FR2960905A1

FR2960905A1 - METHOD AND SYSTEM FOR CONTROLLING TURBINE ROTOR BLACK SUMP

Info

Publication number: FR2960905A1
Application number: FR1054366A
Authority: FR
Inventors: Damien Bonneau; Marc Croixmarie; Franck Roger Denis Denece; Bruno Robert Gaully
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2010-06-03
Filing date: 2010-06-03
Publication date: 2011-12-09
Anticipated expiration: 2030-06-03
Also published as: US20130177414A1; FR2960905B1; RU2566510C2; EP2576994A1; CN103003529B; BR112012030635A2; CN103003529A; RU2012157775A; CA2801193A1; WO2011151602A1

Abstract

L'invention concerne un procédé de pilotage de jeu (38) entre, d'une part, des sommets d'aubes mobiles d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter externe entourant les aubes, le procédé consistant à commander, en fonction du régime de fonctionnement du moteur, une vanne disposée dans un conduit d'air s'ouvrant au niveau d'un compresseur du moteur et débouchant vers la surface externe de l'anneau de turbine. La vanne est ouverte lors d'une phase de régime élevé (TO+CL) correspondant au décollage et à l'ascension d'un avion propulsé par le moteur et lors d'une phase de régime nominal (CR) succédant à la phase de régime élevé et correspondant au vol de croisière de l'avion. L'invention concerne également un système de mise en œuvre d'un tel procédé.The invention relates to a method for controlling play (38) between, on the one hand, tips of moving blades of a turbine rotor of a gas turbine engine, and, on the other hand, a turbine ring of an outer casing surrounding the blades, the method of controlling, according to the operating speed of the engine, a valve disposed in an air duct opening at a compressor of the engine and opening to the outer surface of the turbine ring. The valve is open during a high speed phase (TO + CL) corresponding to the take-off and ascent of an aircraft propelled by the engine and during a nominal speed phase (CR) succeeding the phase of high regime and corresponding to the flight of the aircraft. The invention also relates to a system for implementing such a method.

