FR2970303A1 - Circuit de carburant de turbomachine aeronautique a vanne de regulation de pression de carburant - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne un circuit de carburant (10) de turbomachine aéronautique, comportant une ligne principale de carburant (12) destinée à alimenter en carburant une chambre de combustion (24) de la turbomachine et comprenant une pompe volumétrique (20), une ligne auxiliaire de carburant (30) reliée à la ligne principale de carburant au niveau d'une jonction (32) située en aval de la pompe et destinée à alimenter en carburant des actionneurs hydrauliques (34) pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine, la ligne auxiliaire de carburant comprenant des servovalves électrohydrauliques (36) en amont de chaque vérin, et une vanne de régulation de pression de carburant (40) disposée sur la ligne principale de carburant en aval de la pompe.

Description

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général de la circulation de carburant dans une turbomachine. L'invention s'applique à tout type de turbomachine aéronautique et plus particulièrement aux turboréacteurs d'avion. Dans une turbomachine aéronautique, il est courant que le carburant soit utilisé non seulement comme combustible (dans la chambre de combustion de la turbomachine), mais également comme fluide hydraulique dans des actionneurs hydrauliques pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine (telles que les vannes de décharge d'air et les vannes permettant d'adapter la géométrie du compresseur de la turbomachine). A cet effet, le circuit de carburant d'une turbomachine comporte typiquement une ligne principale de carburant destinée à alimenter en carburant une chambre de combustion de la turbomachine, et une ligne auxiliaire de carburant reliée à la ligne principale de carburant et destinée à alimenter en carburant les actionneurs hydrauliques pour la commande des équipements à géométrie variable de la turbomachine. La ligne auxiliaire de carburant destinée à l'alimentation des actionneurs hydrauliques comporte des servovalves électrohydrauliques, c'est-à-dire des vannes hydrauliques commandées par des servomoteurs. Ces servovalves permettent de délivrer un débit calibré de carburant vers l'une ou l'autre des chambres d'un actionneur hydraulique et sont commandées par le calculateur électronique de la turbomachine (également appelé ECU pour « Electronic Control Unit »). Il est connu que les servovalves fonctionnent correctement au-dessus d'une certaine température du carburant. Or, par temps extrêmement froid, la température du carburant alimentant ces servovalves peut être négative au démarrage et au décollage de l'avion avec le risque de colmatage des conduits des servovalves que cela implique. L'une des certifications auxquels sont soumis les motoristes impose donc un bon fonctionnement des systèmes en condition de froid extrême (on parle d«< icing condition » pour condition de givrage). Cela implique une température à l'intérieur des conduits des servovalves qui doit être supérieure au point de congélation de l'eau dissoute dans le carburant pour protéger les éléments sensibles que sont les servovalves. Pour répondre à cette certification, il est connu de placer un échangeur thermique à huile ou à air en amont des servovalves dans la ligne auxiliaire du circuit de carburant afin de chauffer le carburant en entrée des servovalves et d'éviter ainsi tout risque de colmatage de leurs conduits par de la glace formée par l'eau contenue dans le carburant givrant. Dans le cas d'un échangeur à huile, les calories provenant du circuit d'huile du moteur sont utilisées pour chauffer par transfert thermique le carburant en entrée des servovalves. Dans le cas d'un échangeur à air, celui-ci est placé en aval de la pompe basse-pression et c'est de l'air provenant d'un prélèvement sur le compresseur ou la soufflante du moteur qui est utilisé pour chauffer l'ensemble du carburant. L'utilisation d'un échangeur thermique à huile ou à air pour chauffer le carburant en entrée des servovalves comporte cependant de nombreux inconvénients. En particulier, un échangeur à huile présente une masse élevée, un risque de fuite de carburant dans l'huile et des contraintes hydrauliques dans le circuit d'huile. Quant à l'échangeur à air, il présente également comme inconvénients une masse élevée, un encombrement important et une installation et un pilotage complexes.
Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un circuit de carburant qui permet de façon simplifiée et efficace d'augmenter la température du carburant en entrée des servovalves en condition de froid extrême. Ce but est atteint grâce à un circuit de carburant de turbomachine aéronautique, comportant une ligne principale de carburant destinée à alimenter en carburant une chambre de combustion de la turbomachine et comprenant une pompe volumétrique, et une ligne auxiliaire de carburant reliée à la ligne principale de carburant au niveau d'une jonction située en aval de la pompe et destinée à alimenter en carburant des actionneurs hydrauliques pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine, la ligne auxiliaire de carburant comprenant des servovalves électrohydrauliques en amont de chaque vérin, le circuit comprenant en outre, conformément à l'invention, une vanne de régulation de pression de carburant disposée sur la ligne principale de carburant en aval de la pompe. Dans les conditions de froid extrême, la vanne de régulation de pression de carburant est commandée pour être partiellement fermée ce qui a pour conséquence d'augmenter la température du carburant en aval de celle-ci, et plus particulièrement à l'entrée des servovalves de la ligne auxiliaire de carburant destinée à alimenter les actionneurs hydrauliques pour la commande d'équipements à géométrie variable. Les raisons à une telle élévation de la température du carburant sont les suivantes. La fermeture partielle de la vanne (c'est-à-dire la restriction de la section de passage du carburant) entraîne une élévation du différentiel de pression entre l'entrée et la sortie de la pompe de la ligne principale de carburant. En effet, suite à cette fermeture, la pression en entrée de la pompe reste inchangée tandis que la pression en sortie augmente du fait de l'augmentation des pertes de charge subies par le carburant à l'aval de la pompe (les pertes de charge dues à la présence de la vanne sont plus importantes lorsque celle-ci est partiellement fermée que lorsqu'elle est totalement ouverte). Ce différentiel de pression aux bornes de la pompe entraîne, à iso débit de carburant, une augmentation du prélèvement mécanique de la pompe et donc une élévation de la puissance hydraulique fournie par celle-ci au carburant à sa sortie. Cette puissance hydraulique fournie au carburant va alors se dissiper thermiquement par laminage dans le circuit de carburant du fait des pertes de charge subies par le carburant lors de son passage au travers de la vanne. Il s'ensuit une élévation de la température du carburant en sortie de la vanne. Par exemple, une élévation de la pression de 40 bars en sortie de la pompe permet d'augmenter la température du carburant de 8°C au démarrage en condition de froid extrême par rapport à une architecture de circuit dépourvue de dispositif dédié à la protection contre le givrage du carburant. Ainsi, la présence de la vanne dans le circuit de carburant permet d'augmenter si nécessaire la température du carburant à l'entrée des servovalves du circuit et d'éviter de la sorte la formation de givre. Le recours à une telle vanne présente un faible ajout de masse et un encombrement réduit (la vanne peut être directement intégrée à la pompe). Une telle vanne présente également un fonctionnement simplifié.
La vanne peut être reliée à un calculateur électronique de la turbomachine qui commande son ouverture et sa fermeture. Dans ce cas, le calculateur électronique de la turbomachine peut être relié à un capteur de température du carburant disposé en aval de la pompe.
Alternativement, la vanne peut être reliée à un clapet thermostatique qui commande son ouverture et sa fermeture, ledit clapet étant disposé dans une conduite de prélèvement de carburant reliant la vanne à la ligne auxiliaire de carburant en amont des servovalves. La ligne principale de carburant peut être dépourvue d'équipements à pertes de charge entre la pompe et la vanne. Par équipements à pertes de charge, on entend par exemple un filtre, un échangeur thermique ou tout autre équipement disposé sur la ligne de carburant et faisant subir des pertes de charge au carburant le traversant. L'invention a également pour objet une turbomachine aéronautique comportant un circuit de carburant tel que défini précédemment. L'invention a encore pour objet un procédé de pilotage d'une vanne de régulation de pression de carburant d'un circuit de carburant tel que défini précédemment, le procédé consistant à fermer partiellement la vanne lorsque la température du carburant dans la ligne auxiliaire de carburant en amont des servovalves est inférieure à une température de seuil prédéterminée et à ouvrir la vanne lorsque la température du carburant dans la ligne auxiliaire de carburant en amont des servovalves est supérieure à la température de seuil prédéterminée.
