EP4594601A1 - Procédé de surveillance de turbomachine et système associé - Google Patents

Procédé de surveillance de turbomachine et système associé

Info

Publication number
EP4594601A1
EP4594601A1 EP23793418.7A EP23793418A EP4594601A1 EP 4594601 A1 EP4594601 A1 EP 4594601A1 EP 23793418 A EP23793418 A EP 23793418A EP 4594601 A1 EP4594601 A1 EP 4594601A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
rotor
signal
stator
blades
turbomachine
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
EP23793418.7A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Dany ABBOUD
Mohammed El Badaoui
Amadou ASSOUMANE
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 SA
Original Assignee
Safran SA
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 SA filed Critical Safran SA
Publication of EP4594601A1 publication Critical patent/EP4594601A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • 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
    • 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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/003—Arrangements for testing or measuring
    • 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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • 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
    • F05D2260/80—Diagnostics

Definitions

  • TITLE Turbomachine monitoring method and associated system
  • the technical field of the invention is that of monitoring turbomachines.
  • the present invention relates to a method of active monitoring of a turbomachine and in particular a method of active monitoring of touches between a stator and a rotor blade of a turbomachine, making it possible to obtain a touch indicator between a stator and a blade of a rotor at each revolution of the rotor.
  • a turbomachine is a machine which transforms the kinetic energy of a fluid into mechanical energy, and vice versa, via a rotating assembly called a rotor.
  • the static part of the turbomachine is called the stator.
  • turbomachines have different designs depending on their functions: turbines, pumps, compressors, turbochargers, turbine engines, etc.
  • a common architecture consisting of a rotor, which is a rotating part mounted on a shaft, and a stator, which is a fixed part connected to a structure, via a roll.
  • the structure is, for example, that of an aircraft engine.
  • the rotor comprises a plurality of blades intended to accelerate the flow of air flowing through the turbomachine.
  • the blades are necessarily spaced from the stator. This spacing is commonly referred to as “blade tip clearance” or “JSA”.
  • the blade tip clearance is an important design and operating parameter of a turbomachine. Minimizing this clearance prevents excessive amounts of air flow from bypassing the row of rotating blades and, therefore, improves the energy efficiency of the turbomachine.
  • this clearance is subject to fluctuations due to thermal expansions and mechanical phenomena depending on the operating cycle of the turbomachine.
  • application FR3104255A1 entitled “METHOD FOR MONITORING A TURBOMACHINE, DEVICE, SYSTEM, AIRCRAFT AND COMPUTER PROGRAM PRODUCT” concerns a monitoring method for bite detection by analysis of signals from fixed strain gauges to the rotor or stator.
  • This monitoring process requires complete acquisition of the vibration signal over several rotor revolutions, followed by a signal processing method allowing the separation of the blade contributions and the calculation of the indicators “off-line”, i.e. say after a period of operation of the turbomachine, because the calculations require significant computing power.
  • the aim is therefore to characterize these keys in order to estimate the stresses and fatigue of the blades, this invention being interesting for producing models of degradation of the turbomachine and passive monitoring of the turbomachine.
  • FR3104255A1 A limitation of FR3104255A1 is that the monitoring carried out is passive, in that it requires acquisition of the complete signal before analysis, not allowing corrective actions to be implemented during operation of the turbomachine after detection of 'a key.
  • the invention offers a solution to the problems mentioned above, by allowing active monitoring of the clearance at the tip of the blade of a turbomachine, in providing, at the end of each rotor revolution, a touch indicator between a blade and the stator for the rotor revolution for each rotor blade.
  • One aspect of the invention thus relates to a method for monitoring a turbomachine comprising a stator, a rotor comprising blades, a strain gauge fixed to the stator and a position sensor of the rotor blades, the strain gauge being configured to capture a first signal comprising a first component representative of deformations of the stator caused by a rotation of the rotor blades relative to the stator, and a second component representative of deformations of the stator caused by distinct elements of the rotor blades, the sensor position of the rotor blades being configured to capture a second signal representative of the position of each blade of the rotor, the method comprising, at each current revolution of the rotor, a revolution of the rotor being detected from the second signal: acquisition of the first signal and of the second signal, angular resampling of the first signal from the second signal to obtain a first signal resampled according to a predefined angular resolution, extraction of the first component of the first resampled
  • a touch can be detected, when it occurs, at each revolution of the rotor, therefore in real time or near real time.
  • This is enabled by the use of a linear, time-invariant and causal impulse response filter. finished, as well as a blade position signal and a stator deformation signal.
  • the blade position signal makes it possible to carry out an angular re-sampling of the temporal deformation signal, that is to say at a constant angular step, in order to avoid problems linked to changes in the rotational speed of the turbomachine.
  • the filter is applied in a sliding manner, that is to say it is applied, at each new revolution of the rotor of the turbomachine, to the deformation signal captured during the new revolution of the rotor and to the deformation signal captured during a plurality of previous rotor revolutions.
  • the microcontroller of the turbomachine can then modify the clearance at the top of the blade as a function of the key information received, unlike the solutions of the prior art, which required a large data set and therefore did not allow modification of the clearance at the top of the blade. blade during operation of the turbomachine. Thanks to the invention, the turbomachine has better efficiency and less wear than in the prior art, because the possible correction of the clearance at the tip of the blade is rapid after detection of a touch.
  • the monitoring method may present one or more complementary characteristics among the following, considered individually or in all technically possible combinations: the method further comprises a step of detecting, in at least one of the calculated touch indicators, a touch between the stator and the blade corresponding to the indicator, a revolution of the rotor is detected as two passages of the same blade of the rotor, the passages of the same blade of the rotor being extracted from the second signal based on predefined information on the number of blades of the rotor of the turbomachine, extracting the first component of the first resampled signal by filtering the first resampled signal includes filter application L defined according to number of turns of rotor on which the weighted sum is calculated, P the number of rotor blades, L the angular resolution, and designates the coefficients of the low-pass filter.
  • m k (n) m k the first component extracted from the first resampled signal
  • I the number of rotor revolutions over which the weighted sum is calculated
  • P the number of rotor blades
  • L the angular resolution
  • x k the first resampled signal acquired during the revolution of the current rotor
  • x ⁇ TM 9 a concatenation of the first mechanical component of each first signal of each previous revolution of the rotor, excluding the filter coefficients.
  • the calculation, from the first filtered resampled signal, of at least one hit indicator for each rotor blade for the rotor revolution is carried out according to the formula : With p a dawn number among the rotor blades, k the current rotor revolution, A ⁇ the indicator of the p-th rotor blade at the k-th rotor revolution, L the angular resolution, x k the first resampled signal acquired during the revolution of the rotor current rotor, m k the first component extracted from the first resampled signal, a step of concatenation of the first signal acquired at the current rotor revolution with a set of first signals acquired at previous rotor revolutions to form with x k Lona the concatenated signal, x ⁇ 1 the concatenation of the first mechanical component of each first
