FR2991388A1

FR2991388A1 - Turbomachine i.e. twin-spool turbojet, for gas turbine engine of aircraft, has sampling module to draw airflow from another airflow upstream of combustion chamber such that ratio of airflows increases according to mode of turbomachine

Info

Publication number: FR2991388A1
Application number: FR1254913A
Authority: FR
Inventors: Denis Jean Maurice Sandelis
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2012-05-29
Filing date: 2012-05-29
Publication date: 2013-12-06
Anticipated expiration: 2032-05-29
Also published as: FR2991388B1

Abstract

The turbomachine has a compressor, a combustion chamber (32) and a turbine arranged successively in a flow passage, where the compressor pumps an airflow (W3) to a diffuser (40) at an inlet of the combustion chamber. A sampling module is intended to draw another airflow (W3B) from the former airflow upstream of the combustion chamber. The sampling module is arranged such that a ratio of the latter airflow and the former airflow increases according to a mode (NH) of the turbomachine, where the ratio is between 5 and 15 percent. An independent claim is also included for a method for controlling a turbomachine for a gas turbine engine of an aircraft.

Description

9913 88 Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines pour moteurs aéronautiques à turbine à gaz. Elle vise plus précisément les spécifications de rallumage en vol en autorotation. Dans la description qui suit, certaines grandeurs sont représentées en utilisant des unités couramment utilisées dans le domaine de l'aéronautique, notamment en pieds (ft) et en noeuds (knots). L'homme du métier pourra aisément convertir en unité SI sachant que 10000 pieds correspond à 3048 mètres et que 1 noeud correspond à 1,852 km/h. La figure 1 est un graphe qui illustre le champ d'autorotation d'un turbomoteur d'aéronef. L'axe d'ordonnée représente l'altitude Z (en pieds) et l'axe d'abscisse correspond au nombre de mach M. Les spécifications de rallumage en vol en autorotation correspondent à un domaine 1 dans laquelle la chambre de combustion doit être capable de rallumer. Le domaine 1 peut être représenté sur le graphe de la figure 1, délimité par les courbes 2, 3 et 4. La courbe 2 est une courbe à iso-vitesse (Vc = 240 knots dans l'exemple représenté), qui correspond à un régime NH du corps haute pression en autorotation de l'ordre de 10% du régime NH plein gaz. La courbe 3 est une courbe à isoaltitude pour Z = 25000 pieds. Enfin, la courbe 4 est une courbe à isovitesse (Vc = 308 knots dans l'exemple représenté), qui correspond à une vitesse maximale (régime NH l'ordre de 20% à 25% du régime NH plein gaz). On peut constater que la spécification du domaine 1 varie entre 0 et 25000 pieds en altitude pour une variation du nombre de mach M d'environ 0,55 à M > 0,7 à 25000 pieds et de 0,35 à M > 0,45 à faibles altitudes. Par ailleurs, la courbe 5 de la figure 1 représente le plafond de rallumage d'un turbomoteur de l'art antérieur. Le plafond de rallumage définit la limite à partir de laquelle la chambre de combustion ne rallume plus et est en général décroissant en fonction du nombre de mach de vol.BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the general field of turbine engines for aeronautical gas turbine engines. It is more specifically aimed at autorotation re-ignition in autorotation. In the following description, certain quantities are represented using units commonly used in the field of aeronautics, including feet (ft) and knots (knots). The skilled person can easily convert SI unit knowing that 10000 feet is 3048 meters and 1 node is 1.852 km / h. FIG. 1 is a graph which illustrates the autorotation field of an aircraft turbine engine. The ordinate axis represents the altitude Z (in feet) and the abscissa axis corresponds to the number of mach M. The autorotation re-ignition specifications correspond to a domain 1 in which the combustion chamber must be able to reignite. Domain 1 can be represented on the graph of FIG. 1, delimited by curves 2, 3 and 4. Curve 2 is an iso-velocity curve (Vc = 240 knots in the example represented), which corresponds to a NH regime of the high pressure body in autorotation of the order of 10% of the NH full gas regime. Curve 3 is an isoaltitude curve for Z = 25000 feet. Finally, the curve 4 is an isovitesse curve (Vc = 308 knots in the example shown), which corresponds to a maximum speed (NH regime of the order of 20% to 25% of the NH full-throttle regime). It can be seen that the specification of domain 1 varies between 0 and 25000 feet in altitude for a change in the number of mach M from approximately 0.55 to M> 0.7 at 25000 feet and from 0.35 to M> 0, 45 at low altitudes. Furthermore, the curve 5 of Figure 1 shows the re-ignition ceiling of a turbine engine of the prior art. The re-ignition ceiling defines the limit from which the combustion chamber will not reignite and is generally decreasing according to the number of flight ma.

