EP4409123A1 - Dispositif auxiliaire d'alimentation en huile pour une turbomachine d'aeronef - Google Patents

Dispositif auxiliaire d'alimentation en huile pour une turbomachine d'aeronef

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Publication number
EP4409123A1
EP4409123A1 EP22789962.2A EP22789962A EP4409123A1 EP 4409123 A1 EP4409123 A1 EP 4409123A1 EP 22789962 A EP22789962 A EP 22789962A EP 4409123 A1 EP4409123 A1 EP 4409123A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
oil
valve
auxiliary
pump
control system
Prior art date
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Pending
Application number
EP22789962.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Sébastien ORIOL
Mohammed-Lamine Boutaleb
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
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Filing date
Publication date
Priority claimed from FR2110348A external-priority patent/FR3127527B1/fr
Priority claimed from FR2110361A external-priority patent/FR3127525B1/fr
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4409123A1 publication Critical patent/EP4409123A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • F01D25/20—Lubricating arrangements using lubrication pumps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/38—Blade pitch-changing mechanisms fluid, e.g. hydraulic
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • 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
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication
    • 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
    • F05D2270/60—Control system actuates means
    • F05D2270/64—Hydraulic actuators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B1/00—Installations or systems with accumulators; Supply reservoir or sump assemblies
    • F15B1/26—Supply reservoir or sump assemblies

Definitions

  • the invention relates to the field of auxiliary oil supply devices for an aircraft turbine engine.
  • a turbomachine for an aircraft comprises, from upstream to downstream, at least a first rotor, also called propeller rotor, such as a propeller when the turbomachine is a turboprop, or even an unducted fan when the turbomachine is of the "open rotor" type. or a ducted fan when the turbomachine is a turbojet, a compressor, a combustion chamber and a turbine.
  • the compressor rotor is connected to the turbine rotor and the first rotor by a drive shaft.
  • a flow of air is compressed within the compressor then the compressed air is mixed with fuel and burned within the combustion chamber.
  • the gases formed by the combustion pass through the turbine which drives the compressor rotor and the thruster rotor.
  • the propeller or the fan of the propulsion rotor as well as the rotor of the compressor are equipped with vanes which make it possible to exert an action on the flow of air.
  • the turbomachine comprises a variable-pitch blade control system which comprises a control unit connected to a hydraulic actuator for moving the blades in rotation with respect to a longitudinal axis of the blades according to the orientation of the air flow.
  • the turbomachine In order to supply oil to the control system and in particular the hydraulic actuator as well as other elements of the turbomachine such as bearings and reducers, the turbomachine typically comprises an oil supply system.
  • This supply system comprises for example a main tank connected to a second supply circuit on which is mounted a pump allowing the suction of oil from the main tank and the circulation of this oil to the actuator. hydraulic.
  • the main tank typically comprises an enclosure having a lower and upper wall connected by transverse walls. The lower wall includes an orifice connected to the pump for oil suction.
  • Certain phases of aircraft flight disrupt the oil supply to the hydraulic actuator. Indeed, the aircraft can experience flight phases during which the gravitational force is zero or negative. These flight phases are called in the field of the invention “0g condition” when the gravitational force is zero or “negative g condition” when the gravitational force is reversed.
  • the oil contained in the main tank finds itself stuck on the upper wall of the tank opposite the orifice in negative g conditions where the oil and the air form a suspension charged with bubbles of air in 0g condition.
  • the pump therefore no longer sucks in oil but air or oil heavily laden with air bubbles, which degrades the oil supply to the control system and can even cause the pump to stop. 'feed.
  • the hydraulic actuator of the control system is no longer correctly supplied with oil.
  • the invention proposes an auxiliary device for supplying oil to a variable-pitch blade control system for an aircraft turbine engine, the control system being supplied with oil from a main oil tank under conditions of positive gravitational force experienced by the aircraft, the auxiliary device being intended to supply oil to the control system under conditions of negative or zero gravitational force experienced by the aircraft, the auxiliary device comprising : an auxiliary oil tank, an auxiliary pump comprising an inlet connected to the auxiliary tank and an outlet, a valve comprising a body having an inlet connected to the outlet of the auxiliary pump and a first outlet connected to the auxiliary tank, and a second outlet intended to be connected to the control system, the valve further comprising a movable member in the body and configured to move between a first position in which the inlet of the valve is in fluid communication with the first outlet of the valve and a second position in which the inlet of the valve is in fluid communication with the second outlet of the valve.
  • the device according to the invention therefore makes it possible to supply the control system from the auxiliary reservoir.
  • the auxiliary pump according to the invention is always active.
  • the turbomachine When the moving part of the valve is in the first position, the turbomachine is in a so-called normal operating phase.
  • the valve then allows the oil that is sucked in by the auxiliary pump to be redirected to the auxiliary tank.
  • the turbomachine When the turbomachine is in a second phase of operation, in particular when the gravitational force is zero (condition of 0 g) or negative (condition of negative g) then the moving member moves into the second position.
  • the valve then makes it possible to deliver the oil sucked in by the auxiliary pump to the control system.
  • the control system is thus supplied without interruption.
  • the continuous activity of the auxiliary pump makes it possible to supply the control system without delay when the turbomachine passes into the second operating phase.
  • the invention may include one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:
  • the auxiliary pump is a fixed displacement hydraulic pump
  • the valve comprises a hydraulic actuation chamber
  • the auxiliary tank is configured to deliver oil in 0g and/or negative g condition.
  • the invention also relates to an aircraft turbomachine comprising: blades with variable pitch angle, a system for controlling the pitch of the blades comprising: a control unit connected to a hydraulic actuator, an oil supply system comprising: a reservoir main oil tank, an oil supply pump comprising an inlet connected to the main oil tank and an outlet connected to the control system.
  • the turbomachine is characterized in that it further comprises an auxiliary oil supply device according to any one of the preceding characteristics.
  • the turbomachine may include one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:
  • the oil supply system comprises: a second oil supply circuit connecting the main tank to the control system and on which the supply pump is mounted, the valve being mounted on said second supply circuit between the fuel pump and the control system, and an oil recovery circuit connecting the control system to the auxiliary tank;
  • the mobile member is configured to move towards the second position when the pressure at the inlet of the supply pump is lower than a threshold pressure
  • the auxiliary tank comprises an enclosure defining a first internal volume of oil and having at least a first outlet port connected to the main tank, a second outlet port connected to the auxiliary pump, a first inlet port connected to the control, and a second inlet port connected to the valve, the auxiliary reservoir further comprising a movable retaining wall able to equalize the volume of oil to the internal volume when the valve is in the second position;
  • the mobile retention wall is formed by the enclosure and comprises a retractable membrane formed by a wall of the enclosure;
  • the movable retention wall comprises a plate movable in translation in the enclosure, extending between two side walls of the enclosure.
  • Figure 1 is a schematic representation in longitudinal section of an aircraft half-turbomachine according to a first embodiment of the invention
  • FIG.2 Figure 2 is a schematic representation in perspective of an aircraft turbine engine according to a second embodiment of the invention
  • Figure 3 is a schematic representation in longitudinal section of an aircraft turbine engine according to a third embodiment of the invention
  • Figure 4a is a schematic representation of an oil supply system comprising the auxiliary device according to the invention in a first position;
  • FIG.4b Figure 4b is a schematic representation of an oil supply system comprising the auxiliary device according to the invention in a second position;
  • Figure 5a is a schematic representation of an auxiliary tank according to a first embodiment;
  • Figure 5b is a schematic representation of an auxiliary tank according to a second embodiment
  • Figure 5c is a schematic representation of an auxiliary tank according to a third embodiment
  • FIG.6 Figure 6 is a block diagram of the process according to the invention.
  • a turbomachine 1, 1′,1′′ for an aircraft is represented for example in FIGS. 1 to 3.
  • the turbomachine 1, 1, 1′′ comprises a first rotor 2 connected to a motor M extending around a longitudinal axis X.
  • the engine M comprises, from upstream to downstream in the flow direction of a main air flow F along the longitudinal axis X, a compressor such as a low pressure compressor 3 and a high pressure compressor 4, a combustion chamber 5, a turbine such as a high pressure turbine 6 and a low pressure turbine 7, and a nozzle 8.
  • the high pressure turbine rotor 6 is connected to the high pressure compressor rotor 4 by a high pressure shaft 9.