  • the monitoring system comprising a device for monitoring the turbomachine, a strain gauge fixed to the stator of the turbomachine and a position sensor of the rotor blades of the turbomachine, the strain gauge being configured to capture a first signal comprising a first component representative of deformations of the stator caused by rotation of the rotor relative to the stator, and a second component representative of deformations of the stator caused by distinct elements of the rotor blades, the rotor blade position sensor being configured to capture a second signal representative of the position of each rotor blade, the device comprising: an input for acquiring the first signal, an input for acquiring the second signal, and a data processing unit configured to implement the monitoring method according to the invention.
  • Another aspect of the invention relates to an aircraft comprising a turbomachine comprising a stator and a rotor configured to be rotated relative to the stator, and a monitoring system (30) according to one aspect of the invention, in which the strain gauge is attached to the stator.
  • Another aspect of the invention relates to a computer program product comprising program code instructions for executing the steps of the method of monitoring a turbomachine according to the invention, when this program product is executed by at least one data processing unit.
  • Another aspect of the invention relates to a computer-readable recording medium comprising instructions which, when executed by a computer, lead it to implement the monitoring method according to the invention.
  • Figure 1 shows a schematic representation of a turbomachine monitored by a monitoring method according to the invention
  • Figure 2 shows a schematic representation of a blade position signal used in a turbomachine monitoring method according to the invention
  • Figure 3 shows a schematic representation of a turbomachine monitoring method according to the invention
  • Figure 4 shows a temporal and schematic representation of blade position and deformation signals used in a turbomachine monitoring method according to the invention
  • Figure 5 shows a temporal and schematic representation of hit indicators obtained by the turbomachine monitoring method according to the invention.
  • the invention relates to a turbomachine monitoring method.
  • a turbomachine monitored by the method according to the invention is shown schematically in Figure 1.
  • the turbomachine 1 comprises (not shown) a nacelle, a fan, a low pressure body, a high pressure body and a combustion chamber.
  • the low pressure body includes a low pressure compressor, a low pressure turbine and a low pressure shaft connecting the low pressure compressor to the low pressure turbine.
  • the high pressure body includes a high pressure compressor, a high pressure turbine and a high pressure shaft connecting the high pressure compressor to the high pressure turbine.
  • the high pressure turbine rotates the high pressure compressor via the high pressure shaft.
  • the low pressure turbine rotates the low pressure compressor and the fan via the low pressure shaft.
  • the blower generates a primary air flow and a secondary air flow (or bypass flow).
  • the primary air flow passes successively through the low pressure compressor, the high pressure compressor, the combustion chamber, the high pressure turbine and the low pressure turbine.
  • the high pressure turbine comprises a stator 11 and a rotor 12 configured to be rotated relative to the stator 11.
  • the stator 11 is fixedly mounted on a structure, for example on an aircraft structure, for example on the casing of the high pressure turbine.
  • the rotor 12 comprises a plurality of blades 13, for example 3 blades in Figure 1.
  • the turbomachine 1 is monitored by a monitoring system.
  • the monitoring system includes a blade position sensor 14, a deformation gauge 15 and a monitoring device 16.
  • the sensor 14 and the gauge 15 are fixed to the stator 11 of the turbomachine 1, and the monitoring device 16 receives signals from sensor 14 and gauge 15 via a connection, preferably a wired connection.
  • the blade position sensor 14 is a sensor making it possible to obtain a signal representing the position of at least one blade 13 of the turbomachine 1.
  • a sensor 14 is a blade passage sensor 14 13, that is to say a sensor 14 producing a signal when a blade 13 passes near the sensor 14, preferably in front of the sensor 14.
  • This sensor 14, which makes it possible to know the moments of passage of the blades is also known as " top-blade sensor”.
  • the position sensor 14 is a proximity sensor, for example an optical probe, also known as an optical probe, measuring the arrival time of the blades 13 of the rotor 12.
  • Such an optical probe, or optoelectronic sensor captures a voltage signal in Volts.
  • the sensor 14 acquires a voltage signal in Volts from the passage with the shape of a bell.
  • the voltage signal increases to a maximum Vmax, equivalent to the instant when the blade 13 is aligned with the sensor 14. Beyond this point, the blade 13 moves away from the sensor and the voltage signal gradually decreases.
  • the waveform obtained during the passage of a wave is illustrated in Figure 2.
  • the position signal, also called blade passage signal, acquired is transmitted to the device 16 via a first input 16-a of the device 16 .
  • the strain gauge 15 is configured to obtain a signal representative of a deformation of the stator 11.
  • a strain gauge is also called a “strain gauge” and is preferably a resistance wire extensometer.
  • the acquired deformation signal is transmitted to the device 16 via a second input 16-b of the device 16.
  • the deformation signal comprises a first component representative of deformations of the stator 11 caused by a rotation of the rotor 12 relative to the stator 11 creating touches blades 13 of the rotor 12 with the stator 11, and a second component representative of deformations of the stator 11 caused by distinct elements of the blades 13 of the rotor 12. This second component is also called "noise”.
  • the device 16 is a device for monitoring the turbomachine 1 and includes an acquisition chain ensuring in particular the digitization of the deformation and position signals received.
  • the monitoring device 16 also includes a processor and a memory (not shown).
  • the processor of the device 16 is configured to execute the steps of a monitoring method allowing the detection of a touch between the stator 11 and the rotor 12 of the turbomachine 1.
  • the processor of the device 16 implements a computer program.
  • the computer program is made of program code instructions which, when executed by the processor of the device 16, cause the device 16 to implement the monitoring method according to the invention.
  • the computer program is stored in the memory of the device 16, and the processor accesses the program computer by making a request to the memory.
  • the memory can also be used to store other data, and in particular at least one of the signals received from the sensors 14 and 15.
  • An aircraft comprising a turbomachine 1 then comprises the device 16 for monitoring the turbomachine 1 if it is desired that the turbomachine 1 is monitored by the method according to the invention.
  • the monitoring method 2 of the turbomachine 1 implemented by the monitoring device 16 is shown schematically in Figure 3.
  • the monitoring method 2 comprises two initialization steps 11 and I2, and six steps 21 to 26, implemented at each revolution of rotor 12 of the turbomachine 1.
  • the monitoring method 2 makes it possible to detect, at each revolution of rotor 12 of the turbomachine 1, whether one or more touches have occurred and which blade(s) ) 13 is involved in this key(s).
  • the monitoring of the turbomachine 1 is called “active” or “real-time or quasi-real-time”, that is to say that a touch is detected at the latest at the end of the rotor revolution 12 during from which it took place, unlike the solutions of the state of the art which require a complete acquisition of a large number of revolutions of the turbomachine to detect, a posteriori, the touches which took place during this acquisition.
  • Method 2 comprises an initialization, because in the invention, to detect a key during a current revolution of rotor 12, it is necessary to have acquired the deformation and position signals of dawn 13 during a predefined integer number / - 1 of previous turns.
  • the method therefore functions as a sliding window taking into account / revolutions, to detect a touch in the last revolution of rotor 12 among the / revolutions.
  • the Init initialization of method 2 will now be described.
  • the initialization includes two steps 11 and I2 allowing the accumulation of / revolutions of the rotor 12 of the turbomachine 1.
  • accumulation we mean the acquisition and storage of signals.
  • the deformation signals acquired during this initialization period are designated by x 0 (t):
  • a first step 11 the position signals of at least one blade 13 and the deformation of the stator 11 are acquired by the monitoring device 16, that is to say they are received respectively from the sensor position 14 and the gauge deformation 15, respectively via the first input 16-a and via the second input 16-b of the monitoring device 16.
  • the sampling frequency of each input signal is configurable.
  • the sampling frequency must be set sufficiently high, for example greater than 100 kHz, and the signals are acquired under stationary operating conditions, that is to say for which the speed variation is less than 5%.
