FR3019583B1 - Isolation d'un reservoir de fluide combustible relativement a une partie aval de systeme d'alimentation pour turbomachine en cas d'incendie - Google Patents

Isolation d'un reservoir de fluide combustible relativement a une partie aval de systeme d'alimentation pour turbomachine en cas d'incendie Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un système d'alimentation (200) en fluide de turbomachine (1) comprenant un réservoir (201) de fluide, une partie aval (210) située en aval du réservoir (201), et une vanne de coupure (230) située entre le réservoir (201) et la partie aval (210). La vanne de coupure (230) est configurée pour être au moins partiellement ouverte lorsqu'une vitesse de rotation d'un arbre de turbomachine est supérieure à un premier seuil et en l'absence d'incendie détecté dans la turbomachine (1). Selon l'invention, la vanne de coupure (230) est fermée, lorsque les deux conditions suivantes sont réunies : la vitesse de rotation de l'arbre est supérieure au premier seuil, et la vitesse de rotation de l'arbre a été inférieure au premier seuil lorsqu'un incendie était détecté dans la turbomachine (1) au cours du vol.

Description

ISOLATION D'UN RESERVOIR DE FLUIDE COMBUSTIBLE RELATIVEMENT A UNE PARTIE AVAL DE SYSTEME D'ALIMENTATION POUR TURBOMACHINE EN CAS D'INCENDIE DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE L'invention se rapporte au domaine technique des systèmes d'alimentation en fluide pour turbomachine. Plus précisément, l'invention concerne l'isolation d'un réservoir de fluide combustible, lors d'un incendie dans une turbomachine.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Les systèmes de lubrification de turbomachine sont configurés, de manière connue, pour laisser circuler un débit d'huile suffisant pour refroidir la turbomachine en cas d'incendie. Ce débit d'huile circule sous l'effet d'une pompe d'alimentation en lubrifiant entraînée par l'autorotation naturelle de la turbomachine lorsque l'avion est en vol.
Cependant lorsque ce débit d'huile est insuffisant pour assurer le refroidissement de la turbomachine lors d'un incendie, il est souvent nécessaire de limiter le débit d'huile en direction d'équipements de la turbomachine et/ou de prévoir une protection spécifique de ces équipements contre les incendies. Les protections spécifiques contre les incendies présentent l'inconvénient d'être préjudiciable en termes de masse et d'encombrement.
Afin de limiter le débit de fluide combustible circulant dans un système de lubrification en cas d'incendie dans une turbomachine, il est connu d'isoler le réservoir d'huile du reste du système de lubrification par une vanne de coupure, passive ou contrôlée par un système de régulation numérique, tant que le feu n'est pas définitivement éteint. Néanmoins, l'utilisation d'une vanne de coupure passive peut être complexe à mettre en œuvre puisqu'elle se traduit souvent par une absence de lubrification de la turbomachine lorsque la turbomachine est arrêtée. Toutefois, le système de régulation numérique de certaines turbomachines ou de certains avions risque de ne pas être disponible pendant un incendie pour commander l'ouverture ou la fermeture d'une vanne de coupure contrôlée.
En outre, la réglementation en vigueur oblige que la turbomachine soit apte à résister à un incendie pendant une durée minimale, tout en évitant que l'incendie ne soit alimenté en combustible pendant ce temps.
Il existe donc un besoin d'isoler un réservoir de fluide combustible de turbomachine en cas d'incendie, tout en limitant à la fois les exigences de disponibilité d'un système de régulation numérique, la masse et l'encombrement de la turbomachine.
EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention vise à résoudre au moins partiellement les problèmes rencontrés dans les solutions de l'art antérieur. A cet égard, l'invention a pour objet un procédé d'isolation d'un réservoir de fluide combustible relativement à une partie aval de système d'alimentation en fluide pour turbomachine, une vanne de coupure, configurée pour limiter un débit de fluide en direction de la partie aval, étant située entre le réservoir et la partie aval, la vanne de coupure étant au moins partiellement ouverte, lorsqu'une vitesse de rotation d'un arbre de turbomachine est supérieure à un premier seuil et en l'absence d'incendie détecté dans la turbomachine.
Selon l'invention, lorsque la vitesse de rotation de l'arbre est inférieure au premier seuil, la vanne de coupure se ferme automatiquement et l'ouverture ultérieure de la vanne de coupure est limitée/empêchée lorsqu'un incendie a été détecté au cours du vol.
De manière plus générale, la vanne de coupure est fermée, lorsque les conditions suivantes sont réunies : - la vitesse de rotation de l'arbre est supérieure au premier seuil, et - la vitesse de rotation de l'arbre a été inférieure au premier seuil lorsqu'un incendie était détecté dans la turbomachine au cours du vol de la turbomachine.