A iso-pression de fonctionnement, le plafond de rallumage est déterminé à partir des limites d'allumage qui sont déterminées à partir d'un débit réduit limite maxi d'allumage : rmi x = W36 JT3 Wr36max représente le débit réduit limite, W36 représente le débit d'air sortie chambre, T3 représente la température en sortie du compresseur et Pt3 représente la pression à la sortie du compresseur. Ainsi, la courbe 5 peut être déterminée de la manière suivante Pour trois pressions P1, P2 et P3 différentes, les débits réduits limite d'allumage Wr36max correspondants sont mesurés. Ceci est illustré sur la figure 2, qui est un graphe représentant la limite d'allumage caractérisée par le paramètre FAR4 (richesse chambre) en fonction du débit réduit Wr36. La courbe 6 correspond à la pression P3, la courbe 7 correspond la pression P2 et la courbe 8 correspond à la pression P1. Les points les plus à droite de chaque courbe indiquent, pour chacune des pressions P1, P2 et P3, le débit Wr36max(P1), Wr36max(P2) ou Wr36max(P3) correspondant. Ensuite, sur le graphe de la figure 1, on porte les points 9, 10 et 11. Le point 9 se trouve à l'intersection de la courbe 12 à isopression P3 et de la courbe 13 à iso-débit Wr36max(P3). De manière correspondante, le point 10 se trouve à l'intersection de la courbe 14 à iso-pression P2 et de la courbe 15 à iso-débit Wr36max(P2), et le point 11 se trouve à l'intersection de la courbe 16 à iso-pression P1 et de la courbe 17 à iso-débit Wr36max(P1). La courbe 5 qui représente le plafond de rallumage est tracée en reliant les points 9, 10 et 1.1. Au-dessus de la courbe 5, la chambre ne rallume pas. On peut constater que la courbe 5 passe dans le domaine 1, ce qui signifie que la spécification n'est pas respectée. Plus précisément, dans l'exemple représenté, la spécification n'est pas respectée pour M > 0.65.At operating iso-pressure, the re-ignition ceiling is determined from the ignition limits that are determined from a reduced maximum ignition limit flow: rmi x = W36 JT3 Wr36max represents the reduced limiting flow, W36 represents the outlet air flow rate, T3 represents the outlet temperature of the compressor and Pt3 represents the pressure at the outlet of the compressor. Thus, the curve 5 can be determined in the following way. For three different pressures P1, P2 and P3, the corresponding reduced ignition efficiency rates Wr36max are measured. This is illustrated in FIG. 2, which is a graph representing the ignition limit characterized by the parameter FAR4 (chamber richness) as a function of the reduced flow rate Wr36. Curve 6 corresponds to pressure P3, curve 7 corresponds to pressure P2 and curve 8 corresponds to pressure P1. The rightmost points of each curve indicate, for each of the pressures P1, P2 and P3, the corresponding flow rate Wr36max (P1), Wr36max (P2) or Wr36max (P3). Then, on the graph of FIG. 1, points 9, 10 and 11 are taken. Point 9 is at the intersection of curve 12 with isopression P3 and curve 13 with iso-flow rate Wr36max (P3). Correspondingly, the point 10 is at the intersection of the curve 14 iso-pressure P2 and the curve 15 iso-flow Wr36max (P2), and the point 11 is at the intersection of the curve 16 at iso-pressure P1 and curve 17 at iso-flow rate Wr36max (P1). The curve 5 which represents the re-ignition ceiling is drawn by connecting points 9, 10 and 1.1. Above curve 5, the chamber does not turn back on. It can be seen that the curve 5 passes in the domain 1, which means that the specification is not respected. More precisely, in the example shown, the specification is not respected for M> 0.65.