  • the two signals obtained are called v(t) for the blade position signal and x(t) for the deformation signal.
  • v(t) for the blade position signal
  • x(t) for the deformation signal.
  • These signals are represented in Figure 4, relative to time, in normal operation of the turbomachine 1 comprising three blades 13. in Figure 3.
  • the blade position signal v(t) consists of a series of curves in bell representing the passage of the different blades 13 of the turbomachine 1. This signal therefore makes it possible to calculate the times of passage of each of the blades 13 at a precise point, for example near the sensor 14 or when the blade 13 and the sensor 14 are aligned, as well as the period of rotation of the rotor 12.
  • the deformation signal x(t) generally comprises a transient wave in the presence of a touch of a blade 13 of the rotor 12 with the stator 11, which is due to the vibrational response to the shock caused by this key.
  • the constraint signal is theoretically zero.
  • the presence of strong environmental noise, also called the second component of the distortion signal makes this distinction ineffective, hence the need for appropriate processing to eliminate this interference.
  • the deformation signal is transformed into angular at a step I2 using a cubic interpolation, preferably a cubic spline interpolation, that is that is, it is resampled angularly, from the position signal.
  • the position signal is used to know the start and end of a revolution of rotor 12.
  • a uniform angular grid 0 s.
  • A0 is therefore fixed where s is a positive integer designating the index relative to the angular position and A0 is the angular increment corresponding to the difference between two samples and calculated as follows:
  • the length of the vector x l ° ng is therefore equal to L * P * I.
  • the points L are obtained by interpolation. It should be noted that the angular signal has length L * P * I.
  • a revolution of the rotor is defined as being between two successive passages of the first blade 13, therefore between the instants Indeed, if a first blade 13 of the rotor 12 passes twice in succession in front of the position sensor 14, the rotor 12 has made one revolution.
  • uccessive we mean two passages of the same blade 13, both passages of the same blade 13 being separated by passages of the other blades 13 of the rotor 12.
  • the monitoring device 16 To know how to identify that the same blade 13 passes a second time in front of the position sensor 14, the monitoring device 16 is aware, it is - that is to say that it stores or has access to information on the number of blades 13 of the rotor 12 of the turbomachine 1 monitored. For example, for the example shown in Figure 1, the monitoring device 16 knows the number of blades 13 of the rotor 12 of the turbomachine 1, and knows that a first blade 13 passes a second time after the detected passage two other blades 13 in front of the position sensor 14, because the turbomachine 1 of Figure 1 comprises three blades.
  • the signal obtained x fc (t) is therefore defined on one revolution of the rotor 12:
  • a second step 22 the deformation signal is angularly resampled, for the current revolution of rotor 12, in the same manner as in step I2, that is to say with the same angular resolution L.
  • a third step 23 the mechanical component linked to the rotation of the blades 13 of the rotor 12 relative to the stator 11 is extracted.
  • This extraction is carried out by filtering, as described below.
  • the invention proposes the use of a linear filter invariant in causal time and with a finite impulse response. At each given angular position in the current revolution of the rotor 12, the sample is denoised, therefore freed of its second component due to elements other than the blades 13 of the rotor 12, by applying a weighted sum to all the samples of the current revolution of the rotor 12. rotor 12.
  • the filter h T [h ⁇ 1 ..., h(i +1 P * L ] of length (7 + 1) * P * L is proposed such that [0058] the coefficients of a low-pass filter.
  • the coefficients of the low pass filter are the coefficients of an average filter with II th number of rotor revolutions 12 taken into account to achieve the average, thus including the current revolution and the previous / - 1 revolutions.
  • the mechanical component of the rotor 12 is therefore estimated by summing the samples whose values are weighted by the coefficients of the filter and taking into account the mechanical component values acquired in the previous / - 1 revolutions of rotor 12: l ...P * L
  • the filtering comprises the calculation, for each sample of the resampled deformation signal x k , of a sum weighted by a low-pass filter coefficient, the weighted sum comprising, at each instant, therefore at each angular step, of the current revolution of the rotor 12, the sum of the value of the sample of the resampled deformation signal x k and the value of each sample of a plurality of samples of the same angular position of the mechanical component linked to the rotating blades 13 relative to the stator 11 of the resampled deformation signal acquired during a predefined integer number of previous revolutions of the rotor 12, each sample of the same angular position being acquired at a different revolution of the rotor 12.
  • sample of the same angular position is understood that a sample obtained at the current revolution » a sample acquired during a revolution of rotor 12 preceding the current revolution of rotor 12, and having a number of angular steps relative to the first sample of the revolution considered equal to the number of angular steps of the sample obtained in the current round compared to the first sample of the current round.
  • a sample of x k at the k-th revolution, called the current revolution, obtained at angular step number 7 is of the "same angular position" as a sample of x ⁇ TM 9 preceding the current revolution obtained at angular step number 7.
  • the filter h T includes coefficients harmed, that is to say of value 0 at positions different from angular position number 7, and a low-pass filter coefficient at angular position number 7.
  • Each sample in the current revolution is thus applied a filter coefficient h T and is summed with the other samples of the same angular position obtained in the 7 - 1 previous revolutions, to which the same filter coefficient h T is also applied.
  • This makes it possible to produce a moving average which acts inter-turns of rotor 12, and which allows the sliding and therefore real-time or quasi-real-time nature of the invention.
  • the noise component is attenuated or eliminated at each revolution of the rotor 12, to highlight the mechanical component linked to the rotation of the blades 13 of the rotor 12 relative to the stator 11.
  • the signal m k (n) obtained comprises the first mechanical component of the deformation signal, that is to say the mechanical component linked to the rotation of the blades 13 of the rotor 12 relative to the stator 11, for the turn rotor current 12, that is to say for the k-th tower in the present example.
  • the monitoring method according to the invention then comprises a step 24 of calculating, from the first filtered resampled signal m k (n), at least one hit indicator for each blade 13 of the rotor 12 for the turn of the current rotor.
  • the first component m k (n) makes it possible to extract indicators for the P blades 13 of the rotor 12 of the turbomachine 1.
  • the invention uses an indicator comprising the ratio of the energy of the first mechanical component at the k-th revolution of the rotor 12 m k (n) to the first raw signal x k (n) of the same revolution, calculated at different ranges of the turn, reflecting the position of the blades 13 of the rotor 12.
  • the indicator A is therefore calculated according to the following formula for the indicator of the blade p at iteration k:
  • This indicator returns a value close to zero when the signal from the p-th blade 13 is absent, and rises with the energy of this first mechanical component, which is linked to the intensity of friction.
  • a key is detected, by comparison of the indicator of each blade 13 of the rotor 12 with a threshold.
  • the threshold is for example a threshold equal to or substantially equal to the average of the indicator plus three times the standard deviation of the indicator, that is to say p + 3o, calculated during so-called “ reference” (without key) of the turbomachine. This makes it possible to determine, as shown in Figure 5, a start time of key D and an end time of key F, corresponding to the times at which the indicator has a value greater than p + 3 and a value less than p + 3 respectively.
  • the key and key time information obtained by the method according to the invention can then be used to modify the clearance at the tip of the blade at the next rotor revolution directly, making the clearance monitoring at the top of active blade, unlike the prior art, which could not modify the clearance at the tip of the blade because the touch information was not calculated during operation and was not calculated in real time or in quasi- real time.
