Arrière-plan de l'invention L'invention concerne un dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz. De façon habituelle, un tel dispositif d'alimentation comprend une pompe carburant basse pression recevant du carburant provenant d'un réservoir de l'avion, une pompe carburant haute pression reliée à la sortie de la pompe basse pression par une conduite de carburant basse pression et une unité de dosage reliée à la sortie de la pompe haute pression et délivrant un débit de carburant contrôlé sur une conduite de carburant haute pression alimentant des injecteurs d'une chambre de combustion de la turbine à gaz. L'unité de dosage ou FMU ("Fuel Metering Unit") est pilotée par une unité de régulation moteur ou ECU ("Engine Control Unit") afin de réguler à une valeur désirée le débit de carburant fourni au moteur. Le débit de carburant en excès fourni par la pompe haute pression est recirculé en étant renvoyé vers la conduite de carburant basse pression. Un clapet de coupure en stop et de pressurisation est généralement monté sur la conduite de carburant haute pression, ce clapet s'ouvrant lorsque la pression en sortie de la FMU dépasse un seuil prédéterminé et étant commandé en fermeture en réponse à un ordre d'arrêt moteur provenant de l'ECU ou du cockpit de l'avion. La pompe haute pression est généralement montée sur une boîte de relais d'accessoires ou AGB ("Acessory Gear Box") comprenant un train d'engrenages relié par une prise mécanique à un arbre de turbine. Le débit fourni par la pompe haute pression est donc fonction de la vitesse de rotation de l'arbre de turbine, donc du régime moteur, et de la cylindrée de la pompe. Les autorités de sécurité aérienne exigent aujourd'hui qu'un rallumage en vol d'un moteur d'avion à turbine à gaz puisse être effectué sans assistance d'un démarreur pour une vitesse d'autorotation relativement faible, par exemple de seulement 5 % de la vitesse de rotation en régime de fonctionnement nominal. Pour fournir alors le débit de carburant nécessaire au rallumage, la cylindrée de la pompe doit être élevée pour compenser sa faible vitesse d'entraînement, ce qui se traduit par une masse et un encombrement importants. Au régime nominal, la forte cylindrée de la pompe haute pression fait que le débit de carburant recirculé est relativement élevé d'où une perte de charge importante. De plus, le carburant recirculé ayant été réchauffé, un fort débit de recirculation peut se traduire par une élévation de la température du carburant circulant dans la conduite de carburant basse pression pénalisant la performance d'échangeur huile/carburant éventuellement monté sur cette conduite et utilisé pour le refroidissement d'huile de lubrification. Pour réduire l'exigence de cylindrée totale et éviter un débit de recirculation élevé en régime nominal, on pourrait envisager d'utiliser une pompe haute pression double étage, c'est-à-dire avec deux pompes volumétriques en parallèle, l'une dimensionnée pour fournir le débit minimum requis pour le rallumage en vol et l'autre pour fournir le débit requis au régime le plus élevé (décollage), avec commutation entre les deux pompes. Toutefois cette solution présente des inconvénients, notamment l'apparition de pics de pression carburant lors de la commutation. De plus, la pompe volumétrique destinée à permettre le rallumage en vol est couplée en permanence sur I'AGB et entraînée par celle-ci alors qu'elle n'est susceptible de fonctionner que très rarement. BACKGROUND OF THE INVENTION The invention relates to a gas turbine engine engine fueling device. Typically, such a feed device comprises a low pressure fuel pump receiving fuel from a tank of the aircraft, a high pressure fuel pump connected to the output of the low pressure pump by a low pressure fuel line and a metering unit connected to the outlet of the high pressure pump and delivering a controlled fuel flow to a high pressure fuel line supplying injectors to a combustion chamber of the gas turbine. The Fuel Metering Unit (FMU) is controlled by an Engine Control Unit (ECU) to regulate the fuel flow supplied to the engine to a desired value. The excess fuel flow supplied by the high pressure pump is recirculated back to the low pressure fuel line. A shut-off and pressurizing shut-off valve is generally mounted on the high-pressure fuel line, which valve opens when the outlet pressure of the FMU exceeds a predetermined threshold and is shut-off in response to a shutdown command. engine from the ECU or aircraft cockpit. The high pressure pump is generally mounted on an accessory relay box or AGB ("Acessory Gear Box") comprising a gear train connected by a mechanical connection to a turbine shaft. The flow rate provided by the high pressure pump is therefore a function of the speed of rotation of the turbine shaft, therefore the engine speed, and the displacement of the pump. Aviation safety authorities now require that a gas turbine engine engine be re-ignited in flight without the aid of a starter for a relatively low autorotation speed, for example only 5% the speed of rotation in nominal operating mode. To then provide the