  • the low pressure turbine rotor 7 is connected to the low pressure compressor rotor 3 by a low pressure shaft 10.
  • the low pressure 10 and high pressure 9 shafts are supported by bearings 12a.
  • the bearings 12a are contained in a lubrication enclosure 12 for their lubrication.
  • an upstream bearing 120a is arranged radially between an upstream end of the low pressure shaft 10 and an upstream bearing support 120b and a downstream bearing 120a' is arranged downstream of the upstream bearing 120a and radially between the low pressure shaft 10 and a downstream bearing support 120b'.
  • the lubrication enclosure 12 is annular.
  • the upstream and downstream bearings 120a, 120a' are arranged in the lubrication chamber 12.
  • the first rotor 2 is driven in rotation by a rotor shaft 100.
  • the rotor shaft 100 is connected to the low pressure shaft 10.
  • the low pressure shaft 10 drives I rotor shaft 100 in rotation.
  • I low-pressure shaft 10 is connected to rotor shaft 100 by a speed reducer 11. This makes it possible to drive first rotor 2 at a speed lower than the rotation speed of the low pressure shaft 10.
  • the speed reducer 11 is for example arranged in the lubrication enclosure 12 between the upstream bearing 120a and the downstream bearing 120a'.
  • the main air flow F crosses the turbomachine 1, 1 ', 1 ” and is divided into a flow of primary air F1 which crosses the engine M within a primary stream and into a flow of secondary air F2 which passes through the first rotor 2 in a secondary stream surrounding the primary stream.
  • the turbomachine 1, 1′, 1′′ comprises vanes 2a which make it possible to exert an action on the main air flow F, primary F1 or the secondary air flow F2.
  • the rotors of the low pressure 3 and high pressure 4 compressors include blades 2a which make it possible to compress the flow of primary air F1 upstream of the combustion chamber 5.
  • the blades 2a can be fixed in rotation around the longitudinal axis X or mobile in rotation around the longitudinal axis X or an axis parallel to the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 1 is a turbofan engine.
  • the first rotor 2 is a ducted fan which is arranged upstream of the engine M.
  • the fan comprises blades 2a.
  • the blades 2a of the fan are rotatable around the longitudinal axis X. They are for example carried by a disk centered on the longitudinal axis X and driven in rotation by the rotor shaft 100.
  • the blades 2a are arranged inside a fan casing 2b.
  • the housing 2b is surrounded by a nacelle (not shown).
  • the turbomachine 1' is a turbojet with an unducted fan.
  • the first rotor 2 is a fan which comprises blades 2a.
  • the fan is arranged downstream of the motor M (not visible in this figure).
  • the fan is rotatable around the longitudinal axis X.
  • the blades 2a of the fan are carried by a disc rotatable around the longitudinal axis X.
  • a rectifier 2' is optionally arranged downstream of the fan 2 in order to straighten the secondary air flow F2.
  • the stator 2' forms a fixed blading around the longitudinal axis X. It comprises vanes 2a which can be variable-pitch.
  • the blades 2a are mounted outside the nacelle.
  • the turbomachine 1 is a turboprop.
  • the first rotor 2 is a propeller which is arranged upstream of the motor M.
  • the propeller is rotatable around a propeller axis H parallel to the longitudinal axis X and comprises blades 2a .
  • the vanes 2a are carried by a disc centered on the propeller axis H.
  • the vanes 2a are for example at least two in number and regularly distributed on the disc.
  • the blades 2a extend radially with respect to the longitudinal axis X. They typically comprise a blade and an element for fixing to the disc.
  • the fixing element is for example a fixing foot or a platform.
  • the vanes 2a have a variable pitch angle. By variable pitch angle, it is understood that the blades 2a are rotatable around a transverse axis Z substantially perpendicular or perpendicular to the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 1, 1', 1” comprises a control system 13 of the blades 2a with variable pitch angle.
  • the control system 13 comprises a control unit 13a and at least one hydraulic actuator 13b supplied with oil.
  • the control unit 13a is for example fixed in rotation around the longitudinal axis X.
  • the control unit 13a is for example connected to a stator of the turbomachine 1, 1', 1”.
  • the control unit 13a is known in the field of the invention by the acronym PCU for “Pitch Control Unit” in English.
  • the hydraulic actuator 13b is for example a hydraulic cylinder comprising a rod movable in translation connected to the blade 2a optionally via a motion transformation mechanism.
  • the translational movement of the rod makes it possible to move the blade 2a in rotation around its axis.
  • the translational movement of the movable rod is controlled by the control unit 13a which supplies oil to the hydraulic actuator 13b.
  • the hydraulic actuator 13b is rotatable around the longitudinal axis X or around an axis parallel to the longitudinal axis X.
  • the hydraulic actuator 13b is for example integral in rotation with the blades 2a.
  • the hydraulic actuator 13b is for example arranged upstream of the control unit 13a.
  • the control system 13 advantageously comprises an oil transfer device 13c from the control unit 13a to the hydraulic actuator 13b.
  • the oil transfer device 13c transfers oil from the control unit 13a which is fixed to the hydraulic actuator 13b which is rotatable.
  • the oil transfer device 13c is known by the acronym OTB for "Oil Transfer Bearing” in English.
  • the oil transfer device 13c is for example arranged in the lubrication chamber 12.
  • the turbomachine 1, T, 1 further comprises an electric control unit 24.
  • the electric control unit 24 makes it possible to control the control unit 13a.
  • the electrical control unit 24 is for example a FADEC (for “Full Authority Digital Engine Control”).
  • the turbomachine 1, T, 1” comprises an oil supply system 140 represented for example in FIGS. 4a and 4b.
  • the oil supply system 140 includes a first supply circuit 14a and a second supply circuit 14b.
  • the first supply circuit 14a ensures the supply of the lubrication enclosure 12 for the lubrication of the bearings 12a and of the reducer 11 and the second supply circuit 14b ensures the oil supply of the control system 13.
  • the system oil supply 140 advantageously comprises a circuit of recovery 14a 'of oil from the lubrication chamber 12 and an oil recovery circuit 14b' from the control system 13.
  • the oil supply system 140 also comprises a main oil reservoir 15 connected to the first supply circuit 14a and to the second supply circuit 14b.
  • the first supply circuit 14a comprises a first pump 16a allowing the suction of the oil from the main tank 15 and its circulation in the first supply circuit 14a.
  • the first supply circuit 14a comprises a first oil/fuel exchanger 17a, and optionally a second oil/fuel exchanger 17b, which are arranged between the first pump 16a and the lubrication enclosure 12.
  • the oil supply system 140 comprises a distribution valve 19 with two outlets, mounted on the first circuit 14a.
  • Diverter valve 1 is a variable diaphragm valve.
  • the distribution valve 19 is mounted between the first pump 16a and the lubrication chamber 12.
  • the distribution valve 19 is mounted between the first oil/fuel exchanger 17a and the second oil/fuel exchanger 17b.
  • the first output of the distribution valve 19 is for example connected to the lubrication chamber 12 and the second output is connected to the reducer 11.
  • an air/oil exchanger 17c connects the second outlet of the distribution valve 19 and the reducer 11 .
  • the distribution valve 19 is for example controlled by the electrical control unit 24.
  • the circuit 14a' for recovering oil from the lubrication enclosure 12 comprises a second pump 16b connected to the lubrication enclosure 12 and to the main reservoir 15.
  • the second pump 16b allows the suction of the oil in the lubrication enclosure 12 and its return to the main tank 15 through the recovery circuit 14a'.
  • the oil supply system 140 comprises a pump 18 for supplying oil to the control system 13.
  • the supply pump 18 is for example mounted on the second supply circuit 14b.
  • the feed pump 18 is a hydraulic pump.
  • the feed pump 18 is for example a volumetric pump.
  • the volumetric pump is, for example, fixed displacement or variable displacement.
  • the supply pump 18 comprises an inlet 18a connected to the main reservoir 15 and an outlet 18b connected to the control system 13.
  • the supply pump 18 is mounted on the second circuit 14b, and its inlet 18a is connected to the first supply circuit 14a between the first pump 16a and the distribution valve 19.
  • the supply pump 18 is mounted between the first oil/fuel exchanger 17a and the distribution valve 19.
  • the second supply circuit 14b can include a filter 26 arranged between the supply pump 18 and the control system 13.
  • the first pump 16a draws oil from the main tank 15 and conveys the oil in the first supply circuit 14a to the enclosure 12.