  • Aircraft high-pressure turbines have an active control system for the clearances at the tip of the blade to improve energy efficiency by dynamically controlling the clearance at the tip of the blade.
  • a common strategy of such a system consists of a valve which mixes the hot and cold air from the compressor outlet of the turbomachine 1 and the bypass conduit of the turbomachine 1, respectively, at a desired temperature. Air is routed to flow through tubes surrounding stator 11 at each stage of the turbine. This air expands or contracts the turbine casing to ensure the desired blade tip clearance.
  • FADEC from the English “Full Automatic Digital Engine Control” depending on the position of the thrust lever of the aircraft carrying the turbomachine using the estimated blade tip clearance.
  • the “FADEC” calculator can implement method 2 according to the invention, and is then the monitoring device 16 described previously.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Un aspect de l'invention concerne un procédé (2) de surveillance d'une turbomachine (1) comprenant un stator (11), un rotor (12) comprenant des aubes (13), une jauge de déformation (15) fixée au stator (11) et un capteur de position (14) des aubes (13), la jauge (15) étant configurée pour capturer un premier signal comprenant deux composantes, le capteur de position (14) étant configuré pour capturer un deuxième signal de position de chaque aube (13), le procédé (2) comprenant, à chaque tour du rotor (12), un tour étant détecté à partir du deuxième signal : acquisition (21) du premier et du deuxième signal, rééchantillonnage (22) angulaire du premier signal, extraction (23) de la première composante du premier signal rééchantillonné par filtrage glissant du premier signal rééchantillonné, calcul (24), à partir du premier signal rééchantillonné filtré, d'au moins un indicateur de touche pour chaque aube (13) pour le tour.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Procédé de surveillance de turbomachine et système associé
DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION
[0001] Le domaine technique de l’invention est celui de la surveillance de turbomachines.
[0002] La présente invention concerne un procédé de surveillance active de turbomachine et en particulier un procédé de surveillance active de touches entre un stator et une aube de rotor d’une turbomachine, permettant d’obtenir un indicateur de touche entre un stator et une aube d’un rotor à chaque tour du rotor.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L’INVENTION
[0003] Une turbomachine est une machine qui permet de transformer l'énergie cinétique d'un fluide en énergie mécanique, et inversement, par l'intermédiaire d'un ensemble rotatif appelé rotor. La partie statique de la turbomachine est appelée le stator.
[0004] Ces turbomachines ont différentes conceptions selon leurs fonctions : turbines, pompes, compresseurs, turbocompresseurs, turbomoteurs, etc. Néanmoins, la plupart d'entre elles ont une architecture commune constituée d'un rotor, qui est une partie tournante montée sur un arbre, et d'un stator, qui est une partie fixe reliée à une structure, par l'intermédiaire d'un roulement. La structure est par exemple celle d’un moteur d’aéronef. Le rotor comprend une pluralité d'aubes destinées à accélérer le flux d'air s'écoulant à travers la turbomachine. Pour établir un mouvement relatif de rotation entre le rotor et le stator, les aubes sont nécessairement espacées du stator. Cet espacement est communément appelé le « jeu en sommet d'aube » ou « JSA ». Dans un moteur d’aéronef, le jeu en sommet d'aube est un paramètre de conception et de fonctionnement important d'une turbomachine. La minimisation de ce jeu évite que des quantités excessives du flux d'air contournent la rangée d'aubes en rotation et, donc, améliore le rendement énergétique de la turbomachine. Toutefois, ce jeu est sujet à des fluctuations dues à des dilatations thermiques et à des phénomènes mécaniques dépendants du cycle de fonctionnement de la turbomachine.
[0005] Dans certains cas, ces fluctuations du jeu interviennent de manière asymétrique et le jeu entre certaines aubes du rotor et le stator devient nul. Un jeu nul entraîne un frottement, aussi appelé une touche, entre la partie tournante et la partie fixe de la turbomachine. Cela peut entraîner une usure excessive de la surface abradable du stator et une perte d'efficacité causée par l'augmentation du débit de fuite au niveau de la pointe des aubes.
[0006] Pour ces raisons, il est souhaitable de détecter et surveiller les instants de touches. L'identification des instants des touches permet de surveiller et de contrôler ces phénomènes dans un cadre de surveillance préventive. L'amplitude des indicateurs proposés peut être utilisée indirectement pour évaluer l'usure des interfaces en contact suite à la touche, dans un cadre de maintenance préventive.
[0007] Pour cela, la demande FR3104255A1 intitulée « PROCEDE DE SURVEILLANCE D'UNE TURBOMACHINE, DISPOSITIF, SYSTEME, AERONEF ET PRODUIT PROGRAMME D'ORDINATEUR » concerne un procédé de surveillance pour la détection de touche par analyse de signaux de jauges de déformation fixées au rotor ou au stator. Ce procédé de surveillance requiert une acquisition complète du signal vibratoire sur plusieurs tours de rotor, suivie d’une méthode de traitement du signal permettant la séparation des contributions des aubes et le calcul des indicateurs en « hors ligne », c’est-à-dire après une période de fonctionnement de la turbomachine, car les calculs nécessitent une puissance de calcul importante. Le but est donc de caractériser ces touches afin d’estimer les contraintes et la fatigue des aubes, cette invention étant intéressante pour réaliser des modèles de dégradation de la turbomachine et une surveillance passive de la turbomachine.
[0008] Une limite de FR3104255A1 est que la surveillance réalisée est passive, en ce qu’elle nécessite une acquisition du signal complet avant analyse, ne permettant pas de mettre en œuvre d’actions correctives pendant le fonctionnement de la turbomachine après la détection d’une touche.
[0009] Il existe un besoin de pouvoir réaliser une surveillance active, en temps réel ou quasi-temps réel, du fonctionnement d’une turbomachine et en particulier du jeu en sommet d’aube, permettant de mettre en œuvre des actions correctives des touches détectées.
RESUME DE L’INVENTION
[0010] L’invention offre une solution aux problèmes évoqués précédemment, en permettant une surveillance active du jeu en sommet d’aube d’une turbomachine, en fournissant, à la fin de chaque tour de rotor, un indicateur de touche entre une aube et le stator pour le tour de rotor pour chaque aube du rotor.
[0011] Un aspect de l’invention concerne ainsi un procédé de surveillance d’une turbomachine comprenant un stator, un rotor comprenant des aubes, une jauge de déformation fixée au stator et un capteur de position des aubes du rotor, la jauge de déformation étant configurée pour capturer un premier signal comprenant une première composante représentative de déformations du stator causées par une rotation des aubes du rotor par rapport au stator, et une deuxième composante représentative de déformations du stator causées par des éléments distincts des aubes du rotor, le capteur de position des aubes du rotor étant configuré pour capturer un deuxième signal représentatif de la position de chaque aube du rotor, le procédé comprenant, à chaque tour courant du rotor, un tour du rotor étant détecté à partir du deuxième signal : acquisition du premier signal et du deuxième signal, rééchantillonnage angulaire du premier signal à partir du deuxième signal pour obtenir un premier signal rééchantillonné selon une résolution angulaire prédéfinie, extraction de la première composante du premier signal rééchantillonné par filtrage du premier signal rééchantillonné, le filtrage comprenant le calcul, pour chaque échantillon du premier signal rééchantillonné, d’une somme pondérée par un coefficient de filtre passe-bas, la somme pondérée comprenant la somme de la valeur de l’échantillon du premier signal rééchantillonné du tour courant du rotor et de la valeur de chaque échantillon d’une pluralité d’échantillons de même position angulaire de la première composante du premier signal rééchantillonné extraite lors d’un nombre entier prédéfini de tours précédents du rotor, calcul, à partir du premier signal rééchantillonné filtré, d’au moins un indicateur de touche pour chaque aube du rotor pour le tour du rotor courant.
[0012] Grace à l’invention, une touche peut être détectée, lorsqu’elle a lieu, à chaque tour de rotor, donc en temps réel ou quasi-temps réel. Cela est permis par l’utilisation d’un filtre linéaire, invariant en temps et causal, à réponse impulsionnelle finie, ainsi que d’un signal de position des aubes et d’un signal de déformation du stator. Le signal de position des aubes permet de réaliser un ré-échantillonnage en angulaire du signal de déformation temporel, c’est-à-dire à pas angulaire constant, afin d’éviter les problèmes liés aux changement de vitesse de rotation de la turbomachine.