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 des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 représente de façon très schématique un circuit de carburant de turbomachine aéronautique selon l'invention ; et - la figure 2 représente de façon très schématique une portion de circuit de carburant selon une variante de réalisation de l'invention. 35 Description détaillée de modes de réalisation En liaison avec la figure 1, le circuit de carburant 10 pour turbomachine aéronautique comporte une ligne principale de carburant 12 équipée, dans le sens d'écoulement du carburant, d'une pompe basse-pression 14, d'un échangeur thermique carburant/huile 16, d'un filtre principal à carburant 18 et d'une pompe volumétrique 20 dite haute-pression. Bien entendu, un arrangement différent de ces équipements pourrait être envisagé. La pompe basse-pression 14 est reliée en amont aux réservoirs de carburant de l'avion (non représentés sur la figure 1). L'échangeur thermique carburant/huile 16 permet de refroidir l'huile de lubrification de la turbomachine par échange thermique avec du carburant au travers d'une surface d'échange séparant ces deux fluides, ce qui a pour conséquence de chauffer le carburant. En aval de la pompe haute-pression 20, la ligne principale de carburant 12 comprend un organe doseur 22 permettant de contrôler le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion 24 de la turbomachine via des systèmes d'injection de carburant (non représentés). L'organe doseur de carburant 22 est commandé par l'unité hydromécanique 26 de la turbomachine (ou HMU pour « Hydro Mechanical Unit »). Le carburant en excès dans cette ligne principale est renvoyé en amont de l'échangeur thermique carburant/huile 16 via une boucle de recirculation de carburant 28. Le circuit de carburant comprend en outre une ligne auxiliaire de carburant 30 reliée à la ligne principale de carburant 12 au niveau d'une jonction 32 située en aval de la pompe haute-pression 20. Cette ligne auxiliaire est destinée à alimenter en carburant des actionneurs hydrauliques 34 (par exemple des vérins) pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine (non représentés). Plus précisément, cette ligne auxiliaire de carburant comprend des servovalves électrohydrauliques 36 bien connues en soi, chaque servovalve étant utilisée pour délivrer un débit de carburant vers l'une ou l'autre des chambres d'un vérin hydraulique 34.
Ces servovalves 36 sont commandées électriquement par le calculateur électronique 38 de la turbomachine (ou ECU pour « Electronic Control Unit » désignant une unité de commande électronique). Le carburant sortant des servovalves rejoint la boucle de re-circulation de carburant 28 en transitant par l'organe doseur 22. Selon l'invention, le circuit de carburant comprend en outre une vanne de régulation de pression de carburant 40 qui est disposée sur la ligne principale de carburant 12 en aval de la pompe haute-pression 20. Il est à noter que la vanne 40 pourrait être placée n'importe où sur la ligne principale de carburant en aval de la pompe haute-pression 20 et en amont de la chambre de combustion 24, par exemple en amont de la jonction 32 entre la ligne principale de carburant et la ligne auxiliaire de carburant 30 comme représenté sur les figures 1 et 2. Cette vanne 40 a pour fonction de réguler la pression du carburant la traversant en agissant sur la section de passage du carburant la traversant. Il s'agit par exemple d'une électrovanne de type électro- robinet associé à un clapet tiroir muni d'un ressort de tarage. Dans le mode de réalisation de la figure 1, la vanne 40 est reliée au calculateur électronique 38 de la turbomachine qui commande et contrôle électriquement l'ouverture et la fermeture de sa section de passage de carburant.
L'ouverture et la fermeture de la vanne sont plus précisément commandées en fonction de la température du carburant dans le circuit de carburant en aval de la pompe haute-pression 20. A cet effet, le calculateur électronique est relié à un capteur de température 42 du carburant placé dans la ligne principale de carburant, par exemple en aval de la pompe haute-pression 20, notamment en sortie du doseur de carburant 22. En fonction de la température du carburant relevée par ce capteur 42, le calculateur électronique de la turbomachine commandera une fermeture partielle ou une ouverture complète de la vanne 40. Ainsi, lorsque la température du carburant devient inférieure à une température de seuil prédéterminée (par exemple de 10°C), le calculateur électronique commande une fermeture partielle de la vanne 40, cette fermeture partielle entraînant au final une élévation de la température du carburant en aval de la vanne, et donc en entrée des servovalves 36. Lorsque la température du carburant est supérieure à la température de seuil prédéterminée, le calculateur électronique commande une ouverture complète de la vanne, la présence de celle-ci n'ayant alors aucun effet sur la pression du carburant (et donc sa température) en aval de la vanne. En pratique, une température inférieure à la température de seuil de 10°C ne peut être atteinte qu'au démarrage ou au décollage de l'avion (et en présence de conditions de froid extrême). En effet, pendant les autres phases de vol, le chauffage du carburant en entrée des servovalves n'est plus nécessaire, la présence de l'échangeur thermique carburant/huile 16 situé plus en amont dans le circuit de carburant étant suffisante avec l'apport de chaleur au niveau de la boucle de re-circulation 28 pour amener le carburant à une température supérieure à ce seuil. L'élévation de la température du carburant en sortie de la vanne 40 est due à une augmentation du différentiel de pression entre l'entrée et la sortie de la pompe haute-pression 20, cette augmentation étant engendrée par la restriction de la section de passage de carburant de la vanne suite à sa fermeture partielle. En effet, l'augmentation du différentiel de pression aux bornes de la pompe haute-pression entraîne, à iso débit de carburant, une augmentation du prélèvement mécanique de la pompe et donc une élévation de la puissance hydraulique fournie par celle-ci au carburant à sa sortie. Cette puissance hydraulique fournie au carburant va se dissiper thermiquement par laminage dans le circuit de carburant du fait des pertes de charge subies par le carburant lors de son passage au travers de la vanne 40. Il s'ensuit une élévation de la température du carburant en sortie de la vanne.
