FR2969701A1 - Method for managing heat exchange between e.g. fuel in turbojet engine of airplane, involves controlling derivation of fraction of oil flow from exchanger, where derived fraction is equal to maximum fraction of oil flow - Google Patents
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Abstract
Description
Arrière-plan de l'invention Background of the invention
L'invention concerne la gestion d'échanges thermiques entre fluides dans une turbomachine aéronautique, notamment un turbomoteur d'avion. Dans un tel turbomoteur, il est usuel d'inclure un échangeur huile/air et un échangeur huile/carburant dans un circuit d'huile de lubrification et/ou de refroidissement, l'échangeur huile/air ou ACOC ("Air 10 Cooled Oil Cooler") étant en amont ou en aval de l'échangeur huile/carburant ou FCOC ("Fuel Cooled Oil Cooler") ou encore MHX ("Main Heat eXchanger"), L'échangeur huile/air est parcouru ou balayé par un flux d'air provenant de l'extérieur. En environnement froid, une quantité importante 15 des calories véhiculées par l'huile est dissipée dans l'échangeur huile/air, limitant la capacité de l'huile à réchauffer le carburant dans l'échangeur huile/carburant. Or, dans un tel environnement, de l'eau présente dans le carburant peut givrer perturbant l'alimentation en carburant des injecteurs de la chambre de combustion du turbomoteur et perturbant la commande 20 de différents organes à positions ajustables (organes souvent dénommés "géométries variables") utilisant le carburant comme fluide hydraulique. En environnement froid, il existe donc un risque que les échanges thermiques entre l'huile et le carburant soient insuffisants pour éviter le givrage du carburant. 25 Pour résoudre ce problème, il a été proposé de moduler le flux d'air provenant à l'échangeur huile/air au moyen d'une vanne commandée de manière à piloter indirectement la température du carburant. Toutefois, cette solution requiert l'installation d'un équipement supplémentaire, ce qui est pénalisant en termes de masse, de coût et de fiabilité, un tel 30 équipement étant sensible à l'ingestion de corps ou particules véhiculés par l'air, par exemple de la glace ou du sable. Une autre solution connue consiste à prévoir un échangeur huile/carburant spécifique pour le carburant utilisé comme fluide hydraulique pour le pilotage géométries variables. Le débit de 35 carburant étant faible en comparaison avec celui alimentant les injecteurs 1 pie la ehambre de combustion, [t réchauffage es P us aisé, éliminant pratiquement le risque de présence de givre. Toutefois, il s'agit là aussi d'un équipement supplémentaire dont la présence est pénalisante en termes de masse, de coût et de fiabilité et l'absence de givre dans le flux de carburant alimentant les injecteurs n'est pas garantie. Il a encore été proposé d'adjoindre à l'échangeur huile/air une conduite de dérivation et une vanne permettant de dériver totalement l'huile hors de l'échangeur huile/air pour assurer un réchauffage efficace du carburant en cas de besoin. Un tel besoin existe en environnement froid. Or, il existe alors un risque de figeage de l'huile présente dans 10 l'échangeur et ne circulant plus, sous l'effet du flux d'air de refroidissement, entraînant une congestion de l'échangeur et induisant un retard de la circulation d'huile dans l'échangeur lorsqu'elle est à nouveau souhaitée. The invention relates to the management of heat exchanges between fluids in an aerospace turbomachine, in particular an aircraft turbine engine. In such a turbine engine, it is customary to include an oil / air exchanger and an oil / fuel exchanger in a lubricating and / or cooling oil circuit, the oil / air exchanger or ACOC ("Air Cooled Oil"). Cooler ") being upstream or downstream of the oil / fuel or FCOC exchanger (" Fuel Cooled Oil Cooler ") or MHX (" Main Heat eXchanger "), the oil / air exchanger is traversed or swept by a flow air from outside. In cold environment, a significant amount of the calories carried by the oil is dissipated in the oil / air exchanger, limiting the ability of the oil to heat the fuel in the oil / fuel exchanger. However, in such an environment, the water present in the fuel can freeze disturbing the fuel supply of the injectors of the combustion chamber of the turbine engine and disrupting the control 20 of various members with adjustable positions (often called "variable geometries" ") using the fuel as a hydraulic fluid. In cold environment, there is therefore a risk that the thermal exchanges between the oil and the fuel are insufficient to prevent the icing of the fuel. To solve this problem, it has been proposed to modulate the flow of air from the oil / air exchanger by means of a valve controlled so as to indirectly control the temperature of the fuel. However, this solution requires the installation of additional equipment, which is detrimental in terms of weight, cost and reliability, such equipment being sensitive to the ingestion of bodies or particles carried by the air, by example of ice or sand. Another known solution consists in providing a specific oil / fuel exchanger for the fuel used as hydraulic fluid for controlling variable geometries. The fuel flow rate is low compared to that of the fuel injectors, which reduces the risk of frost. However, this is also an additional equipment whose presence is detrimental in terms of weight, cost and reliability and the absence of frost in the fuel flow to the injectors is not guaranteed. It has also been proposed to add to the oil / air exchanger a bypass line and a valve to completely divert the oil out of the oil / air exchanger to ensure efficient heating of the fuel when needed. Such a need exists in a cold environment. However, there is then a risk of freezing of the oil present in the exchanger and no longer circulating, under the effect of the cooling air flow, resulting in congestion of the exchanger and inducing a delay in circulation. oil in the exchanger when it is again desired.