Il existe donc un besoin pour des techniques permettant de mieux respecter les spécifications de rallumage en vol. Le document FR 2 683 891 décrit une turbomachine dans laquelle une partie du flux d'air refoulé par le compresseur est prélevée. line partie de l'air prélevé, qui dépend du régime moteur, est injectée dans la chambre de combustion. Ce document ne vise pas à satisfaire les spécifications de rallumage en vol en autorotation. Objet et résumé de l'invention L'invention propose une turbomachine pour moteur d'aéronef comprenant au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine agencés successivement dans une veine d'écoulement de flux, le compresseur étant configuré pour refouler un premier flux d'air vers un diffuseur en entrée de la chambre de combustion, la turbomachine comprenant un module de prélèvement configuré pour prélever un deuxième flux d'air à partir du premier flux d'air en amont de la chambre de combustion, caractérisée en ce que ledit module de prélèvement est configuré de sorte que le rapport entre le deuxième flux d'air et le premier flux d'air est croissant en fonction d'un régime de la turbomachine. Autrement dit, le prélèvement augmente progressivement avec le régime. Le flux d'air pénétrant dans la chambre de combustion est donc réduit plus significativement à régime élevé. Cela a pour effet de modifier les conditions dans la chambre de combustion et peut conduire à satisfaire des spécifications de rallumage. Le module de prélèvement d'air peut comprendre un orifice dans un carter en amont de la chambre de combustion et débouchant dans un conduit équipée d'une vanne à ouverture réglable, et une unité de commande configurée pour commander la vanne en fonction du régime de la turbomachine. Un tel orifice est généralement présent dans les turbomachines de l'art antérieur. La présente invention ne nécessite donc pas de modifications substantielles de la structure de la turbomachine. Le rapport peut être compris entre 5% et 15%.There is therefore a need for techniques to better meet the specifications of reignition in flight. The document FR 2 683 891 describes a turbomachine in which part of the air flow discharged by the compressor is taken. part of the air drawn, which depends on the engine speed, is injected into the combustion chamber. This document is not intended to meet autorotation flight re-ignition specifications. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The invention proposes a turbomachine for an aircraft engine comprising at least one compressor, a combustion chamber and a turbine arranged successively in a flow flow vein, the compressor being configured to repress a first air flow to a diffuser at the inlet of the combustion chamber, the turbomachine comprising a sampling module configured to take a second air flow from the first air flow upstream of the combustion chamber, characterized in that said sampling module is configured so that the ratio between the second air flow and the first air flow is increasing as a function of a speed of the turbomachine. In other words, the levy increases gradually with the diet. The air flow entering the combustion chamber is therefore reduced more significantly at high speed. This has the effect of modifying the conditions in the combustion chamber and may lead to satisfying relight specifications. The air sampling module may comprise an orifice in a casing upstream of the combustion chamber and opening into a duct equipped with an adjustable opening valve, and a control unit configured to control the valve according to the operating mode. the turbomachine. Such an orifice is generally present in the turbomachines of the prior art. The present invention therefore does not require substantial modifications of the structure of the turbomachine. The ratio can be between 5% and 15%.

La turbomachine peut comprendre un corps haute pression et un corps basse pression, ledit régime de la turbomachine étant le régime du corps haute pression. L'invention propose également un aéronef comprenant une turbomachine conforme à l'invention.The turbomachine may comprise a high pressure body and a low pressure body, said engine speed being the regime of the high pressure body. The invention also proposes an aircraft comprising a turbomachine according to the invention.

L'invention fournit aussi un procédé de commande d'une turbomachine pour moteur d'aéronef, mis en oeuvre par une unité de commande, la turbomachine comprenant au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine agencés successivement dans une veine d'écoulement de flux, le compresseur étant configuré pour refouler un premier flux d'air vers un diffuseur en entrée de la chambre de combustion, la turbomachine comprenant un module de prélèvement configuré pour prélever un deuxième flux d'air â partir du premier flux d'air en amont de la chambre de combustion, caractérisée en ce qu'il comprend les étapes consistant à : déterminer une consigne pour un rapport entre le deuxième flux d'air et le premier flux d'air qui est croissant en fonction d'un régime de la turbomachine, commander le module de prélèvement en fonction de la consigne déterminée.The invention also provides a method for controlling a turbomachine for an aircraft engine, implemented by a control unit, the turbomachine comprising at least one compressor, a combustion chamber and a turbine successively arranged in a vein of flow flow, the compressor being configured to discharge a first air flow to a diffuser at the inlet of the combustion chamber, the turbomachine comprising a sampling module configured to take a second air flow from the first flow of air upstream of the combustion chamber, characterized in that it comprises the steps of: determining a set point for a ratio between the second air flow and the first air flow which is increasing according to a regime of the turbomachine, control the sampling module according to the determined setpoint.

