FR3050764A1 - Systeme et procede de controle des injecteurs d'une chambre de combustion - Google Patents

Systeme et procede de controle des injecteurs d'une chambre de combustion Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un injecteur (2) pour l'injection de carburant dans une chambre de combustion (1) d'une turbomachine pour aéronef caractérisé en ce qu'il comprend un débitmètre (9) configuré pour mesurer le débit de carburant injecté par ledit injecteur (2) durant le fonctionnement de la turbomachine.

Description

DOMAINE TECHNIQUE GÉNÉRAL
La présente invention concerne le domaine des injecteurs de carburant destinés à être montés à l'intérieur d'une chambre de combustion d'une turbomachine d'un aéronef.
Plus précisément, elle concerne un système permettant de contrôler les Injecteurs de carburant.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Une turbomachine d'un aéronef comprend une chambre de combustion dans laquelle un mélange de carburant et d'air comprimé est brûlé afin de produire de l'énergie permettant le fonctionnement de la turbomachine et de divers systèmes embarqués sur l'aéronef.
La chambre de combustion comprend une pluralité d'injecteurs disposés de manière annulaire dans le fond de ladite chambre de combustion. Les injecteurs injectent du carburant à l'intérieur de la chambre de combustion afin que ledit carburant soit brûlé avec l'air comprimé provenant d'un ensemble compresseur (formé d'un compresseur base pression et d'un compresseur haute pression) situé en amont de la chambre de combustion dans la turbomachine.
Afin que la combustion à l'intérieur de la chambre de combustion soit homogène, l'injection en carburant par les injecteurs à l'intérieur de ladite chambre de combustion doit être homogène. L'homogénéité de la combustion à l'intérieur de la chambre de combustion impacte directement les performances de la turbomachine. L'alimentation en carburant par chaque injecteur à l'intérieur de la chambre de combustion pour une phase de vol donnée (par exemple le décollage ou le vol de croisière) est caractérisée par une relation définissant le débit de carburant injecté par l'injecteur en fonction d'un gradient de pression correspondant à la différence entre la pression du carburant et la pression de l'air sortant de l'ensemble compresseur et entrant dans la chambre de combustion (la pression de l'air est mesurée dans une chambre en aval de l'injecteur).
Lors de la fabrication de la turbomachine, les injecteurs sont montés dans la chambre de combustion et leur homogénéité est vérifiée en les testant individuellement sur un banc d'essai afin de contrôler la relation entre le débit de carburant et le gradient de pression pour chacun des injecteurs.
Cependant, lors du fonctionnement de la turbomachine, cette relation entre le débit et le gradient de pression peut être amenée à varier pour chacun des injecteurs. En effet, un injecteur peut devenir sur-débitant ou sous-débitant à une pression donnée par rapport au débit fixé lors de la fabrication.
Ainsi, comme décrit par exemple dans le document FR2980242, il est actuellement nécessaire de démonter la chambre de combustion lors d'une opération de maintenance afin de tester individuellement les injecteurs sur un banc d'essai pour mesurer la variation pour chaque injecteur de la relation entre le débit de carburant et le gradient de pression.
Une telle opération présente un double défaut. Le premier défaut est que cette opération de test de chacun des injecteurs est longue et coûteuse. Le second défaut est qu'un test individuel sur un banc d'essai n'est pas représentatif des conditions de fonctionnement des injecteurs. Par exemple, suite à un test sur un banc d'essai, les injecteurs d'une chambre de combustion peuvent être considérés comme présentant un problème d'hétérogénéité, alors que ces injecteurs permettent d'obtenir une combustion homogène à l'intérieur de la chambre de combustion. En effet, il peut exister un phénomène de compensation entre un injecteur sous-débitant et un injecteur sur-débitant voisin.
Un autre problème qui survient avec les solutions existantes est que les opérations de maintenance des injecteurs sont prévues en estimant la durée à partir de laquelle l'injection du carburant à l'intérieur de la chambre de combustion par les injecteurs devient hétérogène. Ainsi, une opération de maintenance peut être lancée sur les injecteurs alors qu'elle n'est pas nécessaire, ou bien une opération de maintenance peut être lancée trop tardivement car les injecteurs se sont dégradés plus rapidement que prévu.
PRÉSENTATION GÉNÉRALE DE L'INVENTION
Un but général de l'invention est de proposer une solution permettant de résoudre les problèmes cités précédemment.
Plus particulièrement, selon un premier aspect, l'invention propose un injecteur pour l'injection de carburant dans une chambre de combustion d'une turbomachine pour aéronef caractérisé en ce qu'il comprend un débitmètre configuré pour mesurer le débit de carburant injecté par ledit injecteur durant le fonctionnement de la turbomachine.
Selon une caractéristique additionnelle, l'injecteur comprend un capteur de pression configuré pour mesurer la pression du carburant injecté par l'injecteur durant le fonctionnement de la turbomachine.
