine ou pour augmenter le débit dudit flux d'air délivré, si la phase transitoire d'accélération est détectée et si la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur est supérieure à un premier seuil de température correspondant à un jeu dégradé caractéristique d'un moteur vieilli, le premier seuil de température étant inférieur à une température de limite de fonctionnement du moteur.
Avantageusement, le procédé ci-dessus permet d'adapter le pilotage du jeu durant une phase d'accélération du moteur, tout en prenant en compte la marge résiduelle existante entre la température de limite de fonctionnement du moteur et la température des gaz de combustion en sortie de la chambre de combustion du moteur. Comme exposé précédemment, au fur et à mesure du vieillissement du moteur, la température maximale des gaz de combustion du moteur augmente, et tend à se rapprocher de la température de limite de fonctionnement du moteur (Red Line EGT). En d'autres termes, la marge EGT tend à diminuer lorsque le moteur vieillit. La prise en compte de l'écart entre la limite de fonctionnement du moteur et la température des gaz de combustion du moteur, via le premier seuil de température, permet donc de prendre en compte le vieillissement du moteur. Ainsi, la consigne de jeu de la turbine haute pression est adaptée en fonction du vieillissement du moteur. Par la suite, l'adaptation de cette consigne de jeu influe elle-même sur la variation en température des gaz de combustion en sortie de la chambre de combustion du moteur, permettant alors de réduire lOvershoot. Le jeu de la turbine haute pression ainsi que lOvershoot sont donc régulés en boucle fermée et de manière adaptative en fonction du vieillissement du moteur. Ce procédé est applicable tout au long du cycle de vie du moteur. Typiquement un moteur vieilli présente dans sa turbine haute pression un jeu plus important comparé à un moteur neuf. En fonction du vieillissement du moteur, le procédé décrit ci-dessus permet alors de minimiser le jeu de sa turbine haute pression, via un pilotage de la vanne, sans risquer d'endommager les aubes de la turbine. Les performances de la turbomachine se voient donc optimisées tout au long de son cycle de vie. On prolonge donc pour le moteur la durée de conservation d'une marge EGT positive, ce qui permet d'augmenter la durée de vie du moteur et de repousser son dépôt en maintenance.
De préférence, dans ce procédé il est commandé un plus grand pourcentage d'ouverture de la vanne si la température des gaz de combustion dépasse temporairement le premier seuil de température.
Dans un exemple de réalisation de ce procédé, ledit au moins un paramètre représentatif du moteur est le régime moteur et la détection d'une phase transitoire d'accélération du moteur comprend une détermination continue du régime du moteur et une détermination d'une variation du régime du moteur pour un intervalle de temps prédéterminé, la phase transitoire d'accélération du moteur étant détectée pendant ledit intervalle de temps prédéterminé si la variation du régime du moteur est supérieure ou égale à un seuil de variation caractérisant une phase transitoire d'accélération du moteur.
Dans un exemple de réalisation, ledit au moins un paramètre représentatif du moteur est choisi parmi : le régime d'une turbine basse pression du moteur, le régime de la turbine haute pression, la position angulaire d'une manette de commande des gaz de l'avion et la donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur.
Dans un exemple de réalisation de ce procédé, la vanne est une vanne de type tout-ou-rien configurée pour commuter entre un état ouvert ou un état fermé, le procédé comprenant en outre, suite à l'ouverture de la vanne, une commande de fermeture de la vanne lorsque la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur est inférieure à un deuxième seuil de température, le deuxième seuil de température étant inférieur au premier seuil de température.
Dans un autre exemple de réalisation de ce procédé, la vanne est une vanne à position régulée, le procédé comprenant une commande d'ouverture progressive de la vanne en fonction d'une loi de commande prédéfinie prenant en compte un écart entre la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur et le premier seuil de température.
Dans un exemple de réalisation de ce procédé, la donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion est une mesure de température réalisée au niveau de la turbine haute pression.