fuel flow necessary for reignition, the displacement of the pump must be high to compensate for its low drive speed, which results in a large mass and bulk. At nominal speed, the high displacement of the high-pressure pump means that the recirculated fuel flow rate is relatively high, resulting in a significant loss of pressure. In addition, since the recirculated fuel has been heated up, a high recirculation flow rate can result in an increase in the temperature of the fuel flowing in the low-pressure fuel line penalizing the oil / fuel exchanger performance possibly mounted on this pipe and used. for lubricating oil cooling. To reduce the total displacement requirement and to avoid a high recirculation flow rate in nominal mode, one could consider using a double-stage high-pressure pump, that is to say with two positive displacement pumps in parallel, one dimensioned to provide the minimum flow required for re-ignition in flight and the other to provide the required flow at the highest speed (take-off), with switching between the two pumps. However, this solution has drawbacks, in particular the occurrence of fuel pressure peaks during switching. In addition, the positive displacement pump for relighting in flight is permanently coupled to the AGB and driven by it while it is likely to operate very rarely.
Objet et résumé de l'invention L'invention a pour but de fournir un dispositif d'alimentation en carburant pour un moteur d'avion à turbine à gaz permettant un rallumage en vol sans assistance d'un démarreur à de faibles vitesses d'autorotation tout en ne présentant pas les inconvénients précités. Ce but est atteint grâce à un dispositif comprenant une pompe carburant basse pression, une pompe carburant haute pression reliée à la sortie de la pompe basse pression par une conduite de carburant basse pression, une unité de dosage ayant une entrée reliée à la sortie de la pompe haute pression, une conduite de carburant haute pression branchée en sortie de l'unité de dosage pour délivrer du carburant au moteur, et une unité de régulation agencée pour piloter l'unité de dosage afin de délivrer en sortie de celle-ci un débit de carburant contrôlé, dispositif dans lequel un circuit de dérivation comprenant une pompe électrique est branché entre un point amont situé sur la conduite de carburant basse pression et un point aval situé sur la conduite de carburant haute pression, et en ce que l'unité de régulation est agencée pour commander l'entraînement de la pompe électrique en réponse à un ordre de rallumage du moteur en vol. Le dimensionnement de la pompe haute pression peut ainsi être dicté uniquement par le besoin de délivrer le débit de carburant requis aux régimes élevés du moteur. Un sur-dimensionnement n'étant pas requis pour assurer un débit minimum à de faibles vitesses de rotation, le débit recirculé au régime nominal peut être réduit, ce qui permet de limiter les pertes de charges et autres inconvénients évoqués plus haut. Quant à la pompe électrique, son fonctionnement étant limité au besoin de rallumage en vol, elle ne sera mise en marche que très rarement, voire jamais. La probabilité de panne est donc très réduite et l'impact sur la fiabilité de l'ensemble du dispositif d'alimentation en carburant pour toutes les configurations de fonctionnement attendues est très limité. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The object of the invention is to provide a fuel supply device for a gas turbine engine engine enabling an unmanned flight re-ignition of a starter at low autorotation speeds. while not having the aforementioned drawbacks. This object is achieved by means of a device comprising a low pressure fuel pump, a high pressure fuel pump connected to the outlet of the low pressure pump by a low pressure fuel line, a metering unit having an inlet connected to the outlet of the a high-pressure pump, a high-pressure fuel line connected at the outlet of the metering unit for delivering fuel to the engine, and a control unit arranged for driving the metering unit in order to deliver a flow rate at the outlet of the metering unit; controlled fuel system, wherein a branch circuit comprising an electric pump is connected between an upstream point on the low pressure fuel line and a downstream point on the high pressure fuel line, and in that the regulator is arranged to control the driving of the electric pump in response to a re-ignition command of the engine in flight. The design of the high pressure pump can thus be dictated solely by the need to deliver the required fuel flow at the high engine speeds. Over-sizing is not required to ensure a minimum flow rate at low rotational speeds, the recirculated flow rate at nominal speed can be reduced, which limits the pressure losses and other disadvantages mentioned above. As for the electric pump, its operation being limited to the need for reignition in flight, it will be started very rarely, if ever. The probability of failure is therefore very small and the impact on the reliability of the entire fuel supply device for all expected operating configurations is very limited.
