FR3102806A1 - Procédé de contrôle non destructif d’une pièce - Google Patents

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Abstract

Le présent document concerne une turbomachine comprenant un calculateur (32) électronique agencée dans une première zone (34) accessible lorsque la turbomachine est installée sur un avion et au moins un premier (28) et un second (30) capteurs chacun agencé dans une seconde zone (36) inaccessible lorsque la turbomachine est installée sur un avion, le calculateur (32) étant relié au premier capteur (42) par une première ligne électrique (38) et au second capteur (30) par une seconde ligne (40) électrique, dans lequel l’une au moins de la première ligne (38) électrique et de la seconde ligne (40) électrique comprend un interrupteur (42) d’ouverture/fermeture du passage du courant, ledit interrupteur (42) étant agencé dans ladite première zone (34). Figure à publier avec l’abrégé : Figure 2.

Description

Procédé de contrôle non destructif d’une pièce
Domaine technique de l’invention
Le présent document concerne le domaine des turbomachines et plus spécifiquement celui des liaisons électriques entre les capteurs et le calculateur.
Etat de la technique antérieure
La figure 1 illustre une turbomachine 10 de la technique connue, qui comprend d’amont en aval une roue de soufflante 12, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 16, une chambre de combustion 18, une turbine haute pression 20, une turbine basse pression 22 et un espace annulaire 24 d’évacuation des gaz chauds. La turbomachine 10 comprend un carénage 26 externe délimitant un flux d’air annulaire secondaire (flèche B) entourant le flux d’air annulaire primaire (flèche A) circulant au travers des compresseurs 14, 16 et turbines 20, 22.
Ce carénage 26 externe forme la nacelle de la turbomachine et délimite avec une ou plusieurs viroles annulaires un espace annulaire 31 dans lequel sont montés des équipements de la turbomachine tels qu’un calculateur électronique. Les viroles annulaires précitées peuvent être une virole de la soufflante et une virole du carter intermédiaire.
Il est connu de disposer des capteurs, par exemple des capteurs de vibrations dans la turbomachine. L’information de ces capteurs est délivrée au pilote à l’intérieur du cockpit. On dispose habituellement au moins de deux capteurs 28, 30 afin de pouvoir pallier la déficience de l’un des capteurs. Ces capteurs sont reliés à un calculateur 32 agencé dans l’espace annulaire précité ce qui permet d’accéder simplement et rapidement au calculateur 32 lorsque l’avion est au sol. Un premier capteur est disposé au niveau de la partie amont de la turbomachine et un second capteur est disposé au niveau de la partie aval de la turbomachine. L’un et l’autre des capteurs 28, 30 sont agencés dans une zone inaccessible lorsque la turbomachine est installée sur un avion. Ainsi, en cas de défaillance de l’un des capteurs, celui-ci fournit une information erronée au calculateur et au cockpit. Cependant, la redondance de l’information du fait de la présence d’un second capteur permet au calculateur et au pilote de pouvoir ne pas considérer cette information erronée. Toutefois, cet état de fait perdure jusqu’à ce que le capteur défaillant soit remplacé ce qui ne peut être réalisé que lors d’une opération de maintenance longue puisqu’il est nécessaire de réaliser une dépose du moteur.
Le présent document concerne une turbomachine comprenant un calculateur électronique agencée dans une première zone accessible lorsque la turbomachine est installée sur un avion et au moins un premier et un second capteurs chacun agencé dans une seconde zone inaccessible lorsque la turbomachine est installée sur un avion, le calculateur étant relié au premier capteur par un première ligne électrique et au second capteur par une seconde ligne électrique, dans lequel l’une au moins de la première ligne électrique et de la seconde ligne électrique comprend un interrupteur d’ouverture/fermeture du passage du courant, ledit interrupteur étant agencé dans ladite première zone.
Ainsi, l’agencement d’un interrupteur dans l’une des lignes électriques reliant le calculateur à un capteur permet de couper le signal envoyé par le capteur au calculateur et qui est renvoyé au cockpit. Egalement, la disposition de cet interrupteur ou de tout moyen de commutation dans une zone facilement accessible permet en comparaison de la zone des capteurs de réaliser la commutation de l’état fermé à l’état ouvert au sol de manière simple et rapide avec la turbomachine installée sur un avion.
Egalement, ledit interrupteur peut être recouvert d’un bouchon de protection.
Aussi, ledit bouchon de protection peut être vissé sur un support d’un circuit imprimé.
Un surmoulage peut être réalisé autour d’une extrémité d’une première partie de la ligne électrique et d’une extrémité d'une seconde partie de ligne électrique, cette seconde partie étant reliée à un des capteurs.
Le présent document concerne aussi un procédé de mise en œuvre de la turbomachine, dans lequel il comprend une étape d’identification de la défaillance du capteur relié à la ligne comportant un interrupteur suivi d’une étape de déconnexion du capteur au moyen d’une commutation de l’interrupteur entre un état fermé et un état ouvert.
Brève description des figures