15 Objet et résumé de l'invention Object and summary of the invention
La présente invention a notamment pour but d'assurer en environnement froid un réchauffage suffisant du carburant pour éviter son givrage sans prévoir un équipement additionnel tel qu'une vanne de 20 modulation du flux d'air amené à l'échangeur huile/air ou un échangeur huile/carburant spécifique pour le carburant utilisé comme fluide hydraulique, et sans risque ou pratiquement sans risque de congestion de l'échangeur huile/air. Ce but est atteint grâce à un procédé de gestion d'échanges 25 thermiques entre fluides dans une turbomachine aéronautique comprenant : au moins un circuit d'huile destiné à être parcouru par un flux d'huile ; un échangeur huile/air monté dans le circuit d'huile et agencé pour recevoir un flux d'air de refroidissement ; une conduite de dérivation pour dériver au moins une fraction du flux d'huile hors de l'échangeur 30 huile/air ; et un échangeur huile/carburant monté dans le circuit d'huile et agencé pour être parcouru par un flux de carburant circulant dans une conduite de carburant alimentant des injecteurs d'une chambre de combustion de la turbomachine, procede selon lequel on utilise une information représentative 35 de la température de l'air amené a l'échangeur huile/air et on favorise le ilduflage du Lat butant en eulunlandant I~j dérivation d'une fraction du flux d'huile hors de l'échangeur huile/air, la fraction de flux d'huile dérivée étant au plus égale à une fraction maximale inférieure à lao % du flux d'huile lorsque la température d'air est inférieure à un seuil de température prédéterminé. Ainsi, en environnement particulièrement froid, un débit d'huile minimum continue à traverser l'échangeur huile/air, éliminant le risque de congestion de celui-ci. La fraction maximale du flux d'huile peut être choisie au plus égale à 90 %. Ainsi, la capacité de réchauffage du carburant par l'huile est 10 largement préservée. Selon une particularité du procédé, on utilise en outre une information de débit de carburant représentative du débit de carburant circulant dans la conduite de carburant et on commande la dérivation d'une fraction du flux d'huile dérivée hors de l'échangeur huile/air dans la 15 limite de ladite fraction maximale lorsque la température d'air est inférieure au seuil de température prédéterminé et lorsque le débit de carburant est inférieur à un seuil de débit prédéterminé. Selon une autre particularité du procédé, on autorise la dérivation totale du flux d'huile hors de l'échangeur huile/air lorsque la 20 température d'air est inférieure au seuil de température prédéterminé et lorsque le débit de carburant n'est pas inférieur au seuil de débit prédéterminé. Le seuil de débit de carburant prédéterminé peut être choisi à une valeur intermédiaire entre la valeur de débit correspondant au régime 25 de croisière et la valeur de débit correspondant au plein régime. Ainsi, en environnement particulièrement froid, le flux d'huile peut être totalement dérivé hors de l'échangeur huile/air et permettre un réchauffage efficace du carburant lorsque le débit de celui-ci est élevé, typiquement au décollage. Les phases de fonctionnement à débit de 30 carburant élevé étant de durée limitée, le risque de figeage de l'huile restant dans l'échangeur est réduit, voire nul. De plus, de telles phases de fonctionnement se déroulent généralement à basse altitude de sorte que température de l'air amené à l'échangeur huile/air est plus élevée qu'en altitude de croisière. Cela est d'autant plus notable lorsque l'air amené à 35 l'échangeur hu!le,iair est pieleve après avoir traversé !a soufflante du distributeur et a ainsi été réchauffé par son passage dans la soufflante tournant à régime élevé. Le seuil de température prédéterminé est choisi à une valeur par exemple comprise entre -20°C et -50°C. Selon encore une autre particularité du procédé, on utilise une information représentative de la température de carburant alimentant les injecteurs et on commande la fraction de flux d'huile dérivée hors de l'échangeur huile/air pour amener la température du carburant à une valeur aussi élevée que possible, dans la limite d'une température de 10 consigne prédéterminée, quelle que soit la température d'air. La température de consigne prédéterminée Tc peut être telle que Tc = Tk - AT où Tk est la température de cokéfaction du carburant et AT une marge de sécurité par exemple comprise entre O°C et 50°C. La présente invention a aussi pour but de fournir un système 15 permettant la mise en oeuvre du procédé. Ce but est atteint grâce à un système de gestion d'échanges thermiques entre fluides dans une turbomachine aéronautique, comprenant : - un circuit d'huile destiné à être parcouru par un flux d'huile de 20 lubrification et/ou de refroidissement, - un échangeur huile/air monté dans un circuit d'huile, agencé pour recevoir un flux d'air de refroidissement, - une conduite de dérivation d'huile hors de l'échangeur huile/air, 25 - une vanne à position variable permettant de faire varier une fraction du flux d'huile circulant dans le circuit d'huile et dérivée hors de l'échangeur huile/air par la conduite de dérivation, - un circuit de commande de la vanne à position variable, - un échangeur huile/carburant monté dans le circuit d'huile et 30 relié à une conduite de carburant pour être traversé par un flux de carburant alimentant des injecteurs d'une chambre de combustion de la turbomachine, - un capteur de température d'air apte à fournir une information représentative de la température de l'air amené à l'échangeur huile/air, et - un capteur de température de carburant apte à fournir une information représentative de la température du carburant amené aux injecteurs de la chambre de combustion, système dans lequel le circuit de commande de la vanne à position variable est relié au capteur de température d'air et est agencé pour favoriser le réchauffage du carburant en commandant la dérivation d'une fraction du flux d'huile hors de l'échangeur huile/air, tout en maintenant la fraction de flux d'huile dérivée au plus égale à une fraction maximale inférieure à 100 °Io de flux d'huile lorsque la température d'air 10 est inférieure à un seuil de température prédéterminé. Selon une particularité de ce système, le circuit de commande de la vanne à position variable est agencé pour recevoir en outre une information représentative du débit de carburant dans la conduite de carburant et pour commander ladite vanne afin de maintenir