[0013] Le filtre est appliqué de manière glissante, c’est-à-dire qu’il est appliqué, à chaque nouveau tour de rotor de la turbomachine, au signal de déformation capté lors du nouveau tour de rotor et au signal de déformation capté lors d’une pluralité de tours de rotor précédents. Ainsi, il est possible d’obtenir un indicateur de touche en temps réel ou en quasi-temps réel, car le calcul est peu consommateur en ressources, permettant son embarquement dans le calculateur de gestion de la turbomachine et sa mise en œuvre pendant le fonctionnement de la turbomachine.
[0014] Il est alors possible de transmettre ces informations de touche au microcontrôleur de la turbomachine. Le microcontrôleur peut alors modifier le jeu en sommet d’aube en fonction des informations de touche reçues, au contraire des solutions de l’art antérieur, qui nécessitaient un jeu de données important et ne permettait donc pas une modification du jeu en sommet d’aube pendant la fonctionnement de la turbomachine. Grâce à l’invention, la turbomachine a une meilleure efficacité et une usure moindre que dans l’art antérieur, car la correction possible du jeu en sommet d’aube est rapide après détection d’une touche.
[0015] Outre les caractéristiques qui viennent d’être évoquées dans le paragraphe précédent, le procédé de surveillance selon un aspect de l’invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques complémentaires parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles : le procédé comprend en outre une étape de détection, dans au moins un des indicateurs de touche calculés, d’une touche entre le stator et l’aube correspondant à l’indicateur, un tour du rotor est détecté comme deux passages d’une même aube du rotor, les passages d’une même aube du rotor étant extraits du deuxième signal en se basant sur une information prédéfinie de nombre d’aubes du rotor de la turbomachine, l’extraction de la première composante du premier signal rééchantillonné par filtrage du premier signal rééchantillonné comprend l’application du filtre L défini selon nombre de tours de rotor sur lesquels la somme pondérée est calculée, P le nombre d’aubes du rotor, L la résolution angulaire, et désigne les coefficient du filtre passe-bas.
Le calcul de la somme pondérée est réalisé selon la formule : mk(n) = mk la première composante extraite du premier signal rééchantillonné, I le nombre de tours de rotor sur lesquels la somme pondérée est calculée, P le nombre d’aubes du rotor, L la résolution angulaire, xk le premier signal rééchantillonné acquis lors du tour du rotor courant, x^™9 une concaténation de la première composante mécanique de chaque premier signal de chaque tour précédent du rotor, ht les coefficients du filtre. le coefficient de filtre passe-bas est un coefficient de filtre moyen calculé selon la formule hm = avec / le nombre de tours de rotor sur lesquels la somme pondérée est calculée, le calcul, à partir du premier signal rééchantillonné filtré, d’au moins un indicateur de touche pour chaque aube du rotor pour le tour du rotor est réalisé selon la formule : Avec p un numéro d’aube parmi les aubes du rotor, k le tour de rotor courant, A^ l’indicateur de la p- ième aube du rotor au k-ième tour de rotor, L la résolution angulaire, xk le premier signal rééchantillonné acquis lors du tour du rotor courant, mk la première composante extraite du premier signal rééchantillonné, une étape de concaténation du premier signal acquis au tour de rotor courant avec un ensemble des premiers signaux acquis aux tours de rotor précédents pour former avec xk Lona le signal concaténé, x^1 la concaténation de la première composante mécanique de chaque premier signal acquis aux tours de rotor précédents, xk le premier signal rééchantillonné acquis lors du tour du rotor courant, I le nombre de tours de rotor sur lesquels la somme pondérée est calculée, P le nombre d’aubes du rotor, L la résolution angulaire, une touche est détectée lorsqu’une valeur de l’indicateur de touche dépasse la valeur de la somme d’une moyenne des indicateurs de touche et de trois fois un écart-type des indicateurs de touche calculés lors d’un fonctionnement dit « de référence » (sans touche) de la turbomachine.
[0016] Un autre aspect de l’invention concerne un système de surveillance d’une turbomachine comprenant un stator et un rotor comprenant des aubes, le système de surveillance comprenant un dispositif de surveillance de la turbomachine, une jauge de déformation fixée au stator de la turbomachine et un capteur de position des aubes du rotor de la turbomachine, la jauge de déformation étant configurée pour capturer un premier signal comprenant une première composante représentative de déformations du stator causées par une rotation du rotor par rapport au stator, et une deuxième composante représentative de déformations du stator causées par des éléments distincts des aubes du rotor, le capteur de position des aubes du rotor étant configuré pour capturer un deuxième signal représentatif de la position de chaque aube du rotor, le dispositif comprenant : une entrée d’acquisition du premier signal, une entrée d’acquisition du deuxième signal, et, une unité de traitement de données configurée pour mettre en œuvre le procédé de surveillance selon l’invention.
[0017] Un autre aspect de l’invention concerne un aéronef comprenant une turbomachine comprenant un stator et un rotor configuré pour être entrainé en rotation par rapport au stator, et un système (30) de surveillance selon un aspect de l’invention, dans lequel la jauge de déformation est fixée au stator.
[0018] Un autre aspect de l’invention concerne un produit-programme d’ordinateur comprenant des instructions de code de programme pour l’exécution des étapes du procédé de surveillance d’une turbomachine selon l’invention, lorsque ce produit programme est exécuté par au moins une unité de traitement de données.
[0019] Un autre aspect de l’invention concerne un support d'enregistrement lisible par ordinateur comprenant des instructions qui, lorsqu'elles sont exécutées par un ordinateur, conduisent celui-ci à mettre en œuvre le procédé de surveillance selon l’invention.
[0020] L’invention et ses différentes applications seront mieux comprises à la lecture de la description qui suit et à l’examen des figures qui l’accompagnent.
BREVE DESCRIPTION DES FIGURES
[0021] Les figures sont présentées à titre indicatif et nullement limitatif de l’invention.
La Figure 1 montre une représentation schématique d’une turbomachine surveillée par un procédé de surveillance selon l’invention,
La Figure 2 montre une représentation schématique d’un signal de position d’aube utilisé dans un procédé de surveillance de turbomachine selon l’invention,
La Figure 3 montre une représentation schématique d’un procédé de surveillance de turbomachine selon l’invention,
La Figure 4 montre une représentation temporelle et schématique de signaux de position d’aube et de déformation utilisés dans un procédé de surveillance de turbomachine selon l’invention,
La Figure 5 montre une représentation temporelle et schématique d’indicateurs de touche obtenus par le procédé de surveillance de turbomachine selon l’invention.
DESCRIPTION DETAILLEE
[0022] Sauf précision contraire, un même élément apparaissant sur des figures différentes présente une référence unique.
[0023] L’invention concerne un procédé de surveillance de turbomachine.
[0024] Une turbomachine surveillée par le procédé selon l’invention est représentée schématiquement à la Figure 1 . [0025] Le turbomachine 1 comprend (non représenté) une nacelle, une soufflante, un corps basse pression, un corps haute pression et une chambre de combustion. Le corps basse pression comprend un compresseur basse pression, une turbine basse pression et un arbre basse pression reliant le compresseur basse pression à la turbine basse pression. Le corps haute pression comprend un compresseur haute pression, une turbine haute pression et un arbre haute pression reliant le compresseur haute pression à la turbine haute pression.
[0026] Lorsque la turbomachine est en fonctionnement, la turbine haute pression entraine en rotation le compresseur haute pression via l’arbre haute pression. La turbine basse pression entraine en rotation le compresseur basse pression et la soufflante via l’arbre basse pression. La soufflante génère un flux d’air primaire et un flux d’air secondaire (ou flux de dérivation). Le flux d’air primaire passe successivement à travers le compresseur basse pression, le compresseur haute pression, la chambre de combustion, la turbine haute pression et la turbine basse pression.
[0027] La turbine haute pression comprend un stator 11 et un rotor 12 configuré pour être entrainé en rotation par rapport au stator 11 . Le stator 11 est monté fixe sur une structure, par exemple sur une structure d’un aéronef, par exemple sur le carter de la turbine haute pression. Le rotor 12 comprend une pluralité d’aubes 13, par exemple 3 aubes à la Figure 1 .
[0028] La turbomachine 1 est surveillée par un système de surveillance. Le système de surveillance comprend un capteur de position d’aubes 14, une jauge de déformation 15 et un dispositif de surveillance 16. Sur la figure 1 , le capteur 14 et la jauge 15 sont fixés au stator 11 de la turbomachine 1 , et le dispositif de surveillance 16 reçoit des signaux du capteur 14 et de la jauge 15 via une connexion, préférentiellement une connexion filaire.