L'invention propose également, selon un autre aspect, une unité de commande pour le pilotage d'un jeu entre, d'une part, des sommets d'aubes d'un rotor d'une turbine haute pression d'un moteur d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter entourant lesdites aubes de la turbine haute pression, l'unité de commande comprenant des moyens de commande d'une vanne, la vanne étant configurée pour délivrer un flux d'air vers ledit anneau de la turbine, l'unité de commande étant caractérisée en ce qu'elle comprend :
- des moyens de détection configurés pour détecter une phase transitoire d'accélération du moteur à partir d'au moins un paramètre représentatif du moteur ;
- des moyens de réception configurés pour recevoir une donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur ;
- les moyens de commande étant configurés pour commander une ouverture de la vanne pour délivrer ledit flux d'air à l'anneau de turbine, ou pour commander une augmentation de débit dudit flux d'air délivré, si la phase transitoire d'accélération est détectée et si la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur est supérieure à un premier seuil de température correspondant à un jeu dégradé caractéristique d'un moteur vieilli, le premier seuil de température étant inférieur à une température de limite de fonctionnement du moteur.
De préférence, les moyens de commande sont en outre configurés pour commander un plus grand pourcentage d'ouverture de la vanne si la température des gaz de combustion dépasse temporairement le premier seuil de température.
Avantageusement, pour juger de l'état de vieillissement du moteur, l'unité de commande comptabilise un nombre de déclenchement de la commande d'ouverture supplémentaire de la vanne.
Dans un exemple de réalisation, dans cette unité de commande, ledit au moins un paramètre représentatif du moteur est le régime du moteur et les moyens de détection sont configurés pour :
- déterminer de manière continue le régime du moteur ;
- déterminer une variation du régime du moteur pour un intervalle de temps prédéterminé ;
- détecter la phase transitoire d'accélération du moteur pendant ledit intervalle de temps prédéterminé si la variation du régime du moteur est supérieure ou égale à un seuil de variation caractérisant une phase transitoire d'accélération du moteur.
Dans un exemple de réalisation, dans cette unité de commande, la vanne est une vanne de type tout-ou-rien configurée pour commuter entre un état ouvert ou un état fermé, les moyens de commande étant configurés pour commander, suite à l'ouverture de la vanne, une fermeture de la vanne lorsque la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur est inférieure à un deuxième seuil de température, le deuxième seuil de température étant inférieur au premier seuil de température.
Dans un autre exemple de réalisation, dans cette unité de commande, la vanne est une vanne à position régulée, les moyens de commande étant configurés pour commander une ouverture progressive de la vanne en fonction d'une loi de commande prédéfinie prenant en compte un écart entre la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur et le premier seuil de température.
L'invention propose également, selon un autre aspect, un moteur d'avion à turbine à gaz comprenant l'unité de commande résumée ci- dessus et au moins une vanne pour agir sur un flux d'air dirigé vers l'anneau de turbine et dans lequel la vanne est commandée par les moyens de commande.
Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de l’invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique et en coupe longitudinale d’une partie d’un moteur d'avion à turbine à gaz selon un mode de réalisation de 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 est un schéma fonctionnel d'un module de commande d'une vanne permettant de piloter le jeu de sommet d'aubes dans le moteur de la figure 1 selon un premier mode de réalisation ;
- la figure 4 est un schéma fonctionnel d'un module de commande d'une vanne permettant de piloter le jeu de sommet d'aubes dans le moteur de la figure 1 selon un deuxième mode de réalisation.
Description détaillée de modes 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 la 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 30 mobiles 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 segments 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 modifiant, de manière commandée, le diamètre interne du carter externe de turbine 36. A cet effet, une unité de commande 50 commande le débit et/ou la température de l'air dirigé vers le carter externe de turbine 36. L'unité de commande 50 est par exemple le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) du turboréacteur 10.
