FR2581420A1

FR2581420A1 - Procede et dispositif de refroidissement d'aubes de turbine

Info

Publication number: FR2581420A1
Application number: FR8605935A
Authority: FR
Inventors: Frederick John Pineo; Jose Thomas Alvarez
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1985-05-06
Filing date: 1986-04-24
Publication date: 1986-11-07
Anticipated expiration: 2006-04-24
Also published as: DE3615008A1; FR2581420B1; JPH0476021B2; CA1263031A; DE3615008C2; JPS62630A; GB8609741D0; IT1204340B; GB2175048B; US4815928A; GB2175048A; IT8620321A0

Abstract

DANS L'UN DES MODES DE REALISATION DE LA PRESENTE INVENTION, L'AIR DE REFROIDISSEMENT 6 DE LA TURBINE 12 EST MODULE EN FONCTION DE LA VITESSE DU MOTEUR, DE L'ALTITUDE, ET DE LA TEMPERATURE DES AUBES. APPLICATION AUX AUBES DE LA TURBINE D'UN MOTEUR A TURBINE A GAZ D'AVIONS.

Description

La présente invention concerne la modulation du courant d'air de

refroidissement traversant des aubes de turbine dans un moteur à turbine à gaz. La modulation est fonction de l'altitude, de la vitesse du moteur, et de la température des aubes.

Dans un moteur à turbine à gaz, un jet de gaz extrême-

ment chaud (d'une température de 1200 à 1400 C) frappe une turbine, en provoquant la rotation et donc le travail. On sait refroidir les aubes d'une turbine en acheminant un courant d'air de manière à lui faire traverser leur intérieur. Néanmoins, cet acheminement coûte cher en ce sens que le courant d'air de refroidissement est prélevé dans le courant d'air producteur d'énergie. Par conséquent, il est souhaitable de reduire ou d'éliminer le refroidissement des

aubes d'une turbine lorsqu'il n'est pas nécessaire.

La présente invention a pour objet la modulation du refroidissement d'une turbine dans un moteur à turbine à gaz. Dans l'un des modes de réalisation de la présente invention, le courant d'air de refroidissement est modulé en fonction de la vitesse du moteur, de l'altitude, et de la

température des aubes.

La description qui va suivre se réfère aux figures

annexées qui représentent respectivement: -2- tigure 1, un schéma d'un moteur à turbine à gaz; figure 2, un programme basé sur la vitesse corrigée d'un compresseur, (N FO) en fonction de la pression totale à l'entrée du compresseur (PT2); figure 3, un organigramme décrivant le fonctionnement

d'un mode de réalisation de la présente invention.

Comme représenté en figure 1, un point de soutirage 3 prélève de l'air 6 dans un compresseur 9 d'un moteur à turbine à gaz et le dirige vers une turbine à haute pression 12. L'air s'introduit dans des canaux intérieurs ménagés dans la turbine à haute pression, traverse les aubes 15 de

la turbine, et sort des aubes par des trous (non représen-

tés) sous forme de courants gazeux 18 et 21. Les courants gazeux 18 et 21 rejoignent les gaz de combustion chauds 24 fournis par une chambre de combustion 27 et les courants combinés frappent une turbine motrice 30. La turbine 30 peut être connectée à un arbre qui, par exemple, entraîne le

rotor d'un hélicoptère.

Les détails du soutirage de l'air du compresseur et de son acheminement jusqu'à la turbine haute pression ne font pas partie de la présente invention. On connaît dans l'art plusieurs circuits et mécanismes fluidiques pour soutirer l'air d'un compresseur et le canaliser de manière à ce qu'il traverse les aubes 15 de la turbine. La présente invention concerne la commande d'une soupape 33 montée dans le trajet de soutirage (représenté par les flèches 6) de manière à

moduler le courant de refroidissement.