la fraction de 15 flux d'huile dérivée hors de l'échangeur huile/air dans la limite de ladite fraction maximale lorsque la température d'air est inférieure au seuil de température prédéterminé et lorsque le débit de carburant est inférieur à un seuil de débit prédéterminé. De préférence alors, le circuit de commande de la vanne à 20 position variable est agencé pour autoriser la dérivation de la totalité du flux d'huile hors de l'échangeur huile/air lorsque la température d'air est inférieure au seuil de température prédéterminé et lorsque le débit de carburant n'est pas inférieur au seuil de débit prédéterminé. Selon encore une autre particularité du système, le circuit de 25 commande de la vanne à position variable est agencé pour commander ladite vanne afin d'amener la température du carburant à une valeur aussi élevée que possible dans la limite d'une température de consigne prédéterminée quelle que soit la température d'air. L'invention vise encore une turbomachine aéronautique 0 comprenant un tel système. The present invention is intended in particular to ensure in a cold environment a sufficient heating of the fuel to prevent icing without providing additional equipment such as a modulating valve of the air flow to the oil / air exchanger or a specific oil / fuel exchanger for the fuel used as hydraulic fluid, and without risk or practically without risk of congestion of the oil / air exchanger. This object is achieved by a method for managing heat exchanges between fluids in an aeronautical turbomachine comprising: at least one oil circuit intended to be traversed by an oil flow; an oil / air exchanger mounted in the oil circuit and arranged to receive a flow of cooling air; a bypass line for diverting at least a fraction of the oil flow from the oil / air exchanger; and an oil / fuel exchanger mounted in the oil circuit and arranged to be traversed by a flow of fuel flowing in a fuel line feeding injectors of a combustion chamber of the turbomachine, a method according to which representative information is used 35 of the temperature of the air brought to the oil / air exchanger and it favors the Ilduflage Lat Latter in llunlantant I ~ j diversion of a fraction of the oil flow out of the exchanger oil / air, the fraction derived oil flow being at most equal to a maximum fraction less than 80% of the oil flow when the air temperature is below a predetermined temperature threshold. Thus, in a particularly cold environment, a minimum oil flow continues to pass through the oil / air exchanger, eliminating the risk of congestion thereof. The maximum fraction of the oil flow can be chosen at most equal to 90%. Thus, the ability of the fuel to heat the oil is largely preserved. According to a particularity of the method, fuel flow information representative of the fuel flow circulating in the fuel line is also used and the derivation of a fraction of the flow of oil derived from the oil / air exchanger is controlled. in the limit of said maximum fraction when the air temperature is below the predetermined temperature threshold and when the fuel flow rate is below a predetermined flow rate threshold. According to another particularity of the process, it is possible to completely bypass the oil flow from the oil / air exchanger when the air temperature is below the predetermined temperature threshold and when the fuel flow is not lower than the predetermined temperature threshold. at the predetermined flow threshold. The predetermined fuel flow rate threshold may be selected at an intermediate value between the flow rate value corresponding to the cruising speed and the flow rate value corresponding to the full speed. Thus, in a particularly cold environment, the oil flow can be completely derived from the oil / air exchanger and allow efficient heating of the fuel when the flow thereof is high, typically at takeoff. Since the operating phases with a high fuel flow rate are of limited duration, the risk of freezing of the oil remaining in the exchanger is reduced or even zero. In addition, such operating phases generally take place at low altitude so that the temperature of the air brought to the oil / air exchanger is higher than that of cruising altitude. This is all the more noticeable when the air supplied to the hu- man heat exchanger is exhausted after having passed through the fan of the distributor and has thus been warmed by its passage in the fan rotating at high speed. The predetermined temperature threshold is chosen at a value for example between -20 ° C and -50 ° C. According to another particularity of the method, information representative of the fuel temperature feeding the injectors is used and the fraction of oil flow derived from the oil / air exchanger is controlled to bring the temperature of the fuel to a value as low as as high as possible, within a predetermined set point temperature, regardless of the air temperature. The predetermined set temperature Tc may be such that Tc = Tk-AT where Tk is the coking temperature of the fuel and AT a safety margin for example between 0 ° C and 50 ° C. The present invention also aims to provide a system 15 for carrying out the method. This object is achieved by means of a system for managing heat exchange between fluids in an aerospace turbomachine, comprising: an oil circuit intended to be traversed by a flow of lubricating and / or cooling oil; oil / air exchanger mounted in an oil circuit, arranged to receive a flow of cooling air, - an oil bypass line out of the oil / air exchanger, - a variable position valve to make varying a fraction of the oil flow circulating in the oil circuit and derived from the oil / air exchanger by the bypass line, - a control circuit of the variable position valve, - a mounted oil / fuel exchanger in the oil circuit and connected to a fuel line to be traversed by a fuel flow supplying injectors of a combustion chamber of the turbomachine, - an air temperature sensor capable of providing information representing the temperature of the air supplied to the oil / air exchanger, and a fuel temperature sensor capable of supplying information representative of the temperature of the fuel supplied to the injectors of the combustion chamber, in which system the circuit of the variable position valve is connected to the air temperature sensor and is arranged to promote heating of the fuel by controlling the diversion of a fraction of the oil flow from the oil / air exchanger, while now the fraction of oil flow