Selon un deuxième aspect, l'invention propose une chambre de combustion d'une turbomachine pour aéronef comprenant une pluralité d'injecteurs répartis de manière annulaire autour d'un axe principal et dans laquelle un injecteur est conforme à l'une des caractéristiques précédentes.
Selon une caractéristique particulière, les injecteurs comprennent une lyre formant une canalisation pour la circulation du carburant, la lyre comprenant une première portion située à l'extérieur d'un carter de la chambre de combustion, et une seconde portion située à l'intérieur dudit carter, le débitmètre étant situé sur la première portion de la lyre.
Selon une autre caractéristique, un injecteur comprend un capteur de pression qui est situé sur la première portion de la lyre.
Selon une caractéristique additionnelle, les injecteurs comprennent une lyre formant une canalisation pour la circulation du carburant et une tête d'injection, la lyre comprenant une première portion située à l'extérieur d'un carter de la chambre de combustion, et une seconde portion située à l'intérieur dudit carter qui comprend une extrémité sur laquelle est fixée la tête d'injection, la seconde portion est coudée de sorte que les injecteurs de la chambre de combustion comprennent l'extrémité de la seconde portion qui est située radialement vers l'intérieur par rapport à la tête d'injection par rapport à l'axe principal, un débitmètre étant installé seulement sur une partie des injecteurs qui est située sur une portion de la chambre de combustion formant un arc de cercle.
Selon une caractéristique supplémentaire, chacun des injecteurs de la chambre de combustion est conforme à l'une des caractéristiques précédentes.
Selon un troisième aspect, l'invention propose un ensemble comprenant une chambre de combustion selon l'une quelconque des caractéristiques précédentes, un calculateur, et un système de transmission configuré pour transmettre les données mesurées par le débitmètre au calculateur.
Selon un quatrième aspect, l'invention propose une turbomachine pour aéronef comprenant un ensemble selon la caractéristique précédente.
Selon un cinquième aspect, l'invention propose un procédé de contrôle des injecteurs d'une chambre de combustion d'une turbomachine selon la caractéristique précédente comprenant les étapes suivantes : mesurer le débit de carburant injecté par au moins un injecteur durant le fonctionnement de la turbomachine ; transmettre des données comprenant le débit mesuré au calculateur ; analyser les données avec le calculateur ; activer une alerte si une anomalie est détectée dans les données.
Selon un sixième aspect, l'invention propose un procédé de contrôle des injecteurs d'une chambre de combustion d'une turbomachine selon la caractéristique précédente comprenant les étapes suivantes : mesurer le débit de carburant injecté par au moins un injecteur durant le fonctionnement de la turbomachine ; transmettre des données comprenant le débit mesuré au calculateur ; stocker les données et les transmettre lors d'une opération de maintenance.
DESCRIPTIF DES FIGURES D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaitront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et en regard des dessins annexés, donnés à titre d'exemples non limitatifs et sur lesquels : • la figure 1 représente une vue schématique en coupe d'une chambre de combustion selon son axe principal selon un premier mode de réalisation au niveau d'un injecteur ; • la figure 2 représente une vue schématique en coupe d'une chambre de combustion selon son axe principal selon un deuxième mode de réalisation ; • la figure 3 représente une vue schématique d'un ensemble selon une première variante qui comprend une chambre de combustion, un calculateur, et des systèmes de transmission ; • la figure 4 représente une vue schématique d'un ensemble selon une deuxième variante ; • la figure 5 représente une première mise en œuvre du procédé de contrôle des injecteurs de la chambre de combustion, • la figure 6 représente une deuxième mise en œuvre du procédé de contrôle des injecteurs de la chambre de combustion ; • la figure 7 représente une troisième mise en œuvre du procédé de contrôle des injecteurs de la chambre de combustion ; • la figure 8 représente une quatrième mise en œuvre du procédé de contrôle des injecteurs de la chambre de combustion.
DESCRIPTION D'UN OU PLUSIEURS EXEMPLES DE MODE DE REALISATION
On a représenté sur la figure 1 un premier mode de réalisation d'une turbomachine pour un aéronef, par exemple un avion, qui comprend une chambre de combustion 1 d'axe principal Ω. L'axe principal Ω de la chambre de combustion 1 est confondu avec l'axe principal de la turbomachine. La chambre de combustion 1 comprend une pluralité d'injecteurs 2 (un seul injecteur 2 est représenté sur la figure 1). Les injecteurs 2 permettent d'injecter à l'intérieur de la chambre de combustion 1 du carburant qui est mélangé avec de l'air comprimé et brûlé à l'intérieur de ladite chambre de combustion 1 afin de produire de l'énergie pour faire fonctionner la turbomachine ainsi que pour alimenter divers équipements de l'aéronef.