La figure 2 illustre un programme 36 utilisé pour la commande de la soupape 33 de la figure 1. La pression totale à l'entrée du compresseur (PT2, mesurée par un capteur de pression 34 représenté en figure 1) est indiquée en abscisse. PT2 représente en figure 2, au sens général, l'altitude du moteur et, par conséquent, la densité de l'air du courant de refroidissement. Les faibles valeurs de PT2 correspondent aux hautes altitudes, et, naturellement, les -3- valeurs élevées de PT2 aux basses altitudes. Ces faits sont valables dans le cas des avions sub-soniques. Dans le cas général (y compris des avions super-soniques), on peut utiliser un autre paramètre de vol, le nombre de Mach, pour déterminer le programme. La mise en oeuvre

de cet autre paramètre est bien connue dans l'art.

N/I, en ordonnée, représente la vitesse corrigée du moteur (désignée ciaprès "vitesse") comme cela est bien défini dans l'art et est mesurée par un capteur de vitesse 34A représenté en figure 1. Cette vitesse est celle qui est attendue d'un moteur fonctionnant dans les conditions nominales à une pression d'entrée particulière, PT2. Les unités de PT2 sont en kPa absolus, alors que celles de la vitesse corrigée sont indiquées en pourcentage de la vitesse nominale. Le programme 36 donne un seuil de vitesse en fonction de PT2. Le programme 36 en figure 2 est divisé en six zones par des lignes en tirets 37

et 38. Les zones sont repérées avec les lettres A-F.

Lorsque la vitesse et la valeur de PT2 lors du fonc-

tionnement du moteur se trouvent au-dessous du programme 36 (c'est-à-dire dans les zones A-C), un servo 39 représenté

en figure 1 provoque la fermeture de la soupape 33. Inverse-

ment, lorsque le moteur fonctionne au-dessus du programme 36 (c'est-àdire dans les zones D-F), le servo 39 provoque

l'ouverture de la soupape.

Le programme 36 en figure 2 présente trois caracté-

ristiques importantes. Tout d'abord, aux basses altitudes (au-dessus d'une valeur de PT2 de 101 kPa en zone A, la soupape est fermée pour toutes les altitudes lorsque la vitesse corrigée tombe au-dessous de 92%. Une raison de cette situation est que la fermeture de la soupape dans

ces conditions permettra d'améliorer la consommation spé-

cifique de carburant, principalement par élimination de la déviation du courant d'air 6 de la figure 1. En second lieu, aux hautes altitudes (audessous d'une valeur de - 4 - PT2 de 37 kPa dans la zone C), la soupape est fermée pour toutes les vitesses inférieures à 96,75%. La raison

de ce fait est qu'un point caractéristique de la consomma-

tion spécifique de carburant à, par exemple, une valeur de PT2 de 55 kPa, et une vitesse de 94,5% nécessite la fermeture de la soupape. Ce point caractéristique est dicté par le concepteur du moteur. En troisième lieu, le programme 36 est linéaire (formant une frontière entre les zones B et E) entre la zone à faible vitesse et basse altitude et la zone à vitesse élevée, haute altitude, (c'est-à-dire qu'il existe une interpolation linéaire entre les points 42 et 54). L'expression "linéaire" s'entend pour une droite ayant une équation de la forme Y = MX + B, o Y est la valeur en ordonnée en figure 2, X la valeur en abscisse, et B le point d'interception de la droite avec l'axe Y. La présente invention fait appel au programme de marche de la figure 2 comme on le décrira ci-après. Comme le montre la figure 3, PT2 est appliqué à un moyen de

programmation 48 contenant le programme de la figure 2.

Pour une valeur PT2 donnée, le seuil de vitesse (repré-

senté par "SEUIL N/IF ") s'obtient sur une ligne 51 à titre de sortie. Par exemple, comme représenté en figure 2, PT2 peut être égal à 60,7, valeur pour laquelle une vitesse de seuil d'environ 95,5% est représentée par les lignes en tirets 54 et 57. Cette vitesse corrigée de 95,5% est

présente sur la ligne 51 de la figure 3.