Dans l’exemple représenté, 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). L'air frais circulant dans le conduit d'air est déchargé sur le carter externe de turbine 36 (par exemple à l'aide d'une multi-perforation des parois du boîtier de pilotage 40) provoquant un refroidissement de celui-ci et donc une diminution de son diamètre interne.
Comme représenté sur la figure 1, une vanne 44 est disposée dans le conduit d'air 42. Cette vanne 44 est commandée par l'unité de commande 50.
Dans un premier exemple de réalisation, la vanne 44 peut être une vanne tout-ou-rien apte à commuter entre un état ouvert ou un état fermé. L'utilisation d'une telle vanne est avantageuse, notamment en termes de coût, d'encombrement, de fiabilité et de puissance nécessaire pour la commande.
On comprend qu’en commandant la vanne 44 pour jouer, 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 carter. 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 un deuxième exemple de réalisation, la vanne 44 peut être une vanne à position régulée. La position de la vanne 44 peut être comprise entre 0%, correspondant à une vanne fermée, et 100%, correspondant à une vanne ouverte. Lorsque la vanne 44 est ouverte (position à 100%), l'air frais est amené vers le carter externe de turbine 36, ce qui a pour effet une contraction thermique de ce dernier et donc une diminution du jeu 38. Au contraire, lorsque la vanne 44 est fermée (position à 0%), l'air frais n'est pas amené vers le carter externe de turbine 36 qui est donc chauffé par le flux primaire. Ceci a pour effet soit une dilatation thermique du carter 1 et une augmentation du jeu 38, soit au moins une limitation contrôlée (voire un arrêt) de la dilation du carter 1 et un contrôle du jeu 38. Dans les positions intermédiaires, le carter externe de turbine 36 se contracte ou se dilate et le jeu 38 augmente ou diminue, dans une moindre mesure. Comme il sera vu par la suite, le contrôle du jeu 38 est utilisé de manière à préserver une marge EGT positive, permettant ainsi d'allonger la durée de vie du turboréacteur 10.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ces deux exemples. Ainsi, un autre exemple peut consister à prélever de l'air au niveau de deux étages différents du compresseur et de commander des vannes 44 pour moduler le débit de chacun de ces prélèvements pour régler la température du mélange à diriger sur le carter externe de turbine 36.
On décrit maintenant la commande de la vanne 44 par l'unité de commande 50.
Conformément à l'invention, l'unité de commande 50 comprend :
- des moyens de détection 51 configurés pour détecter une phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10 sur un intervalle de temps prédéterminé ;
- des moyens de réception 52 configurés pour recevoir au moins une donnée représentative de la température des gaz de combustion issus de la chambre de combustion 22 du turboréacteur 10 ;
- des moyens de commande 53 configurés pour piloter la vanne 44.
Les moyens de détection 51, les moyens de réception 52 et les moyens de commande 53 forment ensemble un module de commande de la vanne 44 intégré à l'unité de commande 50. Ce module de commande correspond par exemple à un programme d'ordinateur exécuté par l'unité de commande 50, à un circuit électronique de l'unité de commande 50 (par exemple de type circuit logique programmable) ou à une combinaison d'un circuit électronique et d'un programme d'ordinateur.
On entend ici par phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10, une transition de régime liée à une phase d'accélération du turboréacteur 10 survenant entre deux régimes stabilisés de celui-ci. La phase transitoire d'accélération que l'on cherche à détecter à l'aide des moyens de détection 51 peut à titre d'exemple correspondre à une transition entre le régime de ralenti au sol et le régime de vol stabilisé, c'est-à-dire à la phase d'accélération entre ces deux régimes. Dans un autre exemple, la phase transitoire d'accélération peut correspondre à la phase d'accélération entre tout régime intermédiaire (ex : mi gaz) et le régime de vol.
La détection éventuelle d'une phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10 peut être réalisée à partir d'un ou plusieurs paramètres représentatifs du turboréacteur 10.