De préférence, le circuit de dérivation comprend en outre une vanne de fermeture en série avec la pompe électrique et l'unité de régulation est agencée pour commander l'ouverture de la vanne de fermeture et l'entraînement de la pompe électrique en réponse à un ordre de rallumage du moteur en vol. Ainsi, le circuit de dérivation peut être isolé efficacement lors du fonctionnement normal du dispositif d'alimentation en carburant. De préférence, lorsque le dispositif d'alimentation en carburant comprend en outre un clapet de coupure en stop et de pressurisation monté sur la conduite de carburant haute pression, le point aval de raccordement du circuit de dérivation est situé en aval du clapet de coupure en stop et de pressurisation. L'invention vise aussi un moteur d'avion à turbine à gaz équipé d'un dispositif d'alimentation en carburant tel que défini ci-avant. Preferably, the branch circuit further comprises a closing valve in series with the electric pump and the control unit is arranged to control the opening of the closing valve and the driving of the electric pump in response to a order to restart the engine in flight. Thus, the bypass circuit can be effectively isolated during normal operation of the fuel supply device. Preferably, when the fuel supply device further comprises a stop valve and pressurization valve mounted on the high-pressure fuel line, the downstream connection point of the bypass circuit is located downstream of the shut-off valve. stop and pressurization. The invention also relates to a gas turbine engine equipped with a fuel supply device as defined above.
Brève description des dessins D'autres particularités de l'invention ressortiront à la lecture de la description faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue très schématique d'un moteur d'avion 35 à turbine à gaz ; et - la figure 2 est un schéma d'un dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz selon un mode de réalisation de l'invention. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other particularities of the invention will emerge on reading the following description, given by way of non-limiting indication, with reference to the appended drawings, in which: FIG. 1 is a very diagrammatic view of a gas turbine engine 35; and FIG. 2 is a diagram of a gas turbine engine engine fueling device according to one embodiment of the invention.
Description détaillée de modes de réalisation de l'invention L'invention s'applique aux moteurs d'avion à turbine à gaz tel que notamment le moteur à turbine à gaz double corps représenté très schématiquement sur la figure 1, l'invention étant aussi applicable à des moteurs à turbine à gaz à un seul corps ou à plus de deux corps. DETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS OF THE INVENTION The invention applies to gas turbine engine engines such as in particular the double-body gas turbine engine shown very schematically in FIG. 1, the invention being also applicable. gas turbine engines with one body or more than two bodies.
Le moteur de la figure 1 comprend une chambre de combustion 1, les gaz de combustion issus de la chambre 1 entraînant une turbine haute-pression (HP) 2 et une turbine basse-pression (BP) 3. La turbine HP 2 est couplée par un arbre HP à un compresseur HP 4 alimentant la chambre de combustion en air sous pression tandis que la turbine BP 3 est couplée à une soufflante 5 en entrée du moteur au moyen d'un arbre BP coaxial à l'arbre HP. Une boîte de relais d'accessoires ou AGB 7 est reliée par une prise de puissance mécanique 9 à un arbre de turbine et comprend un ensemble de pignons pour l'entraînement de différents accessoires tels que des pompes, un ou plusieurs démarreurs/générateurs, un ou plusieurs générateurs à aimants permanents,... La figure 2 est un schéma d'un dispositif d'alimentation en carburant pour un moteur tel que par exemple celui de la figure 1, selon un mode de réalisation de l'invention. The engine of FIG. 1 comprises a combustion chamber 1, the combustion gases coming from the chamber 1 driving a high-pressure turbine (HP) 2 and a low-pressure turbine (LP) 3. The HP turbine 2 is coupled by an HP shaft to an HP 4 compressor supplying the combustion chamber with pressurized air while the LP turbine 3 is coupled to a fan 5 at the engine inlet by means of a BP shaft coaxial with the HP shaft. An accessory relay box or AGB 7 is connected by a mechanical power plug 9 to a turbine shaft and comprises a set of gears for driving various accessories such as pumps, one or more starters / generators, a or several generators with permanent magnets, ... Figure 2 is a diagram of a fuel supply device for an engine such as for example that of Figure 1, according to one embodiment of the invention.