La chambre de combustion 1 est un élément cylindrique qui comprend un carter 3 qui délimite une première cavité 4. Le carter 3 comprend un carter externe 31 et un carter interne 32 qui sont fixés ensemble et qui sont tous les deux cylindriques de sorte que la première cavité 4 qui est formée par l'assemblage du carter externe 31 et du carter interne 32 est de forme annulaire. Le carter 3 comprend une première extrémité 33 fermée sur laquelle les carter externe 31 et interne 32 se joignent, et une seconde extrémité 34 ouverte. Un diffuseur 35 est situé au niveau de la première extrémité 33 du carter 3. Le diffuseur 35 est un canal formé dans le carter 3 dans lequel s'écoule un flux d'air qui sort d'un ensemble de compression de la turbomachine. Plus précisément, le flux d'air qui pénètre dans la première cavité 4 de la chambre de combustion 1 par le diffuseur 35 sort d'un compresseur haute pression de la turbomachine. Le flux d'air qui pénètre dans la première cavité 4 par le diffuseur 35 va être mélangé à du carburant, puis être brûlé, puis être éjecté par la seconde extrémité 34 du carter 3.
Les injecteurs 2 sont fixés sur le contour du carter externe 31 de sorte que l'ensemble des injecteurs 2 forme un cercle. Selon un exemple possible, la chambre de combustion 1 comprend vingt injecteurs 2. La figure 1 ne représente que la partie supérieure d'une section de la chambre de combustion 1 selon son axe principal Ω. A l'intérieur de la première cavité 4, la chambre de combustion 1 comprend une virole externe 51, une virole interne 52 et un fond de chambre 53 qui sont assemblés ensemble et forment ainsi une deuxième cavité 6. La virole externe 51, la virole interne 52 et le fond de chambre 53 sont de forme cylindrique, de sorte que la deuxième cavité 6 est de forme annulaire. La seconde cavité 6 est une cavité ouverte dont l'ouverture est dirigée vers la seconde extrémité 34 du carter 3.
Les injecteurs 2 comprennent une tête d'injection 21 qui est fixée sur le fond de chambre 53. Les injecteurs comprennent également une lyre 22 qui forme une canalisation pour la circulation du carburant à l'intérieur des injecteurs 2 jusqu'à la tête d'injection 21. La lyre 22 des injecteurs 2 est reliée au réservoir de carburant de l'aéronef par une rampe de distribution de carburant R (voir figures 3 et 4) en forme de cercle qui fait le tour du carter 3. La lyre 22 des injecteurs 2 est un tuyau qui relie la rampe de distribution de carburant R à la tête d'injection 21 pour faire circuler le carburant, ledit tuyau ayant une forme de lyre. Le carburant est injecté à l'intérieur de la seconde cavité 6 par les têtes d'injection 21 des injecteurs 2. La rampe de distribution de carburant R comprend un capteur de pression afin de déterminer la pression du carburant qui est distribuée aux injecteurs 2.
Chaque injecteur 2 est couplé à une bougie 7 dont la tête d'allumage 71 est située à l'intérieur de la seconde cavité 6. Selon la variante représentée sur la figure 1, la tête d'allumage de la bougie est située sur la virole externe 51. La bougie 7 permet de démarrer la combustion du mélange air-carburant à l'intérieur de la seconde cavité 6. Une fois la combustion lancée, ladite combustion est entretenue par un apport régulier en carburant et en air comprimé. L'intensité de la combustion peut être ensuite contrôlée en jouant sur la quantité de carburant injectée par les injecteurs 2 durant les différentes phases de vol (par exemple le décollage ou le vol de croisière). L'alimentation en carburant par chaque injecteur 2 à l'intérieur de la chambre de combustion 1 pour une phase de vol donnée (par exemple le décollage ou le vol de croisière) est caractérisée par une relation définissant le débit de carburant injecté par l'injecteur 2 en fonction d'un gradient de pression correspondant à la différence entre la pression du carburant et la pression de l'air sortant de l'ensemble compresseur et entrant dans la chambre de combustion 1 par le diffuseur 35.
Afin d'améliorer l'homogénéité du mélange air-carburant pour que la combustion soit la plus complète possible, le mélange entre l'air et le carburant n'est pas effectué directement à la sortie du diffuseur 35. Un carénage 8 entoure partiellement les têtes d'injection 21 des injecteurs 2 et sert à limiter la quantité d'air sortant du diffuseur 35 qui pénètre à l'intérieur de la cavité 4 par le fond de chambre 53. L'air qui sort du diffuseur 35 et qui contourne par l'extérieur le carénage 8 circule à l'intérieur de la première cavité 4 et longe la virole externe 51 et la virole interne 52 en les refroidissant. De plus, la virole externe 51 et la virole interne 52 comprennent chacune un trou primaire 51p, 52p. Les trous primaires 51p, 52p permettent à une partie de l'air qui a contourné par l'extérieur le carénage 8 de pénétrer dans la seconde cavité 6 afin d'être brûlée également. La virole externe 51 et la virole interne 52 comprennent chacune un trou de dilution 51d, 52d qui est situé en aval des trous primaires 51p, 52p (dit autrement les trous primaires 51p, 52p sont situés plus proche du fond de chambre 53 que les trous de dilution 51d, 52d). Les trous de dilution 51d, 52d permettent à une partie de l'air qui a contourné par l'extérieur le carénage 8 et qui n'est pas passé par les trous primaires 51p et 52p de pénétrer dans la seconde cavité 6 afin d'être brûlé. Les trous primaires 51p, 52p et les trous de dilution 51d, 52 permettent d'améliorer l'homogénéité du mélange air-carburant à l'intérieur de la seconde cavité 6 afin que la combustion soit la plus complète possible.