derived at most equal to a maximum fraction less than 100 ° Io of oil flow when the air temperature is below a predetermined temperature threshold. According to a feature of this system, the control circuit of the variable position valve is arranged to receive further information representative of the fuel flow in the fuel line and to control said valve to maintain the flow fraction of the fuel. oil derived from the oil / air exchanger within the limit of said maximum fraction when the air temperature is below the predetermined temperature threshold and when the fuel flow is below a predetermined flow rate threshold. Preferably then, the control circuit of the variable position valve is arranged to allow the derivation of the entire flow of oil out of the oil / air exchanger when the air temperature is below the predetermined temperature threshold. and when the fuel flow is not below the predetermined flow rate threshold. According to yet another particularity of the system, the control circuit of the variable position valve is arranged to control said valve in order to bring the temperature of the fuel as high as possible within the limit of a predetermined set temperature. whatever the air temperature. The invention also relates to an aerospace turbine engine 0 comprising such a system.
Brève description des dessins Brief description of the drawings
L'invention sera mieux comprise 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 simplifiée d'un turbomoteur d'avion ; - la figure 2 est un schéma simplifié montrant un mode de réalisation d'un système de l'invention ; - la figure 3 est un schéma simplifié montrant un autre mode de réalisation d'un système selon l'invention ; - la figure 4 est un organigramme simplifié montrant un mode de mise en oeuvre du procédé selon l'invention ; et - la figure 5 est un schéma simplifié montrant encore un autre mode de réalisation d'un système selon l'invention. The invention will be better understood on reading the description given below, by way of indication but not limitation, with reference to the accompanying drawings in which: - Figure 1 is a very simplified view of an aircraft turbine engine; FIG. 2 is a simplified diagram showing an embodiment of a system of the invention; FIG. 3 is a simplified diagram showing another embodiment of a system according to the invention; FIG. 4 is a simplified flowchart showing an embodiment of the method according to the invention; and FIG. 5 is a simplified diagram showing yet another embodiment of a system according to the invention.
Description détaillée de modes de réalisation de l'invention DETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS OF THE INVENTION
Un domaine d'application de l'invention est celui des turbomoteurs d'avion tel que par exemple celui représenté très schématiquement sur la figure 1. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines aéronautiques telles que des turbines d'hélicoptère. Le turbomoteur 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 2 est couplée par un arbre à un compresseur haute pression (HP) 4 alimentant la chambre de combustion 1 en air sous pression tandis que la turbine 3 est couplée par un autre arbre à une soufflante 5 en entrée du moteur. Une boîte de transmission 6, ou boîte de relais d'accessoires, est reliée par une prise de puissance mécanique 7 à un arbre de turbine et comprend un ensemble de pignons pour l'entraînement de différents équipements, notamment des pompes t au moins un générateur electi ique. 6 Sur la figure 2, la référence 10 désigne un circuit de carburant qui reçoit du carburant en provenance d'un réservoir 20 pour délivrer un débit de carburant régulé sur une conduite 22 alimentant une rampe 24 d'alimentation en carburant d'une pluralité d'injecteurs 26 de la chambre de combustion 1. Le circuit de carburant 10 comprend de façon connue, de l'amont vers l'aval dans le sens d'écoulement du carburant, une pompe basse pression 12, une pompe haute pression 14 et une unité de dosage carburant ou FMU ("Fuel Metering Unit") 16. Entre la pompe basse pression 12 et la pompe haute pression 14, le carburant traverse un échangeur de chaleur huile/carburant ou FCOC ("Fuel Cooled Oil Cooler") 34. En sortie de la pompe haute pression, le débit de carburant peut être partagé en une première fraction amenée à l'unité de dosage 16 pour fournir le débit de carburant régulé à la chambre de combustion et une deuxième fraction disponible sur une conduite 18 en tant que fluide hydraulique pour différents composants tels que des actionneurs ou servovalves. D'autres dispositifs tels qu'une unité de filtrage, une vanne de coupure, un débitmètre (non représentés) sont usuellement inclus dans le circuit de carburant. A field of application of the invention is that of aircraft turbine engines such as for example that shown very schematically in Figure 1. The invention is however applicable to other aviation turbomachines such as helicopter turbines. The turbine 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 turbine 2 is coupled by a shaft to a high pressure compressor (HP) 4 supplying the combustion chamber 1 with pressurized air while the turbine 3 is coupled by another shaft to a fan 5 at the engine inlet. A gearbox 6, or accessory relay box, is connected by a mechanical power take-off 7 to a turbine shaft and comprises a set of gears for driving various equipment, in particular pumps and at least one generator. electi ical. In FIG. 2, the reference numeral 10 designates a fuel circuit which receives fuel from a tank 20 to deliver a controlled fuel flow rate to a line 22 supplying a fuel supply manifold 24 of a plurality of engines. injectors 26 of the combustion chamber 1. The fuel circuit 10 comprises in known manner, from upstream to downstream in the direction of flow of the fuel, a low pressure pump 12, a high pressure pump 14 and a Fuel metering unit (FMU) 16. Between the low pressure pump 12 and the high pressure pump 14, the fuel passes through an oil / fuel heat exchanger or FCOC ("Fuel Cooled Oil Cooler") 34. At the output of the high pressure pump, the fuel flow can be divided into a first fraction fed to the metering unit 16 to provide the regulated fuel flow to the combustion chamber and a second fraction available on a line 18 as that e hydraulic fluid for different components such as actuators or servovalves. Other devices such as a filter unit, a shut-off valve, a flow meter (not shown) are usually included in the fuel system.