Par exemple, une élévation de la pression de 40 bars en sortie de la pompe haute-pression permet d'augmenter la température du carburant de 8°C au démarrage en condition de froid extrême par rapport à une architecture de circuit dépourvue de dispositif dédié à la protection contre le givrage du carburant.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention représenté sur la figure 2, la vanne de régulation de pression de carburant 40 du circuit de carburant 10' est reliée à un clapet thermostatique 44 qui commande l'ouverture et la fermeture de sa section de passage. Par exemple, ce clapet thermostatique est disposé dans une conduite de prélèvement de carburant 46 reliant la vanne à la ligne auxiliaire de carburant 30 en amont des servovalves 36.
Ainsi, lorsque la température du carburant dans la conduite de prélèvement de carburant devient inférieure à une température de seuil prédéterminée (par exemple de 10°C), le clapet thermostatique s'ouvre et provoque une fermeture partielle de la section de passage en carburant de la vanne 40. Comme indiqué précédemment, cette fermeture partielle de la vanne entraînant au final une élévation de la température du carburant en aval de la vanne, et donc en entrée des servovalves 36. De même, lorsque la température du carburant dans la conduite de prélèvement de carburant est supérieure à la température de seuil prédéterminée, le clapet thermostatique reste fermé et la vanne complètement ouverte, la présence de celle-ci n'ayant alors aucun effet sur la pression du carburant (et donc sa température) en aval de la vanne.

Claims (7)

  1. REVENDICATIONS1. Circuit de carburant (10 ; 10') de turbomachine aéronautique, comportant : une ligne principale de carburant (12) destinée à alimenter en carburant une chambre de combustion (24) de la turbomachine et comprenant une pompe volumétrique (20) ; et une ligne auxiliaire de carburant (30) reliée à la ligne principale de carburant au niveau d'une jonction (32) située en aval de la pompe et destinée à alimenter en carburant des actionneurs hydrauliques (34) pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine, la ligne auxiliaire de carburant comprenant des servovalves électrohydrauliques (36) en amont de chaque vérin ; le circuit de carburant étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre une vanne de régulation de pression de carburant (40) disposée sur la ligne principale de carburant en aval de la pompe.
  2. 2. Circuit selon la revendication 1, dans lequel la vanne de régulation de pression de carburant est reliée à un calculateur électronique (38) de la turbomachine qui commande son ouverture et sa fermeture.
  3. 3. Circuit selon la revendication 2, dans lequel le calculateur électronique de la turbomachine est relié à un capteur de température (42) du carburant disposé en aval de la pompe.
  4. 4. Circuit selon la revendication 1, dans lequel la vanne de régulation de pression de carburant est reliée à un clapet thermostatique (44) qui commande son ouverture et sa fermeture, ledit clapet étant disposé dans une conduite de prélèvement de carburant (46) reliant la vanne à la ligne auxiliaire de carburant en amont des servovalves.
  5. 5. Circuit selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la ligne principale de carburant est dépourvue d'équipements à pertes de charge entre la pompe et la vanne.
  6. 6. Turbomachine aéronautique comportant un circuit de carburant (10 ; 10') selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.
  7. 7. Procédé de pilotage d'une vanne de régulation de pression de carburant (40) d'un circuit de carburant (10 ; 10') selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, consistant à fermer partiellement la vanne lorsque la température du carburant dans la ligne auxiliaire de carburant en amont des servovalves est inférieure à une température de seuil prédéterminée et à ouvrir la vanne lorsque la température du carburant dans la ligne auxiliaire de carburant en amont des servovalves est supérieure à la température de seuil prédéterminée.
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