Un paramètre représentatif du turboréacteur 10 est à titre d'exemple son régime de rotation. La détection d'une phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10 est alors réalisée à partir d'une détermination continue de son régime. La détection de la variation de régime du turboréacteur 10 par les moyens de détection 51 permet alors d'identifier une phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10 sur une période prédéfinie, par exemple choisie entre 1 seconde et 5 minutes. Durant cet intervalle de temps prédéterminé, les moyens de détection 51 peuvent identifier une phase transitoire d'accélération en observant les variations de régime du turboréacteur 10. Ces variations sont alors comparées à une consigne caractérisant une variation de régime du turboréacteur 10. Ainsi, si pendant l'intervalle prédéterminé la variation du régime de rotation du turboréacteur 10 est supérieure ou égale à un seuil de variation caractérisant une phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10, les moyens de détection 51 détectent une phase transitoire d'accélération.
Dans d'autres exemples, la détermination du régime du turboréacteur 10, ainsi que la détection d'une phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10 peuvent être effectuées à partir de tout(s) paramètre(s) représentatifs) du moteur.
A titre d'exemple, la détermination du régime de rotation du turboréacteur 10 ainsi que la détection d'une phase transitoire d'accélération de celui-ci peuvent être réalisées à partir d'un ou plusieurs des paramètres suivants : le régime de la turbine haute pression 24, le régime de la turbine basse pression 26, la position angulaire de la manette de commande des gaz de l'aéronef, une température mesurée ou calculée des gaz de combustion en sortie de chambre de combustion 22.
En parallèle, les moyens de réception 52 réceptionnent au moins une donnée représentative de la température des gaz de combustion en sortie de la chambre de combustion 22 du turboréacteur 10. La donnée représentative des gaz de combustion est à titre d'exemple une mesure de température réalisée quelque part entre la sortie de la chambre de combustion 22 du turboréacteur et la tuyère de l'avion, par exemple en tout point de la turbine haute pression 24 ou de la turbine basse pression 26. Les moyens de réception 52 obtiennent alors de manière connue, directement à partir de la donnée représentative ou indirectement par calcul à partir de celle-ci, la température des gaz de combustion. A titre d'exemple, la donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion 22 est une mesure de température réalisée au niveau de la turbine haute pression 24, c'est-à-dire réalisée dans ou en sortie de cette dernière, permettant aux moyens de réception 52 d'accéder à la température des gaz en sortie de la chambre de combustion 22.
La configuration des moyens de commande 53 est fonction du type de vanne 44 mis en œuvre comme il va être décrit sur les Figures 3 et 4. Ces figures illustrent respectivement le procédé de pilotage de la vanne 44 respectivement de type tout-ou-rien et à position régulée.
Les étapes 301, 401 et 302, 402 sont similaires sur ces figures. Ces étapes correspondent à une étape de détection 301, 401 de variation de régime du turboréacteur 10 par les moyens de détection 51, et à une étape de réception 302, 402 d'au moins une donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion 22 du moteur par les moyens de réception 52. Il est entendu que l'ordre des étapes illustrées sur ces figures est donné à titre illustratif, ces étapes pouvant dans un exemple non-illustré être réalisées en parallèle.
L'unité de commande 50 est configurée pour identifier à partir des moyens de détection 51 et des moyens de réception 52 l'occurrence éventuelle d'une situation pour laquelle:
- une phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10 est détectée, et
- la température des gaz de combustion en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10) est supérieure à un premier seuil de température Tl.
Le premier seuil de température Tl est au préalable choisi pour être inférieur à la Red Line EGT qui caractérise la température de limite de fonctionnement du turboréacteur 10, de sorte à conserver une marge EGT (différence entre la Red Line EGT et la température des gaz de combustion) positive si la température des gaz de combustion du turboréacteur 10 atteint le seuil de température Tl. Le seuil de température Tl est à titre d'exemple défini pour être inférieur de 1 à 10°C inférieur à la Red Line EGT. Ce seuil de température Tl constitue ainsi un seuil de protection de la Red Line EGT, l'atteinte de ce seuil parallèlement à une détection d'une phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10 traduisant alors une situation d'Overshoot pour un moteur vieilli ou présentant des performances dégradées.