Description

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des turbines de turbomachines pour moteurs aéronautiques à turbine à gaz. Elle vise plus précisément le pilotage du jeu entre, d'une part, les sommets d'aubes mobiles d'un rotor de turbine et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter externe entourant les aubes. Pour augmenter la performance d'une turbine, il est connu de minimiser autant que possible le jeu existant entre le sommet des aubes de la turbine et l'anneau qui les entoure. Ce jeu en sommet d'aube est dépendant des différences de variations dimensionnelles entre les parties tournantes (disque et aubes formant le rotor de turbine) et les parties fixes (carter externe dont l'anneau de turbine qu'il comprend). Ces variations dimensionnelles sont à la fois d'origine thermique (liées aux variations de température des aubes, du disque et du carter) et d'origine mécanique (notamment liées à l'effet de la force de centrifuge s'exerçant sur le rotor de turbine). Pour minimiser ce jeu, il est connu de recourir à des systèmes de pilotage actif. Ces systèmes fonctionnent généralement en dirigeant sur la surface externe de l'anneau de turbine de l'air frais prélevé au niveau d'un compresseur et/ou de la soufflante de la turbomachine. L'air frais envoyé sur la surface externe de l'anneau de turbine a pour effet de refroidir ce dernier et ainsi limiter sa dilatation thermique. Un tel pilotage actif est contrôlé par exemple par le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) de la turbomachine et est fonction des différents régimes de fonctionnement de celle-ci. Le document EP 1,860,281 décrit un exemple de système de pilotage actif dans lequel de l'air prélevé au niveau de la soufflante de la turbomachine vient refroidir l'anneau de turbine lors des phases de vol en croisière. Un tel système présente cependant de nombreux inconvénients comme son encombrement important dans la nacelle de la turbomachine, la forte dépendance de son efficacité aux conditions aérothermiques existant dans la nacelle, et les pertes de performance liées au prélèvement du débit d'air au niveau de la soufflante qui ne participe pas à la poussée. Un autre système de pilotage actif connu consiste à prélever de l'air au niveau de deux étages différents du compresseur de la turbomachine et de moduler le débit de chacun de ces prélèvements pour régler la température du mélange à diriger sur la surface externe de l'anneau de turbine. Bien qu'efficace, un tel système présente le désavantage d'avoir recours à une vanne complexe et encombrante pour moduler le débit d'air de refroidissement. En particulier, dans le cas d'une application à une turbomachine de petite dimension, l'utilisation d'une telle vanne n'est pas optimale en termes de masse et de coût. BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the general field of turbomachine turbines for aeronautical gas turbine engines. It aims more precisely the control of the game between, on the one hand, the tips of moving blades of a turbine rotor and, on the other hand, a turbine ring of an outer casing surrounding the blades. To increase the performance of a turbine, it is known to minimize as much as possible the clearance between the top of the blades of the turbine and the ring that surrounds them. This game at the top of the blade is dependent on the differences in dimensional variations between the rotating parts (disk and vanes forming the turbine rotor) and the fixed parts (external casing including the turbine ring that it includes). These dimensional variations are both of thermal origin (related to variations in the temperature of the blades, the disk and the casing) and of mechanical origin (in particular related to the effect of the centrifugal force exerted on the rotor of turbine). To minimize this game, it is known to use active steering systems. These systems generally operate by directing on the outer surface of the turbine ring fresh air taken at a compressor and / or blower of the turbomachine. The fresh air sent to the outer surface of the turbine ring has the effect of cooling the latter and thus limiting its thermal expansion. Such active control is controlled for example by the full authority control system (or FADEC) of the turbomachine and is a function of the various operating modes thereof. The document EP 1,860,281 describes an example of an active control system in which air taken from the fan of the turbomachine is used to cool the turbine ring during the phases of cruising flight. Such a system, however, has many drawbacks such as its large size in the nacelle of the turbomachine, the strong dependence of its efficiency on the aerothermal conditions existing in the nacelle, and the performance losses related to the removal of the air flow at the level of the engine. blower that does not participate in the push. Another known active control system consists in taking air at two different stages of the compressor of the turbomachine and modulating the flow rate of each of these samples to adjust the temperature of the mixture to be directed on the external surface of the turbine. turbine ring. Although effective, such a system has the disadvantage of using a complex and cumbersome valve to modulate the flow of cooling air. In particular, in the case of an application to a small turbomachine, the use of such a valve is not optimal in terms of weight and cost.

Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant une solution de pilotage actif qui soit minimaliste en termes de masse et de coût. Ce but est atteint grâce à un procédé de pilotage de jeu entre, d'une part, des sommets d'aubes mobiles d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter externe entourant les aubes, le procédé consistant à commander, en fonction du régime de fonctionnement du moteur, une vanne disposée dans un conduit d'air s'ouvrant au niveau d'un compresseur du moteur et débouchant vers la surface externe de l'anneau de turbine, caractérisé en ce que la vanne est ouverte lors d'une phase de régime élevé correspondant au décollage et à l'ascension d'un avion propulsé par le moteur et lors d'une phase de régime nominal succédant à la phase de régime élevé et correspondant au vol de croisière dudit avion. Corrélativement, l'invention a pour objet un système de pilotage de jeu entre, d'une part, des sommets d'aubes mobiles d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter externe entourant les aubes, le système comprenant un conduit d'air destiné à s'ouvrir au niveau d'un compresseur du moteur et à déboucher vers la surface externe de l'anneau de turbine, une vanne disposée dans le conduit d'air, et un circuit apte à commander la vanne pour l'ouvrir lors d'une phase de régime élevé correspondant au décollage et à l'ascension d'un avion propulsé par le moteur et lors d'une phase de régime nominal succédant à la phase de régime élevé et correspondant au vol de croisière dudit avion. Par régime élevé, on entend ici un régime supérieur au régime nominal de fonctionnement de la turbomachine. Dans un moteur d'avion à turbine à gaz, le régime nominal est le régime de point de croisière en vol adopté pendant la plus grande partie du vol, et le régime élevé est un régime supérieur au régime de point de croisière en vol utilisé notamment pendant la phase de décollage et d'ascension de l'avion. L'invention est remarquable notamment en ce qu'elle utilise un seul prélèvement d'air au niveau du compresseur qui garantit un différentiel de pression suffisant pour assurer un débit d'air frais vers l'anneau de turbine. De la sorte, il est possible de minimiser les conduits d'air et les prises d'air dans le moteur, et d'avoir recours à une vanne la plus simple possible (en termes de structure et de commande). Il en résulte un système de pilotage de faible coût et de masse peu élevée. De préférence, la vanne est fermée lors d'une phase de régime de ralenti en vol succédant à la phase de régime nominal et correspondant à la phase d'approche de l'avion avant son atterrissage. Toujours de préférence, la vanne est fermée lors d'une phase de régime de ralenti au sol précédant la phase de régime nominal et correspondant à la phase de taxi de l'avion avant son décollage. Le régime de ralenti est un régime inférieur au régime nominal de fonctionnement de la turbomachine. Dans un moteur d'avion à turbine à gaz, le régime de ralenti est donc un régime inférieur au régime de point de croisière en vol. Avantageusement, le débit d'air débouchant vers la surface externe de l'anneau de turbine est progressivement diminué lors d'une transition entre la phase de régime élevé et la phase de régime nominal. Dans le cas d'une vanne à position régulée, une telle diminution progressive du débit d'air peut être obtenue en fermant progressivement la vanne. Dans le cas d'une vanne tout ou rien, la diminution progressive du débit d'air peut être obtenue en alternant les phases d'ouverture et de fermeture de la vanne. L'invention a encore pour objet un moteur d'avion à turbine à gaz comprenant un système de pilotage de jeu tel que défini précédemment. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The main purpose of the present invention is thus to overcome such drawbacks by proposing an active control solution that is minimalist in terms of mass and cost. This object is achieved by means of a game control method between, on the one hand, the tips of moving blades of a turbine rotor of a gas turbine engine, and, on the other hand, a turbine ring of an outer casing surrounding the blades, the method of controlling, according to the operating speed of the engine, a valve disposed in an air duct opening at a compressor of the engine and opening towards the outer surface of the turbine ring, characterized in that the valve is open during a high-speed phase corresponding to the take-off and ascent of an aircraft propelled by the engine and during a power phase nominal after the high regime phase and corresponding to the cruise flight of said aircraft. Correlatively, the subject of the invention is a game control system between, on the one hand, vertices of moving blades of a turbine rotor of a gas turbine engine and on the other hand , a turbine ring of an outer casing surrounding the blades, the system comprising an air duct for opening at a compressor of the engine and to open towards the outer surface of the turbine ring, a valve disposed in the air duct, and a circuit adapted to control the valve to open during a high-speed phase corresponding to the take-off and ascent of an aircraft propelled by the engine and during a nominal phase phase following the high regime phase and corresponding to the cruising flight of said aircraft. High speed means here a higher speed than the rated operating speed of the turbomachine. In a gas turbine engine, the rated speed is the airborne cruising speed adopted during most of the flight, and the high speed is a higher speed than the flight cruising point used in particular during the take-off and climb phase of the aircraft. The invention is remarkable in that it uses a single air intake at the compressor which ensures a pressure differential sufficient to ensure a fresh air flow to the turbine ring. In this way, it is possible to minimize the air ducts and air intakes in the engine, and to use a valve as simple as possible (in terms of structure and control). This results in a low cost and low mass control system. Preferably, the valve is closed during a phase of idling in flight succeeding the phase of nominal speed and corresponding to the approach phase of the aircraft before landing. Still preferably, the valve is closed during an idling phase on the ground preceding the phase rated speed and corresponding to the taxi phase of the aircraft before takeoff. The idling speed is a lower speed than the rated operating speed of the turbomachine. In a gas turbine engine, the idle speed is therefore a lower speed than the cruising point in flight. Advantageously, the flow of air opening towards the outer surface of the turbine ring is progressively reduced during a transition between the high-speed phase and the nominal-speed phase. In the case of a valve with a controlled position, such a gradual decrease in the air flow rate can be obtained by progressively closing the valve. In the case of an on-off valve, the progressive decrease of the air flow can be obtained by alternating the opening and closing phases of the valve. The invention further relates to a gas turbine engine comprising a gaming control system as defined above.

Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue schématique et en coupe longitudinale d'un moteur d'avion à turbine à gaz équipé d'un système de pilotage selon l'invention ; - la figure 2 est une vue agrandie du moteur de la figure 1 montrant notamment la turbine haute-pression de celui-ci ; - la figure 3 montre des courbes illustrant une variation du régime de fonctionnement et les variations correspondantes de dimension radiale du rotor et du stator dans un moteur d'avion à turbine à gaz ; et - les figures 4A à 4C montrent des courbes représentatives d'exemples de commande d'une vanne tout ou rien utilisée dans un exemple de réalisation du système de pilotage selon l'invention. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the present invention will emerge from the description given below, with reference to the accompanying drawings which illustrate an embodiment having no limiting character. In the figures: - Figure 1 is a schematic view in longitudinal section of a gas turbine engine airplane equipped with a control system according to the invention; FIG. 2 is an enlarged view of the engine of FIG. 1 showing in particular the high-pressure turbine thereof; FIG. 3 shows curves illustrating a variation in the operating speed and the corresponding radial-dimensional variations of the rotor and the stator in a gas turbine engine; and FIGS. 4A to 4C show representative curves of examples of control of an on-off valve used in an exemplary embodiment of the control system according to the invention.

Description détaillée d'un mode de réalisation La figure 1 représente de façon schématique un turboréacteur 10 du type à double flux et double corps auquel s'applique en particulier l'invention. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce type particulier de moteur d'avion à turbine à gaz. DETAILED DESCRIPTION OF ONE EMBODIMENT FIG. 1 schematically represents a turbojet engine 10 of the double-flow, double-body type to which the invention applies in particular. Of course, the invention is not limited to this particular type of gas turbine engine.

De façon bien connue, le turboréacteur 10 d'axe longitudinal X-X comprend notamment une soufflante 12 qui délivre un flux d'air dans une veine d'écoulement de flux primaire 14 et dans une veine d'écoulement de flux secondaire 16 coaxiale à la veine de flux primaire. D'amont en aval dans le sens d'écoulement du flux gazeux le traversant, la veine d'écoulement de flux primaire 14 comprend un compresseur basse-pression 18, un compresseur haute-pression 20, une chambre de combustion 22, une turbine haute-pression 24 et une turbine basse-pression 26. Comme représenté plus précisément par la figure 2, la turbine haute-pression 24 du turboréacteur comprend un rotor formé d'un disque 28 sur lequel sont montées une pluralité d'aubes mobiles 30 disposées dans la veine d'écoulement du flux primaire 14. Le rotor est entouré par un carter de turbine 32 comprenant un anneau de turbine 34 porté par un carter externe de turbine 36 par l'intermédiaire d'entretoises de fixation 37. In a well known manner, the turbojet engine 10 of longitudinal axis XX comprises in particular a fan 12 which delivers a flow of air into a primary flow stream 14 and into a secondary flow stream 16 coaxial with the vein primary flow. From upstream to downstream in the flow direction of the gaseous flow therethrough, the primary flow flow channel 14 comprises a low-pressure compressor 18, a high-pressure compressor 20, a combustion chamber 22, a tall turbine 24 and a low-pressure turbine 26. As shown more precisely in FIG. 2, the high-pressure turbine 24 of the turbojet comprises a rotor formed of a disc 28 on which a plurality of blades 30 arranged in the flow stream of the primary stream 14. The rotor is surrounded by a turbine casing 32 comprising a turbine ring 34 carried by an outer turbine casing 36 by means of fixing struts 37.