Egalement de façon connue, il est prévu un circuit d'huile 30 qui reçoit en entrée 30a un flux d'huile de lubrification et/ou de refroidissement. Ce flux d'huile peut être constitué par la réunion de différents flux provenant de différents ensembles utilisant de l'huile de lubrification et/ou refroidissement, la circulation de l'huile étant assurée par des pompes (non représentées). Ainsi, outre l'huile utilisée pour la lubrification et le refroidissement du moteur proprement dit, notamment des paliers d'arbres de turbines et compresseurs, le flux d'huile global peut comprendre de l'huile utilisée pour la lubrification de la boite de relais d'accessoires et de l'huile utilisée pour la lubrification et le refroidissement d'un ou plusieurs générateurs électriques. L'huile parvenant en entrée 30a traverse un échangeur de chaleur air/huile ou ACOC ("Air Cooled Oil Cooler") 32 puis l'échangeur FCOC 34, avant d'être retournée à partir d'une sortie vers les différents ensembles du turbomoteur utilisant l'huile. Also in known manner, there is provided an oil circuit 30 which receives at input 30a a flow of lubricating oil and / or cooling. This flow of oil can be constituted by the joining of different streams from different sets using lubricating oil and / or cooling, the circulation of the oil being provided by pumps (not shown). Thus, in addition to the oil used for the lubrication and cooling of the engine itself, including shaft bearings of turbines and compressors, the overall oil flow may include oil used for the lubrication of the relay box of accessories and oil used for the lubrication and cooling of one or more electric generators. The oil arriving at the inlet 30a passes through an air / oil heat exchanger or ACOC ("Air Cooled Oil Cooler") 32 and the exchanger FCOC 34, before being returned from an outlet to the different sets of the turbine engine using the oil.
L'ACOC 32 peut être du type a refroidissement de surface, ( 'est- e uvec dus conduits d'huile clans l'eehungeur balayés par un flux d'air F sur une face de l'échangeur. Dans le cas d'un turbomoteur double flux avec un flux primaire "chaud" traversant l'ensemble compresseur HP, chambre de combustion et turbines HP et BP et un flux secondaire "froid" issu de la soufflante et contournant cet ensemble, un tel échangeur est par exemple logé sur une paroi du canal du flux secondaire, immédiatement en aval de la soufflante. L'ACOC 32 peut aussi être du type échangeur à plaques air/huile logé par exemple dans le carter de soufflante. L'air traversant l'échangeur peut alors être prélevé dans le flux secondaire puis être réinjecté dans 10 celui-ci. En variante, l'air traversant l'échangeur peut être prélevé à l'extérieur du carter de soufflante pour être ensuite rejeté à l'extérieur ou injecté dans le flux secondaire. Une unité de régulation électronique ou ECU 40 assure la régulation de la turbomachine. L'ECU 40 est notamment reliée à l'unité de 15 dosage carburant 16 pour réguler le débit de carburant fourni aux injecteurs à une valeur de consigne souhaitée en fonction du régime de fonctionnement du turbomoteur. Les échanges thermiques entre fluides (carburant, huile, air) sont gérés en commandant la dérivation éventuelle hors de l'échangeur 20 ACOC 32 de tout ou partie du flux d'huile circulant dans le circuit d'huile. A cet effet, dans le mode de réalisation de la figure 2, une vanne 36 à trois voies est montée dans le circuit d'huile immédiatement en aval de l'ACOC 32, la vanne 36 ayant une première entrée 36a reliée à la sortie d'huile de l'ACOC 32, une deuxième entrée 36b reliée à une 25 conduite de dérivation 38 reliée au circuit d'huile immédiatement en amont de l'ACOC 32 et une sortie 36c reliée au circuit d'huile. La vanne 36 est à position variable commandée pouvant prendre toute position entre une première position extrême dans laquelle l'entrée 36b est fermée et l'entrée 36a est ouverte (pas de dérivation d'huile hors de l'ACOC 32) et 30 une deuxième position extrême dans laquelle l'entrée 36a est fermée et l'entrée 36b est ouverte (dérivation de tout le flux d'huile hors de l'ACOC 32). La vanne 36 peut être une vanne électrique ou une vanne électro-hydraulique utilisant le