La vanne de coupure reste notamment fermée, lorsqu'un incendie a été détecté dans la turbomachine et que la vitesse de rotation de l'arbre risque d'être - ou de redevenir - insuffisante pour refroidir correctement les équipements de turbomachine à alimenter. Ainsi, les risques d'alimenter le feu inutilement en fluide combustible sont limités, de même que le besoin de prévoir une protection anti-incendie spécifique pour ces équipements.
Le procédé et le système d'alimentation correspondant permettent donc d'isoler le réservoir de fluide combustible en cas d'incendie à l'intérieur de la turbomachine, tout en limitant la masse, l'encombrement de la turbomachine, et en respectant notamment les exigences légales en matière de protection des incendies à l'intérieur d'une turbomachine.
Par ailleurs, le procédé peut être facilement automatisé en prenant principalement en compte la présence d'un incendie ou l'absence d'un incendie dans la turbomachine. Le besoin de disponibilité d'un système de régulation numérique est alors limité.
Le fluide combustible est de préférence du lubrifiant, en particulier de l'huile. En variante, le fluide est du carburant. L'invention peut comporter de manière facultative une ou plusieurs des caractéristiques suivantes combinées entre elles ou non.
Dans cette configuration, l'ouverture ultérieure de la vanne de coupure est de préférence limitée/empêchée jusqu'à la fin du vol de la turbomachine.
Selon une première configuration, la vanne de coupure est fermée lorsque la vitesse de rotation de l'arbre est inférieure au premier seuil. Les enceintes de lubrification ne sont alors pas alimentées en lubrifiant lorsque la vitesse de rotation de l'arbre est inférieure au premier seuil.
Dans ce cas, le premier seuil correspond préférablement à une valeur de rotation de l'arbre suffisamment faible pour que le rotor de la turbomachine n'ait pas besoin d'être lubrifié, en particulier les enceintes de lubrification.
Avantageusement, un débit de fluide suffisant pour refroidir la turbomachine en cas d'incendie circule dans le système d'alimentation, lorsque la vanne de coupure est ouverte et que la vitesse de rotation de l'arbre est supérieure ou égale au premier seuil. L'invention porte également sur un système d'alimentation en fluide de turbomachine comprenant un réservoir de fluide, une partie aval située en aval du réservoir et comprenant une pompe d'alimentation en fluide, et une vanne de coupure située entre le réservoir et la partie aval, la vanne de coupure étant configurée pour être ouverte lorsqu'une vitesse de rotation d'un arbre de turbomachine est supérieure au premier seuil et en l'absence d'incendie détecté dans la turbomachine.
Selon l'invention, lorsque la vitesse de rotation de l'arbre est inférieure au premier seuil, la vanne de coupure se ferme automatiquement et l'ouverture ultérieure de la vanne de coupure est limitée/empêchée lorsqu'un incendie a été détecté au cours du vol.
Selon une autre forme de réalisation avantageuse, la vanne de coupure comprend une position de sécurité vers laquelle la vanne de coupure est ramenée en l'absence de commande exercée sur la vanne de coupure, la vanne de coupure étant fermée en position de sécurité.
La vanne de coupure est donc fermée ou se ferme avec une intervention limitée d'un système de régulation numérique de turbomachine ou d'aéronef, voire même sans intervention du système de régulation numérique, lors de l'évènement critique que constitue un incendie.
La vanne de coupure est de préférence hermétiquement fermée en position de sécurité. Néanmoins, quelques gouttes résiduelles peuvent notamment s'écouler en aval de la vanne de coupure du fait de tolérances de fabrication et de montage de la vanne de coupure.
En outre, il est possible d'éviter de redoubler les commandes de la vanne de coupure par le système de régulation numérique, puisque les commandes de la vanne de coupure par le système de régulation numérique ne sont plus primordiales pour préserver l'intégrité de la turbomachine en cas d'incendie.
Par conséquent, le système d'alimentation et le procédé correspondant permettent d'isoler un réservoir de fluide combustible de turbomachine en cas d'incendie, tout en limitant les exigences de disponibilité d'un système de régulation numérique.
De préférence, la vanne de coupure comprend un élément de verrouillage mobile entre une position de blocage dans laquelle la vanne de coupure est bloquée fermée, et une position de déblocage dans laquelle la vanne de coupure est configurée pour être fermée ou au moins partiellement ouverte, l'élément de verrouillage étant en position de blocage en l'absence de commande exercée sur l'élément de verrouillage de sorte à ce que la vanne de coupure soit en position de sécurité.
Selon une autre particularité de réalisation, la vanne de coupure est à commande pneumatique lorsque l'élément de verrouillage est en position de déblocage.