Selon le premier mode de réalisation, au moins un des injecteurs 2 comprend un débitmètre 9. Le débitmètre 9 est configuré pour mesurer le débit de carburant injecté par l'injecteur 2 sur lequel ledit débitmètre est installé durant le fonctionnement de la turbomachine. Ce débitmètre 9 permet de mesurer le débit de carburant de manière individuelle pour l'injecteur 2. En effet, dans les solutions connues, le débit de carburant mesuré durant le fonctionnement de la turbomachine est le débit de carburant injecté par l'ensemble des injecteurs 2, aucune mesure individuelle n'étant effectuée. Ainsi, le débitmètre 9 permet de se rendre compte tout au long du fonctionnement de la turbomachine de la dérive du débit d'injection de carburant de l'injecteur 2.
Plusieurs types de débitmètre 9 peuvent être utilisés. Ainsi, à titre d'exemple non-limitatif, le débitmètre peut être un débitmètre massique (par exemple tel que décrit dans le document FR2859018 ou FR2958976), ou bien un débitmètre électroacoustique (par exemple tel que décrit dans le document FR2974633). Le débitmètre peut également comprendre une hélice située dans la lyre 22 qui est mise en rotation par l'écoulement du carburant dans ladite lyre 22, la vitesse de rotation de l'hélice étant fonction du débit du carburant dans ladite lyre 22.
La lyre 22 comprend une première portion 22a située à l'extérieur du carter 3 (et donc à l'extérieur de la première cavité 4) et une seconde portion 22b située à l'intérieur dudit carter 3 (et donc à l'intérieur de ladite première cavité 4). La tête d'injection 21 est fixée sur une extrémité 22c de la seconde portion 22b de la lyre 22. Selon une variante possible, le débitmètre 9 est situé sur la première portion 22a. En effet, la température à laquelle est soumise la première portion 22a (entre 200®C et 300°C) est bien plus faible que la température à laquelle est soumise la seconde portion 22b (proche de 600®C).
Selon une variante, chacun des injecteurs 2 comprend un débitmètre 9 qui est configuré pour mesurer le débit de carburant injecté par l'injecteur 2 sur lequel le débitmètre 9 est situé durant le fonctionnement de la turbomachine. Cette variante permet d'obtenir une mesure individuelle pour chacun des injecteurs 2, permettant ainsi d'estimer très facilement l'homogénéité de l'injection de carburant à l'Intérieur de la chambre de combustion 1. De plus, cette caractéristique permet de détecter si un Injecteur 2 devient défaillant, et permet donc ainsi de lancer une opération de maintenance uniquement quand cela est nécessaire.
Selon un deuxième mode de réalisation illustré sur la figure 2, au moins un des injecteurs 2 comprend un capteur de pression 10 en plus du débitmètre 9. Le capteur de pression 10 est configuré pour mesurer la pression du carburant injecté par l'injecteur 2 sur lequel ledit capteur de pression 10 est installé durant le fonctionnement de la turbomachine. Une telle mesure de pression permet de s'apercevoir très facilement d'une dérive de la relation caractéristique débit en fonction du gradient de pression pour l'injecteur 2. Le capteur de pression 10 permet de détecter si une perte de charge se produit à l'intérieur de l'injecteur 2.
Plusieurs types de capteur de pression 10 peuvent être utilisés. Ainsi, à titre d'exemple non-limitatif, le capteur de pression 10 peut être un capteur tel que décrit dans le document FR2915493. De plus, le capteur de pression 10 peut être installé sur l'injecteur 2 selon le procédé décrit dans le document FR2909759.
Selon une variante possible, chacun des injecteurs 2 comprend un capteur de pression 10 configuré pour mesurer la pression du carburant injecté par l'injecteur 2 sur lequel le capteur de pression 10 est installé durant le fonctionnement de la turbomachine. Une telle caractéristique permet d'avoir une connaissance précise de l'état de chacun des injecteurs 2 sans à avoir à démonter les injecteurs 2 et à les tester sur un banc d'essai.
Le capteur de pression 10 peut être situé sur la première portion 22a de la lyre 22 de l'injecteur 22 afin d'être soumis à des températures moins élevées que celles régnant dans la première cavité 4.