L'anneau de turbine 34 peut être formé d'une pluralité de secteurs ou segment adjacents. Du côté interne, il est muni d'une couche 34a de matériau abradable et entoure les aubes 30 du rotor en ménageant avec les sommets 30a de celles-ci un jeu 38. The turbine ring 34 may be formed of a plurality of adjacent sectors or segments. On the inner side, it is provided with a layer 34a of abradable material and surrounds the vanes 30 of the rotor, making with the apices 30a thereof a clearance 38.

Conformément à l'invention, il est prévu un système permettant de piloter le jeu 38 en diminuant, de manière commandée, le diamètre interne du carter externe de turbine 36. A cet effet, un boîtier de pilotage 40 est disposé autour du carter externe de turbine 36. Ce boîtier reçoit de l'air frais au moyen d'un conduit d'air 42 s'ouvrant à son extrémité amont dans la veine d'écoulement du flux primaire au niveau de l'un des étages du compresseur haute-pression 20 (par exemple au moyen d'une écope connue en soi et non représentée sur les figures). L'air frais circulant dans le conduit d'air est déchargé sur le carter externe de turbine 36 (par exemple à l'aide d'une multiperforation des parois du boîtier de pilotage 40) provoquant un refroidissement de celui-ci et donc une diminution de son diamètre interne. Comme représenté sur la figure 1, une vanne 44 est disposée dans le conduit d'air 42. Cette vanne est commandée par le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) 46 du turboréacteur en fonction des régimes de fonctionnement du turboréacteur. En commandant la vanne 44 en fonction des différentes phases de vol de l'avion, il est ainsi possible de faire varier au cours d'une mission le diamètre interne du carter externe de turbine 36 - et donc le diamètre interne de l'anneau de turbine 34 - et par conséquent de piloter le jeu 38 existant entre l'anneau de turbine et le sommet des aubes 30 du rotor de la turbine haute-pression. La figure 3 représente la variation de ce jeu 38 au cours d'une mission type de l'avion telle qu'elle est obtenue par le système et le procédé de pilotage selon l'invention. Sur cette figure sont représentées différentes courbes, à savoir une courbe 100 illustrant le régime de rotation du corps haute-pression du turboréacteur, une courbe 200 illustrant le diamètre externe du rotor de la turbine haute-pression (disque 28 et aubes 30), une courbe 300 illustrant le diamètre interne du stator de la turbine haute-pression (carter externe de turbine 36 et anneau de turbine 34) tel que contrôlé par le système de pilotage selon l'invention, et une courbe 300a (en pointillés) illustrant le diamètre interne du stator tel qu'il serait en l'absence de pilotage. Ces différentes courbes sont représentées en fonction des différentes phases de fonctionnement du turboréacteur représentatives d'une mission type, à savoir : une phase GI de ralenti au sol (correspondant à la phase de taxi de l'avion avant son décollage), suivie d'une phase TO+CL de régime élevé (correspondant au décollage et à l'ascension de l'avion), suivie d'une phase CR de régime nominal (correspondant au régime de point de croisière en vol), suivie d'une phase FI de ralenti vol (correspondant à l'approche de l'avion avant son atterrissage), suivie d'une phase REV d'inversion de poussée (correspondant au freinage de l'avion au sol), suivie d'une nouvelle phase GI de ralenti au sol. Comme représenté par la courbe 100, on notera que la phase TO+CL de régime élevé se déroule à un régime supérieur au régime nominal du turboréacteur (phase CR). Les phases de ralenti (au sol et en vol) se déroulent à des régimes inférieurs au régime nominal du turboréacteur, la phase FI de ralenti vol ayant un régime également inférieur à celui de la phase GI de ralenti au sol. On notera également que