  • the distribution valve 19 distributes the oil downstream of the first pump 16a between the lubrication chamber 12 and the reducer 11.
  • the supply pump 18 sucks the oil from the first supply circuit 14a by downstream of the first pump 16a and conveys the oil in the second supply circuit 14b to the control system 13.
  • the oil is plated in the upper part of the main tank 15 while the lower part connected to the first pump 16a is occupied by air.
  • the supply pump 18 is indirectly connected to the lower part of the main tank 15 since it is connected to the main circuit 14a downstream of the first pump 16a, and therefore risks sucking in air or oil heavily laden with air bubbles.
  • This is not acceptable because the control system 13 must be supplied with oil relatively free of air bubbles in order not to compromise the operation of the control unit 13a and therefore of the hydraulic actuator 13b which controls the pitch of the vanes 2a.
  • the presence of air can lead to the stoppage of the supply pump 18. Consequently, in order to ensure a suitable oil supply for the control system 13 during the second phase of operation of the turbomachine 1, 1', 1”, the invention provides an auxiliary power supply device 14.
  • the auxiliary power supply device 14 is mounted on the second power supply circuit 14b.
  • the auxiliary supply device 14 comprises an auxiliary oil tank 20, an auxiliary pump 22 comprising an inlet 22a connected to the auxiliary tank 20 and an outlet 22b.
  • the auxiliary pump 22 is a fixed displacement hydraulic pump.
  • the auxiliary pump 22 is driven by the low pressure shaft 10 or the high pressure shaft 9.
  • the auxiliary pump 22 is electrically driven by an electric motor.
  • the auxiliary supply device 14 according to the invention further comprises a valve 21 .
  • Valve 21 is a hydraulic valve.
  • the valve 21 is a 3/2 distributor, that is to say having three orifices and two positions.
  • Valve 21 is, for example, a spring-return hydraulically controlled distributor.
  • the valve 21 has a body 21a having an inlet 21b connected to the outlet 22b of the auxiliary pump 22 and a first outlet 21c connected to the auxiliary reservoir 20 and a second outlet 21d connected to the control system 13.
  • the second outlet 21 d is connected to the second supply circuit 14b between the supply pump 18 and the control system 13 and advantageously between the supply pump 18 and the filter 26.
  • the valve 21 further comprises a movable member in the body 21a configured to move between a first position in which the inlet 21b of the valve 21 is in fluid communication with the first outlet 21c of the valve 21 and a second position in which the inlet 21b of the valve 21 is in fluid communication with the second outlet 21d of the valve 21.
  • the valve 21 comprises for example a return spring allowing the return of the movable member from the second position towards the first position. It is thus understood that in the first position as illustrated in FIG. 4a, the auxiliary pump 22 draws oil from the auxiliary tank 20 and the oil is redirected towards the auxiliary tank 20.
  • the oil supply of the circuit control 13 is provided by the supply pump 18 which allows the circulation of oil in the second supply circuit 14b from the main reservoir 15. In the second position as illustrated in Figure 4b, the pump Auxiliary 22 draws oil from the auxiliary tank 20 and the oil is routed to the control system 13.
  • valve 21 when the turbomachine 1, 1′, 1′′ is in the first operating phase, in particular when the aircraft is in a so-called “normal” flight phase, therefore in a positive g condition, the valve 21 is in the first position .
  • valve 21 When the turbomachine 1, 1', 1” is in the second operating phase, in particular when the aircraft is in a flight phase in which the gravitational force is zero (called “0g”) or negative (called “negative g” ), valve 21 is in the second position.
  • the auxiliary pump 22 remains active regardless of the position of the movable member of the valve 21 . This makes it possible to dispense with a priming time for the auxiliary pump 22 and to guarantee a rapid supply of oil to the control system 13 during the second phase of operation of the turbomachine 1, 1', 1”.
  • the valve 21 comprises a hydraulic actuation chamber connected to the inlet 18a of the supply pump 18.
  • a threshold pressure i.e. to say that the turbomachine 1, 1', 1” is in the second operating phase
  • the moving member is driven into the second position.
  • valve 21 is directly sensitive to the gravitational force.
  • the auxiliary tank 20 is connected to the main tank 15 by a first pipe 201a. This ensures the evacuation of the oil from the auxiliary tank 20 in the first phase of operation in particular.
  • the auxiliary tank 20 is configured to deliver oil during the second phase of operation of the turbomachine 1, 1’, 1”.
  • the auxiliary reservoir 20 is therefore configured to deliver oil in a condition of 0 g and/or negative g.
  • the auxiliary tank 20 comprises an enclosure 200.
  • the enclosure 200 has a first outlet port 201 connected to the main tank 15 for example by the first pipe 201a, a second outlet port 202 connected to the auxiliary pump 22 by a second pipe 202a, a first inlet port 203 connected to the control system 13 by the oil recovery circuit 14b' of the control system 13 and a second inlet port 206 connected to the valve 21.
  • the enclosure 200 delimits a internal volume of oil.
  • the auxiliary tank 20 includes a retention member 204.
  • the retention member 204 is mobile. It is able to equalize the volume of oil to the internal volume when the valve 21 is in the second position.
  • the organ mobile retention 204 defines a variable volume V1 in the internal volume.
  • the variable volume V1 varies between a first volume which is less than or equal to the internal volume and a second volume which is equal to the volume of oil in the auxiliary reservoir 20.
  • the supply system 14 advantageously comprises a return valve 205 arranged on the first pipe 201a.
  • the enclosure 200 has two parallel longitudinal walls 200a, 200b connected by two parallel side walls 200c, 200d.
  • the movable retention member 204 comprises a plate movable in translation in the enclosure 200 and extending between the two longitudinal walls 200a, 200b.
  • the movable plate may have faces parallel to the side walls 200c, 200d, and form for example a piston.
  • the enclosure 200 is for example spherical or oblong. It includes a 200' wall of circular section.
  • the mobile retention wall 204 is formed by the wall 200' of the enclosure 200. It comprises a retractable membrane.
  • the retractable membrane is for example made of elastomeric material.
  • the enclosure 200 is polygonal. It comprises an upper wall 200a” and a lower wall 200b” connected by opposite transverse walls 200c”, 200d”.
  • the transverse walls 200c”, 200d” are parallel to each other.
  • the upper wall 200a” comprises for example a first portion 200a1” parallel to the lower wall 200b” and a second portion 200a2” inclined towards the inside of the enclosure 200 so as to define with the first portion 200a1” a vertex oriented towards the outside of the enclosure 200.
  • the first outlet port 201 is for example provided on the transverse wall 200d” and the first inlet port 203 and for example provided on the opposite transverse wall 200c”.
  • the second exit port 202 is for example provided on the upper wall 200a”, for example on the second portion 200a2”.
  • the retention member 204 is for example a baffle arranged within enclosure 200.
  • the baffle includes a first end wall 204a extending from top wall 200a" to bottom wall 200b" and a second end wall 204b extending from bottom wall 200b" to upper wall 200a”, the first end wall 204a and the lower wall 200b” delimiting a first fluid passage P1, and the second end wall 204b and the upper wall 200a” delimiting a second fluid passage P2.
  • First and second end walls 204a, 204b are parallel to transverse walls 200c”, 200d”.
  • the baffle separates a supply volume V1' and an adjustment volume V2.
  • Supply volume V1' is in fluid communication with second outlet port 202 and adjustment volume V2 is in fluid communication with first outlet port 201.
  • the auxiliary tank 20 is configured to supply oil to the second outlet port 202 continuously in the first and second phases of operation of the turbomachine 1, 1’, 1”. Indeed, in the first embodiment of the auxiliary tank 20, when the valve 21 is in the second position, the movable retention wall 204 moves so that the variable volume V1 is equal to the volume of oil in the enclosure 200 The movable retaining wall 204 also closes off the first outlet port 201. Thus, the oil contained in the first internal volume V1 communicates with the second outlet port 202. The auxiliary pump 22 then draws in oil 22 free of of air bubbles even in 0g or negative g condition.
  • the baffle makes it possible to increase the delay allowing the air, present in the adjustment volume V2 on entering the enclosure 200 via the first outlet port 201, to reach the supply volume V1 ', so that the second orifice 202 is only in contact with oil during the second phase of operation of the turbomachine 1 , 1 ', 1 ” therefore even in condition of 0g or negative g.