La seconde portion 22b de la lyre 22 des injecteurs 2 est coudée, de sorte que les injecteurs 2 montés sur la chambre de combustion 1 comprennent l'extrémité 22c de la seconde portion 22b sur laquelle est fixée la tête d'injection 21 qui est située radialement vers l'intérieure par rapport à la tête d'injection 21 en se référant à l'axe principal Ω. La première portion 22a est quant à elle située radialement vers l'extérieur par rapport à la tête d'injection 21 dans la chambre de combustion 1 en se référant à l'axe principal Ω.
Ainsi, lorsque la turbomachine dans laquelle la chambre de combustion 1 est montée est dans une position principale d'utilisation (l'axe principal Ω est horizontal), les injecteurs 2 qui sont situés en partie haute de la chambre de combustion 1 possèdent l'extrémité 22c de la seconde portion 22b sur laquelle est fixée la tête d'injection 21 qui est située plus bas que la tête d'injection 21, la première portion 22a étant quant à elle située plus haut que la tête d'injection 21 dans la chambre de combustion 1. Les injecteurs 2 qui sont situés en partie basse de la chambre de combustion 1 possèdent quant à eux l'extrémité 22c de la seconde portion 22b qui est située plus haut que ladite tête d'injection 21, et la première portion 22a qui est située plus bas que la tête d'injection 21. Par position principale d'utilisation on entend que l'aéronef est au sol ou bien en position horizontale de vol (l'axe principal Ω étant donc parallèle à la surface du sol).
Pour les injecteurs 2 dont l'extrémité 22c est située plus bas que la tête d'injection 21, lors de l'arrêt de la turbomachine, du carburant qui est dans la lyre 22 mais qui n'a pas été injecté dans la seconde cavité 6 reste piégé au niveau de l'extrémité 22c de la seconde portion 22b sous l'effet de la gravité. Ce carburant peut ensuite être cokéfié sous l'effet de la température qui est très élevée.
Ainsi donc, selon une variante avantageuse, une partie seulement des injecteurs 2 comprend un débitmètre 9. Cette partie des injecteurs 2 est située sur une portion de la chambre de combustion 1 formant un arc de cercle. Seuls les injecteurs 2 situés sur cette portion de la chambre de combustion 1 en arc de cercle comprennent un débitmètre 9, de sorte à simplifier la chambre de combustion 1. L'angle formé par la portion en arc de cercle de la chambre de combustion 1 sur laquelle les injecteurs 2 comprennent un débitmètre 9 est de préférence inférieur à 180®, encore plus de préférence Inférieur à 140®, et encore plus de préférence Inférieur à 100®. L'angle formé par l'arc de cercle est de manière encore plus préférentielle compris 90® entre 10®.
Le fait que seule une partie des injecteurs 2 disposés en arc de cercle sur la chambre de combustion 1 comprend un débitmètre 9 permet que seuls les Injecteurs 2 situés en partie haute de la chambre de combustion 1 (les injecteurs 2 dont l'extrémité 22c de la seconde portion 22b est située plus bas que la tête d'injection 21) comprennent un débitmètre 9. En effet, la probabilité que ces injecteurs 2 deviennent défaillants (par exemple en ayant une relation caractéristique débit en fonction du gradient de pression trop différente de la relation caractéristique établie lors de la fabrication) est plus élevée que pour les autres injecteurs 2 (ceux dont l'extrémité 22c de la seconde portion 22b n'est pas située plus bas que la tête d'injection 21).
Les injecteurs 2 étant répartis sur le contour de la chambre de combustion 2 suivant un cercle centré sur l'axe principal Ω, les injecteurs dont l'extrémité 22c de la seconde portion 22b est située plus bas que la tête d'injection 21 sont diamétralement opposés aux injecteurs 2 dont l'extrémité 22c de la seconde portion 22b sur laquelle est fixée la tête d'injection 21 est située plus haut que la tête d'injection 21. De plus, il existe des injecteurs 2 pour lesquels la tête d'injection 21, la première portion 22a et la deuxième portion 22b sont situées à une même hauteur dans la chambre de combustion.
Comme représenté sur la figure 3, la turbomachine comprend également un calculateur 11 qui comprend un processeur ainsi qu'une mémoire (par exemple un disque dur ou une mémoire flash) lui permettant de stocker et de traiter des données qui lui sont transmises. Le calculateur 11 pilote l'injection de carburant dans la chambre de combustion 1 par les injecteurs 2. La turbomachine comprend également un système de transmission 12 qui est configuré pour transmettre les données mesurées par le débitmètre 9. Le système de transmission 12 peut être une transmission filaire ou bien une transmission sans-fil (comme par exemple une transmission radio, une transmission selon le protocole Bluetooth®, ou une transmission wifi). Afin de simplifier la compréhension, sur la figure 3 seul la rampe de distribution de carburant R, la lyre 22, la tête d'injection 21 des injecteurs 2, le système de transmission 12, et le calculateur 11 sont représentés.