Par ailleurs, le seuil de température Tl est choisi par rapport à l'état de santé du turboréacteur 10, la valeur de température Tl n'étant censée être atteinte par les gaz de combustion que pour un moteur vieilli, par exemple présentant un jeu 38 dégradé. En effet, comme exposé précédemment, plus un moteur vieillit, plus la température maximale de ses gaz de combustion augmente et tend à se rapprocher de la Red Line EGT. A l'inverse un turboréacteur neuf ou sortant de maintenance ne présente pas de risque de voir la température des gaz en sortie de sa chambre de combustion se rapprocher de la température Tl, et encore moins de la Red Line EGT. L'identification par l'unité de commande 50 d'une situation pour laquelle une phase transitoire d'accélération du turboréacteur 10 est détectée et pour laquelle la température des gaz de combustion est supérieure au seuil de température Tl ne peut donc survenir que pour un moteur vieilli et/ou présentant des performances dégradées.
Après chaque étape 301, 302, 401, 402 l'unité de commande 50 essaye de détecter (étapes 303, 403) l'occurrence éventuelle de la situation précitée. L'étape 303 peut être, à titre d'exemple, réalisée par les moyens de commande 53 ou par d'autres moyens de détection dédiés.
Si l'occurrence d'une telle situation n'est pas identifiée, l'unité de commande 50 déduit la non-occurrence d'un Overshoot en température des gaz de combustion en sortie de la chambre de combustion 22 qui risquerait de sa rapprocher de la Red Line EGT. Les étapes 301, 302, 401, 402 sont alors de nouveau exécutées.
A l'inverse, si la situation précitée est détectée, l'unité de commande 50 déduit une situation d'Overshoot en température des gaz de combustion risquant potentiellement d'approcher la Red Line EGT. L'unité de commande 50 cherche alors à minimiser l'Overshoot en optimisant le jeu 38 de la turbine haute pression 24. En effet, en l'absence d'optimisation du jeu 38, une situation d'Overshoot pour un moteur vieilli ou dégradé risquerait de diminuer sa marge EGT et donc sa durée de vie avant son dépôt en maintenance. L'optimisation du jeu 38 vise alors à conserver une marge EGT positive le plus longtemps possible.
Lorsque la vanne 44 est de type tout-ou-rien (Figure 3) les moyens de commande 53 sont alors configurés pour commander une ouverture (étape 304) de la vanne 44 de sorte à délivrer un flux d'air à l'anneau de turbine 34 et ainsi réduire le jeu 38 de la turbine haute pression 24. La réduction du jeu 38 permet d'optimiser les performances de la turbine haute pression 24, entraînant une diminution de la température des gaz de combustion en sortie de la chambre de combustion 22. La température des gaz de combustion est alors périodiquement comparée (étape 305) à un deuxième seuil de température T2 choisi comme égal ou inférieur au premier seuil de température Tl pour éviter les effets de bagotement. Tant que la température des gaz de combustion demeure supérieure au deuxième seuil de température T2, la vanne 44 est maintenue ouverte. Lorsque la température des gaz de combustion est détectée comme inférieure au deuxième seuil de température T2, les moyens de commande 53 commandent (étape 306) la fermeture de la vanne 44. Lorsque la vanne 44 est à position régulée, les moyens de commande 53 sont configurés pour piloter (étape 404) le pourcentage d'ouverture de la vanne 44 en fonction de l'écart entre la température courante des gaz de combustion et le premier seuil de température Tl. En d'autres termes, l'ouverture de la vanne 44 est réalisée de manière progressive en fonction d'une loi de commande préenregistrée dans les moyens de commande 53, cette loi prenant en compte l'écart entre la température des gaz de combustion en sortie de la chambre de combustion 22 et le premier seuil de température Tl. Les moyens de commande 53 sont à titre d'exemple configurés pour commander un plus grand pourcentage d'ouverture de la vanne 44 (résultant d'une surconsigne), et donc une augmentation du flux d'air délivré à l'anneau de turbine 34, si la température des gaz de combustion dépasse temporairement le premier seuil de température Tl. Ainsi, le jeu 38 de la turbine haute pression 24 est une fois encore optimisé, entraînant par la suite une diminution des gaz de combustion et donc de l'Overshoot. En d'autres termes, lorsque le seuil de température Tl est atteint, une surconsigne de fermeture de jeu induisant une ouverture de vanne supplémentaire (allant jusqu'à 200%) par rapport à une position vanne ouverte (à 100%) est déclenchée.