Comme représenté par le bloc 60, la vitesse réelle corrigée du moteur (N/IV), sur une ligne 63, est comparée à la vitesse de seuil de la ligne 51. Si la vitesse réelle dépasse la vitesse de seuil comme indiqué par le symbole OUI au sommet du bloc 60, la soupape de refroidissement 33 est ouverte comme indiquée par le symbole SR = 1. Si la vitesse réelle ne dépasse pas la vitesse de seuil, comme indiqué par le symbole NON à la droite du bloc 60, -5- une investigation est alors faite quant à la température réelle ("T4B", mesurée par la capteur de température 61 de la figure 1) des aubes de la turbine, comme l'indique

le bloc 66.

Une température limite ("LIMITE T4B"), fournie à l'avance par le concepteur du moteur, est présente sur une ligne 67. Le bloc 66 recherche si la température réelle dépasse la limite. Si tel est le cas, ce qui est indiqué, par le symbole OUI au sommet du bloc 66, la soupape de refroidissement 33 est alors ouverte, comme indiqué par le symbole SR = 1. Si la température réelle est inférieure à la limite, la logique passe au bloc 71 o l'investigation porte sur la possibilité de la température réelle de se trouver à plus de 55 C au-dessous de la limite sur la ligne 67. (Le bloc 71 libelle cette investigation comme suit: T4B est-elle supérieure à la limite -55 C?). La décision NON à droite du bloc 71 indique que l'aube est

suffisamment froide, de sorte que la soupape de refroidis-

sement 33 est fermée, comme indiqué dans la relation SR = O. Si la réponse est OUI, au sommet du bloc 71, la soupape de refroidissement 33 ne change pas de position ("SR = SR"). Le bloc 71 introduit une protection par hystérésis dans le système car, dès que la soupape 33 est ouverte à cause de la température (on a obtenu la décision OUI au sommet du bloc 66), elle n'est pas fermée à cause de la température tant que celle-ci ne tombe à pas plus de C au-dessous de la limite T4B (LIMITE) (auquel cas,

la décision NON provoque le résultat SR = O). Cette protec-

tion par hystérésis sert à éviter le battement lorsque la température réelle TB4 de l'aube de la turbine est

proche de la limite T4B (LIMITE) sur la ligne 67.

La logique décrite en figure 3 peut être facilement

mise en oeuvre dans un programme d'ordinateur numérique.

Les signaux de pression P2, de vitesse N//e, et de tempé-

- 6 - rature T4B et T4B (LIMITE) sont en réalité des signaux numériques appliqués à l'ordinateur exploitant le programme et obtenus de la manière connue dans l'art. Le programme répète continuellement les opérations des blocs 48, 60, 66 et 71 pendant le vol de l'avion. Le lecteur remarquera que toutes les fois que la logique sort le trajet (par exemple sur la ligne OUI au-dessus du bloc 60), la logique redémarre au bloc 48. Cela permet d'éviter une anomalie telle que celle qui se produirait lorsque la vitesse est supérieure à SEUIL N/l mais avec une température des aubes inférieure T4B (LIMITE). Si la logique n'existait pas sur la ligne OUI audessus du bloc -60, les blocs 60 et 71 ouvriraient et fermeraient simplement la soupape

33 sur une base cyclique. Le servo 39 est connu dans l'art.

La description précédente a porté sur une invention

dans laquelle la fourniture d'air de soutirage d'un compres-

seur dans le but de refroidir une turbine à haute pression est modulée en binaire, à la façon ouvert/fermé: la soupape

33 est soit fermée, soit ouverte et aucune position inter-

médiaire n'est envisagée. En outre, la modulation est fonction de l'altitude et de la vitesse du moteur (sur

la base du programme de la figure 2) ainsi que de la tempé-

rature des aubes de la turbine. Avec le présent mode de réalisation venant d'être décrit, le fonctionnement dans les zones D-F de la figure 2 se traduit par l'ouverture de la soupape pour le refroidissement des aubes, dans les zones A-C par la fermeture de la soupape de manière

à améliorer la consommation de carburant.