  • the auxiliary pump 22 then draws in oil 22 free of air bubbles even in the condition of 0g or negative g.
  • the auxiliary supply device 14 further comprises a pressure limiter 25 arranged at the outlet of the auxiliary pump 22, between the auxiliary pump 22 and the valve 21.
  • the pressure limiter 25 is for example a non-return valve .
  • the supply pump 18 includes a non-return valve 180 so that all the oil delivered by the auxiliary pump 22 feeds the control system 13.
  • the process includes the following steps:
  • auxiliary pump 22 continuously draws oil from auxiliary tank 20.
  • the device of the invention it is possible to ensure a supply to the control system 13 during all the operating phases of the turbine engine 1, 1′, 1′′ and in particular during the flight phases of the aircraft in working condition. of 0g or negative g.
  • the device of the invention allows the control system 13 to be supplied by means of the auxiliary pump 22 and the valve 21.
  • the control of the valve 21 does not require any specific sensor such as an accelerometer.
  • the latter advantageously comprises a hydraulic actuation chamber directly connected to the inlet 18a of the supply pump 18. A decrease in the pressure at the inlet 18a of the pump 18 reflecting a flight condition in 0g or negative g drives the mobile member into the second position.

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Abstract

L'invention concerne un dispositif auxiliaire (14) d'alimentation en huile comprenant: un réservoir auxiliaire (20) d'huile, une pompe auxiliaire (22) comprenant une entrée (22a) reliée au réservoir auxiliaire (20) et une sortie (22b), une vanne (21) comprenant un corps (21a) présentant une entrée (21b) reliée à la sortie (22b) de la pompe auxiliaire (22) et une première sortie (21c) reliée au réservoir auxiliaire (20), et une seconde sortie (21d) destinée à être reliée au système de commande (13), la vanne (21) comprenant en outre un organe mobile dans le corps (21a) et configuré pour se déplacer entre une première position dans laquelle l'entrée (21b) de la vanne (21) est en communication fluidique avec la première sortie (21c) de la vanne (21) et une seconde position dans laquelle l'entrée (21b) de la vanne (21) est en communication fluidique avec la seconde sortie (21d) de la vanne (21).

Description

DESCRIPTION
TITRE : DISPOSITIF AUXILIAIRE D’ALIMENTATION EN HUILE POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne le domaine des dispositifs auxiliaires d’alimentation en huile pour une turbomachine d’aéronef.
Arrière-plan technique
L’état de la technique est illustré par les documents US-A1 -2005135929, US-A1 -2013319798 et EP-B1 -2261539.
Une turbomachine pour un aéronef comprend d’amont en aval, au moins un premier rotor, également appelé rotor propulseur, tel qu’une hélice lorsque la turbomachine est un turbopropulseur, ou encore une soufflante non carénée lorsque la turbomachine est de type « open rotor » ou une soufflante carénée lorsque la turbomachine est un turboréacteur, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine. Le rotor du compresseur est relié au rotor de la turbine et au premier rotor par un arbre d’entrainement. Un flux d’air est comprimé au sein du compresseur puis l’air comprimé est mélangé à un carburant et brûlé au sein de la chambre de combustion. Les gaz formés par la combustion traversent la turbine qui permet d’entrainer le rotor du compresseur et le rotor propulseur.
L’hélice ou la soufflante du rotor propulseur ainsi que le rotor du compresseur, sont équipés d’aubes qui permettent d’exercer une action sur le flux d’air. Afin d’adapter la turbomachine aux conditions de vols, il est connu d’équiper d’aubes à angle de calage variable le rotor propulseur ou encore le rotor du compresseur d’aubes à angle de calage variable. A cet effet, la turbomachine comprend un système de commande des aubes à angle de calage variable qui comprend une unité de commande reliée à un actionneur hydraulique pour deplacer en rotation les aubes par rapport a un axe longitudinal des aubes selon l’orientation du flux d’air.
Afin d’alimenter en huile le système de commande et notamment l’actionneur hydraulique ainsi que d’autres éléments de la turbomachine tels que des paliers et réducteurs, la turbomachine comprend typiquement un système d’alimentation en huile. Ce système d’alimentation comprend par exemple un réservoir principal relié à un second circuit d’alimentation sur lequel est montée une pompe permettant l’aspiration de l’huile à partir du réservoir principal et la circulation de cette huile jusqu’à l’actionneur hydraulique. Le réservoir principal comprend typiquement une enceinte présentant une paroi inférieure et supérieure reliées par des parois transversales. La paroi inférieure comprend un orifice relié à la pompe pour l’aspiration de l’huile.
Certaines phases de vol d’aéronef perturbent l’alimentation en huile de l’actionneur hydraulique. En effet, l’aéronef peut expérimenter des phases de vol durant lesquelles la force gravitationnelle est nulle ou négative. Ces phases de vol sont appelées dans le domaine de l’invention « condition 0g » lorsque la force gravitationnelle est nulle ou « condition de g négatif » lorsque la force gravitationnelle est inversée. Durant de telles phases de vol, l’huile contenue dans le réservoir principal se retrouve plaquée sur la paroi supérieure du réservoir opposée à l’orifice en condition de g négatif ou l’huile et l’air forme une suspension chargée de bulles d’air en condition de 0g. La pompe n’aspire donc plus d’huile mais de l’air ou de l’huile fortement chargée de bulles d’air, ce qui dégrade l’alimentation en huile du système de commande et peut même provoquer un arrêt de la pompe d’alimentation. Dans tous les cas, l’actionneur hydraulique du système de commande n’est plus correctement alimenté en huile.
Une telle dégradation de l’alimentation en huile du système de commande et notamment de l’actionneur hydraulique peut rendre incontrôlable le calage des aubes du rotor propulseur, en particulier les pales de l’hélice ou de la soufflante non carénée, ce qui peut conduire à la mise en drapeau des aubes par un système de sécurité. Ceci a pour consequence de diminuer significativement la poussée de la turbomachine et d’entrainer une perte de contrôle de celle-ci, ce qui n’est pas acceptable.
Par conséquent, il existe un besoin de fournir un dispositif d’alimentation en huile qui assure une alimentation en huile du système de commande des aubes à angle de calage variable durant les phases de vol pendant lesquelles la force gravitationnelle est nulle ou négative.
Résumé de l'invention
A cet effet, l’invention propose un dispositif auxiliaire d’alimentation en huile d’un système de commande d’aubes à angle de calage variable pour une turbomachine d’aéronef, le système de commande étant alimenté en huile à partir d’un réservoir principal d’huile dans des conditions de force gravitationnelle positive subie par l’aéronef, le dispositif auxiliaire étant destiné à alimenter en huile le système de commande dans des conditions de force gravitationnelle négative ou nulle subie par l’aéronef, le dispositif auxiliaire comprenant : un réservoir auxiliaire d’huile, une pompe auxiliaire comprenant une entrée reliée au réservoir auxiliaire et une sortie, une vanne comprenant un corps présentant une entrée reliée à la sortie de la pompe auxiliaire et une première sortie reliée au réservoir auxiliaire, et une seconde sortie destinée à être reliée au système de commande, la vanne comprenant en outre un organe mobile dans le corps et configuré pour se déplacer entre une première position dans laquelle l’entrée de la vanne est en communication fluidique avec la première sortie de la vanne et une seconde position dans laquelle l’entrée de la vanne est en communication fluidique avec la seconde sortie de la vanne.
Le dispositif selon l’invention permet donc d’alimenter à partir du réservoir auxiliaire le système de commande. La pompe auxiliaire selon l’invention est toujours active. Lorsque l’organe mobile de la vanne est dans la première position, la turbomachine est dans une phase de fonctionnement dite normale. La vanne permet alors à l’huile qui est aspirée par la pompe auxiliaire d’être redirigée vers le réservoir auxiliaire. Lorsque la turbomachine est dans une seconde phase de fonctionnement, notamment lorsque la force gravitationnelle est nulle (condition de 0g) ou négative (condition de g négatif) alors l’organe mobile se déplace dans la seconde position. La vanne permet alors de délivrer l’huile aspirée par la pompe auxiliaire au système de commande. Le système de commande est ainsi alimenté sans interruption. Par ailleurs, l’activité continue de la pompe auxiliaire permet d’alimenter sans délai le système de commande lors du passage de la turbomachine dans la seconde phase de fonctionnement.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- la pompe auxiliaire est une pompe hydraulique à cylindrée fixe ;
- la vanne comprend une chambre d’actionnement hydraulique ;
- un moteur rotatif pour entrainer la pompe auxiliaire ;
- un limiteur de pression agencé entre la pompe auxiliaire et la vanne.