Ainsi, la commande d'une vanne 44 de type tout-ou-rien ou à position régulée telle que décrite ci-dessus permet de conserver une marge EGT positive en diminuant la température des gaz de combustion.
Les modes de réalisations décrits ci-dessus présentent les avantages suivants. Le pilotage du jeu 38 de la turbine haute pression 24 durant une phase d'accélération du moteur 10 prend en compte la marge résiduelle existante entre la Red Line EGT et la température des gaz de combustion en sortie de la chambre de combustion 22. La prise en compte de cette marge est rendue possible par la comparaison de la température des gaz de combustion avec le premier seuil de température Tl, choisi par rapport à la Red Line EGT en tant que seuil de protection.
Comme exposé dans la partie introductive, au fur et à mesure du vieillissement de la turbine haute pression 24, la température maximale des gaz de combustion tend à se rapprocher progressivement de la Red Line EGT. La prise en compte de l'écart entre la Red Line EGT et la température des gaz de combustion, via la température Tl, permet donc de prendre en compte le vieillissement du moteur du turboréacteur 10. Le franchissement de la température Tl par les gaz de combustion traduit notamment un vieillissement ou une dégradation des performances du turboréacteur 10 nécessitant une réduction de son Overshoot afin de limiter tout risque de rapprochement à la Red Line EGT.
La consigne du jeu 38 de la turbine haute pression 24 est alors adaptée par les moyens de commande 53 en fonction du vieillissement du moteur. L'adaptation de cette consigne de jeu influe elle-même sur la variation de la température des gaz de combustion de la chambre de combustion 22 et permet de réduire l'Overshoot en température du turboréacteur 10.
De même, le nombre de déclenchement de la sur-consigne donnant lieu à un plus grand pourcentage d'ouverture de la vanne peut être comptabilisé et stocké dans l'unité de commande afin d'être exploité ultérieurement en maintenance pour juger de l'état de vieillissement du moteur.
Le jeu 38 de la turbine haute pression 24 ainsi que l'Overshoot sont donc régulés en boucle fermée et de manière adaptative en fonction du vieillissement du moteur et ce tout au long du cycle de vie du turboréacteur 10. Typiquement la turbine haute pression 24 d'un moteur vieilli présente un jeu 38 plus important comparé à un moteur neuf. Le procédé décrit ci-dessus permet donc de minimiser le jeu 38 de la turbine haute pression 24 en fonction du vieillissement du turboréacteur 10, via un pilotage de la vanne 44, sans risquer d'endommager les aubes de la turbine. Les performances du turboréacteur 10 sont donc optimisées tout au long de son cycle de vie. La marge EGT est notamment maintenue positive le plus longtemps possible, prolongeant la durée de vie du turboréacteur 10 avant un éventuel dépôt en maintenance.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de pilotage d'un jeu (38) entre, d'une part, des sommets (30a) d'aubes (30) d'un rotor d'une turbine haute pression (24) d'un moteur (10) d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine (34) d'un carter (32) entourant lesdites aubes (30) de la turbine haute pression (24), le procédé comprenant la commande d'une vanne (44) délivrant un flux d'air dirigé vers ledit anneau de turbine (34), ce procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes :
- une détection (301, 401) d'une phase transitoire d'accélération du moteur (10) à partir d'au moins un paramètre représentatif du moteur (10) ;
- une réception (302, 402) d'une donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10) ;
- une commande (304, 404) d'ouverture de la vanne (44), pour délivrer ledit flux d'air à l'anneau de turbine (34) ou pour augmenter le débit dudit flux d'air délivré, si la phase transitoire d'accélération est détectée et si la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10) est supérieure à un premier seuil de température (Tl) correspondant à un jeu dégradé caractéristique d'un moteur vieilli, le premier seuil de température (Tl) étant inférieur à une température de limite de fonctionnement du moteur (10).