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Claims

REVENDICATIONS

1. Procédé de refroidissement des aubes d'une turbine dans un moteur d'avion à turbine à- gaz par un courant d'air, caractérisé en ce qu'il comprend: - le maintien et la cessation du courant d'air de refroidissement sur la base de l'altitude de l'avion,

de la vitesse du moteur et de la température des aubes.

2. Procédé de commande d'un courant d'air de refroi-

dissement des aubes d'une turbine dans un avion, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes: (a) l'établissement d'un programme de vitesses de seuil du moteur, comportant: (i) une première vitesse lorsque l'altitude de

l'avion est supérieure à une altitude prédé-

terminée (42);

(ii) une seconde vitesse lorsque l'avion est au-

dessous d'une latitude prédéterminée (45); (iii) une série de vitesses interpolées linéairement lorsque l'avion se trouve à une altitude

0 comprise entre les première et seconde alti-

tudes; b) le maintien de l'air de refroidissement lorsque la vitesse réelle dépasse la vitesse de seuil et, sinon, alors: c) le maintien de l'air de refroidissement lorsque

la température des aubes dépasse une limite pré-

déterminée, et sinon, alors d) la cessation de l'air de refroidissement lorsque la température des aubes tombe au-dessous de

O la limite suivant une valeur prédéterminée.

3. Procédé de commande d'air de refroidissement pour des aubes de turbine dans un moteur d'avion à turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes (a) la définition d'un premier point (42) comprenant une première vitesse prédéterminée du moteur -8- et une première altitude prédéterminée; (b) la définition d'un second point (45) comprenant une seconde vitesse prédéterminée du moteur et une seconde altitude prédéterminée; (c) l'interpolation linéaire entre les premier et second points; et (d) le maintien du courant d'air de refroidissement à moins que l'une des conditions suivantes se produise, à la suite de quoi il y a cessation du courant d'air de refroidissement (i) la vitesse du moteur est inférieure à la première vitesse prédéterminée du moteur

et l'avion se trouve au-dessus de la pre-

mière altitude prédéterminée; (ii) la vitesse du moteur est inférieure à la seconde vitesse prédéterminée du moteur et l'avion se trouve audessous de la seconde altitude prédéterminée; (iii) la vitesse du moteur tombe au-dessous de l'interpolation lorsque l'avion se

trouve entre les première et seconde altitu-

des prédéterminée.

4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend en outre: le maintien du courant d'air de refroidissement, quelles que soient les trois conditions des étapes d(i), (ii), et (iii) lorsque la température des aubes dépasse une première valeur; et la cessation du courant d'air de refroidissement lorsque la température des aubes tombe au-dessous de la

première valeur suivant une quantité prédéterminée.

5. Dispositif dans un avion comportant un moteur à turbine à gaz contenant une soupape (33) qui commande le courant d'air de refroidissement frappant les aubes (15) de la turbine, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) un moyen de capteur de vitesse (34A) pour produire -9- un signal de vitesse réelle représentatif de la vitesse de rotation d'un composant prédéterminé du moteur; (b) un moyen de capteur de pression (34) pour produire un signal de pression représentatif de l'altitude de l'avion; (c) un moyen de capteur de température (61) pour

produire un signal de température d'aube re-

présentatif de la température des aubes de la turbine; (d) un moyen de programmation (48) couplé aux moyens de capteur des rubriques (a) et (b) pour produire un signal de vitesse de seuil en fonction du signal de vitesse réelle et du signal de pression; (e) un moyen de servo (39) pour: (i) comparer le signal de vitesse de seuil au signal de vitesse réelle et ouvrir la soupape lorsque la vitesse réelle dépasse la vitesse de seuil; (ii) comparer le signal de température d'aube à une première limite de température et ouvrir la soupape lorsque la température des aubes dépasse la première limite de temperature; (iii) comparer le signal de température des aubes à une seconde limite de température et en réponse: (A) fermer la soupape lorsque la température des aubes tombe au-dessous de la seconde limite et; (B) maintenir la soupape dans son état présent c'est-à-dire soit ouvert, soit fermé,

lorsque la température des aubes est supé-

rieure à la seconde limite.