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 est un graphe qui représente un domaine de rallumage, un plafond de rallumage d'une turbomachine selon l'art antérieur et un plafond de rallumage de la turbomachine de la figure 3, - la figure 2 est un graphe qui illustre la détermination des plafonds de rallumage de la figure 1, - la figure 3 est une vue en coupe d'une turbomachine selon un mode de réalisation de l'invention, - la figure 4 représente la chambre de combustion de la turbomachine de la figure 3 et des moyens de prélèvement, et - la figure 5 est un graphe qui représente une plage d'évolution du débit d'air prélevé en fonction du régime. Description détaillée d'un mode de réalisation La figure 3 représente de façon schématique un turboréacteur 20 du type â double flux et double corps auquel s'applique en particulier l'invention. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce type particulier de moteur d'avion à turbine à gaz. De façon bien connue, le turboréacteur 20 d'axe longitudinal X-X comprend notamment une soufflante 22 qui délivre un flux d'air dans une veine d'écoulement de flux primaire 24 et dans une veine d'écoulement de flux secondaire 26 coaxiale à la veine de flux primaire. D'amont en aval dans le sens d'écoulement du flux gazeux la traversant, la veine d'écoulement de flux primaire 24 comprend un compresseur basse- pression 28, un compresseur haute-pression 30, une chambre de combustion 32, une turbine haute-pression 34 et une turbine basse- pression 36. La figure 4 est une vue mixte qui représente, en coupe, une partie de la chambre de combustion 32 et, schématique, des moyens permettant de prélever une partie du flux d'air.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the present invention will emerge from the description given below, with reference to the accompanying drawings which illustrate embodiments having no limiting character. In the figures: FIG. 1 is a graph which represents a reignition domain, a re-ignition cap of a turbomachine according to the prior art and a re-ignition ceiling of the turbomachine of FIG. 3; FIG. FIG. 3 is a sectional view of a turbomachine according to one embodiment of the invention, FIG. 4 shows the combustion chamber of the turbomachine of FIG. Figure 3 and sampling means, and - Figure 5 is a graph which shows a range of evolution of the flow of air sampled according to the regime. DETAILED DESCRIPTION OF AN EMBODIMENT FIG. 3 schematically represents a turbojet engine 20 of the double-flow, double-body type to which the invention applies in particular. Of course, the invention is not limited to this particular type of gas turbine engine. In a well known manner, the turbojet engine 20 of longitudinal axis XX comprises in particular a blower 22 which delivers a flow of air in a primary flow flow stream 24 and in a flow stream of secondary flow 26 coaxial with the vein primary flow. From upstream to downstream in the direction of flow of the gaseous flow therethrough, the primary flow flow channel 24 comprises a low-pressure compressor 28, a high-pressure compressor 30, a combustion chamber 32, a high turbine 34 is a mixed view showing, in section, a part of the combustion chamber 32 and, schematically, means for taking a part of the air flow.