Le dispositif d'alimentation en carburant de la figure 2 comprend une pompe carburant basse pression 10 recevant du carburant provenant d'un réservoir (non représenté) de l'avion. Une conduite 12 de carburant basse pression relie la sortie de la pompe 10 à l'entrée d'une pompe carburant haute pression 14, par exemple une pompe volumétrique à engrenages entraînée par couplage à un pignon d'AGB. Une unité de dosage carburant, ou FMU, 20 reçoit du carburant délivré par la pompe 14 et délivre un débit de carburant contrôlé sur une conduite de carburant haute pression 30 pour alimenter des injecteurs 32 de la chambre de combustion 1 du moteur. La FMU 20 comporte une vanne de dosage 22 dont la sortie 22s est reliée à la conduite 30 et une soupape de dérivation 24 dont la sortie 24s est reliée à l'entrée de la pompe haute pression 14 via une conduite de retour 26. La sortie de la pompe haute pression 14 est reliée en commun à l'entrée 22e de la vanne de dosage 22 et à l'entrée 24e de la soupape de dérivation 24. Cette dernière a une première chambre de commande 24a portée à la pression en sortie de la pompe haute pression 14 et une deuxième chambre de commande 2412 portée à la pression en sortie de la vanne de dosage 22 pour maintenir entre l'entrée 22e et la sortie 22s de la vanne de dosage 22 une différence de pression AP sensiblement constante fonction d'un ressort de tarage 24c incorporé à la chambre 2412. The fuel supply device of Figure 2 comprises a low pressure fuel pump 10 receiving fuel from a tank (not shown) of the aircraft. A low pressure fuel line 12 connects the output of the pump 10 to the inlet of a high pressure fuel pump 14, for example a positive displacement gear pump driven by coupling to an AGB gear. A fuel metering unit, or FMU, receives fuel delivered by the pump 14 and delivers a controlled fuel flow to a high pressure fuel line 30 to supply injectors 32 to the combustion chamber 1 of the engine. The FMU 20 comprises a metering valve 22 whose output 22s is connected to the pipe 30 and a bypass valve 24 whose output 24s is connected to the inlet of the high pressure pump 14 via a return line 26. The output of the high pressure pump 14 is connected in common to the inlet 22e of the metering valve 22 and to the inlet 24e of the bypass valve 24. The latter has a first control chamber 24a brought to the pressure at the outlet of the the high pressure pump 14 and a second control chamber 2412 brought to the pressure at the outlet of the metering valve 22 to maintain a pressure difference AP substantially constant between the inlet 22e and the outlet 22s of the metering valve 22; a calibration spring 24c incorporated in the chamber 2412.