En recevant les données mesurées par le débitmètre 9, le calculateur 10 peut ensuite stocker lesdites données sur sa mémoire afin de les restituer lors d'une opération de maintenance de la turbomachine. Le calculateur 11 peut également activer une alerte suite à la détection d'une anomalie dans les données mesurées par le débitmètre 9, par exemple l'injecteur devient surdébitant ou sous-débitant, qui prouve que l'état de l'injecteur 2 s'est détérioré et qu'il est nécessaire de changer ledit injecteur 2.
Tous les débitmètres 9 installés sur les injecteurs 2, le nombre de débitmètres 9 pouvant varier suivant la variante de réalisation et suivant le nombre d'injecteurs 2 montés sur la chambre de combustion 1, sont reliés à un système de transmission 12 qui transmet les données mesurées par le débitmètre 9 auquel est relié le système de transmission 12 au calculateur 11. Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 3, tous les injecteurs 2 comprennent un débitmètre 9 installé sur la lyre 22 desdits injecteurs 2.
Comme représenté sur la figure 4, selon une autre variante possible, lorsque les injecteurs 2 comprennent un capteur de pression 10, le système de transmission 12 est également relié au capteur de pression 10 de sorte qu'il transmet les données mesurées par le débitmètre 9 et le capteur de pression 10 au calculateur 11. Le calculateur 11 peut ensuite stocker ces données reçues des systèmes de transmission 12 pour les traiter afin de détecter une anomalie sur un injecteur 2 et activer une alerte si une anomalie est détectée (par exemple une perte de charge trop importante à l'intérieur d'un injecteur 2). Le calculateur 11 peut également uniquement stocker les données mesurées par le débitmètre 9 et le capteur de pression 10 afin de les restituer à un opérateur lors d'une étape de maintenance. Dans la variante illustrée sur la figure 4, tous les injecteurs 2 comprennent un débitmètre 9 et un capteur de pression 10. Ainsi, grâce aux données de mesure récupérées par le calculateur 11, une cartographie de l'état d'usure des injecteurs 2 est réalisable, et il est également possible d'estimer l'homogénéité de l'injection de carburant à l'intérieur de la chambre de combustion 1 durant le fonctionnement de la turbomachine.
On a représenté sur la figure 5 une mise en œuvre possible du procédé de contrôle des injecteurs 2 de la chambre de combustion 1 de la turbomachine. Le procédé comprend les étapes suivantes : - étape 100 : mesurer le débit de carburant injecté durant le fonctionnement de la turbomachine. Cette étape est réalisée par le(ou les) débitmètre(s) 9 qui est (sont) installé(s) dans un(des) injecteur(s) 2. - étape 200 : transmettre le débit mesuré au calculateur 11. Cette étape est réalisée par le système de transmission 12 qui est relié à l'injecteur 2 (ou aux injecteurs 2 suivant la variante) et au calculateur 11. - étape 310 : analyser les données. Cette étape est réalisée par le calculateur 11 à l'aide de son processeur et de sa mémoire. Durant cette étape le calculateur 11 détermine s'il y a une variation dans la relation caractéristique entre le débit de carburant injecté et le gradient de pression pour le(ou les) injecteur(s) 2 en utilisant des données qui sont utilisées par le calculateur pour déterminer la quantité de carburant qui doit être injectée dans la chambre de combustion 1 au cours du temps durant le fonctionnement de la turbomachine. Si plusieurs injecteurs 2 comprennent un débitmètre 9, le calculateur 11 détermine également l'homogénéité de l'injection de carburant entre ces différents injecteurs 2. Si tous les injecteurs 2 comprennent un débitmètre 9, alors le calculateur 11 détermine l'homogénéité de l'injection de carburant à l'intérieur de la chambre de combustion 1. - étape 320 : activer une alerte si une anomalie est détectée dans les données. Cette étape est mise en œuvre par le calculateur 11 si la variation de la relation caractéristique débit de carburant injecté en fonction du gradient de pression pour un injecteur 2 dépasse un seuil, l'injecteur devenant trop sous-débitant ou trop sur-débitant. Le calculateur 11 peut également activer une alerte si l'homogénéité d'injection du carburant dans la chambre de combustion 1 ne respecte plus des critères prédéfinis lors de la fabrication ou de la maintenance de la turbomachine. L'alerte peut consister dans cette étape et dans toutes les variantes de mise en œuvre, en un allumage d'un voyant d'alerte.