En variante, l'ouverture et/ou la fermeture de la vanne de coupure est commandée par un système de régulation numérique de la turbomachine et/ou de l'aéronef, lorsque l'élément de verrouillage est en position de blocage.
Une vanne de coupure à commande pneumatique est de préférence configurée pour être alimentée par de l'air en provenance d'un module de turbomachine choisi notamment parmi un compresseur de turbomachine ou une turbine de turbomachine, la vanne de coupure étant configurée pour être ouverte lorsque la pression de l'air en provenance du module dépasse un seuil de pression et que l'élément de verrouillage est en position de déblocage. L'ouverture et/ou la fermeture de la vanne peuvent alors s'effectuer sans intervention du système de régulation numérique de turbomachine ou d'aéronef, lorsque l'élément de verrouillage est en position de déblocage. La commande de la vanne de coupure présente l'avantage d'être peu consommatrice d'énergie électrique.
Le compresseur est de préférence un compresseur haute pression de turbomachine. De manière similaire, la turbine est de préférence une turbine haute pression de turbomachine.
La vanne de coupure comprend de préférence un piston et un moyen élastique relié mécaniquement au piston en étant configuré pour solliciter le piston en déplacement vers une première position dans laquelle la vanne de coupure est fermée, depuis une deuxième position dans laquelle la vanne de coupure est au moins partiellement ouverte. L'élément de verrouillage en position de blocage forme de préférence une butée du piston, de sorte à empêcher le piston d'être dans la deuxième position.
Selon une autre forme de réalisation avantageuse, l'élément de verrouillage est configuré pour se déplacer depuis la position de blocage vers la position de déblocage sur commande d'un système de régulation numérique de turbomachine ou d'aéronef. L'élément de verrouillage présente de préférence une forme de biseau, de sorte à favoriser le déplacement du piston de la deuxième position vers la première position lorsque l'élément de verrouillage est en position de blocage. Par ailleurs, la forme de biseau de l'élément de verrouillage n'empêche pas l'élément de verrouillage en position de blocage d'interdire le déplacement du piston de la première position vers la deuxième position. L'invention se rapporte aussi à un système de lubrification de turbomachine comprenant un système d'alimentation tel que défini ci-dessus dans lequel le système d'alimentation est configuré pour alimenter au moins une enceinte de lubrification de turbomachine, le système de lubrification comprenant en outre un circuit de retour de lubrifiant comprenant une pompe de retour du lubrifiant configurée pour alimenter le réservoir avec du lubrifiant en provenance de l'enceinte de lubrification. L'invention concerne enfin une turbomachine comprenant un système d'alimentation et/ou un système de lubrification tel que décrit ci-dessus.
La turbomachine est de préférence un turboréacteur ou un turbopropulseur. En variante, la turbomachine est un moteur d'hélicoptère.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation, donnés à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 représente une vue schématique partielle en coupe longitudinale de turbomachine, selon un premier mode de réalisation de l'invention ; la figure 2 représente une vue schématique partielle d'un système d'alimentation en fluide, selon le premier mode de réalisation de l'invention ; la figure 3 est une vue schématique partielle agrandie de la vanne de coupure du système d'alimentation de la figure 2 en position d'ouverture ; la figure 4 est une vue schématique partielle agrandie de la vanne de coupure du système d'alimentation de la figure 3 en position de fermeture ; la figure 5 illustre de manière schématique un procédé d'isolation du réservoir du système d'alimentation de la figure 2.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
Des parties identiques, similaires ou équivalentes des différentes figures portent les mêmes références numériques de façon à faciliter le passage d'une figure à l'autre.
La figure 1 représente une turbomachine 1 à double flux et double corps. La turbomachine 1 comprend dans cet ordre sur le chemin d'écoulement d'un flux primaire A une soufflante 2, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 16, une turbine haute pression 8 et une turbine basse pression 10.
Le compresseur basse pression 4, le compresseur haute pression 6, la turbine haute pression 8 et la turbine basse pression 10 délimitent une veine secondaire d'écoulement d'un flux secondaire B qui les contourne.
Le compresseur haute pression 6 et la turbine haute pression 8 sont reliées mécaniquement par un arbre 3 d'entraînement du compresseur haute pression 6, de sorte à former un corps haute pression de la turbomachine 1. De manière similaire, le compresseur basse pression 4 et la turbine basse pression 10 sont reliées mécaniquement par un arbre de turbomachine 1, de façon à former un corps basse pression de la turbomachine 1.