La position de la vanne de dosage 22, qui détermine le débit de carburant fourni à la conduite 30, est pilotée par une servo-valve 28. La servo-valve 28 a un port haute pression 28a porté à la pression en sortie de la pompe haute pression 14, un port basse pression 2812 porté à la sortie de la pompe basse pression 12 et est commandée par une unité de régulation moteur, ou ECU, 50 afin de positionner la vanne de dosage 22 en fonction d'une valeur de consigne de débit de carburant à fournir à la chambre de combustion 1. Le carburant excédentaire fourni par la pompe haute pression 14 est recirculé via la conduite de retour 26. Une unité de coupure stop et de pressurisation 40 comprend un clapet de coupure 42 monté sur la conduite 30 et piloté par une servovalve 44. Le clapet de coupure 42 est amené en position de fermeture pour interrompre l'alimentation en carburant de la chambre de combustion 1 en réponse à un ordre d'arrêt moteur reçu par la servo-valve 44 en provenance de l'ECU 50 ou du cockpit de l'avion, ou lorsque la pression dans la conduite 30 est inférieure à un seuil d'ouverture prédéterminé. La servo-valve 44 est reliée à une chambre de commande du clapet de coupure 42a pour y appliquer une pression modulée entre les pressions présentes sur ses ports haute pression 44a et basse pression 4412. Hors ordre d'arrêt moteur, la servo-valve 44 est positionnée pour que la pression dans la chambre de commande 42a du clapet 42, augmentée de l'effort exercé par un ressort de rappel 4212, corresponde au seuil d'ouverture du clapet 42, c'est-à-dire au seuil de pressurisation du carburant autorisant l'alimentation de la chambre de combustion 1 au démarrage du moteur au sol. The position of the metering valve 22, which determines the flow of fuel supplied to the pipe 30, is controlled by a servo valve 28. The servo valve 28 has a high pressure port 28a brought to the pressure at the outlet of the pump high pressure 14, a low pressure port 2812 carried at the output of the low pressure pump 12 and is controlled by a motor control unit, or ECU, 50 to position the metering valve 22 according to a set value of fuel flow to be supplied to the combustion chamber 1. The excess fuel supplied by the high pressure pump 14 is recirculated via the return line 26. A stop and pressurization unit 40 comprises a cut-off valve 42 mounted on the pipe 30 and driven by a servovalve 44. The shutoff valve 42 is brought into the closed position to interrupt the fuel supply of the combustion chamber 1 in response to an engine stop command received by the servo valve 44 in the closed position. maintaining the ECU 50 or cockpit of the aircraft, or when the pressure in the pipe 30 is below a predetermined opening threshold. The servo valve 44 is connected to a control chamber of the shutoff valve 42a to apply a modulated pressure between the pressures present on its high pressure ports 44a and 4412 low pressure. Out of order engine stop, the servo valve 44 is positioned so that the pressure in the control chamber 42a of the valve 42, increased by the force exerted by a return spring 4212, corresponds to the opening threshold of the valve 42, that is to say to the threshold of pressurization fuel allowing the supply of the combustion chamber 1 when starting the engine on the ground.
Un dispositif d'alimentation en carburant tel que décrit ci-avant est bien connu en soi. De façon connue également, il peut comporter divers filtres et échangeurs de chaleur, notamment montés sur la conduite de carburant basse pression 12. Conformément à l'invention, un circuit de dérivation 60 comprenant une pompe électrique 62 est branché entre un point amont 60a situé sur la conduite de carburant basse pression 12 et un point aval 60b situé sur la conduite de carburant haute pression 30, en aval de l'unité 40 de coupure en stop et de pressurisation. La pompe électrique 62 est une pompe d'assistance au rallumage du moteur en vol. Elle comprend une pompe volumétrique 62a, par exemple à engrenages, entraînée par un moteur électrique 6212 commandé par l'ECU 50. De préférence, une vanne de fermeture 64 est montée en série avec la pompe électrique 62 sur le circuit de dérivation 60. La vanne 64 est par exemple une électrovanne pilotée par un actionneur électro- magnétique 64a commandé par l'ECU 50. Lors du fonctionnement normal du moteur, la pompe électrique 62 est à l'arrêt et la vanne de fermeture 64 est en position fermée en l'absence d'excitation de l'actionneur 64a. Le circuit de dérivation 60 est ainsi coupé et ne perturbe pas l'alimentation du moteur en carburant avec débit contrôlé. Lorsqu'à la suite d'un arrêt moteur en vol, un rallumage du moteur qui se trouve en autorotation est désiré, un ordre de rallumage est envoyé à l'ECU 50 depuis le