la phase CR de régime nominal est adoptée pendant la plus grande partie de la mission. Le pilotage de la vanne 44 selon l'invention est le suivant : - Lors de la phase GI de ralenti au sol, la vanne est fermée et le diamètre interne du stator reste sensiblement inchangé. Pendant la phase de transition entre la phase GI et la phase TO+CL, la vanne est toujours fermée et le stator est libre de se dilater sous l'effet de l'air chaud dans la veine d'écoulement de flux primaire. Pendant cette même phase de transition, on notera que le rotor commence à se dilater mécaniquement sous l'effet de la force centrifuge. - Pendant la phase TO+CL de régime élevé, la vanne 44 est ouverte, ce qui refroidit le stator et, par conséquent, diminue son diamètre interne. Le jeu est faible et fortement réduit par rapport à ce qu'il serait en l'absence de pilotage. Il en résulte pendant cette phase un fort gain en performances. On notera que l'ouverture de la vanne intervient plus précisément une fois le point de pincement passé, c'est-à-dire une fois atteint le point de transition entre la phase de dilatation mécanique du rotor et la phase de dilatation thermique du rotor. - Lors de la phase CR de régime nominal, la vanne 44 est maintenue ouverte pour refroidir le stator et obtenir ainsi un faible jeu, ce qui est bénéfique pour les performances du moteur. On notera qu'en fin de phase TO+CL, lors de la transition vers la phase CR de régime nominal, le débit d'air dirigé vers le stator est progressivement diminué. On notera également qu'au cours de la phase CR, ce même débit d'air peut être plus ou moins important selon l'altitude de vol. Différentes façons d'obtenir une diminution du débit d'air seront détaillées ultérieurement en liaison avec la figure 4. - Pendant la phase FI de ralenti vol, la vanne 44 est à nouveau fermée de sorte que le stator est libre de se dilater sous l'effet de l'air chaud s'écoulant dans la veine d'écoulement de flux primaire. Le jeu s'ouvre pendant cette phase d'approche de l'avion avant son atterrissage afin de parer à un imprévu nécessitant un redécollage (et donc une remise à régime élevé). - Enfin, pendant les phases d'inversion de poussée REV et de ralenti au sol GI, la vanne 44 est maintenue fermée. According to the invention, there is provided a system for controlling the clearance 38 by decreasing, in a controlled manner, the internal diameter of the outer casing of turbine 36. For this purpose, a control box 40 is arranged around the outer casing of turbine 36. This housing receives fresh air by means of an air duct 42 opening at its upstream end in the flow passage of the primary flow at one of the stages of the high-pressure compressor 20 (for example by means of a scoop known per se and not shown in the figures). The fresh air circulating in the air duct is discharged on the outer turbine casing 36 (for example by means of a multiperforation of the walls of the control box 40) causing a cooling thereof and therefore a decrease of its internal diameter. As shown in Figure 1, a valve 44 is disposed in the air duct 42. This valve is controlled by the full authority control system (or FADEC) 46 of the turbojet engine according to the operating conditions of the turbojet engine. By controlling the valve 44 according to the different flight phases of the aircraft, it is thus possible to vary during a mission the internal diameter of the outer casing of turbine 36 - and therefore the internal diameter of the ring of turbine 34 - and therefore to control the clearance 38 existing between the turbine ring and the top of the blades 30 of the rotor of the high-pressure turbine. FIG. 3 represents the variation of this game 38 during a typical mission of the airplane as it is obtained by the system and the control method according to the