La turbomachine 1 comporte également un carter intermédiaire 20 qui est traversé par des bras structuraux radiaux 22. Un des bras structuraux 22 comprend un arbre radial 24 dont l'extrémité radialement interne est reliée mécaniquement par des engrenages à l'arbre 3 d'entraînement du compresseur haute pression 6. L'extrémité radialement externe de l'arbre radial 24 est reliée mécaniquement par des engrenages à une boite à engrenages 30 configurée pour servir de boîtier d'accessoires de la turbomachine 1. De ce fait, la boite à engrenages 30 est configurée pour être entraînée en rotation par le corps haute pression.
La boite à engrenages 30 est également connue sous le nom d'« accessory gearbox ». Elle comprend une pluralité d'équipements tels qu'une pompe 212 d'alimentation en lubrifiant, une pompe d'alimentation en carburant, un démarreur ou un générateur électrique.
En référence à la figure 2, la turbomachine 1 comporte un système de lubrification comprenant un système d'alimentation 200 et un circuit de retour de lubrifiant 300 vers le réservoir 201 de lubrifiant. Le système d'alimentation 200 est configuré pour alimenter au moins une enceinte 122, 124 de lubrification de turbomachine 1 à partir d'un réservoir 201 de lubrifiant. Les enceintes de lubrification 122, 124 comprennent de manière classique des équipements à lubrifier, pour un fonctionnement nominal de la turbomachine 1.
Une vanne de coupure 230 d'alimentation en lubrifiant en provenance du réservoir 201 est située entre le réservoir 201 et les enceintes de lubrification 122, 124. Entre la vanne de coupure 230 et les enceintes de lubrification 122, 124, le système d'alimentation 200 comprend la pompe d'alimentation 212 en lubrifiant.
La pompe d'alimentation 212 en lubrifiant et les enceintes de lubrification 122,124 forment une partie aval 210 du système d'alimentation 200.
Dans le document, les directions « amont » et « aval » sont définies par la direction générale d'écoulement du fluide d'alimentation qui est du lubrifiant dans le premier mode de réalisation.
Le circuit de retour du lubrifiant 300 comporte une pompe de retour 312 du lubrifiant configurée pour alimenter le réservoir 201 avec du lubrifiant en provenance des enceinte 122, 124 de lubrification. Entre la pompe de retour 312 de lubrifiant et le réservoir 201, le circuit de retour du lubrifiant 300 comprend un échangeur de chaleur 315 configuré pour refroidir le lubrifiant, typiquement de l'huile, avant qu'elle retourne dans le réservoir 201. L'échangeur de chaleur 315 permet ainsi de limiter les risques de dégradations prématurées du lubrifiant.
La vanne de coupure 230 comprend un clapet 237 configuré pour limiter l'écoulement de fluide 202 depuis le réservoir 201 en direction de la pompe d'alimentation 212. Le clapet 237 en forme de « T » est relié à une extrémité d'un bras 235 de la vanne de coupure 230 par une articulation 236. Le clapet 237 est mobile en rotation autour de l'axe 240 du clapet 237, de sorte à pouvoir ouvrir et/ou fermer la vanne de coupure 230.
Le clapet 237 est mobile entre une position extrême d'ouverture dans laquelle la vanne de coupure 230 est ouverte à la figure 3, et une position extrême de fermeture dans laquelle la vanne de coupure 230 est fermée à la figure 4. En position d'ouverture, le clapet 237 ne limite pas l'écoulement de lubrifiant 204 en direction de la pompe d'alimentation 212.
La vanne de coupure 230 peut éventuellement être ouverte partiellement, auquel cas le clapet 237 se situe entre la position d'ouverture et la position de fermeture. En variante, la vanne de coupure 230 est une vanne « tout ou rien », la position d'ouverture et la position de fermeture sont alors notamment les seules positions d'équilibre du clapet 237.
Le bras 235 est relié mécaniquement à son extrémité opposée à celle à laquelle se trouve le clapet 237 à un piston 232 délimitant le volume de deux chambres 234, 236 de la vanne de coupure 230. Le piston 232 est mobile entre une première position PI dans laquelle la vanne de coupure 230 est fermée et le clapet 237 en position de fermeture, et une deuxième position P2 dans laquelle la vanne de coupure 230 est ouverte et le clapet 237 en position d'ouverture.
Le piston 232 est sollicité en direction de la première position PI par un moyen élastique 231 relié mécaniquement au piston 232. Le moyen élastique 231 est par exemple un ressort en compression qui tend à fermer la vanne de coupure 230 ou à la maintenir fermée.
Le piston 232 et le moyen élastique 231 sont situés à l'intérieur d'un corps 239 de la vanne de coupure 230, qui délimite avec le piston la chambre haute pression 234 et la chambre basse pression 236 de la vanne de coupure 230.