2. Procédé de pilotage selon la revendication 1, dans lequel il est commandé un plus grand pourcentage d'ouverture de la vanne (44) si la température des gaz de combustion dépasse temporairement le premier seuil de température Tl.
3. Procédé de pilotage selon la revendication 1, dans lequel ledit au moins un paramètre représentatif du moteur (10) est le régime du moteur (10) et dans lequel la détection (301, 401) d'une phase transitoire d'accélération du moteur (10) comprend une détermination continue du régime du moteur (10) et une détermination d'une variation du régime du moteur (10) pour un intervalle de temps prédéterminé, la phase transitoire d'accélération du moteur (10) étant détectée pendant ledit intervalle de temps prédéterminé si la variation du régime du moteur (10) est supérieure ou égale à un seuil de variation caractérisant une phase transitoire d'accélération du moteur (10).
4. Procédé de pilotage selon l'une quelconque des revendication 1 à 3, dans lequel ledit au moins un paramètre représentatif du moteur est choisi parmi : le régime d'une turbine basse pression du moteur (10), le régime de la turbine haute pression, la position angulaire d'une manette de commande des gaz de l'avion et la donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10).
5. Procédé de pilotage selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, pour lequel la vanne (44) est une vanne de type tout-ou-rien configurée pour commuter entre un état ouvert ou un état fermé, le procédé comprenant en outre, suite à l'ouverture (304) de la vanne (44), une commande (306) de fermeture de la vanne (44) lorsque la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10) est inférieure à un deuxième seuil de température (T2), le deuxième seuil de température (T2) étant inférieur au premier seuil de température (Tl).
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, pour lequel la vanne (44) est une vanne à position régulée, le procédé comprenant une commande (404) d'ouverture progressive de la vanne (44) en fonction d'une loi de commande prédéfinie prenant en compte un écart entre la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10) et le premier seuil de température (Tl).
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel la donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) est une mesure de température réalisée au niveau de la turbine haute pression (24).
8. Unité de commande (50) pour le pilotage d'un jeu (38) entre, d'une part, des sommets (30a) d'aubes (30) d'un rotor d'une turbine haute pression (24) d'un moteur (10) d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine (34) d'un carter (32) entourant lesdites aubes (30) de la turbine haute pression (24), l'unité de commande (50) comprenant des moyens de commande (53) d'une vanne (44), la vanne (44) étant configurée pour délivrer un flux d'air vers ledit anneau de la turbine (34), l'unité de commande (50) étant caractérisée en ce qu'elle comprend :
- des moyens de détection (51) configurés pour détecter une phase transitoire d'accélération du moteur (10) à partir d'au moins un paramètre représentatif du moteur (10) ;
- des moyens de réception (52) configurés pour recevoir une donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10) ;
- les moyens de commande (53) étant configurés pour commander une ouverture de la vanne (44) pour délivrer ledit flux d'air à l'anneau de turbine (34), ou pour commander une augmentation de débit dudit flux d'air délivré, si la phase transitoire d'accélération est détectée et si la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10) est supérieure à un premier seuil de température (Tl) correspondant à un jeu dégradé caractéristique d'un moteur vieilli, le premier seuil de température (Tl) étant inférieur à une température de limite de fonctionnement du moteur (10).