- le réservoir auxiliaire est configuré pour délivrer de l’huile en condition de 0g et/ou de g négatif.
L’invention concerne également une turbomachine d’aéronef comprenant : des aubes à angle de calage variable, un système de commande de calage des aubes comprenant : une unité commande reliée à un actionneur hydraulique, un système d’alimentation en huile comprenant : un réservoir principal d’huile, une pompe d’alimentation en huile comprenant une entrée reliée au réservoir principal d’huile et une sortie reliée au système de commande. La turbomachine se caractérisé en ce qu’elle comprend en outre un dispositif auxiliaire d’alimentation en huile selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes.
La turbomachine peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le système d’alimentation en huile comprend: un second circuit d’alimentation en huile reliant le réservoir principal au système de commande et sur lequel est monté la pompe d’alimentation, la vanne étant montée sur ledit second circuit d’alimentation entre la pompe d’alimentation et le système de commande, et un circuit de récupération d’huile reliant le système de commande au réservoir auxiliaire ;
- l’organe mobile est configuré pour se déplacer vers la seconde position lorsque la pression à l’entrée de la pompe d’alimentation est inférieure à une pression seuil ;
- le réservoir auxiliaire comprend une enceinte délimitant un premier volume interne d’huile et présentant au moins un premier port de sortie connecté au réservoir principal, un second port de sortie relié à la pompe auxiliaire, un premier port d’entrée relié au système de commande, et un second port d’entrée relié à la vanne, le réservoir auxiliaire comprenant en outre une paroi de rétention mobile apte à égaliser le volume d’huile au volume interne lorsque la vanne est dans la seconde position ;
- la paroi de rétention mobile est formée par l’enceinte et comprend une membrane rétractable formée par une paroi de l’enceinte ;
- la paroi de rétention mobile comprend une plaque mobile en translation dans l’enceinte, s’étendant entre deux parois latérales de l’enceinte. L’invention concerne egalement un procédé d’alimentation en huile d’une turbomachine d’aéronef selon l’une quelconque des caractéristiques ci- dessus, comprenant les étapes suivantes:
(a) durant un premier état de fonctionnement de la turbomachine, alimenter en huile le système de commande à partir du réservoir principal, la vanne étant dans un état nominal de fonctionnement dans lequel l’organe mobile est dans la première position,
(b) détecter un second état de fonctionnement de la turbomachine,
(c) actionner la vanne pour déplacer l’organe mobile de la première position à la seconde position pour alimenter en huile le système de commande à partir du réservoir auxiliaire.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig.1 ] la figure 1 est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une demi-turbomachine d’aéronef selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
[Fig.2] la figure 2 est une représentation schématique en perspective d’une turbomachine d’aéronef selon un second mode de réalisation de l’invention; [Fig.3] la figure 3 est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine d’aéronef selon un troisième mode de réalisation de l’invention;
[Fig.4a] la figure 4a est une représentation schématique d’un système d’alimentation en huile comprenant le dispositif auxiliaire selon l’invention dans une première position;
[Fig.4b] la figure 4b est une représentation schématique d’un système d’alimentation en huile comprenant le dispositif auxiliaire selon l’invention dans une seconde position; [Fig.5a] la figure 5a est une representation schématique d’un reservoir auxiliaire selon un premier mode de réalisation;
[Fig.5b] la figure 5b est une représentation schématique d’un réservoir auxiliaire selon un second mode de réalisation;
[Fig.5c] la figure 5c est une représentation schématique d’un réservoir auxiliaire selon un troisième mode de réalisation ;
[Fig.6] la figure 6 est un schéma synoptique du procédé selon l’invention.
Description détaillée de l'invention
Une turbomachine 1 , 1 ’,1 ” pour un aéronef est représentée par exemple sur les figures 1 à 3. La turbomachine 1 , 1 , 1 ” comprend un premier rotor 2 relié à un moteur M s’étendant autour d’un axe longitudinal X. Le moteur M comprend d’amont en aval dans le sens d’écoulement d’un flux d’air principal F le long de l’axe longitudinal X, un compresseur tel qu’un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine telle qu’une turbine haute pression 6 et une turbine basse pression 7, et une tuyère 8.
Le rotor de la turbine haute pression 6 est relié au rotor du compresseur haute pression 4 par un arbre haute pression 9. Le rotor de la turbine basse pression 7 est relié au rotor du compresseur basse pression 3 par un arbre basse pression 10.
Les arbres basse pression 10 et haute pression 9 sont soutenus par des paliers 12a. Les paliers 12a sont contenus dans une enceinte de lubrification 12 pour leur lubrification. Par exemple, un palier amont 120a est agencé radialement entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 10 et un support palier amont 120b et un palier aval 120a’ est agencé en aval du palier amont 120a et radialement entre l’arbre basse pression 10 et un support palier aval 120b’. L’enceinte de lubrification 12 est annulaire. Les paliers amont et aval 120a, 120a’ sont agencés dans l’enceinte de lubrification 12.
Le premier rotor 2 est entrainé en rotation par un arbre de rotor 100. L’arbre de rotor 100 est relié à l’arbre basse pression 10. L’arbre basse pression 10 entraîne en rotation I arbre de rotor 100. Avantageusement, I arbre basse pression 10 est relié à l’arbre de rotor 100 par un réducteur de vitesse 11. Ceci permet d’entrainer le premier rotor 2 à une vitesse inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 10. Le réducteur de vitesse 11 est par exemple agencé dans l’enceinte de lubrification 12 entre le palier amont 120a et le palier aval 120a’.
Le flux d’air principal F traverse la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” et se divise en un flux d’air primaire F1 qui traverse le moteur M au sein d’une veine primaire et en un flux d’air secondaire F2 qui traverse le premier rotor 2 dans une veine secondaire entourant la veine primaire.
La turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” comprend des aubes 2a qui permettent d’exercer une action sur le flux d’air principal F, primaire F1 ou le flux d’air secondaire F2. Par exemple, les rotors des compresseurs basse pression 3 et haute pression 4 comprennent des aubes 2a qui permettent de comprimer le flux d’air primaire F1 en amont de la chambre de combustion 5.
De manière générale, les aubes 2a peuvent être fixes en rotation autour de l’axe longitudinal X ou mobiles en rotation autour de l’axe longitudinal X ou d’un axe parallèle à l’axe longitudinal X.
Selon un premier mode de réalisation représenté sur la figure 1 , la turbomachine 1 est un turboréacteur à double flux. Selon ce mode de réalisation, le premier rotor 2 est une soufflante carénée qui est agencée à l’amont du moteur M. La soufflante comprend des aubes 2a. Les aubes 2a de la soufflante sont mobiles en rotation autour de l’axe longitudinal X. Elles sont par exemple portées par un disque centré sur l’axe longitudinal X et entrainé en rotation par l’arbre de rotor 100. Les aubes 2a sont agencées à l’intérieur d’un carter 2b de soufflante. Le carter 2b est entouré d’une nacelle (non représentée).
Selon un second mode de réalisation représenté sur la figure 2, la turbomachine 1 ’ est un turboréacteur à soufflante non carénée. Selon ce mode de réalisation, le premier rotor 2 est une soufflante qui comprend des aubes 2a. Selon ce mode de réalisation, la soufflante est agencée en aval du moteur M (non visible sur cette figure). La soufflante est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. Les aubes 2a de la soufflante sont portées par un disque mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. En outre, selon ce mode de réalisation, un redresseur 2’ est optionnellement agencé en aval de la soufflante 2 afin de redresser le flux d’air secondaire F2. Le redresseur 2’ forme un aubage fixe autour de l’axe longitudinal X. Il comprend des aubes 2a qui peuvent être à calage variable. Les aubes 2a sont montées à l’extérieur de la nacelle.
Selon un troisième mode de réalisation représenté sur la figure 3, la turbomachine 1 ” est un turbopropulseur. Selon ce mode de réalisation, le premier rotor 2 est une hélice qui est agencée en amont du moteur M. L’hélice est mobile en rotation autour d’un axe d’hélice H parallèle à l’axe longitudinal X et comprend des aubes 2a. Les aubes 2a sont portées par un disque centré sur l’axe d’hélice H. Les aubes 2a sont par exemple au nombre d’au moins deux et régulièrement réparties sur le disque.