invention. In this figure are shown various curves, namely a curve 100 illustrating the rotational speed of the high-pressure body of the turbojet, a curve 200 illustrating the external diameter of the rotor of the high-pressure turbine (disk 28 and blades 30), a curve 300 illustrating the internal diameter of the stator of the high-pressure turbine (external casing of turbine 36 and turbine ring 34) as controlled by the control system according to the invention, and a curve 300a (in dashed lines) illustrating the diameter internal stator as it would be in the absence of steering. These different curves are represented as a function of the different operating phases of the turbojet representative of a typical mission, namely: an idling phase GI ground (corresponding to the taxi phase of the aircraft before takeoff), followed by a high-speed TO + CL phase (corresponding to the take-off and ascent of the aircraft), followed by a nominal CR phase (corresponding to the flight cruising point regime), followed by an IF phase idle flight (corresponding to the approach of the aircraft before landing), followed by a REV phase of thrust reversal (corresponding to the braking of the aircraft on the ground), followed by a new phase of idling GI on the ground. As represented by the curve 100, it will be noted that the high-speed phase TO + CL occurs at a higher speed than the nominal speed of the turbojet engine (CR phase). The idling phases (on the ground and in flight) take place at speeds lower than the nominal speed of the turbojet engine, the IF phase of idling flight having a regime also lower than that of the idling phase GI ground. It should also be noted that the nominal CR phase is adopted during most of the mission. The control of the valve 44 according to the invention is the following: - During phase GI ground idle, the valve is closed and the internal diameter of the stator remains substantially unchanged. During the transition phase between the GI phase and the TO + CL phase, the valve is always closed and the stator is free to expand under the effect of hot air in the primary flow flow vein. During this same transition phase, it will be noted that the rotor begins to expand mechanically under the effect of the centrifugal force. - During high-speed phase TO + CL phase, the valve 44 is open, which cools the stator and, consequently, decreases its internal diameter. The game is weak and greatly reduced compared to what it would be in the absence of steering. This results in a strong performance gain during this phase. Note that the opening of the valve occurs more precisely once the pinch point has passed, that is to say once reached the transition point between the mechanical expansion phase of the rotor and the thermal expansion phase of the rotor . - During the phase CR nominal speed, the valve 44 is kept open to cool the stator and thus obtain a small clearance, which is beneficial to the performance of the engine. It will be noted that at the end of the TO + CL phase, during the transition to the nominal phase CR, the air flow directed towards the stator is progressively reduced. It will also be noted that during the CR phase, this same airflow may be greater or less depending on the flight altitude. Various ways of obtaining a decrease in the air flow rate will be detailed later in connection with FIG. 4. During the flight idling phase FI, the valve 44 is closed again so that the stator is free to expand under the effect of hot air flowing into the primary flow flow vein. The game opens during this phase of approaching the aircraft before landing in order to avoid an unforeseen situation requiring a relaunch (and therefore a high reversion). Finally, during the phases of thrust reversal REV and ground idling GI, the valve 44 is kept closed.