La chambre de combustion 32 présente une structure connue de l'homme du métier et comprend notamment un diffuseur 40, un système d'injection 41 et des viroles 42, 43. L'air refoulé par le compresseur 30 pénètre dans la chambre de combustion 32 par le diffuseur 40 alors que le système d'injection 41 injecte du carburant. La combustion a lieu dans l'espace délimité par les viroles 42 et 43. Le carter 44 extérieur présente, en amont du diffuseur 40, un orifice 45 qui débouche dans un conduit 46 équipé d'une vanne 47 à ouverture réglable. Après la vanne 47, le conduit 46 débouche vers l'atmosphère du flux secondaire 26 du moteur. Une unité de commande 25 48 commande l'ouverture de la vanne 47 par un signal de commande S. L'orifice 45, le conduit 46, la vanne 47 et l'unité de commande 48 forment des moyens de prélèvement de flux. En effet, le flux d'air W3 refoulé par le compresseur se décompose en deux flux W3A et W3B : Le flux W3A pénètre dans la chambre de combustion 32 par le diffuseur 40 30 alors que le flux W3B s'échappe par le conduit 46. On peut donc dire que le flux W3B est prélevé sur le flux W3, ce qui a pour effet de réduire le flux d'air W3A pénétrant dans la chambre de combustion 32. Le rapport r entre W3B et W3 dépend de l'ouverture de la vanne 47. Ainsi, l'unité de commande 48 peut commander le prélèvement d'air 35 en agissant sur la vanne 47.The combustion chamber 32 has a structure known to those skilled in the art and comprises in particular a diffuser 40, an injection system 41 and ferrules 42, 43. The air discharged by the compressor 30 enters the combustion chamber 32 by the diffuser 40 while the injection system 41 injects fuel. The combustion takes place in the space delimited by the rings 42 and 43. The outer casing 44 has, upstream of the diffuser 40, an orifice 45 which opens into a duct 46 equipped with a valve 47 with adjustable opening. After the valve 47, the conduit 46 opens to the atmosphere of the secondary flow 26 of the engine. A control unit 48 controls the opening of the valve 47 by a control signal S. The orifice 45, the conduit 46, the valve 47 and the control unit 48 form flow sampling means. Indeed, the flow of air W3 discharged by the compressor breaks down into two flows W3A and W3B: The flow W3A enters the combustion chamber 32 through the diffuser 40 30 while the flow W3B escapes through the conduit 46. It can therefore be said that the flow W3B is taken from the flow W3, which has the effect of reducing the flow of air W3A entering the combustion chamber 32. The ratio r between W3B and W3 depends on the opening of the valve 47. Thus, the control unit 48 can control the withdrawal of air 35 by acting on the valve 47.

Ceci est représenté de manière fonctionnelle sur la figure 4 : L'unité de commande 48 comprend un module 49 et un module 50. En fonction d'un signal NH représentant le régime du corps haute pression de la turbomachine (c'est-à-dire du compresseur haute-pression 30 et de la turbine haute pression 34), le module 49 détermine une consigne de rapport r en fonction du régime NH. La consigne de rapport r est une fonction croissante du régime NH. La figure 5 est un graphe qui représente une plage dans laquelle peut se situer le rapport r, en fonction du régime NH (exprimé en % du régime plein gaz). La consigne de rapport r est comprise entre 5% et 15% pour des valeurs typiques de NH. Ensuite, le module 50 détermine le signal de commande S pour commander la vanne 47 afin d'obtenir effectivement le rapport r correspondant à la consigne déterminée par le module 49. Ceci a pour effet d'ouvrir progressivement le prélèvement W3B 15 en fonction du nombre de mach M en vol et donc de diminuer progressivement le débit W3A en sortie du diffuseur 40, de l'ordre de 10 à 15%. L'effet de ce prélèvement sur le plafond de rallumage est illustré sur la figure 1. 20 A régime élevé, le prélèvement d'air W3B est élevé ce qui a pour effet de décaler les courbes à iso-débit. Par exemple, la courbe 15 (courbe à iso-débit correspondant à la pression P2 dans le cas de l'art antérieur) est décalée et correspond, grâce au prélèvement d'air W3B, à la courbe 51. Le point 10 est donc également décalé au point 52. De 25 manière similaire, le point 11 est décalé au point 53. Par contre, à faible régime, le prélèvement W3B est faible. Ainsi, le point 9 n'est pas sensiblement décalé. Le plafond de rallumage de la turbomachine 20 est donc représenté par la courbe 54 déterminée en reliant les points 9, 52 et 53. 30 On peut constater que la courbe 54 passe au-dessus du domaine 1. Autrement dit, grâce à l'augmentation progressive du prélèvement W3B en fonction du régime NH, les spécifications de rallumage en vol sont respectées. Les moyens mis en oeuvre pour obtenir cet avantage sont particulièrement simple : orifice 45, conduit 46, vanne 47 et unité de 35 commande 48.This is shown functionally in FIG. 4: The control unit 48 comprises a module 49 and a module 50. As a function of a signal NH representing the regime of the high pressure body of the turbomachine (ie say the high-pressure compressor 30 and the high-pressure turbine 34), the module 49 determines a ratio setpoint r as a function of the NH regime. The ratio setpoint r is an increasing function of the NH regime. FIG. 5 is a graph which represents a range in which the ratio r can be situated as a function of the NH regime (expressed in% of the full-throttle regime). The ratio setpoint r is between 5% and 15% for typical NH values. Then, the module 50 determines the control signal S to control the valve 47 to effectively obtain the ratio r corresponding to the setpoint determined by the module 49. This has the effect of gradually opening the sample W3B 15 according to the number mach M in flight and thus gradually decrease the flow W3A output diffuser 40, of the order of 10 to 15%. The effect of this sampling on the re-ignition ceiling is illustrated in FIG. 1. At high speed, the air bleed W3B is high, which has the effect of shifting the iso-flow curves. For example, the curve 15 (iso-flow curve corresponding to the pressure P2 in the case of the prior art) is shifted and corresponds, thanks to the air sampling W3B, to the curve 51. The point 10 is also The point 11 is shifted to point 53. In contrast, at low speed, the sample W3B is low. Thus, point 9 is not substantially shifted. The re-ignition ceiling of the turbomachine 20 is thus represented by the curve 54 determined by connecting the points 9, 52 and 53. It can be seen that the curve 54 passes above the domain 1. In other words, thanks to the increase W3B sampling according to the NH regime, the specifications of reignition in flight are respected. The means used to obtain this advantage are particularly simple: orifice 45, conduit 46, valve 47 and control unit 48.