Les aubes 2a s’étendent radialement par rapport à l’axe longitudinal X. Elles comprennent typiquement une pale et un élément de fixation au disque. L’élément de fixation est par exemple un pied de fixation ou une plateforme. Selon l’invention, les aubes 2a sont à angle de calage variable. Par angle de calage variable, il est entendu que les aubes 2a sont mobiles en rotation autour d’un axe transversal Z sensiblement perpendiculaire ou perpendiculaire à l’axe longitudinal X.
Afin de contrôler l’angle de calage des aubes 2a, la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” selon l’invention comprend un système de commande 13 des aubes 2a à angle de calage variable. Le système de commande 13 comprend une unité de commande 13a et au moins un actionneur hydraulique 13b alimenté en huile. L’unité de commande 13a est par exemple fixe en rotation autour de l’axe longitudinal X. L’unité de commande 13a est par exemple reliée à un stator de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”. L’unité de commande 13a est connue dans le domaine de l’invention sous l’acronyme PCU pour « Pitch Control Unit » en langue anglaise. L’actionneur hydraulique 13b est par exemple un vérin hydraulique comprenant une tige mobile en translation reliee a l’aube 2a éventuellement via un mécanisme de transformation du mouvement. Le mouvement de translation de la tige permet de déplacer en rotation l’aube 2a autour de son axe. Le déplacement en translation de la tige mobile est commandé par l’unité de commande 13a qui alimente en huile l’actionneur hydraulique 13b. L’actionneur hydraulique 13b est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X ou d’un axe parallèle à l’axe longitudinal X. L’actionneur hydraulique 13b est par exemple solidaire en rotation des aubes 2a. L’actionneur hydraulique 13b est par exemple agencé en amont de l’unité de commande 13a.
Le système de commande 13 comprend avantageusement un dispositif de transfert d’huile 13c de l’unité de commande 13a vers l’actionneur hydraulique 13b. Le dispositif de transfert d’huile 13c assure le transfert d’huile de l’unité de commande 13a qui est fixe vers l’actionneur hydraulique 13b qui est mobile en rotation. Le dispositif de transfert d’huile 13c est connu sous l’acronyme OTB pour « Oil Transfer Bearing » en langue anglaise. Le dispositif de transfert d’huile 13c est par exemple agencé dans l’enceinte de lubrification 12.
La turbomachine 1 , T, 1 ” comprend en outre une unité de contrôle électrique 24. L’unité de contrôle électrique 24 permet de piloter l’unité de commande 13a. L’unité de contrôle électrique 24 est par exemple un FADEC (pour «Full Authority Digital Engine Control» en langue anglaise). En outre, la turbomachine 1 , T, 1 ” comprend un système d’alimentation en huile 140 représenté par exemple sur les figures 4a et 4b. Le système d’alimentation en huile 140 comprend un premier circuit d’alimentation 14a et un second circuit d’alimentation 14b. Le premier circuit d’alimentation 14a assure l’alimentation de l’enceinte de lubrification 12 pour la lubrification des paliers 12a et du réducteur 11 et le second circuit d’alimentation 14b assure l’alimentation en huile du système de commande 13. Le système d’alimentation en huile 140 comprend avantageusement un circuit de recuperation 14a’ d’huile de l’enceinte de lubrification 12 et un circuit de récupération 14b’ d’huile du système de commande 13.
L’huile envoyée aux paliers 12a, par exemple le palier amont 120a et le palier aval 120a’, au réducteur 11 et les fuites d’huile du dispositif de transfert 13c, retombent dans le fond de l’enceinte de lubrification 12. Afin d’optimiser la consommation d’huile, cette huile est récupérée et dirigée par exemple dans le circuit de récupération 14a’ d’huile de l’enceinte de lubrification 12.
Selon l’invention, le système d’alimentation en huile 140 comprend par ailleurs un réservoir principal 15 d’huile relié au premier circuit d’alimentation 14a et au second circuit d’alimentation 14b.
Le premier circuit d’alimentation 14a comprend une première pompe 16a permettant l’aspiration de l’huile à partir du réservoir principal 15 et sa circulation dans le premier circuit d’alimentation 14a. Avantageusement, le premier circuit d’alimentation 14a comprend un premier échangeur huile/carburant 17a, et optionnellement un deuxième échangeur huile/carburant 17b, qui sont agencés entre la première pompe 16a et l’enceinte de lubrification 12.
Avantageusement, le système d’alimentation en huile 140 comprend une vanne de répartition 19 à deux sorties, montée sur le premier circuit 14a. La vanne de répartition 1 est une vanne à diaphragme variable. La vanne de répartition 19 est montée entre la première pompe 16a et l’enceinte de lubrification 12. Préférentiellement, la vanne de répartition 19 est montée entre le premier échangeur huile/carburant 17a et le deuxième échangeur huile/carburant 17b. La première sortie de la vanne de répartition 19 est par exemple relié à l’enceinte de lubrification 12 et la deuxième sortie est reliée au réducteur 11 .
En outre, selon cet exemple, un échangeur air/huile 17c relie la seconde sortie de la vanne de répartition 19 et le réducteur 11 .
La vanne de répartition 19 est par exemple pilotée par l’unité de contrôle électrique 24. Le circuit de recuperation 14a’ d’huile de l’enceinte de lubrification 12 comprend une seconde pompe 16b reliée à l’enceinte de lubrification 12 et au réservoir principal 15. La seconde pompe 16b permet l’aspiration de l’huile dans l’enceinte de lubrification 12 et son retour dans le réservoir principal 15 au travers du circuit de récupération 14a’.
En outre, selon l’invention, le système d’alimentation en huile 140 comprend une pompe d’alimentation 18 en huile du système de commande 13. La pompe d’alimentation 18 est par exemple montée sur le second circuit d’alimentation 14b. La pompe d’alimentation 18 est une pompe hydraulique. La pompe d’alimentation 18 est par exemple une pompe volumétrique. La pompe volumétrique est par exemple à cylindrée fixe ou à cylindrée variable. La pompe d’alimentation 18 comprend une entrée 18a reliée au réservoir principal 15 et une sortie 18b reliée au système de commande 13. Avantageusement, la pompe d’alimentation 18 est montée sur le second circuit 14b, et son entrée 18a est reliée au premier circuit d’alimentation 14a entre la première pompe 16a et la vanne de répartition 19. Préférentiellement, la pompe d’alimentation 18 est montée entre le premier échangeur huile/carburant 17a et la vanne de répartition 19. Le second circuit d’alimentation 14b peut comprendre un filtre 26 agencé entre la pompe d’alimentation 18 et le système de commande 13.
Durant la première phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”, la première pompe 16a aspire l’huile à partir du réservoir principal 15 et achemine l’huile dans le premier circuit d’alimentation 14a jusqu’à l’enceinte de lubrification 12. La vanne de répartition 19 répartie l’huile en aval de la première pompe 16a entre l’enceinte de lubrification 12 et le réducteur 11. La pompe d’alimentation 18 aspire l’huile du premier circuit d’alimentation 14a en aval de la première pompe 16a et achemine l’huile dans le second circuit d’alimentation 14b jusqu’au système de commande 13.
Durant la seconde phase de fonctionnement, typiquement un vol en gravité négative (ou inversée), l’huile est plaquée dans la partie supérieure du réservoir principal 15 tandis que la partie inférieure reliée à la première pompe 16a est occupe par de l’air. En cas de gravite nulle, un melange air- huile est en suspension dans le réservoir 15. La pompe d’alimentation 18 est indirectement reliée à la partie inférieure du réservoir principal 15 puisqu’elle est reliée au circuit principal 14a en aval de la première pompe 16a, et risque donc d’aspirer de l’air ou de l’huile fortement chargée de bulles d’air. Ceci n’est pas acceptable car le système de commande 13 doit être alimenté en huile relativement exempte de bulles d’air afin de ne pas compromettre le fonctionnement de l’unité commande 13a et donc de l’actionneur hydraulique 13b qui commande le pas des aubes 2a. Aussi, la présence d’air peut conduire à l’arrêt de la pompe d’alimentation 18. Par conséquent, afin d’assurer une alimentation en huile convenable pour le système de commande 13 durant la seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”, l’invention propose un dispositif d’alimentation auxiliaire 14. Le dispositif d’alimentation auxiliaire 14 est monté sur le second circuit d’alimentation 14b.