, déjà décrite précédemment, est une vue schématique en coupe d’une turbomachine selon la technique connue ;
est une illustration schématique du principe de la présente divulgation ;
est une illustration schématique d’un interrupteur pouvant être utilisé dans une turbomachine selon la présente divulgation ;
est une vue schématique d’un support destiné à recevoir un bouchon de protection ;
est une vue schématique d’une application pratique du principe de la présente divulgation.
Description détaillée de l’invention
On se réfère maintenant à la figure 2 qui représente une illustration du principe de liaison électrique des capteurs 28, 30 dans une turbomachine qui peut être celle illustrée en référence à la figure 1. Cette figure 1 fait dès lors partie intégrante de la présente divulgation en combinaison avec les figures 2 et suivantes.
Selon le présent document, la turbomachine comprend au moins un premier capteur 28 et un second capteur 30. Le premier capteur 28 et le second capteur 30 sont reliés à un calculateur électronique 32 qui est relié au cockpit de l’avion. Le calculateur 32 est agencé dans une première zone accessible lorsque la turbomachine est installée sur un avion. Cette première zone 34 peut être l’espace annulaire formé entre des viroles annulaires délimitant extérieurement le flux d’air annulaire et la nacelle comme cela a été décrit précédemment en référence à la figure 1. Le premier capteur 28 et le second capteur 30 sont agencés dans une seconde zone 36 qui est inaccessible lorsque la turbomachine est installée sur un avion. Ainsi, on différencie la première zone 34 et la seconde zone 36 par la possibilité de pouvoir y accéder lorsque le moteur est monté sous l’aile d’un avion, par exemple. Une zone accessible est typiquement une zone qui peut être atteinte par une opération de maintenance nécessitant moins de 30 minutes d’intervention. On comprend que le premier capteur 28 et le second capteur 30 peuvent être placés à des endroits éloignés l’un de l’autre et pour autant être agencé dans une zone considérée comme inaccessible.
Ainsi, selon la présente divulgation le premier capteur 28 est relié au calculateur 32 par l’intermédiaire d’une première ligne 38 électrique et le second capteur 30 est relié au calculateur par l’intermédiaire d’une seconde ligne 40 électrique. Comme cela est visible sur la figure 2, la première ligne 38 électrique comprend un moyen de commutation 42 ou interrupteur d’ouverture/fermeture du passage du courant, cet interrupteur étant placé dans la première zone 34 de manière à le rendre facilement accessible. La seconde ligne 40 électrique peut comprendre un moyen de commutation 44 ou interrupteur, également agencé dans la première zone 34.
Ainsi, lorsque l’un des capteurs 28, 30, qui peut être un capteur de vibration, est détérioré, on peut facilement et rapidement permuter l’interrupteur 42 correspondant au cours d’une opération de maintenance sous aile. Ainsi, le calculateur 32 est alors déconnecté du capteur 28 concerné et ainsi il ne mesure plus de données erronées, mais des données invalides dont il ne tient pas compte. Pour les vols suivants, étant donné que l’on a toujours un capteur opérationnel et qu’il n’y a plus de fausse alarme au niveau du cockpit, il est possible d’assurer un vol normal.
Si le second capteur 30 devient défectueux ou bien lors d’une opération de maintenance approfondie, on procèdera alors à un remplacement du ou des capteurs défectueux.
La figure 3 illustre un exemple d’interrupteur 42, 44 qui peut être utilisé, cet interrupteur comprenant un châssis 46 non conducteur porté un support 48 d’un circuit imprimé 50. L’interrupteur comprend un organe mobile 52 qui est représenté en position circuit ouvert et qui peut être déplacé dans la position où il assure une liaison électrique entre une première partie 54 de la ligne électrique et la seconde partie 56 de la ligne électrique.
Afin de protéger l’interrupteur 42, 44 d’un déplacement intempestif, il est recouvert d’un bouchon 56 de protection qui peut être vissé sur le support du circuit imprimé précité, par exemple (figure 4).
Comme représenté en figure 5, la première ligne électrique 38 comprend un interrupteur. La première ligne 38 électrique et la seconde ligne 40 électrique peuvent être logées pour partie dans une même gaine de protection 58. Cette gaine 58 de protection comprend une première partie 58a allant jusqu’au calculateur 32 et une seconde partie 58b allant de la première zone 34 vers les capteurs 28, 30, la seconde partie 58b pouvant alors se diviser en deux portions de harnais pour aller vers le premier capteur 28 et vers le second capteur 30 localisées à des endroits différents dans la turbomachine comme évoqué en relation avec la figure 1.
Pour réaliser une jonction étanche au niveau de l’intégration de l’interrupteur, on réalise un surmoulage autour de l’interrupteur 42, de l’extrémité de la première partie 58a du harnais 58 et de l’extrémité de la seconde partie 58b du harnais 58. Ce surmoulage 60 englobe ainsi une première partie 38a de la première ligne 38 électrique et une seconde partie 38b de la première ligne 38 électrique ainsi qu’une partie de la seconde ligne 40 électrique qui ne comprend pas d’interrupteur. Bien évidemment, un interrupteur pourrait être intégré à la seconde ligne électrique.