[0029] Le capteur de position d’aubes 14 est un capteur permettant d’obtenir un signal représentant la position d’au moins une aube 13 de la turbomachine 1. Préférentiellement, un tel capteur 14 est un capteur 14 de passage d’aubes 13, c’est- à-dire un capteur 14 produisant un signal lorsqu’une aube 13 passe à proximité du capteur 14, préférentiellement devant le capteur 14. Ce capteur 14, qui permet de connaitre les instants de passages des aubes, est aussi connu sous le nom de « capteur top-pale ». Par exemple, le capteur de position 14 est un capteur de proximité, par exemple une probe optique, aussi connu sous le nom de sonde optique, mesurant le temps d’arrivée des aubes 13 du rotor 12. Une telle probe optique, ou capteur optoélectronique, capte un signal de tension en Volts. Ainsi, lorsqu’une aube 13 traverse le champ du capteur 14, le capteur 14 acquiert un signal de tension en Volt du passage avec une forme d’une cloche. Lorsque l’aube s’approche du capteur 14, le signal de tension augmente jusqu’à un maximum Vmax, équivalent à l’instant où l’aube 13 est alignée avec le capteur 14. Au-delà de ce point, l’aube 13 s’éloigne du capteur et le signal de tension diminue progressivement. La forme d’onde obtenue lors du passage d’une onde est illustrée à la Figure 2. Le signal de position, aussi appelé signal de passage d’aube, acquis est transmis au dispositif 16 via une première entrée 16-a du dispositif 16.
[0030] La jauge de déformation 15 est configurée pour obtenir un signal représentatif d’une déformation du stator 11 . Une telle jauge de déformation est aussi appelée une « jauge de contrainte » et est préférentiellement un extensomètre à fil résistant. Le signal de déformation acquis est transmis au dispositif 16 via une deuxième entrée 16-b du dispositif 16. Le signal de déformation comprend une première composante représentative de déformations du stator 11 causées par une rotation du rotor 12 par rapport au stator 11 créant des touches d’aubes 13 du rotor 12 avec le stator 11 , et une deuxième composante représentative de déformations du stator 11 causées par des éléments distincts des aubes 13 du rotor 12. Cette deuxième composante est aussi appelée « bruit ».
[0031] Le dispositif 16 est un dispositif de surveillance de la turbomachine 1 et comprend une chaine d’acquisition assurant notamment la numérisation des signaux de déformation et de position reçus. Le dispositif de surveillance 16 comprend aussi processeur et une mémoire (non représentés). Le processeur du dispositif 16 est configuré pour exécuter les étapes d’un procédé de surveillance permettant la détection d’une touche entre le stator 11 et le rotor 12 de la turbomachine 1 . Pour cela, le processeur du dispositif 16 met en œuvre un programme d’ordinateur. Le programme d’ordinateur est fait d’instructions de code de programme qui, lorsqu’elles sont exécutées par le processeur du dispositif 16, conduisent le dispositif 16 à mettre en œuvre le procédé de surveillance selon l’invention. Le programme d’ordinateur est stocké dans la mémoire du dispositif 16, et le processeur accède au programme d’ordinateur en réalisant une requête auprès de la mémoire. La mémoire peut aussi être utilisée pour mémoriser d’autres données, et notamment au moins un des signaux reçus des capteurs 14 et 15. Un aéronef comprenant une turbomachine 1 comprend alors le dispositif 16 de surveillance de la turbomachine 1 s’il est souhaité que la turbomachine 1 soit surveillée par le procédé selon l’invention.
[0032] Le procédé de surveillance 2 de turbomachine 1 mis en œuvre par le dispositif 16 de surveillance est représenté schématiquement à la Figure 3. Le procédé de surveillance 2 comprend deux étapes d’initialisation 11 et I2, et six étapes 21 à 26, mises en œuvre à chaque tour de rotor 12 de la turbomachine 1. Le procédé de surveillance 2 permet de détecter, à chaque tour de rotor 12 de la turbomachine 1 , si une ou plusieurs touches ont eu lieu et quelle(s) aube(s) 13 est impliquée dans cette ou ces touches. En cela, la surveillance de la turbomachine 1 est dite « active » ou « temps réel ou quasi-temps réel », c’est-à-dire qu’une touche est détectée au plus tard à la fin du tour de rotor 12 lors duquel elle a eu lieu, au contraire des solutions de l’état de la technique qui nécessitent une acquisition complète d’un grand nombre de tours de la turbomachine pour détecter, a posteriori, les touches ayant eu lieu durant cette acquisition.
[0033] Le procédé 2 selon l’invention comprend une initialisation, car dans l’invention, pour détecter une touche lors d’un tour courant de rotor 12, il est nécessaire d’avoir acquis les signaux de déformation et de position d’aube 13 lors d’un nombre entier prédéfini / - 1 de tours précédents. Le procédé fonctionne donc comme une fenêtre glissante prenant en compte / tours, pour détecter une touche dans le dernier tour de rotor 12 parmi les / tours.
[0034] L’initialisation Init du procédé 2 sera maintenant décrite. L’initialisation comprend deux étapes 11 et I2 permettant l’accumulation de / tours du rotor 12 de la turbomachine 1 . Par « accumulation » on entend l’acquisition et le stockage des signaux. Les signaux de déformation acquis durant cette période d’initialisation sont désignés par x0(t) :
[0036] Dans une première étape 11 , les signaux de position d’au moins une aube 13 et de déformation du stator 11 sont acquis par le dispositif de surveillance 16, c’est- à-dire qu’ils sont reçus respectivement du capteur de position 14 et de la jauge de déformation 15, respectivement via la première entrée 16-a et via la deuxième entrée 16-b du dispositif de surveillance 16.
[0037] La fréquence d’échantillonnage de chaque signal d’entrée est configurable. La fréquence d’échantillonnage doit être fixée suffisamment haute, par exemple supérieure à 100 kHz, et les signaux sont acquis sous régime de fonctionnement stationnaire, c’est-à-dire pour lesquels la variation de vitesse est inférieure à 5%. Les deux signaux obtenus sont appelés v(t) pour le signal de position d’aube et x(t) pour le signal de déformation. Ces signaux sont représentés à la Figure 4, par rapport au temps, dans un fonctionnement normal de la turbomachine 1 comprenant trois aubes 13. dans la figure 3. Le signal de position d’aube v(t) consiste en une série de courbes en cloche représentant le passage des différentes aubes 13 de la turbomachine 1 . Ce signal permet donc de calculer les instants de passage de chacune des aubes 13 en un point précis, par exemple à proximité du capteur 14 ou lorsque l’aube 13 et le capteur 14 sont alignés, ainsi que la période de rotation du rotor 12.
[0038] Soit l’instant de passage de la pième aube dans le iième tour de la turbomachine 1 . Ces instants de passage sont calculés à partir de la détection d’un front montant du signal de position à partir d’un seuil prédéfini v0 < Vmax, i.e.
[0040] Ceci est illustré dans la figure 3. En ce qui concerne le signal de déformation x(t), il comprend généralement une onde transitoire en présence d’une touche d’une aube 13 du rotor 12 avec le stator 11 , qui est due à la réponse vibratoire au choc provoqué par cette touche. En absence de cette dernière, le signal de contrainte est théoriquement nul. Cependant, la présence du bruit environnemental fort, aussi appelé deuxième composante du signal de déformation, rend cette distinction inefficace, d’où le besoin d’un traitement approprié pour éliminer ces interférences.
[0041] Afin de compenser les fluctuations de vitesses qui ont pour effet de varier la longueur temporelle des périodes, le signal de déformation est transformé en angulaire à une étape I2 en utilisant une interpolation cubique, préférentiellement une interpolation spline cubique, c’est-à-dire qu’il est rééchantillonné en angulaire, à partir du signal de position. Le signal de position est utilisé pour connaître le début et la fin d’un tour de rotor 12. Une grille angulaire uniforme 0 = s. A0 est donc fixée où s est un entier positif désignant l’index relatif à la position angulaire et A0 est l’incrément angulaire correspondant à l’écart entre deux échantillons et calculé comme suit :
[0042] A0 = —
P*L
[0043] Avec P désignant le nombre d’aubes 13 du rotor 12 de la turbomachine 1 et L un entier désignant la résolution angulaire. Afin d’éviter toute perte d’information, L doit respecter la condition suivante :
[0045] Avec frotor désignant une vitesse de fonctionnement moyenne de la turbomachine 1 et fe la fréquence d’échantillonnage, 1 .05 désignant une fluctuation de vitesse maximale de 5%. La valeur 1.05 peut être modifiée sans s’éloigner de l’invention, en fonction des besoins en fluctuation.
[0046] Le signal angulaire obtenu après l’initialisation est donc un vecteur
1 ... I
[0048] La longueur du vecteur xl°ng est donc égale à L * P * I. Les points L sont obtenus par interpolation. Il est à noter que le signal angulaire est de longueur L * P * I.
[0049] Après l’initialisation ayant permis d’obtenir les signaux de déformation et de position pour I tours de rotor 12 de la turbomachine 1 , les étapes suivantes du procédé 21 à 26 sont reproduites à chaque tour courant de rotor 12 de la turbomachine 1 .