Le dispositif d’alimentation auxiliaire 14 comprend un réservoir auxiliaire 20 d’huile, une pompe auxiliaire 22 comprenant une entrée 22a reliée au réservoir auxiliaire 20 et une sortie 22b. La pompe auxiliaire 22 est une pompe hydraulique à cylindrée fixe. La pompe auxiliaire 22 est entraînée par l’arbre basse pression 10 ou l’arbre haute pression 9. Alternativement, la pompe auxiliaire 22 est entraînée électriquement par un moteur électrique. Le dispositif d’alimentation auxiliaire 14 selon l’invention comprend en outre une vanne 21 .
La vanne 21 est une vanne hydraulique. La vanne 21 est un distributeur 3/2 c’est-à-dire présentant trois orifices et deux positions. La vanne 21 est par exemple un distributeur à commande hydraulique à rappel par ressort. La vanne 21 présente un corps 21 a présentant une entrée 21 b reliée à la sortie 22b de la pompe auxiliaire 22 et une première sortie 21c reliée au réservoir auxiliaire 20 et une deuxième sortie 21 d reliée au système de commande 13. La deuxième sortie 21 d est reliée au second circuit d’alimentation 14b entre la pompe d’alimentation 18 et le système de commande 13 et avantageusement entre la pompe d’alimentation 18 et le filtre 26.
La vanne 21 comprend en outre un organe mobile dans le corps 21 a configuré pour se déplacer entre une première position dans laquelle l’ entrée 21 b de la vanne 21 est en communication fluidique avec la première sortie 21c de la vanne 21 et une seconde position dans laquelle l’entrée 21 b de la vanne 21 est en communication fluidique avec la seconde sortie 21 d de la vanne 21. La vanne 21 comprend par exemple un ressort de rappel permettant le rappel de l’organe mobile de la seconde position vers la première position. On comprend ainsi que dans la première position telle qu’illustrée sur la figure 4a, la pompe auxiliaire 22 aspire l’huile à partir du réservoir auxiliaire 20 et l’huile est redirigée vers le réservoir auxiliaire 20. L’alimentation en huile du circuit de commande 13 est assurée par la pompe d’alimentation 18 qui permet la circulation de l’huile dans le second circuit d’alimentation 14b à partir du réservoir principal 15. Dans la seconde position telle qu’illustré sur la figure 4b, la pompe auxiliaire 22 aspire l’huile à partir du réservoir auxiliaire 20 et l’huile est acheminée jusqu’au système de commande 13.
Ainsi, lorsque la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” est dans la première phase de fonctionnement, notamment lorsque l’aéronef est dans une phase de vol dite « normale » donc en condition de g positif, la vanne 21 est dans la première position. Lorsque la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” est dans la seconde phase de fonctionnement, notamment lorsque l’aéronef est dans une phase de vol dans laquelle la force gravitationnelle est nulle (appelée « 0g ») ou négative (appelée « g négatif »), la vanne 21 est dans la seconde position. Ceci permet d’assurer l’alimentation en huile du système de commande 13 à partir du réservoir auxiliaire 20 et éviter toute interruption d’alimentation en huile du système de commande 13 dans ces conditions. Préférablement, la pompe auxiliaire 22 reste active quelle que soit la position de l’organe mobile de la vanne 21 . Ceci permet de s’affranchir d’un temps d’amorçage de la pompe auxiliaire 22 et de garantir une alimentation rapide en huile du système de commande 13 durant la seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”.
La vanne 21 comprend une chambre d’actionnement hydraulique reliée à l’entrée 18a de la pompe d’alimentation 18. Lorsque la pression à l’entrée de la pompe d’alimentation 18 est inférieure à une pression seuil, c’est-à-dire que la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” est dans la seconde phase de fonctionnement, alors l’organe mobile est entrainé dans la seconde position. Une telle configuration permet de simplifier le pilotage de la vanne 21. Cette dernière ne nécessite pas de capteur particulier puisque son actionnement est provoqué par la variation de pression à l’entrée 18a de la pompe d’alimentation 18.
Alternativement, la vanne 21 est directement sensible à la force gravitationnelle.
Le réservoir auxiliaire 20 est relié au réservoir principal 15 par une première canalisation 201 a. Ceci assure l’évacuation de l’huile du réservoir auxiliaire 20 dans la première phase de fonctionnement notamment.
Le réservoir auxiliaire 20 est configuré pour délivrer de l’huile durant la seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”. Le réservoir auxiliaire 20 est donc configuré pour délivrer de l’huile en condition de 0g et/ou de g négatif.
Le réservoir auxiliaire 20 comprend une enceinte 200. L’enceinte 200 présente un premier port de sortie 201 relié au réservoir principal 15 par exemple par la première canalisation 201 a, un second port de sortie 202 relié à la pompe auxiliaire 22 par une seconde canalisation 202a, un premier port d’entrée 203 relié au système de commande 13 par le circuit de récupération 14b’ d’huile du système de commande 13 et un second port d’entrée 206 relié à la vanne 21. L’enceinte 200 délimite un volume interne d’huile. En outre, le réservoir auxiliaire 20 comprend un organe de rétention 204.
Selon un premier mode de réalisation représenté sur les figures 5a et 5b, l’organe de rétention 204 est mobile. Il est apte à égaliser le volume d’huile au volume interne lorsque la vanne 21 est dans la seconde position. L’organe de retention 204 mobile définit un volume variable V1 dans le volume interne. Le volume variable V1 varie entre un premier volume qui est inférieur ou égal au volume interne et un second volume qui est égal au volume d’huile dans le réservoir auxiliaire 20. Selon ce premier mode de réalisation, le système d’alimentation 14 comprend avantageusement un clapet retour 205 agencé sur la première canalisation 201a.
Selon un premier exemple de réalisation représenté sur la figure 5a, l’enceinte 200 présente deux paroi longitudinales parallèles 200a, 200b reliées par deux parois latérales 200c, 200d parallèles. L’organe de rétention 204 mobile comprend une plaque mobile en translation dans l’enceinte 200 et s’étendant entre les deux parois longitudinales 200a, 200b. La plaque mobile peut présenter des faces parallèles aux parois latérales 200c, 200d, et former par exemple un piston.
Selon un second exemple de réalisation représenté sur la figure 5b, l’enceinte 200 est par exemple sphérique ou oblongue. Elle comprend une paroi 200’ de section circulaire. La paroi de rétention mobile 204 est formée par la paroi 200’ de l’enceinte 200. Elle comprend une membrane rétractable. La membrane rétractable est par exemple en matériau élastomère.
Selon un second mode de réalisation représenté sur la figure 5c, l’enceinte 200 est polygonale. Elle comprend une paroi supérieure 200a” et une paroi inférieure 200b” reliées par des parois transversales 200c”, 200d” opposées. Les parois transversales 200c”, 200d” sont parallèles entre elles. La paroi supérieure 200a” comprend par exemple une première portion 200a1 ” parallèle à la paroi inférieure 200b” et une seconde portion 200a2” inclinée vers l’intérieur de l’enceinte 200 de façon à définir avec la première portion 200a1 ” un sommet orienté vers l’extérieur de l’enceinte 200. Le premier port de sortie 201 est par exemple ménagé sur la paroi transversale 200d” et le premier port d’entrée 203 et par exemple ménagé sur la paroi transversale 200c” opposée. Le second port de sortie 202 est par exemple ménagé sur la paroi supérieure 200a”, par exemple sur la deuxième portion 200a2”. L’organe de rétention 204 est par exemple une chicane agencée dans l’enceinte 200. La chicane comprend une premiere paroi d’extremite 204a s’étendant de la paroi supérieure 200a” vers la paroi inférieure 200b” et une seconde paroi d’extrémité 204b s’étendant de la paroi inférieure 200b” vers la paroi supérieure 200a”, la première paroi d’extrémité 204a et la paroi inférieure 200b” délimitant un premier passage P1 de fluide, et la seconde paroi d’extrémité 204b et la paroi supérieure 200a” délimitant un second passage P2 de fluide. Les première et seconde parois d’extrémité 204a, 204b sont parallèles aux parois transversales 200c”, 200d”. La chicane sépare un volume d’alimentation V1 ’ et un volume d’ajustement V2. Le volume d’alimentation V1 ’ est en communication fluidique avec le second port de sortie 202 et le volume d’ajustement V2 est en communication fluidique avec le premier port de sortie 201 .