carburant comme fluide hydrauliquei Un capteur 28 fournit une information représentative de la 35 température Ti du carburant Injecte clen,;' la chambre de combustion du tulbemuteui. Ull tel capteul est habituellement présent dans un The ACOC 32 may be of the surface cooled type, with oil ducts in the air-swept chamber F on one side of the exchanger. dual-flow turbine engine with a "hot" primary flow through the HP compressor assembly, combustion chamber and HP and LP turbines and a "cold" secondary flow from the fan and bypassing this assembly, such an exchanger is for example housed on a wall of the secondary flow channel, immediately downstream of the blower The ACOC 32 may also be of the air / oil plate exchanger type housed for example in the blower housing, the air passing through the exchanger may then be taken from the blower housing. The secondary flow can then be re-injected into it, alternatively, the air passing through the heat exchanger can be taken outside the fan casing and subsequently discharged to the outside or injected into the secondary flow. electronic control or ECU 40 regulates the turbomachine. The ECU 40 is in particular connected to the fuel metering unit 16 for regulating the fuel flow rate supplied to the injectors at a desired setpoint as a function of the operating speed of the turbine engine. Thermal exchanges between fluids (fuel, oil, air) are managed by controlling the possible diversion out of the exchanger 20 ACOC 32 of all or part of the flow of oil circulating in the oil circuit. For this purpose, in the embodiment of FIG. 2, a three-way valve 36 is mounted in the oil circuit immediately downstream of the ACOC 32, the valve 36 having a first inlet 36a connected to the outlet of the ACOC oil 32, a second inlet 36b connected to a bypass line 38 connected to the oil circuit immediately upstream of the ACOC 32 and an outlet 36c connected to the oil circuit. The valve 36 is a controllable variable position that can take any position between a first end position in which the inlet 36b is closed and the inlet 36a is open (no oil bypass outside the ACOC 32) and a second extreme position in which the inlet 36a is closed and the inlet 36b is open (bypassing all the oil flow out of the ACOC 32). The valve 36 may be an electric valve or an electro-hydraulic valve using the fuel as a hydraulic fluid. A sensor 28 provides information representative of the temperature of the fuel injection fuel. the combustion chamber of the tulbemuteui. Ull such a capteul is usually present in a
turbomoteur. Le capteur 28 peut être monté sur la conduite 22 immédiatement en amont de son raccordement avec la rampe 24 d'alimentation des injecteurs 26. En variante, on pourrait disposer un ou plusieurs capteurs sur les injecteurs ou à proximité de ceux-ci. La valeur retenue pour la température de carburant injecté est alors la valeur relevée la plus élevée ou une valeur dérivée de cette dernière par application d'une loi pré-établie par exemple expérimentalement pour refléter au mieux la valeur réelle de la température du carburant injecté. turbine engine. The sensor 28 can be mounted on the pipe 22 immediately upstream of its connection with the supply nozzle 24 of the injectors 26. Alternatively, one or more sensors could be placed on the injectors or in the vicinity thereof. The value selected for the injected fuel temperature is then the highest value recorded or a value derived from the latter by application of a law preset for example experimentally to better reflect the actual value of the temperature of the fuel injected.
Un autre capteur 29 fournit une information représentative de la température Ta de l'air de refroidissement amené à l'ACOC 32. On pourra utiliser un capteur habituellement présent en entrée du moteur pour fournir une information représentative de la température (habituellement notée T12) de l'air entrant dans le moteur. Another sensor 29 provides information representative of the temperature Ta of the cooling air supplied to the ACOC 32. A sensor usually present at the input of the engine may be used to provide information representative of the temperature (usually denoted T12) of the air entering the engine.