[0050] Dans une première étape 21 , les signaux de déformation et de position d’aube 13 sont acquis, pour le tour courant de rotor 12, de la même manière qu’à l’étape 11 , c’est-à-dire par réception des signaux par le dispositif de surveillance 16. En considérant le tour courant de rotor 12 comme étant la K-ième itération, un tour de rotor est défini comme étant compris entre deux passages successifs de la première aube 13, donc entre les instants En effet, si une première aube 13 du rotor 12 passe deux fois de suite devant le capteur de position 14, le rotor 12 a fait un tour. On entend par « successifs » deux passages de la même aube 13, les deux passages de la même aube 13 étant séparés par des passages des autres aubes 13 du rotor 12. Pour savoir identifier qu’une même aube 13 passe une deuxième fois devant le capteur de position 14, le dispositif de surveillance 16 a connaissance, c’est- à-dire qu’il stocke ou qu’il a accès à une information du nombre d’aubes 13 du rotor 12 de la turbomachine 1 surveillée. Par exemple, pour l’exemple représenté à la Figure 1 , le dispositif de surveillance 16 a connaissance du nombre d’aubes 13 du rotor 12 de la turbomachine 1 , et sait qu’une première aube 13 passe une deuxième fois après le passage détecté de deux autres aubes 13 devant le capteur de position 14, car la turbomachine 1 de la Figure 1 comprend trois aubes.
[0051] Le signal obtenu xfc(t) est donc défini sur un tour du rotor 12 :
[0053] Dans une deuxième étape 22, le signal de déformation est rééchantillonné en angulaire, pour le tour courant de rotor 12, de la même manière qu’à l’étape I2, c’est-à-dire avec la même résolution angulaire L. Le signal temporel de déformation associé au tour courant / + k du rotor 12, c’est-à-dire capturé durant le k-ième tour du rotor 12, est rééchantillonné dans le domaine angulaire pour obtenir le vecteur xk(s) pour s = 1 ... P * L.
[0054] Dans une troisième étape 23, la composante mécanique liée à la rotation des aubes 13 du rotor 12 par rapport au stator 11 est extraite. Ainsi, il est possible, plus tard, de détecter une touche entre une aube 13 et le stator 11 par analyse de cette composante mécanique. Cette extraction est réalisée par filtrage, de la façon décrite ci-après.
[0055] L’invention propose l’utilisation d’un filtre linéaire invariant en temps causal et à réponse impulsionnelle finie. A chaque position angulaire donnée dans le tour courant du rotor 12, l’échantillon est débruité, donc débarrassé de sa deuxième composante due aux éléments autres que les aubes 13 du rotor 12, en appliquant une somme pondérée sur tous les échantillons du tour courant du rotor 12.
[0056] Pour cela, il est proposé le filtre hT = [h±1 ... , h(i+1 P*L ] de longueur (7 + 1) * P * L tel que [0058] les coefficients d’un filtre passe-bas.
[0059] Dans un mode de réalisation préférentiel, les coefficients du filtre passe bas sont les coefficient d’un filtre moyen avec I Ie nombre de tours de rotor 12 pris en compte pour réaliser la moyenne, comprenant ainsi le tour courant et les / - 1 tours précédents.
[0060] La composante mécanique du rotor 12 est donc estimée en sommant les échantillons dont les valeurs sont pondérées par les coefficients du filtre et en prenant en compte les valeurs de composante mécanique acquises dans les / - 1 tours précédents de rotor 12 : l ...P * L
[0062] Le filtrage comprend le calcul, pour chaque échantillon du signal de déformation rééchantillonné xk, d’une somme pondérée par un coefficient de filtre passe-bas, la somme pondérée comprenant, à chaque instant, donc à chaque pas angulaire, du tour courant du rotor 12, la somme de la valeur de l’échantillon du signal de déformation rééchantillonné xk et de la valeur de chaque échantillon d’une pluralité d’échantillons de même position angulaire de la composante mécanique liée aux aubes 13 en rotation par rapport au stator 11 du signal de déformation rééchantillonné acquis lors d’un nombre entier prédéfini de tours précédents du rotor 12, chaque échantillon de même position angulaire étant acquis à un tour différent du rotor 12. On entend par « échantillon de même position angulaire qu’un échantillon obtenu au tour courant » un échantillon acquis lors d’un tour de rotor 12 précédant le tour courant de rotor 12, et ayant un nombre de pas angulaires par rapport au premier échantillon du tour considéré égal au nombre de pas angulaires de l’échantillon obtenu au tour courant par rapport au premier échantillon du tour courant. Par exemple, un échantillon de xk au k-ième tour, dit tour courant, obtenu au pas angulaire numéro 7, est de « même position angulaire » qu’un échantillon de x^™9 précédant le tour courant obtenu au pas angulaire numéro 7. Cela est permis grâce au fait que le filtre hT comprend des coefficients nuis, c’est-à-dire de valeur 0 aux positions différentes de la position angulaire numéro 7, et un coefficient de filtre passe-bas à la position angulaire numéro 7. [0063] Chaque échantillon au tour courant se voit ainsi appliquer un coefficient du filtre hT et est sommé avec les autres échantillons de même position angulaire obtenus aux 7 - 1 tours précédents, auxquels le même coefficient du filtre hT est aussi appliqué. Cela permet de réaliser une moyenne mobile qui agit de manière inter-tours de rotor 12, et qui permet le caractère glissant et donc temps réel ou quasi-temps réel de l’invention. Ainsi, la composante de bruit est atténuée ou supprimée à chaque tour du rotor 12, pour mettre en avant la composante mécanique liée à la rotation des aubes 13 du rotor 12 par rapport au stator 11 .
[0064] Le signal mk(n) obtenu comprend la première composante mécanique du signal de déformation, c’est-à-dire la composante mécanique liée à la rotation des aubes 13 du rotor 12 par rapport au stator 11 , pour le tour courant de rotor 12, c’est- à-dire pour la k-ième tour dans l’exemple présent.
[0065] Le procédé de surveillance selon l’invention comprend ensuite une étape 24 de calcul à partir du premier signal rééchantillonné filtré mk(n), d’au moins un indicateur de touche pour chaque aube 13 du rotor 12 pour le tour du rotor courant.
[0066] La première composante mk(n) permet d’extraire des indicateur pour les P aubes 13 du rotor 12 de la turbomachine 1 . L’invention utilise un indicateur comprenant le rapport de l’énergie de la première composante mécanique au k-ième tour du rotor 12 mk(n) sur le premier signal brut xk(n) du même tour, calculés à des plages différentes du tour, reflétant la position des aubes 13 du rotor 12. L’indicateur A est donc calculé selon la formule suivante de l’indicateur de l’aube p à l’itération k :
[0068] Cet indicateur retourne une valeur proche de zéro lorsque le signal de la p-ième aube 13 est absent, et s’élève avec l’énergie de cette première composante mécanique, qui est liée à l’intensité du frottement.
[0069] A une étape 25, le signal (s) est mis à jour en concaténant le vecteur xk(_s~) pour s = 1 ... P * L avec le signal x^°_n 1 9 s') comprenant la composante mécanique du signal de déformation pour les 7 - 1 tours précédents de rotor 12 pour former : [0070]
[0071] Avec xk Lon9 le signal concaténé, x^9 la concaténation de la première composante mécanique de chaque premier signal acquis aux tours précédents de rotor 12, xk le premier signal rééchantillonné acquis lors du tour du rotor 12 courant, / le nombre de tours de rotor 12 sur lesquels la somme pondérée est calculée, P le nombre d’aubes 13 du rotor 12, L la résolution angulaire.
[0072] A une étape 26 du procédé 2 selon l’invention, une touche est détectée, par comparaison de l’indicateur de chaque aube 13 du rotor 12 avec un seuil. Le seuil est par exemple un seuil égal ou sensiblement égal à la moyenne de l’indicateur plus trois fois l’écart-type de l’indicateur, c’est-à-dire p + 3o, calculés lors d’un fonctionnement dit « de référence » (sans touche) de la turbomachine. Cela permet de déterminer, comme représenté à la Figure 5, un instant de début de touche D et un instant de fin de touche F, correspondant aux instants auxquels l’indicateur a une valeur supérieure à p + 3 et une valeur inférieure à p + 3 respectivement.
[0073] L’information de touche et de temps de touche obtenue par le procédé selon l’invention peut ensuite être utilisée pour modifier le jeu en sommet d’aube au tour de rotor prochain directement, rendant la surveillance de jeu en sommet d’aube active, au contraire de l’art antérieure, qui ne pouvait pas modifier le jeu en sommet d’aube car l’information de touche n’était pas calculée pendant le fonctionnement et n’était pas calculée en temps réel ou en quasi-temps réel.
[0074] Les turbines haute-pression d’aéronef disposent d’un système de contrôle actif des jeux en sommet d’aube pour améliorer le rendement énergétique en contrôlant d’une manière dynamique le jeu en sommet d’aube. Une stratégie commune d’un tel système consiste en une vanne qui mélange l'air chaud et froid de la sortie du compresseur de la turbomachine 1 et du conduit de dérivation de la turbomachine 1 , respectivement, à une température souhaitée. L'air est acheminé pour s'écouler à travers des tubes entourant le stator 11 à chaque étage de la turbine. Cet air dilate ou contracte le carter de turbine afin d’assurer le jeu en sommet d’aube désiré. Il est à noter que la valve précédemment mentionnée est ajustée automatiquement par un calculateur nommé « FADEC » (de l’anglais « Full Automatic Digital Engine Control » pour « Contrôle Numérique de Moteur Entièrement Automatique ») selon la position du levier de poussée de l’aéronef embarquant la turbomachine en utilisant le jeu en sommet d’aube estimé. Le calculateur « FADEC » peut mettre en œuvre le procédé 2 selon l’invention, et est alors le dispositif de surveillance 16 décrit précédemment.