La chambre haute pression 234 est alimentée par de l'air comprimé en provenance d'un module de turbomachine 1, choisi parmi le compresseur haute pression 6, le compresseur basse pression 4, la turbine haute pression 8 et la turbine basse pression 10. Dans le premier mode de réalisation, la chambre haute pression 234 est alimentée en air comprimé selon la flèche 64 par le compresseur haute pression 6.
De l'air ambiant alimente la chambre basse pression 236. Cet air provient notamment du flux secondaire B, de sorte qu'une différence de pression entre la chambre basse pression 236 et la chambre haute pression 234 génère le déplacement du piston 232 à l'encontre du ressort servant de moyen élastique 231, de manière à équilibrer la pression à l'intérieur des chambres 234 et 236, sous réserve que la vanne de coupure 230 ne soit pas bloquée fermée. Autrement dit, la vanne de coupure 230 est à commande pneumatique, lorsqu'elle n'est pas verrouillée en étant fermée.
La vanne de coupure 230 comporte également un dispositif de verrouillage 40 configuré pour verrouiller la vanne de coupure 230 lorsque la vanne de coupure 230 est fermée et que le clapet 237 est en position de fermeture.
Le dispositif de verrouillage 40 comprend un élément de verrouillage 42 mobile entre une position de blocage dans laquelle la vanne de coupure 230 est bloquée fermée, de préférence hermétiquement, et une position de déblocage dans laquelle la vanne de coupure 230 est configurée pour être fermée ou au moins partiellement ouverte. En particulier, le clapet 237 peut basculer de la position de fermeture à la position d'ouverture, lorsque l'élément de verrouillage 42 est en position de déblocage. A l'inverse, le clapet 237 reste en position de fermeture, lorsque l'élément de verrouillage 42 est en position de blocage.
Dans le premier mode de réalisation, l'élément de verrouillage 42 prend la forme d'un loquet. L'élément de verrouillage 42 sert de préférence de butée au piston 232, de sorte à empêcher le piston 232 d'être dans la deuxième position P2, c'est-à-dire notamment de sorte à empêcher la vanne de coupure 230 de s'ouvrir. L'élément de verrouillage 42 présente une forme de biseau, de sorte à favoriser le déplacement du piston 232 depuis la deuxième position P2 vers la première position PI lorsque l'élément de verrouillage 42 est en position de blocage. Par ailleurs, la forme de biseau de l'élément de verrouillage 42 n'empêche pas l'élément de verrouillage 42 en position de blocage d'interdire le déplacement du piston 232 de la première position PI vers la deuxième position P2.
Le loquet 42 en position de blocage est configuré pour dépasser dans la chambre basse pression 236 depuis un trou traversant 238 réalisé dans le corps 239 de la vanne de coupure 230.
Le loquet 42 comprend notamment une partie en saillie 422 configurée pour engager un rebord 233 du corps 239 de la vanne de coupure 230, de manière à dépasser dans la chambre basse pression 236, tout en étant conçu pour empêcher un déplacement du piston 232 vers la deuxième position P2.
La partie en saillie 422 est reliée par une tige à un piston 424 du loquet 42 situé dans une chemise 41 du piston 424. La chemise 41 du piston 424 comprend un moyen de rappel 44 du piston 424 configuré pour solliciter le déplacement du piston 424 de sorte que l'élément de verrouillage 42 soit en position de blocage en l'absence de commande exercée sur l'élément de verrouillage 42.
En position de déblocage, le loquet 42 ne dépasse pas dans la chambre basse pression 236, de manière à ne pas gêner le déplacement du piston 232 entre la première position PI et la deuxième position P2. Le loquet 42 en position de déblocage comprime un moyen de rappel 44 dans la chemise 41. L'élément de verrouillage 42 en forme de loquet est configuré pour se déplacer depuis la position de blocage vers la position de déblocage sur commande d'un système de régulation numérique 5 de turbomachine ou d'aéronef.
Afin de limiter les risques de défaillance dans le déplacement de l'élément de verrouillage 42, la commande de l'élément de verrouillage 42 par le système de régulation numérique 5 est de préférence une commande « tout ou rien », la position de blocage et la position de déblocage étant les seules positions finales possibles de l'élément de verrouillage 42. Dans cette configuration, la position de blocage est la seule position d'équilibre au repos de l'élément de verrouillage 42.
Le déplacement du loquet 42 s'effectue aussi en fonction de l'arrivée d'air 60 en provenance du compresseur haute pression 6.
Le système de régulation numérique 5 est également connu sous l'acronyme de « FADEC », de l'anglais « Full Authority Digital Engine Control ». De manière classique, le système de régulation numérique 5 comprend un calculateur moteur à deux voies symétriques, redondantes et à pleine autorité. Ce calculateur moteur est destiné à prendre en compte une commande d'un pilote de l'aéronef.