La figure 3 illustre un mode de réalisation qui se distingue de celui de la figure 2 en ce que la vanne à position commandée associée à l'ACOC 32 et pilotée par l'ECU 40 est une vanne trois voies 36' placée en amont de l'ACOC 32. La vanne 36' a une entrée 36'a reliée au circuit d'huile, une première sortie 36'b reliée à l'entrée de l'ACOC 32 et une deuxième sortie 36'c reliée à l'entrée de la canalisation de dérivation 38' qui se raccorde au circuit d'huile immédiatement en aval de l'ACOC 32. La gestion des échanges thermiques par pilotage de la vanne 36 ou 36' est réalisée au moyen d'un circuit de régulation qui est avantageusement intégré à l'ECU 40, étant noté qu'un circuit de régulation spécifique distinct de l'ECU 40 pourrait aussi être utilisé. Un mode de fonctionnement du circuit de régulation est montré par la figure 4. Les informations représentatives de Ta et Ti sont utilisées ainsi qu'avantageusement une information représentative du débit Qc du carburant circulant dans la conduite 22. Cette information représentative du débit Qc peut être la valeur de consigne de débit fonction du régime souhaité du turbomoteur et utilisée pour commander l'unité de dosage carburant 16. On peut aussi utiliser une information fournie par un débitmètre monté sur la conduite 22. Un premier test (étape 50) consiste à vérifier si l'on se trouve en environnement particulierement froid en comparant la température Ta à uile Leiltperatule seuil Ib. tempetatut e 1-5 est choisie en fonction du risque de figeage d'huile restant dans l'ACOC 32 dans le cas où tout le flux d'huile dans le circuit d'huile est dérivé hors de l'ACOC 32 par la canalisation de dérivation 38 ou 38'. La température de seuil Ts est par exemple choisie entre -200C et -500C. Si Ta > Ts à l'étape 50, la température Tc est amenée à une valeur aussi élevée que possible dans la limite d'une valeur de consigne de carburant Tc (étape 52). Le réchauffage du carburant à une valeur aussi élevée que possible est en effet avantageux car il se traduit par une augmentation de l'énergie apportée à la chambre de combustion et 10 permet, pour un régime de fonctionnement donné, de minimiser la consommation de carburant. La valeur de consigne Tc est choisie telle que Tc = Tk - AT, Tk étant la température de cokéfaction du carburant et AT une marge de sécurité qui est choisie de préférence telle que 00C < AT < 50°C, de préférence encore telle que 10°C < AT < 30°C.FIG. 3 illustrates an embodiment that differs from that of FIG. 2 in that the controlled-position valve associated with the ACOC 32 and driven by the ECU 40 is a three-way valve 36 'placed upstream of the ACOC 32. The valve 36 'has an input 36'a connected to the oil circuit, a first output 36'b connected to the input of the ACOC 32 and a second output 36'c connected to the input of the bypass line 38 'which connects to the oil circuit immediately downstream of the ACOC 32. The heat exchange management by controlling the valve 36 or 36' is carried out by means of a control circuit which is advantageously integrated in the ECU 40, being noted that a specific control circuit distinct from the ECU 40 could also be used. An operating mode of the control circuit is shown in FIG. 4. The information representative of Ta and Ti is used as well as advantageously an information representative of the flow rate Qc of the fuel flowing in the duct 22. This information representative of the flow rate Qc can be the flow rate setpoint function of the desired speed of the turbine engine and used to control the fuel metering unit 16. It is also possible to use information provided by a flowmeter mounted on line 22. A first test (step 50) consists of checking if one is in a particularly cold environment by comparing the temperature Ta with the leilperatule threshold Ib. tempetatut e 1-5 is chosen according to the risk of congealing of oil remaining in the ACOC 32 in the case where all the flow oil in the oil circuit is derived out of the ACOC 32 by the branch line 38 or 38 '. The threshold temperature Ts is for example chosen between -200C and -500C. If Ta> Ts in step 50, the temperature Tc is brought to as high a value as possible within the limit of a fuel set point Tc (step 52). Heating the fuel to as high a value as possible is indeed advantageous because it results in an increase in the energy supplied to the combustion chamber and makes it possible, for a given operating speed, to minimize the fuel consumption. The set value Tc is chosen such that Tc = Tk-AT, Tk being the fuel coking temperature and AT a safety margin which is preferably selected such that 00C <AT <50 ° C, more preferably such that ° C <AT <30 ° C.
15 Si Ta < Ts, il est vérifié (étape 54) si le débit de carburant Q, est inférieur à une valeur de seuil Qcs. La valeur de seuil Qcs est choisie supérieure au débit de carburant Qu, correspondant au régime de croisière en vol du turbomoteur et inférieure au débit de carburant correspondant à un régime élevé, à savoir le régime de décollage, voire le régime de 20 montée. Par exemple, on pourra choisir QOE tel que 1,3 Qcn < Qcs <1,5 Qoe (exact ?). Si Qc < la vanne 36 ou 36' est pilotée pour porter la température T, à une valeur la plus élevée possible, dans la limite d'une fraction maximale Qhdmax du flux total d'huile Qh dérivée hors de l'ACOC 32 25 et dans la limite de la valeur de consigne Tc. La valeur Qhdmax est inférieure à 100 % de Qh, par exemple ou plus égale à 90 % de Qh. La garantie du maintien d'une circulation d'huile minimale dans l'ACOC 32 permet de combattre le risque de figeage de l'huile exposée au flux d'air de refroidissement en environnement particulièrement froid tout en 30 évitant le givrage du carburant du fait de la possibilité de dériver une très grande partie du flux d'huile hors de l'ACOC 32. Si Q, Qcs, la vanne 6 au 36' est commandée, afin d'optimiser le réchauffage du carburant, (étape 58 sans limitation de la fraction du flua d'huile dérivée hors de l'ACOC 32 mais en maintenant toujours la 35 température Ti du carburant <l i plu hgale a Tc Lus phases de fchirrioniicment à Qc sont nurmalement t~C dui ee limiteu, et la 2969701 Il température de l'air amené à l'ACOC est normalement plus élevée