Selon une autre mise en œuvre possible du procédé de contrôle des injecteurs 2 qui est illustrée sur la figure 6, le procédé comprend les étapes suivantes : - étape 100 : mesurer le débit de carburant injecté durant le fonctionnement de la turbomachine. Cette étape est réalisée par le (ou les) débitmètre(s) 9 qui est (sont) installé(s) dans un (des) injecteur(s) 2. - étape 200 : transmettre le débit mesuré au calculateur 11. Cette étape est réalisée par le système de transmission 12 qui est relié à l'injecteur 2 (ou aux injecteurs 2 suivant la variante) et au calculateur. - étape 330 : stocker les données et les transmettre lors d'une opération de maintenance. Cette étape est mise en œuvre par le calculateur à l'aide de son processeur et de sa mémoire. Ainsi, lors d'une étape de maintenance, l'opérateur a accès à toutes les données mesurées par le ou les débitmètres 9 lors du fonctionnement de la turbomachine et peut ainsi détecter d'éventuels injecteurs 2 défaillants sans avoir à tester chacun des injecteurs 2 sur un banc d'essai.
Selon une variante de mise en œuvre du procédé de contrôle des injecteurs 2 qui est illustrée sur la figure 7, le procédé comprend les étapes suivantes : - étape 100 : mesurer le débit de carburant injecté durant le fonctionnement de la turbomachine. Cette étape est réalisée par le (ou les) débitmètre(s) 9 qui est (sont) installé(s) dans un (des) injecteur(s) 2. - étape 100' : mesurer la pression du carburant injecté durant le fonctionnement de la turbomachine. Cette étape est réalisée par le (ou les) capteur(s) de pression 10 qui est (sont) installé(s) dans un (des) injecteur(s) 2. Cette étape 100' de mesure de la pression du carburant injecté par un ou des injecteurs 2 est réalisée simultanément avec l'étape 100 de mesure du débit du carburant injecté par un ou des injecteurs 2. - étape 200 : transmettre le débit mesuré au calculateur 11. Cette étape est réalisée par le système de transmission 12 qui est relié à l'injecteur 2 (ou aux injecteurs 2 suivant la variante) et au calculateur 11. - étape 200' : transmettre la pression mesurée au calculateur 11. Cette étape est réalisée par le système de transmission 12 qui est relié à l'injecteur 2 (ou aux injecteurs 2 suivant la variante) et au calculateur 11. Cette étape 200' de transmission de la pression mesurée par le ou les capteurs de pression 10 est effectuée simultanément avec l'étape 200 de transmission du débit mesuré par le ou les débitmètres 9. - étape 310' : analyser les données. Cette étape est réalisée par le calculateur 11 avec son processeur et sa mémoire. Durant cette étape le calculateur 11 détermine si il y a une variation dans la relation caractéristique débit de carburant injecté en fonction du gradient de pression pour le (ou les) injecteur(s) 2 en utilisant des données qui sont utilisées par le calculateur pour déterminer la quantité de carburant qui doit être injectée dans la chambre de combustion 1 au cours du temps durant le fonctionnement de la turbomachine. Durant cette étape le calculateur détermine également si il y a une perte de charge à l'intérieur d'un injecteur 2 en mesurant la différence de pression entre la pression mesurée par le capteur de pression 9 et la pression mesurée dans la rampe de distribution de carburant R. Si plusieurs injecteurs 2 comprennent un débitmètre 9, le calculateur 11 détermine également l'homogénéité de l'injection de carburant entre ces différents injecteurs 2. Si tous les injecteurs 2 comprennent un débitmètre 9, alors le calculateur 11 détermine l'homogénéité de l'injection de carburant à l'intérieur de la chambre de combustion 1. - étape 320' : activer une alerte si une anomalie est détectée dans les données. Cette étape est mise en œuvre par le calculateur 11 si la variation de la relation caractéristique débit de carburant injecté en fonction du gradient de pression pour un injecteur 2 dépasse un seuil, l'injecteur 2 devenant trop sous-débitant ou trop sur-débitant. Le calculateur 11 peut également activer une alerte si l'homogénéité d'injection du carburant dans la chambre de combustion 1 ne respecte plus des critères prédéfinis lors de la fabrication ou de la maintenance de la turbomachine. Le calculateur 11 peut également activer une alerte si une perte de charge trop importante est détectée dans un injecteur 2.