Dans le premier mode de réalisation, le système de régulation numérique 5 est configuré pour ordonner à un électro-aimant d'amorçage 50 de solliciter le déplacement du loquet 42 depuis la position de blocage vers la position de déblocage. L'électro-aimant d'amorçage 50 est configuré pour faire passer de l'air sous pression dans la chemise 41 du piston 424, de sorte à permettre le déplacement du loquet 42 de la position de blocage vers la position de déblocage. En l'absence de commande exercée par le système de régulation numérique 5 sur l'électroaimant 50, l'électro-aimant 50 est configuré pour bloquer l'arrivée d'air sous pression selon la flèche 60 dans la chemise 41.
Or, en l'absence de commande exercée sur le loquet 42, le moyen de rappel 44 tend à ramener le loquet 42 en position de blocage dans laquelle le moyen de rappel 44 est repos.
Le moyen de rappel 44 et le moyen élastique 231 forment ainsi un moyen de sécurité de fermeture de la vanne de coupure 230. Ce moyen de sécurité sollicite le piston 232 vers la première position PI, en l'absence de commande de l'élément de verrouillage 42 par le système de régulation numérique 5.
La vanne de coupure 230 comprend alors une position de sécurité PS dans laquelle la vanne de coupure 230 est fermée. La vanne de coupure 230 est ramenée vers sa position de sécurité PS en l'absence de commande, pneumatique et/ou en provenance du système de régulation 5, exercée sur la vanne de coupure 230. L'élément de verrouillage 42 est configuré pour se déplacer depuis la position de blocage vers la position de déblocage sur ordre du système de régulation numérique 5, lors du démarrage de l'aéronef comprenant la turbomachine 1 et en l'absence d'incendie.
Dans ce cas, la vanne de coupure 230 s'ouvre lorsque la pression de l'air dans la chambre haute pression 234 dépasse un seuil de pression qui est supérieur à la pression dans la chambre basse pression 236. Ce seuil de pression de l'air en provenance du compresseur haute pression 6 est déterminé en fonction d'un premier seuil Si de vitesse de rotation vR d'un arbre dont le mouvement est lié au mouvement de rotation du corps haute pression de la turbomachine 1. Dans le premier mode de réalisation, cet arbre est l'arbre radial 24. En variante, il peut s'agir notamment de l'arbre d'entrainement 3 du compresseur haute pression 6.
Le premier seuil Si est déterminé de façon à ce que le débit de lubrifiant dans le système d'alimentation 200 pour des valeurs de vitesse de rotation vR supérieures au premier seuil Si permette un refroidissement efficace de la turbomachine 1 lors d'un incendie.
Le premier seuil Si est également déterminé de sorte que lorsque la vitesse de rotation vR de l'arbre radial 24 est inférieure au premier seuil Si en l'absence d'incendie, le rotor de la turbomachine 1 n'ait pas ou peu besoin d'être lubrifié. Par ailleurs, le lubrifiant présent dans le réservoir 201 constitue un fluide combustible qui ne doit pas alimenter d'incendie dans la turbomachine 1.
Par conséquent, la vanne de coupure 230 est configurée pour être fermée lorsque la vitesse de rotation vR de l'arbre radial 24 est inférieure au premier seuil Si.
La vanne de coupure 230 est configurée pour isoler le réservoir 201 de lubrifiant de la partie aval 210 du système d'alimentation 200 en cas d'incendie par la mise en œuvre d'un procédé d'isolation du réservoir 201 qui est décrit en référence à la figure 5.
Tout d'abord, la vitesse de rotation vR de l'arbre radial 24 est comparée au premier seuil Si au cours d'une étape d'initialisation du procédé 52. Lorsque la vitesse de rotation vR est inférieure au premier seuil Si, la vanne de coupure 230 est fermée, à la fois en présence et en l'absence d'incendie détecté dans la turbomachine 1.
Lorsqu'il est détecté que la vitesse de rotation vR est supérieure au premier seuil Si, le système de régulation numérique 5 détermine au cours d'une étape 54 du procédé d'isolation si un incendie est détecté dans la turbomachine 1, par exemple suite à une détection d'augmentation anormale de température à l'intérieur de la turbomachine 1 par un capteur de température.