9. Unité de commande selon la revendication 8, dans laquelle les moyens de commande (53) sont en outre configurés pour commander un plus grand pourcentage d'ouverture de la vanne (44) si la température des gaz de combustion dépasse temporairement le premier seuil de température Tl.
10. Unité de commande selon la revendication 9, dans laquelle, pour juger de l’état de vieillissement du moteur, l’unité de commande comptabilise un nombre de déclenchement de la commande d’ouverture supplémentaire de la vanne (44).
11. Unité de commande selon la revendication 8, dans laquelle ledit au moins un paramètre représentatif du moteur (10) est le régime du moteur (10) et dans laquelle les moyens de détection (51) sont configurés pour :
- déterminer de manière continue le régime du moteur (10) ;
- déterminer une variation du régime du moteur (10) pour un intervalle de temps prédéterminé ;
- détecter la phase transitoire d'accélération du moteur (10) pendant ledit intervalle de temps prédéterminé si la variation du régime du moteur (10) est supérieure ou égale à un seuil de variation caractérisant une phase transitoire d'accélération du moteur (10).
12. Unité de commande selon l'une quelconque des revendications 8 à 11, dans laquelle la vanne (44) est une vanne de type tout-ou-rien configurée pour commuter entre un état ouvert ou un état fermé, les moyens de commande (53) étant configurés pour commander, suite à l'ouverture de la vanne (44), une fermeture de la vanne (44) lorsque la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10) est inférieure à un deuxième seuil de température (T2), le deuxième seuil de température (T2) étant inférieur au premier seuil de température.
13. Unité de commande selon l'une quelconque des revendications 8 à 11, pour laquelle la vanne (44) est une vanne à position régulée, les moyens de commande (53) étant configurés pour commander une ouverture progressive de la vanne (44) en fonction d'une loi de commande prédéfinie prenant en compte un écart entre la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10)et le premier seuil de température (Tl).
14. Moteur (10) d'avion à turbine à gaz comprenant une unité de commande (50) selon l'une quelconque des revendications 8 à 13 et au moins une vanne (44) pour agir sur un flux d'air dirigé vers l'anneau de turbine (34) et dans lequel la vanne (44) est commandée par les moyens de commande (53).
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3105980B1 (fr) * 2020-01-08 2022-01-07 Safran Aircraft Engines Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d’une turbine haute pression pour la reduction de l’effet de depassement egt

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5081830A (en) * 1990-05-25 1992-01-21 United Technologies Corporation Method of restoring exhaust gas temperature margin in a gas turbine engine
US6626635B1 (en) * 1998-09-30 2003-09-30 General Electric Company System for controlling clearance between blade tips and a surrounding casing in rotating machinery
US20050109016A1 (en) * 2003-11-21 2005-05-26 Richard Ullyott Turbine tip clearance control system
FR2871513B1 (fr) * 2004-06-15 2006-09-22 Snecma Moteurs Sa Systeme et procede de controle d'un flux d'air dans une turbine a gaz
US7431557B2 (en) * 2006-05-25 2008-10-07 General Electric Company Compensating for blade tip clearance deterioration in active clearance control
US8296037B2 (en) * 2008-06-20 2012-10-23 General Electric Company Method, system, and apparatus for reducing a turbine clearance
US8668431B2 (en) * 2010-03-29 2014-03-11 United Technologies Corporation Seal clearance control on non-cowled gas turbine engines
GB201201094D0 (en) * 2012-01-24 2012-03-07 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engine control
FR2997443B1 (fr) * 2012-10-31 2015-05-15 Snecma Unite de commande et procede de pilotage de jeu en sommet d'aubes
GB201507881D0 (en) * 2015-05-08 2015-06-24 Rolls Royce Plc Turbine tip clearance
US10415421B2 (en) * 2017-02-06 2019-09-17 United Technologies Corporation Thrust rating dependent active tip clearance control system

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