Selon une variante de mise en œuvre du procédé de contrôle des injecteurs 2 qui est illustrée sur la figure 8, le procédé comprend les étapes suivantes : - étape 100 : mesurer le débit de carburant injecté durant le fonctionnement de la turbomachine. Cette étape est réalisée par le(ou les) débitmètre(s) 9 qui est (sont) installé(s) dans un (des) injecteur(s) 2. - étape 100' : mesurer la pression du carburant injecté durant le fonctionnement de la turbomachine. Cette étape est réalisée par le(ou les) capteur(s) de pression 10 qui est (sont) installé(s) dans un (des) injecteur(s) 2. Cette étape 100' de mesure de la pression du carburant injecté par un ou des injecteurs 2 est réalisée simultanément avec l'étape 100 de mesure du débit du carburant injecté par un ou des injecteurs 2. - étape 200 : transmettre le débit mesuré au calculateur 11. Cette étape est réalisée par le système de transmission 12 qui est relié à l'injecteur 2 (ou aux injecteurs 2 suivant la variante) et au calculateur 11. - étape 200' : transmettre la pression mesurée au calculateur 11. Cette étape est réalisée par le système de transmission 12 qui est relié à l'injecteur 2 (ou aux injecteurs 2 suivant la variante) et au calculateur 11. Cette étape 200' de transmission de la pression mesurée par le ou les capteurs de pression 10 est effectuée simultanément avec l'étape 200 de transmission du débit mesuré par le ou les débitmètres 9. - étape 330' : stocker les données et les transmettre lors d'une opération de maintenance. Cette étape est mise en œuvre par le calculateur à l'aide de son processeur et de sa mémoire. Ainsi, lors d'une étape de maintenance, l'opérateur a accès à toutes les données mesurées par le(ou les) débitmètre(s) 9 et le(ou les) capteur(s) de pression 10 lors du fonctionnement de la turbomachine et peut ainsi détecter d'éventuels injecteurs 2 défaillants sans à avoir à tester chacun des injecteurs 2 sur un banc d'essai.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS
    1. Injecteur (2) pour l'injection de carburant dans une chambre de combustion (1) d'une turbomachine pour aéronef caractérisé en ce qu'il comprend un débitmètre (9) configuré pour mesurer le débit de carburant injecté par ledit injecteur (2) durant le fonctionnement de la turbomachine.
  2. 2. Injecteur (2) selon la revendication 1 comprenant un capteur de pression (10) configuré pour mesurer la pression du carburant injecté par l'injecteur (2) durant le fonctionnement de la turbomachine.
  3. 3. Chambre de combustion (1) d'une turbomachine pour aéronef comprenant une pluralité d'injecteurs (2) répartis de manière annulaire autour d'un axe principal (Ω) et dans laquelle un injecteur (2) est conforme à la revendication 1 ou 2.
  4. 4. Chambre de combustion (1) selon la revendication 3, dans laquelle les injecteurs (2) comprennent une lyre (22) formant une canalisation pour la circulation du carburant, la lyre (22) comprenant une première portion (22a) située à l'extérieur d'un carter (3) de la chambre de combustion (1), et une seconde portion (22b) située à l'intérieur dudit carter (3), le débitmètre (9) étant situé sur la première portion (22a) de la lyre (22).
  5. 5. Chambre de combustion (1) selon la revendication 4, dans laquelle un injecteur (2) comprend un capteur de pression (10) situé sur la première portion (22a) de la lyre (22).
    5. Chambre de combustion (1) selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, dans laquelle chacun des injecteurs (2) est conforme à la revendication 1 ou 2.
  6. 7. Chambre de combustion (1) selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, dans laquelle les injecteurs (2) comprennent une lyre (22) formant une canalisation pour la circulation du carburant et une tête d'injection (21), la lyre (22) comprenant une première portion (22a) située à l'extérieur d'un carter (3) de la chambre de combustion (1), et une seconde portion (22b) située à l'intérieur dudit carter (3) qui comprend une extrémité (22c) sur laquelle est fixée la tête d'injection (21), la seconde portion (22b) est coudée de sorte que les injecteurs (2) comprennent l'extrémité (22c) qui est située radialement vers l'intérieur par rapport à la tête d'injection (21) par rapport à l'axe principal (Ω), un débitmètre (9) étant installé seulement sur une partie des injecteur (2) qui est située sur une portion de la chambre de combustion (1) formant un arc de cercle.
  7. 8. Ensemble comprenant une chambre de combustion (1) selon l'une quelconque des revendications 3 à 7, un calculateur (11), et un système de transmission (12) configuré pour transmettre les données mesurées par le débitmètre (9) au calculateur (11).
  8. 9. Turbomachine pour aéronef comprenant un ensemble selon la revendication 8.
  9. 10. Procédé de contrôle des injecteurs (2) d'une chambre de combustion (1) d'une turbomachine selon la revendication 9 comprenant les étapes suivantes : - (100) mesurer le débit de carburant injecté par au moins un injecteur (2) durant le fonctionnement de la turbomachine ; - (200) transmettre des données comprenant le débit mesuré au calculateur (11) ; - (310) analyser les données avec le calculateur (11) ; - (320) activer une alerte si une anomalie est détectée dans les données.
  10. 11. Procédé de contrôle des injecteurs (2) d'une chambre de combustion (1) d'une turbomachine selon la revendication 9 comprenant les étapes suivantes : - (100) mesurer le débit de carburant injecté par au moins un injecteur (2) durant le fonctionnement de la turbomachine ; - (200) transmettre des données comprenant le débit mesuré au calculateur (11) ; - (330) stocker les données et les transmettre lors d'une opération de maintenance.
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