En l'absence d'incendie détecté, l'élément de verrouillage 42 est maintenu en position de déblocage et la vanne de coupure 230 est ouverte à l'étape 64, du fait de l'arrivée d'air 60 comprimé en provenance du compresseur haute pression 6 lorsque la vitesse de rotation vR est supérieure au premier seuil Si. Les enceintes de lubrification 122, 124 sont alors sensiblement correctement alimentées en lubrifiant en l'absence d'incendie. A partir du moment auquel un incendie a été détecté dans la turbomachine 1 au cours du vol de la turbomachine 1, la vanne de coupure 230 est maintenue ouverte à l'étape 66 seulement si la vitesse de rotation vR est restée supérieure au premier seuil Si depuis que l'incendie a été détecté. A partir du moment auquel un incendie a été détecté dans la turbomachine 1 et que la vitesse de rotation vR devient au moins ponctuellement inférieure au premier seuil Si, le piston 232 tend à se déplacer depuis la deuxième position P2 vers la première position PI lorsque l'élément de verrouillage 42 est en position de déblocage.
Lorsque le piston 232 est arrivé dans la première position PI, l'élément de verrouillage 42 bascule en position de blocage à l'étape 66, de sorte que la vanne de coupure 230 est verrouillée fermée. La vanne de coupure 230 reste alors préférablement verrouillée fermée par l'élément de verrouillage 42 par précaution jusqu'à la fin du vol de la turbomachine 1.
Autrement dit, lorsque la vitesse de rotation vR est inférieure au premier seuil Si et qu'un incendie est détecté dans la turbomachine 1, la vanne de coupure 230 se ferme automatiquement et l'ouverture ultérieure de la vanne de coupure 230 au cours du vol est limitée/empêchée.
Plus généralement, la vanne de coupure 230 est fermée, lorsque les deux conditions suivantes sont réunies : - la vitesse de rotation vR de l'arbre radial 24 est supérieure au premier seuil Si, et . la vitesse de rotation vR de l'arbre radial a été inférieure au premier seuil Si lorsqu'un incendie était détecté dans la turbomachine 1 au cours du vol de la turbomachine 1. L'invention permet de respecter plus facilement les exigences réglementaires concernant la réglementation incendie dans une turbomachine 1, en limitant notamment le recours à des protections spécifiques anti-incendie encombrantes et de masse importante dans la turbomachine 1.
En particulier, le risque que la vanne de coupure 230 ne se ferme pas en cas de feu dans la turbomachine 1 est limité par le moyen de sécurité, formé par le moyen de rappel 44 et le moyen élastique 231, qui tend à ramener la vanne de coupure 230 vers sa position de sécurité PS dans laquelle la vanne de coupure 230 est fermée.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite sans sortir du cadre de l'exposé de l'invention.

Claims (5)

  1. REVENDICATIONS
    1. Procédé d'isolation d'un réservoir (201) de fluide combustible relativement à une partie aval (210) de système d'alimentation (200) en fluide pour turbomachine (1), une vanne de coupure (230), configurée pour limiter un débit de fluide en direction de la partie aval (210), étant située entre le réservoir (201) et la partie aval (210), la vanne de coupure (230) étant au moins partiellement ouverte lorsqu'une vitesse de rotation (vR) d'un arbre (3, 24) de turbomachine est supérieure à un premier seuil (SJ et en l'absence d'incendie détecté dans la turbomachine (1), caractérisé en ce que lorsque la vitesse de rotation (vR) de l'arbre (3, 24) est inférieure au premier seuil (SJ, la vanne de coupure (230) se ferme automatiquement et l'ouverture ultérieure de la vanne de coupure (230) est limitée/empêchée lorsqu'un incendie a été détecté au cours du vol de la turbomachine (1).
  2. 2. Procédé d'isolation selon la revendication précédente, dans lequel la vanne de coupure (230) est fermée lorsque la vitesse de rotation (vR) de l'arbre est inférieure au premier seuil (Si). 3. Procédé d'isolation selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel un débit de fluide suffisant pour refroidir la turbomachine (1) en cas d'incendie circule dans le système d'alimentation (200), lorsque la vanne de coupure (230) est ouverte et que la vitesse de rotation (vR) est supérieure ou égale au premier seuil (Si). 4. Système d'alimentation (200) en fluide de turbomachine (1) comprenant un réservoir (201) de fluide, une partie aval (210) située en aval du réservoir (201) et comprenant une pompe d'alimentation (212) en fluide, et une vanne de coupure (230) située entre le réservoir (201) et la partie aval (210), la vanne de coupure (230) étant configurée pour être au moins partiellement ouverte lorsqu'une vitesse de rotation (vR) d'un arbre (3, 24) de turbomachine est supérieure à un premier seuil (Si) et en l'absence d'incendie détecté dans la turbomachine (1), caractérisé en ce que lorsque la vitesse de rotation (vR) de l'arbre (3, 24) est inférieure au premier seuil (Si), la vanne de coupure (230) se ferme automatiquement et l'ouverture ultérieure de la vanne de coupure (230) est limitée/empêchée lorsqu'un incendie a été détecté au cours du vol de la turbomachine (1).