Claims (5)

  1. Turbomachine comprenant un calculateur (32) électronique agencée dans une première zone (34) accessible lorsque la turbomachine est installée sur un avion et au moins un premier (28) et un second (30) capteurs chacun agencé dans une seconde zone (36) inaccessible lorsque la turbomachine est installée sur un avion, le calculateur (32) étant relié au premier capteur (42) par un première ligne électrique (38) et au second capteur (30) par une seconde ligne (40) électrique, dans lequel l’une au moins de la première ligne (38) électrique et de la seconde ligne (40) électrique comprend un interrupteur (42) d’ouverture/fermeture du passage du courant, ledit interrupteur (42) étant agencé dans ladite première zone (34).
  2. Turbomachine selon la revendication 1, dans lequel ledit interrupteur (42) est recouvert d’un bouchon (56) de protection.
  3. Turbomachine selon la revendication 2, dans lequel ledit bouchon de protection (56) est vissé sur un support d’un circuit imprimé.
  4. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, dans lequel un surmoulage (60) est réalisé autour d’une extrémité d’une première partie (38a) de la ligne électrique (38) et d’une extrémité d'une seconde partie (38b) de ligne électrique, cette seconde partie (38b) étant reliée à un des capteurs.
  5. Procédé de mise en œuvre de la turbomachine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel il comprend une étape d’identification de la défaillance du capteur (28, 30) relié à la ligne comportant un interrupteur (42) suivi d’une étape de déconnexion du capteur (28, 30) au moyen d’une commutation de l’interrupteur (42) entre un état fermé et un état ouvert.
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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GB2446684A (en) * 2006-11-30 2008-08-20 Gen Electric Vibration Measurement System For Gas Turbine Engine and Accelerometer Configured to Transmit Accelerometer Identifying Signal
FR3069387A1 (fr) * 2017-07-24 2019-01-25 Safran Aircraft Engines Harnais electrique

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