Le réservoir auxiliaire 20 est configuré pour communiquer de l’huile au second port de sortie 202 en continu dans les première et seconde phases de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”. En effet, dans le premier mode de réalisation du réservoir auxiliaire 20, lorsque la vanne 21 est dans la seconde position, la paroi de rétention mobile 204 se déplace afin que le volume variable V1 soit égal au volume d’huile dans l’enceinte 200. La paroi de rétention mobile 204 obture par ailleurs le premier port de sortie 201. Ainsi, l’huile contenue dans le premier volume interne V1 communique avec le second port de sortie 202. La pompe auxiliaire 22 aspire alors de l’huile 22 exempte de bulles d’air même en condition de 0g ou de g négatif.
Dans le second mode de réalisation du réservoir auxiliaire 20, la chicane permet d’augmenter le délai permettant à l’air, présent dans le volume d’ajustement V2 en pénétrant dans l’enceinte 200 via le premier port de sortie 201 , d’atteindre le volume d’alimentation V1 ’, de façon à ce que le second orifice 202 ne soit en contact qu’avec de l’huile lors de la seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” donc même en condition de 0g ou de g négatif. La pompe auxiliaire 22 aspire alors de l’huile 22 exempte de bulles d’air même en condition de 0g ou de g négatif. Avantageusement, le dispositif d’alimentation auxiliaire 14 comprend en outre un limiteur de pression 25 agencé à la sortie de la pompe auxiliaire 22, entre la pompe auxiliaire 22 et la vanne 21. Le limiteur de pression 25 est par exemple un clapet anti-retour.
Selon un mode de réalisation préféré de l’invention, la pompe d’alimentation 18 comprend un clapet anti-retour 180 afin que toute l’huile délivrée par la pompe auxiliaire 22 alimente le système de commande 13.
Un procédé d’alimentation en huile de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” va maintenant être décrit. Le procédé est par exemple illustré sur la figure 6.
Le procédé comprend les étapes suivantes :
(a) durant un premier état de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”, alimenter en huile le système de commande 13 à partir du réservoir principal 15, la vanne 21 étant dans un état nominal de fonctionnement dans lequel l’organe mobile est dans la première position,
(b) détecter un second état de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”,
(c) actionner la vanne 21 pour déplacer l’organe de la première position à la seconde position pour alimenter en huile le système de commande à partir du réservoir auxiliaire 20.
Durant les étapes (a), (b) et (c), la pompe auxiliaire 22 aspire en continu l’huile à partir du réservoir auxiliaire 20.
Grâce au dispositif de l’invention, il est possible d’assurer une alimentation du système de commande 13 durant toutes les phases de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” et notamment durant les phases de vol de l’aéronef en condition de 0g ou de g négatif. Le dispositif de l’invention permet une alimentation du système de commande 13 grâce à la pompe auxiliaire 22 et la vanne 21. Aussi, le pilotage de la vanne 21 ne nécessite pas de capteur spécifique tel qu’un accéléromètre. En effet, celle-ci comprend avantageusement une chambre d’actionnement hydraulique directement reliée à l’entrée 18a de la pompe d’alimentation 18. Une diminution de la pression à l’entrée 18a de la pompe 18 traduisant une condition de vol en 0g ou g négatif entraine l’organe mobile dans la seconde position.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif auxiliaire (14) d’alimentation en huile d’un système de commande (13) d’aubes (2a) à angle de calage variable pour une turbomachine (1 , 1 ’, 1 ”) d’aéronef, le système de commande (13) étant alimenté en huile à partir d’un réservoir principal (15) d’huile dans des conditions de force gravitationnelle positive subie par l’aéronef, le dispositif auxiliaire (14) étant destiné à alimenter en huile le système de commande (13) dans des conditions de force gravitationnelle négative ou nulle subie par l’aéronef, le dispositif auxiliaire (14) comprenant : un réservoir auxiliaire (20) d’huile, une pompe auxiliaire (22) comprenant une entrée (22a) reliée au réservoir auxiliaire (20) et une sortie (22b), une vanne (21 ) comprenant un corps (21 a) présentant une entrée (21 b) reliée à la sortie (22b) de la pompe auxiliaire (22) et une première sortie (21c) reliée au réservoir auxiliaire (20), et une seconde sortie (21 d) destinée à être reliée au système de commande (13), la vanne (21 ) comprenant en outre un organe mobile dans le corps (21 a) et configuré pour se déplacer entre une première position dans laquelle l’entrée (21 b) de la vanne (21 ) est en communication fluidique avec la première sortie (21c) de la vanne (21 ) et une seconde position dans laquelle l’entrée (21 b) de la vanne (21) est en communication fluidique avec la seconde sortie (21 d) de la vanne (21 ).
2. Dispositif selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la pompe auxiliaire (22) est une pompe hydraulique à cylindrée fixe.
3. Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la vanne (21 ) comprend une chambre d’actionnement hydraulique.
4. Dispositif selon l’une quelconque des revendications precedentes, caractérisé en ce qu’il comprend un moteur rotatif pour entrainer la pompe auxiliaire (22).
5. Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend un limiteur de pression (25) agencé entre la pompe auxiliaire (22) et la vanne (21 ).
6. Turbomachine (1 , 1 ’, 1 ”) d’aéronef comprenant : des aubes (2a) à angle de calage variable, un système de commande (13) des aubes (2a) comprenant : une unité commande (13a) reliée à un actionneur hydraulique (13b), un système d’alimentation en huile (140) comprenant : un réservoir principal (15) d’huile, une pompe d’alimentation (18) en huile comprenant une entrée (18a) reliée au réservoir principal (15) d’huile et une sortie (18b) reliée au système de commande (13), caractérisée en ce qu’elle comprend en outre un dispositif auxiliaire (14) d’alimentation en huile selon l’une quelconque des revendications précédentes.
7. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le système d’alimentation en huile (140) comprend: un second circuit d’alimentation en huile (14b) reliant le réservoir principal (15) au système de commande (13), et sur lequel est monté la pompe d’alimentation (18), la vanne (21 ) étant montée sur ledit second circuit d’alimentation (14b) entre la pompe d’alimentation (18) et le système de commande (13), et un circuit de récupération d’huile (14b’) reliant le système de commande (13) au réservoir auxiliaire (20).
8. Turbomachine selon I une des revendications 6 ou 7 en combinaison avec la revendication 3, caractérisée en ce que l’organe mobile est configuré pour se déplacer vers la seconde position lorsque la pression à l’entrée (18a) de la pompe d’alimentation (18) est inférieure à une pression seuil.
9. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le réservoir auxiliaire (20) comprend une enceinte (200) délimitant un premier volume interne d’huile et présentant au moins un premier port de sortie (201 ) connecté au réservoir principal (15), un second port de sortie (202) relié à la pompe auxiliaire (18), un premier port d’entrée (203) relié au système de commande (13), et un second port d’entrée (206) relié à la vanne (21 ), le réservoir auxiliaire (200) comprenant en outre une paroi de rétention mobile (204) apte à égaliser le volume d’huile au volume interne lorsque la vanne (21 ) est dans la seconde position.
10. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la paroi de rétention mobile (204) est formée par l’enceinte (200) et comprend une membrane rétractable formée par une paroi (200’) de l’enceinte (200).
11. Turbomachine selon la revendication 9, caractérisée en ce que la paroi de rétention mobile (204) comprend une plaque mobile en translation dans l’enceinte (200), s’étendant entre deux parois latérales (200a, 200b) de l’enceinte (200).
12. Procédé d’alimentation en huile d’une turbomachine (1 , T, 1 ”) d’aéronef selon l’une quelconque des revendications 6 à 11 , comprenant les étapes suivantes:
(a) durant un premier état de fonctionnement de la turbomachine (1 , T, 1 ”), alimenter en huile le système de commande (13) à partir du réservoir principal (15), la vanne (21 ) étant dans un état nominal de fonctionnement dans lequel l’organe mobile est dans la première position, (b) détecter un second état de fonctionnement de la turbomachine (1 , 1 1 ”),
(c) actionner la vanne (21) pour déplacer l’organe mobile de la première position à la seconde position pour alimenter en huile le système de commande (13) à partir du réservoir auxiliaire (20).
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