  3. 5. Système d'alimentation (200) selon la revendication précédente, dans lequel la vanne de coupure (230) comprend une position de sécurité (PS) vers laquelle la vanne de coupure (230) est ramenée en l'absence de commande exercée sur la vanne de coupure (230), la vanne de coupure (230) étant fermée en position de sécurité (PS). 6. Système d'alimentation (200) selon la revendication précédente, dans lequel la vanne de coupure (230) comprend un élément de verrouillage (42) mobile entre une position de blocage dans laquelle la vanne de coupure (230) est bloquée fermée, et une position de déblocage dans laquelle la vanne de coupure (230) est configurée pour être fermée ou au moins partiellement ouverte, l'élément de verrouillage (42) étant en position de blocage en l'absence de commande exercée sur l'élément de verrouillage (42) de sorte à ce que la vanne de coupure (230) soit en position de sécurité (PS).
  4. 7. Système d'alimentation (200) selon la revendication précédente, dans lequel la vanne de coupure (230) est à commande pneumatique lorsque l'élément de verrouillage (42) est en position de déblocage. 8. Système d'alimentation (200) selon l'une quelconque des revendications 6 et 7, dans lequel l'élément de verrouillage (42) est configuré pour se déplacer depuis la position de blocage vers la position de déblocage sur commande d'un système de régulation numérique (5) de turbomachine ou d'aéronef.
  5. 9. Système d'alimentation (200) selon l'une quelconque des revendications 4 à 8, dans lequel la vanne de coupure (230) comprend un piston (232) et un moyen élastique (231) relié mécaniquement au piston (232) en étant configuré pour solliciter le piston (232) en déplacement vers une première position (PI) dans laquelle la vanne de coupure (230) est fermée, depuis une deuxième position (P2) dans laquelle la vanne de coupure (230) est au moins partiellement ouverte. 10. Turbomachine (1) comprenant un système d'alimentation (200) selon l'une quelconque des revendications 4 à 9.
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102015112325A1 (de) * 2015-07-28 2017-02-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugtriebwerk mit einer Treibstoffversorgungseinrichtung und mit wenigstens einem einen Hydraulikfluidspeicher umfassenden Hydraulikfluidkreislauf mit einem Wärmetauscher
FR3039591B1 (fr) * 2015-07-31 2017-08-25 Snecma Isolation d'un reservoir de turbomachine d'aeronef en cas d'incendie par fermeture d'une vanne sensible a la liberation d'un agent extincteur
FR3059718B1 (fr) 2016-12-02 2019-06-21 Safran Aircraft Engines Dispositif hydromecanique de coupure a hysteresis pour systeme de lubrification de turbomachine
US20180283283A1 (en) * 2017-03-28 2018-10-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft fire safety with oil pump deprime valve
FR3136807A1 (fr) * 2022-06-17 2023-12-22 Safran Transmission Systems Module de lubrification d’un poste de lubrification d’une turbomachine

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2341071A (en) * 1942-11-09 1944-02-08 Sutherland Paper Co Machine for use in setting up cellular cartons
US2402467A (en) * 1944-01-31 1946-06-18 Westinghouse Electric Corp Lubrication control
US2991845A (en) * 1959-04-10 1961-07-11 Westinghouse Electric Corp Lubrication system for a gas turbine engine
US4150654A (en) * 1977-08-11 1979-04-24 Caterpillar Tractor Co Engine and fuel shutdown control
JPS55161923A (en) * 1979-06-01 1980-12-16 Nissan Motor Co Ltd Fuel control device for gas turbine engine
US4245465A (en) * 1979-08-30 1981-01-20 Avco Corporation Gas turbine engine lubrication system including three stage flow control valve
US4367705A (en) * 1981-04-30 1983-01-11 Deere & Company Heat activated fuel shut-off valve actuator
US5632297A (en) * 1995-09-26 1997-05-27 Amcast Industrial Corporation Piston-type thermally or pressure activated relief device
DE602006013168D1 (de) * 2006-12-21 2010-05-06 Techspace Aero Sa Absperrventil für den Ölkreislauf in einem Flugzeugmotor
EP2202387B1 (fr) * 2008-12-23 2012-08-22 Techspace Aero S.A. Vanne d'isolation du circuit d'huile sans commande dans un moteur d'avion
FR2960022B1 (fr) * 2010-05-11 2012-08-03 Snecma Circuit et procede d'alimentation en huile de paliers a roulement d'une turbomachine
JP5529676B2 (ja) * 2010-08-20 2014-06-25 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器の燃料供給系統およびガスタービン燃焼器の燃料供給方法
US20140332703A1 (en) * 2013-05-10 2014-11-13 Hamilton Sundstrand Corporation Adjustment and locking mechanisms

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