que lors du fonctionnement à Qc < QcS en altitude de croisière, comme déjà indiqué. Le risque de figeage de l'huile restant dans l'ACOC 32 est donc très limité dans le cas où tout ou pratiquement tout le flux d'huile est dérivé hors de l'ACOC 32 pendant ces phases de fonctionnement à Qc > Qcs- Il est souhaitable que le réchauffage du carburant à la température la plus élevée possible ne se fasse pas au détriment du maintien de la température d'huile dans une plage de valeurs souhaitée 10 dans chacun des ensembles du turbomoteur utilisant l'huile. On peut alors utiliser des capteurs fournissant au circuit de régulation des informations représentatives des températures d'huile dans ces différents ensembles afin de piloter la vanne 36 ou 36' prioritairement pour maintenir ces températures dans les limites souhaitées, la vanne 36 ou 36' étant alors 15 pilotée de manière à dériver tout le flux d'huile hors de l'ACOC 32 (température d'huile mesurée trop faible) ou à ne dériver aucune fraction du flux d'huile hors de l'ACOC 32 (température d'huile trop élevée). Le pilotage de la vanne 36 ou 36' pour assurer le réchauffage du carburant à température la plus élevée possible, comme décrit ci-avant, n'intervient 20 alors que si les températures d'huile mesurées sont dans les limites souhaitées.On notera que les étapes 54 et 58 sont préférées mais non nécessaires, une limitation à la valeur Qhdmax de la fraction de flux d'huile dérivée hors de l'échangeur huile/air pouvant être prévue en environnement froid quel que soit le débit de carburant.If Ta <Ts, it is checked (step 54) if the fuel flow Q, is less than a threshold value Qcs. The threshold value Qcs is chosen greater than the fuel flow Qu, corresponding to the engine's cruising speed in flight and less than the fuel flow corresponding to a high speed, namely the take-off speed, or even the climb speed. For example, we can choose QOE such that 1.3 Qcn <Qcs <1.5 Qoe (exact?). If Qc <valve 36 or 36 'is controlled to bring the temperature T, to a maximum value possible, within the limit of a maximum fraction Qhdmax of the total flow of oil Qh derived from the ACOC 32 25 and within the limit of the setpoint Tc. The value Qhdmax is less than 100% of Qh, for example or more equal to 90% of Qh. The guarantee of maintaining a minimum oil circulation in the ACOC 32 makes it possible to combat the risk of freezing the oil exposed to the cooling air flow in a particularly cold environment while avoiding the icing of the fuel due to the fact that the possibility of deriving a very large part of the oil flow from the ACOC 32. If Q, Qcs, the valve 6 to 36 'is controlled, in order to optimize the heating of the fuel, (step 58 without limitation of the fraction of the oil fluea derived from the ACOC 32 but still maintaining the temperature Ti of the fuel higher than normal at the cooling stages at Qc are, at the same time, limited, and the temperature the air supplied to the ACOC is normally higher than when operating at Qc <QcS at cruising altitude, as already indicated.The risk of freezing of the oil remaining in the ACOC 32 is therefore very limited in the case where all or almost all the oil flow is derived from the ACOC 32 during these operating phases at Qc> Qcs- It is desirable that the heating of the fuel to the highest possible temperature not be done at the expense of maintaining the oil temperature within a range of desired values in each of the turbine engine assemblies using the oil. It is then possible to use sensors supplying the control circuit with information representative of the oil temperatures in these different assemblies so as to drive the valve 36 or 36 'in priority to maintain these temperatures within the desired limits, the valve 36 or 36' then being 15 piloted so as to derive all the oil flow out of the ACOC 32 (measured oil temperature too low) or to derive no fraction of the oil flow out of the ACOC 32 (too much oil temperature high). The piloting of the valve 36 or 36 'to ensure the heating of the fuel at the highest possible temperature, as described above, then only intervenes if the oil temperatures measured are within the desired limits. It will be noted that steps 54 and 58 are preferred but not necessary, a limitation to the value Qhdmax of the fraction of oil flow derived from the oil / air exchanger can be provided in cold environment regardless of the fuel flow.
25 Dans ce cas, la vanne 36 ou 36' est pilotée pour commander la température Ti conformément à l'étape 52 ou à l'étape 56 selon que Ta < Ts ou non. On pourrait aussi alors utiliser une vanne deux voies 36" à 30 ouverture variable montée sur une conduite 38" en dérivation de l'ACOC 32, comme montré sur la figure 5. La vanne 36" est pilotée par l'ECU 40 comme décrit pour les étapes 52 et 56 selon que Ta < Ts ou non. La section de passage de la vanne 36" est commandée, en tenant compte de la section de passage der fluxx d'huile dans l'ACOC 32, pour que la fraction 35 du flux d'huile dérivée reste dans la limite de la fraction maximale I~<eci teiminue Q du flux totai d'huile dans le circuit d'huile. De préférence, la section de passage dans la vanne 36" est choisie pour qu'en pleine ouverture de celle-ci, cette fraction Qhdmax soit atteinte ou pratiquement atteinte. In this case, the valve 36 or 36 'is controlled to control the temperature Ti according to step 52 or 56 depending on whether Ta <Ts or not. It would also be possible to use a variable-opening two-way valve 36 "mounted on a line 38" in branch of the ACOC 32, as shown in FIG. 5. The valve 36 "is driven by the ECU 40 as described for FIG. steps 52 and 56 depending on whether Ta <Ts or not, the passage section of the valve 36 "is controlled, taking into account the passage section of the oil flowx in the ACOC 32, so that the fraction 35 of the Derived oil flow remains within the limit of the maximum fraction I ~ <decreases Q of the total flow of oil in the oil circuit. Preferably, the passage section in the valve 36 "is chosen so that in full opening thereof, this fraction Qhdmax is reached or almost reached.
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170719 |
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