Dans un mode de réalisation, l'unité de commande 48 présente l'architecture matérielle d'un ordinateur et comprend notamment un microprocesseur, une mémoire non-volatile, une mémoire volatile et une interface d'entrée/sortie. La mémoire non-volatile comprend un programme d'ordinateur qui, lorsqu'il est exécuté par le microprocesseur en utilisant la mémoire volatile comme espace de travail, a pour effet de déterminer le signal S en fonction du régime moteur comme expliqué précédemment. Les modules 49 et 50 précités correspondent à l'exécution de ce programme d'ordinateur. L'unité de commande 48 peut par exemple être l'unité électronique de régulation du moteur qui commande de nombreux aspects du fonctionnement du moteur, ou une unité électronique spécifique à la commande de la vanne 47.15In one embodiment, the control unit 48 presents the hardware architecture of a computer and comprises in particular a microprocessor, a non-volatile memory, a volatile memory and an input / output interface. The nonvolatile memory comprises a computer program which, when executed by the microprocessor using the volatile memory as the working space, has the effect of determining the signal S as a function of the engine speed as explained above. The aforementioned modules 49 and 50 correspond to the execution of this computer program. The control unit 48 may for example be the engine control electronic unit which controls many aspects of the operation of the engine, or an electronic unit specific to the control of the valve 47.15.

Claims

REVENDICATIONS1. Turbomachine (20) for an aircraft engine comprising at least one compressor (30), a combustion chamber (32) and a turbine (34) successively arranged in a flow-flow vein (24), the compressor (30) being configured to discharge a first air flow (W3) to a diffuser (40) at the inlet of the combustion chamber (32), the turbomachine (20) comprising a sampling module (45, 46, 47, 48) configured for taking a second air flow (W3B) from the first air flow (W3) upstream of the combustion chamber (32), characterized in that said sampling module (45, 46, 47, 48) is configured so that the ratio (r) between the second air flow (W3B) and the first air flow (W3) is increasing as a function of a speed (% NH) of the turbomachine.

2. A turbomachine according to claim 1, wherein the air sampling module comprises an orifice (45) in a casing upstream of the combustion chamber (32) and opening into a conduit (46) equipped with a valve ( 47), and a control unit (48) configured to control the valve (47) depending on the speed (% NH) of the turbomachine.

3. Turbomachine according to one of claims 1 and 2, wherein said ratio (r) is between 5% and 15%.

4. A turbomachine according to one of claims 1 to 3, comprising a high pressure body (30, 34) and a low pressure body (28, 36), said engine speed being the regime of the high pressure body (30, 34). ).

5. Aircraft comprising a turbomachine according to one of claims 1 to 4.

6. A method for controlling a turbomachine (20) for an aircraft engine, implemented by a control unit (48), a laturbomachine comprising at least one compressor (30), a combustion chamber (32) and a turbine (34) successively arranged in a flow flow channel (24), the compressor (30) being configured to discharge a first air flow (W3) to a diffuser (40) at the inlet of the combustion chamber (32) ), the turbomachine (20) comprising a sampling module (45, 46, 47, 48) configured to take a second air flow (W3B) from the first air flow (W3) upstream of the chamber combustion (32), characterized in that it comprises the steps of: determining a set point for a ratio (r) between the second air flow (W3B) and the first air flow (W3) which is increasing in according to a speed (% NH) of the turbomachine, control the sampling module according to the determined setpoint.