cockpit de l'avion. En réponse à l'ordre d'allumage, l'ECU 50 commande l'excitation de l'actionneur 64a pour ouvrir la vanne de fermeture 64 et commande le démarrage du moteur électrique 6212 pour entraîner la pompe électrique d'assistance 62. L'arrêt du moteur 6212 et l'interruption de l'excitation de l'actionneur 64a sont commandés par l'ECU 50 après rallumage du moteur par exemple par envoi d'un ordre d'arrêt d'assistance à l'ECU 50 depuis le cokpit de l'avion ou par détection du franchissement d'un seuil de vitesse de rotation d'un arbre de turbine, une information représentative de cette vitesse de rotation étant de toute façon reçue par l'ECU 50. Ainsi, pour le rallumage en vol, un débit minimum de carburant peut être assuré quelle que soit la vitesse de rotation du moteur. En outre, pour la définition de la pompe carburant haute pression, on s'affranchit de la contrainte de fourniture d'un débit minimum de carburant à de faibles vitesses de rotation du moteur. On peut ainsi, sans surdimensionnement de la pompe carburant haute pression, satisfaire l'exigence de rallumage en vol à une vitesse d'autorotation du moteur représentant une faible fraction de la vitesse de rotation nominale. A fuel supply device as described above is well known per se. In a manner also known, it may comprise various filters and heat exchangers, in particular mounted on the low-pressure fuel line 12. According to the invention, a branch circuit 60 comprising an electric pump 62 is connected between an upstream point 60a located on the low pressure fuel line 12 and a downstream point 60b located on the high pressure fuel line 30, downstream of the unit 40 of stop cut and pressurization. The electric pump 62 is a pump for assisting the reignition of the engine in flight. It comprises a positive displacement pump 62a, for example a gear pump, driven by an electric motor 6212 controlled by the ECU 50. Preferably, a closing valve 64 is connected in series with the electric pump 62 on the branch circuit 60. valve 64 is for example a solenoid valve controlled by an electromagnetic actuator 64a controlled by the ECU 50. During normal operation of the motor, the electric pump 62 is at a standstill and the closing valve 64 is in the closed position in the closed position. lack of excitation of the actuator 64a. The bypass circuit 60 is thus cut off and does not disturb the fuel supply to the engine with controlled flow. When, following an engine stop in flight, a re-ignition of the engine which is in autorotation is desired, a re-ignition command is sent to the ECU 50 from the cockpit of the aircraft. In response to the ignition command, the ECU 50 controls the excitation of the actuator 64a to open the closing valve 64 and controls the starting of the electric motor 6212 to drive the electric assist pump 62. stopping of the motor 6212 and the interruption of the excitation of the actuator 64a are controlled by the ECU 50 after restarting the engine, for example by sending an assistance stopping command to the ECU 50 from the cokpit of the aircraft or by detecting the crossing of a rotational speed threshold of a turbine shaft, information representative of this rotational speed being received by the ECU 50 anyway. Thus, for re-ignition in flight , a minimum fuel flow can be assured regardless of the speed of rotation of the engine. In addition, for the definition of the high pressure fuel pump, it is overcome the constraint of providing a minimum fuel flow at low rotational speeds of the engine. It is thus possible, without oversizing the high pressure fuel pump, to meet the requirement of re-ignition in flight at an autorotation speed of the engine representing a small fraction of the nominal rotational speed.
Dans le mode de réalisation décrit ci-avant, le point de raccordement aval 60b du circuit de dérivation 60 se situe en aval du clapet de coupure 42, ce qui permet d'alimenter le moteur pour rallumage indépendamment du seuil d'ouverture du clapet de coupure 42. On pourra toutefois situer le point de raccordement aval 60b entre la FMU 20 et le clapet de coupure 42 dès lors que la pression dans le circuit de dérivation 60 après démarrage de la pompe d'assistance 62 suffit pour ouvrir le clapet de coupure 42. In the embodiment described above, the downstream connection point 60b of the bypass circuit 60 is located downstream of the shut-off valve 42, which makes it possible to supply the engine for reignitioning independently of the opening threshold of the shut-off valve. 42. However, it is possible to locate the downstream connection point 60b between the FMU 20 and the shut-off valve 42 as soon as the pressure in the bypass circuit 60 after starting the assistance pump 62 is sufficient to open the shut-off valve. 42.