Différentes structures de vanne peuvent être utilisées pour la mise en oeuvre d'un tel pilotage de jeu. La vanne 44 peut être du type à débit régulé (par commande du FADEC), ce qui facilite le contrôle du débit d'air dirigé vers le stator notamment en fin de phase TO+CL et en phase CR. Different valve structures can be used for the implementation of such play control. The valve 44 can be of the regulated flow type (by FADEC control), which facilitates the control of the air flow directed towards the valve. stator notably at the end of the TO + CL phase and in the CR phase.

Toutefois, pour des raisons de coût et de fiabilité, il est avantageux d'avoir recours à une vanne du type tout ou rien. Pour obtenir une modulation du débit d'air dirigé vers le stator avec ce type de vanne, il est possible d'alterner les phases d'ouverture et de fermeture de la vanne. However, for reasons of cost and reliability, it is advantageous to use an all-or-nothing valve. To obtain a modulation of the flow of air directed towards the stator with this type of valve, it is possible to alternate the phases of opening and closing of the valve.

Les figures 4A à 4C représentent différents débits pouvant être obtenus avec une telle commande de la vanne tout ou rien. Sur ces figures sont représentés des signaux en créneaux illustrant, en ordonnées, la position de la vanne (0 = vanne ouverte et 1 = vanne fermée), et en abscisses, le temps t. Les courbes Ça à Cç illustrent le débit d'air moyen délivré par la vanne selon les différents temps d'ouverture de celle-ci : plus la vanne est ouverte longtemps (à chaque cycle d'ouverture), plus le débit d'air moyen délivré par la vanne est élevé (et inversement). De la sorte, on comprend qu'en jouant, d'une part sur la fréquence d'ouverture et d'autre part, sur le rapport cyclique ouverture/fermeture de la vanne, il est possible d'obtenir une variation du débit moyen de l'air dirigé vers le stator. Différentes architectures de vanne de type tout ou rien sont bien connues de l'homme du métier et ne seront donc pas décrites ici. De préférence, on choisira une vanne à commande électrique qui resterait en position fermée en absence d'alimentation électrique (ainsi, on garantit que la vanne reste fermée en cas de défaut de commande). FIGS. 4A to 4C represent different rates that can be obtained with such an on-off valve control. In these figures are represented crenellated signals illustrating, on the ordinate, the position of the valve (0 = open valve and 1 = closed valve), and on the abscissa, the time t. The curves Ca to Ca illustrate the average air flow delivered by the valve according to the different opening times thereof: the longer the valve is open (at each opening cycle), the higher the average air flow rate. delivered by the valve is high (and vice versa). In this way, it is understood that by playing on the one hand on the opening frequency and on the other hand, on the opening / closing duty cycle of the valve, it is possible to obtain a variation of the average flow rate of the valve. the air directed towards the stator. Different all-or-nothing valve architectures are well known to those skilled in the art and will not be described here. Preferably, one will choose an electrically controlled valve which would remain in closed position in the absence of power supply (thus, it is ensured that the valve remains closed in the event of a control fault).

Claims

REVENDICATIONS1. Game control method (38) between, on the one hand, tips of moving blades (30) of a turbine rotor of a gas turbine engine and on the other hand, a ring turbine engine (34) of an outer casing (36) surrounding the blades, the method of controlling, according to the operating speed of the engine, a valve (44) disposed in an air duct (42) opening at a compressor (20) of the engine and opening towards the outer surface of the turbine ring, characterized in that the valve is open during a high-speed phase corresponding to the takeoff and the ascent of an aircraft propelled by the engine and during a nominal regime phase following the high-speed phase and corresponding to the cruising flight of said aircraft.

2. The method of claim 1, wherein the valve is closed during a phase of idling in flight succeeding the phase of nominal speed and corresponding to the approach phase of the aircraft before landing.

3. Method according to one of claims 1 and 2, wherein the valve is closed during a ground idling phase preceding the phase rated speed and corresponding to the taxi phase of the aircraft before takeoff .

4. Method according to any one of claims 1 to 3, wherein the flow of air opening to the outer surface of the turbine ring is gradually decreased during a transition between the high speed phase and the phase of rated speed.

5. The method of claim 4, wherein the valve is a controlled position valve, the gradual decrease in the air flow opening to the outer surface of the turbine ring during the transition being obtained by closing the valve gradually.

6. The method of claim 4, wherein the valve is an on-off valve, the gradual decrease of the air flow to the outer surface of the turbine ring during the transition being obtained by alternating the opening phases. and closing the valve.

7. Game control system (38) between, on the one hand, blade tips (30) of a turbine rotor of a gas turbine engine and on the other hand, a turbine ring (34) of an outer casing (36) surrounding the vanes, the system comprising an air duct (42) intended to open at a compressor (20) of the engine and to open towards the outer surface of the turbine ring, a valve (44) disposed in the air duct, and a circuit capable of controlling the valve to open it during a high-speed phase corresponding to the take-off and the ascent of an aircraft propelled by the engine and during a nominal regime phase following the high speed phase and corresponding to the cruising flight of said aircraft.

The system of claim 7, wherein the valve is a regulating valve.

The system of claim 7, wherein the valve is an all-or-nothing valve.

A gas turbine engine engine comprising a game control system according to any one of claims 7 to 9.