Claims

REVENDICATIONS
[Revendication 1] Procédé (2) de surveillance d’une turbomachine (1 ) comprenant un stator (11 ), un rotor (12) comprenant des aubes (13), une jauge de déformation (15) fixée au stator (11 ) et un capteur de position (14) des aubes (13) du rotor (12), la jauge de déformation (15) étant configurée pour capturer un premier signal comprenant une première composante représentative de déformations du stator (11 ) causées par une rotation des aubes (13) du rotor (12) par rapport au stator (11 ), et une deuxième composante représentative de déformations du stator (11 ) causées par des éléments distincts des aubes (13) du rotor (12), le capteur de position (14) des aubes (13) du rotor (12) étant configuré pour capturer un deuxième signal représentatif de la position de chaque aube (13) du rotor (12), le procédé (2) comprenant, à chaque tour courant du rotor (12), un tour du rotor (12) étant détecté à partir du deuxième signal :
- acquisition (21 ) du premier signal et du deuxième signal,
- rééchantillonnage (22) angulaire du premier signal à partir du deuxième signal, pour obtenir un premier signal rééchantillonné selon une résolution angulaire prédéfinie,
- extraction (23) de la première composante du premier signal rééchantillonné par filtrage du premier signal rééchantillonné, le filtrage comprenant le calcul, pour chaque échantillon du premier signal rééchantillonné, d’une somme pondérée par un coefficient de filtre passe-bas, la somme pondérée comprenant la somme de la valeur de l’échantillon du premier signal rééchantillonné du tour courant du rotor (12) et de la valeur de chaque échantillon d’une pluralité d’échantillons de même position angulaire de la première composante du premier signal rééchantillonné extraite lors d’un nombre entier prédéfini de tours précédents du rotor (12),
- calcul (24), à partir du premier signal rééchantillonné filtré, d’au moins un indicateur de touche pour chaque aube (13) du rotor (12) pour le tour du rotor courant (12).
[Revendication 2] Procédé (2) selon la revendication 1 comprenant en outre une étape de détection (26), dans au moins un des indicateurs de touche calculés (24), d’une touche entre le stator (11 ) et l’aube (13) correspondant à l’indicateur. [Revendication 3] Procédé (2) selon l’une quelconque des revendications précédentes selon lequel un tour du rotor (12) est détecté comme deux passages successifs d’une même aube (13) du rotor (12), les passages d’une même aube (13) du rotor (12) étant extraits du deuxième signal basé sur une information prédéfinie de nombre d’aubes (13) du rotor (12) de la turbomachine (1 ).
[Revendication 4] Procédé (2) selon l’une quelconque des revendications précédentes selon lequel l’extraction (23) de la première composante du premier signal rééchantillonné par filtrage du premier signal rééchantillonné comprend l’application du filtre hT = [h±1 ..., h I+1 P^L ] de longueur (Z + 1) * P * L défini selon avec I un nombre de tours de rotor (12) sur lesquels la somme pondérée est calculée, P le nombre d’aubes (13) du rotor (12), L la résolution angulaire, et les coefficient du filtre passe-bas.
[Revendication 5] Procédé (2) selon la revendication précédente selon lequel le calcul de la somme pondérée est réalisé selon la formule :
Avec mk la première composante extraite (23) du premier signal rééchantillonné, I le nombre de tours de rotor (12) sur lesquels la somme pondérée est calculée, P le nombre d’aubes (13) du rotor (12), L la résolution angulaire, xk le premier signal rééchantillonné acquis lors du tour du rotor (12) courant, une concaténation de la première composante mécanique de chaque premier signal de chaque tour précédent du rotor (12) et ht les coefficients du filtre.
[Revendication 6] Procédé (2) selon l’une quelconque des revendications précédentes selon lequel le coefficient de filtre passe-bas est un coefficient de filtre moyen calculé selon la formule hm = avec / le nombre de tours de rotor (12) sur lesquels la somme pondérée est calculée.
[Revendication 7] Procédé (2) selon l’une quelconque des revendications précédentes selon lequel le calcul (203), à partir du premier signal rééchantillonné filtré, d’au moins un indicateur de touche pour chaque aube (13) du rotor (12) pour le tour du rotor (12) est réalisé selon la formule :
Avec p un numéro d’aube parmi les aubes (13) du rotor (12), k le tour de rotor (12) courant, l’indicateur de la p-ième aube (13) du rotor (12) au k-ième tour de rotor
(12), L la résolution angulaire, xk le premier signal rééchantillonné acquis lors du tour du rotor (12) courant, mk la première composante extraite (23) du premier signal rééchantillonné.
[Revendication 8] Procédé (2) selon l’une quelconque des revendications précédentes comprenant en outre une étape de concaténation (26) du premier signal acquis au tour de rotor (12) courant avec un ensemble des premières composantes des premiers signaux acquis aux tours de rotor (12) précédents pour former :
Avec xk Lon9 le signal concaténé, x^™9 la concaténation de la première composante mécanique de chaque premier signal acquis aux tours de rotor (12) précédents, xk le premier signal rééchantillonné acquis lors du tour du rotor (12) courant, I le nombre de tours de rotor (12) sur lesquels la somme pondérée est calculée, P le nombre d’aubes
(13) du rotor (12), L la résolution angulaire.
[Revendication 9] Procédé (2) selon l’une quelconque des revendications précédentes selon lequel une touche est détectée lorsqu’une valeur de l’indicateur de touche dépasse la valeur de p + 3o, avec p une moyenne des indicateurs de touche et o un écart-type des indicateurs de touche calculés lors du fonctionnement de référence de la turbomachine.
[Revendication 10] Système de surveillance d’une turbomachine (1 ) comprenant un stator (11 ) et un rotor (12) comprenant des aubes (13), le système de surveillance comprenant un dispositif de surveillance de la turbomachine (16), une jauge de déformation (15) fixée au stator (11 ) de la turbomachine (1 ) et un capteur de position
(14) des aubes (13) du rotor (12) de la turbomachine (1 ), la jauge de déformation (15) étant configurée pour capturer un premier signal comprenant une première composante représentative de déformations du stator (11 ) causées par une rotation du rotor (12) par rapport au stator (11 ), et une deuxième composante représentative de déformations du stator (11 ) causées par des éléments distincts des aubes (13) du rotor (12), le capteur de position (14) des aubes (13) du rotor (12) étant configuré pour capturer un deuxième signal représentatif de la position de chaque aube (13) du rotor (12), le dispositif (16) comprenant :
- une entrée d’acquisition du premier signal (16-a),
- une entrée d’acquisition du deuxième signal (16-b), et,
- un processeur configuré pour mettre en œuvre le procédé (2) de surveillance selon l’une quelconque des revendications précédentes.
[Revendication 11] Aéronef comprenant :
- une turbomachine (1 ) comprenant un stator (11 ) et un rotor (12) configuré pour être entrainé en rotation par rapport au stator (11 ), et
- un système (30) de surveillance selon la revendication 10, dans lequel la jauge de déformation (15) est fixée au stator (11 ).
[Revendication 12] Produit programme d’ordinateur comprenant des instructions de code de programme pour l’exécution des étapes du procédé (2) de surveillance d’une turbomachine (1 ) selon l’une des revendications 1 à 9, lorsque ce produit programme est exécuté par au moins une unité de traitement de données.
EP23793418.7A 2022-09-28 2023-09-13 Procédé de surveillance de turbomachine et système associé Pending EP4594601A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2209861A FR3140114B1 (fr) 2022-09-28 2022-09-28 Procédé de surveillance de turbomachine et système associé
PCT/FR2023/051393 WO2024069075A1 (fr) 2022-09-28 2023-09-13 Procédé de surveillance de turbomachine et système associé

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4594601A1 true EP4594601A1 (fr) 2025-08-06

Family

ID=85175767

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP23793418.7A Pending EP4594601A1 (fr) 2022-09-28 2023-09-13 Procédé de surveillance de turbomachine et système associé

Country Status (3)

Country Link
EP (1) EP4594601A1 (fr)
FR (1) FR3140114B1 (fr)
WO (1) WO2024069075A1 (fr)

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8186945B2 (en) * 2009-05-26 2012-05-29 General Electric Company System and method for clearance control
RU2670771C9 (ru) * 2017-12-15 2018-11-13 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ определения характера касания лопатки вращающегося колеса о корпус турбомашины
FR3104255B1 (fr) 2019-12-04 2021-11-05 Safran Procédé de SURVeILLANCE d’une turbomachine, Dispositif, systeme, AERONEF et produit programme d’ordinateur

Also Published As

Publication number Publication date
FR3140114A1 (fr) 2024-03-29
WO2024069075A1 (fr) 2024-04-04
FR3140114B1 (fr) 2024-08-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2623617C (fr) Procede de detection d&#39;un endommagement d&#39;un roulement de palier d&#39;un moteur
EP2387706B1 (fr) Procede et systeme de surveillance de phenomenes vibratoires survenant dans un moteur à turbine à gaz d&#39;aeronef en fonctionnement
CA2815347C (fr) Procede et dispositif de surveillance d&#39;une boucle d&#39;asservissement d&#39;un systeme d&#39;actionnement de geometries variables d&#39;un turboreacteur
US20090301055A1 (en) Gas Turbine Engine Systems and Methods Involving Vibration Monitoring
FR2919661A1 (fr) Systeme et procede de detection d&#39;un decalage de l&#39;excentricite de base d&#39;un rotor
FR3073496A1 (fr) Systeme et procede de diagnostic d&#39;un desequilibre rotor d&#39;une eolienne
WO2016198794A1 (fr) Procédé et dispositif de détermination de la vibration d&#39;aubes de rotor
FR2979377B1 (fr) Systeme et procede pour prevoir des frottements dans une turbine
EP3752811B1 (fr) Procede et systeme de detection d&#39;un endommagement d&#39;aubes mobiles d&#39;un aeronef
CA2781925A1 (fr) Procede de detection de panne d&#39;un capteur frequentiel et circuit pour la mise en oeuvre de ce procede
FR2968365A1 (fr) Systeme et procede de protection preventive contre le pompage
EP4070068B1 (fr) Procede de surveillance d&#39;une turbomachine, dispositif, systeme, aeronef et produit programme d&#39;ordinateur
EP4058772B1 (fr) Procede de surveillance de la torsion d&#39;un arbre rotatif sur une turbomachine d&#39;un aeronef
EP4594601A1 (fr) Procédé de surveillance de turbomachine et système associé
EP1138952B1 (fr) Procédé de détection précoce des instabilités aérodynamiques dans un compresseur de turbomachine
FR3107094A1 (fr) Procédé de détermination de la vitesse du vent dans le plan du rotor d’une éolienne
FR3082313A1 (fr) Procede et systeme de detection de la position angulaire des aubes d&#39;une roue a aubes d&#39;une turbomachine
EP3850193A1 (fr) Procede de surveillance de l&#39;etat de fonctionnement d&#39;une vanne de supression
EP4264205B1 (fr) Procédé et système de détermination d&#39;un ou plusieurs défauts d&#39;une machine tournante d&#39;aéronef
CN120800815B (zh) 无转速计场景下旋转部件的故障特征识别方法及系统
FR3071919A1 (fr) Systeme et procede de mesure de decalage
EP4367492A1 (fr) Procede, dispositif et systeme de surveillance d&#39;une turbomachine
FR3138555A1 (fr) Procédé de détermination de la température des gaz de sortie d’un moteur et procédé de mesure de l’usure d’un moteur
CN121299157A (zh) 一种单传感器速度叶端定时测量方法、系统、介质及设备
FR3059777A1 (fr) Procede d&#39;essai

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20250414

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC ME MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)