FR3117527A1 - Module de turbomachine equipe d’un dispositif de lavage - Google Patents

Module de turbomachine equipe d’un dispositif de lavage Download PDF

Info

Publication number
FR3117527A1
FR3117527A1 FR2013213A FR2013213A FR3117527A1 FR 3117527 A1 FR3117527 A1 FR 3117527A1 FR 2013213 A FR2013213 A FR 2013213A FR 2013213 A FR2013213 A FR 2013213A FR 3117527 A1 FR3117527 A1 FR 3117527A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
turbomachine
washing
washing solution
injectors
heat transfer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR2013213A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3117527B1 (fr
Inventor
Clément Georges Henri GORCE
Bastien Pierre VERDIER
Jacques AURIOL
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR2013213A priority Critical patent/FR3117527B1/fr
Publication of FR3117527A1 publication Critical patent/FR3117527A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3117527B1 publication Critical patent/FR3117527B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/002—Cleaning of turbomachines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/02—De-icing means for engines having icing phenomena
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/70—Suction grids; Strainers; Dust separation; Cleaning
    • F04D29/701—Suction grids; Strainers; Dust separation; Cleaning especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/705—Adding liquids
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/607—Preventing clogging or obstruction of flow paths by dirt, dust, or foreign particles
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Cleaning By Liquid Or Steam (AREA)

Abstract

TITRE : MODULE DE TURBOMACHINE EQUIPE D’UN DISPOSITIF DE LAVAGE L’invention concerne un module de turbomachine, pour aéronef, comprenant : un bec (1) annulaire comprenant une paroi annulaire interne (3) délimitant une entrée d’air d’une veine d’écoulement d’air (19, 20), un système de dégivrage (31) du bec annulaire, comprenant des injecteurs (4) d’un fluide caloporteur qui sont agencés dans la paroi annulaire interne et qui sont configurés pour pulvériser le fluide caloporteur en amont de l’entrée d’air, etun dispositif de lavage (41) configuré pour être alimenté en solution de lavage pour nettoyer des parois dudit module et comprenant des moyens de stockage (53) de la solution de lavage dans ledit module. Selon l’invention, les moyens de stockage sont reliés fluidiquement au système de dégivrage et le dispositif de lavage comprend des moyens d’injection de la solution de lavage qui comportent les injecteurs du système de dégivrage. Figure pour l’abrégé : Figure  2

Description

MODULE DE TURBOMACHINE EQUIPE D’UN DISPOSITIF DE LAVAGE
Domaine de l’invention
La présente invention est relative au domaine général des turbomachines d’aéronefs. L’invention vise en particulier un module de turbomachine comprenant au moins un dispositif de lavage de certains organes du module de turbomachine.
Arrière-plan technique
Une turbomachine de type double corps et double flux comprend généralement une veine primaire et une veine secondaire séparées par un bec de séparation. Les veines primaire et secondaire sont alimentées respectivement par un flux primaire et un flux secondaire qui sont générés par une soufflante placée en amont du bec de séparation.
La figure 1 illustre un bec de séparation 1 sur laquelle est montée une rangée annulaire d’aubes de stator 2 ou aubes directrices d’entrée fixes (connues sous l’acronyme anglo-saxon « IGV » pour « Inlet Guide Vane »). Ces aubes 2 sont montées en amont du compresseur basse pression (ou connues également sous l’expression anglo-saxonne « booster) et à l’entrée de la veine primaire 19. Des blocs de glace peuvent se former à cet endroit pendant le vol de l’aéronef ou au sol et lorsque les températures sont très basses. Ces blocs de glace peuvent engendrer des impacts sur d’autres organes de la turbomachine se trouvant sur leurs passages si ceux-ci se détachent du bec de séparation 1 et/ou des aubes IGV 2. D’autre part, l’entrée de la veine primaire 19 peut être obstruée par des blocs de grâce entraînant une alimentation insuffisante de la chambre de combustion de la turbomachine en air. A cet effet, le bec de séparation 1 comprend une paroi annulaire interne 3 qui est pourvue d’injecteurs 4 se présentant sous la forme d’orifices ménagés dans la paroi annulaire interne 3 du bec de séparation 1. Un fluide caloporteur issu de la turbomachine est injecté dans le bec de séparation 1 et aussi à travers ces injecteurs en amont des aubes IGV 2 pour les dégivrer.
Après un certain nombre de vols (tous les 250 à 500 cycles environ) et suivant les différentes régions survolées par l’aéronef, la turbomachine doit être lavée ou nettoyée afin de pouvoir enlever les particules ou matières (sables, graisses, pollution atmosphérique, particules fines des gaz de combustion, etc.) agglomérées sur les parois des aubes IGV ou des parois d’organes de la turbomachine traversés par le flux primaire dans la veine primaire, etc. Ces particules peuvent obstruer les orifices des injecteurs 4 du système de dégivrage diminuant ainsi son opérabilité. Outre cet inconvénient, ces particules ou matières peuvent impacter la consommation de carburant et altérer les performances de poussée. Par ailleurs, ces particules rendent difficiles l’inspection des organes de la turbomachine afin de vérifier leurs performances.
Ce lavage est opéré lors de l’étape de maintenance, c’est-à-dire au sol, lors de son fonctionnement nominal et vise donc à restaurer les performances de la turbomachine régulièrement et ainsi réduire la consommation de carburant. Afin d’accéder aux parties internes de la turbomachine, un opérateur introduit généralement une lance à travers les aubes IGV pour injecter une solution de lavage à l’intérieur de la veine primaire. La lance est reliée à une source d’alimentation en solution de lavage externe à la turbomachine. Ce lavage nécessite une immobilisation de l’aéronef pendant plusieurs heures, voire plusieurs jours, ce qui impacte les coûts liés à la maintenance et aux opérateurs déployés.
La présente invention cherche à pallier ces difficultés en fournissant notamment un dispositif de lavage embarqué qui soit simple et non coûteux à mettre en place, tout en permettant de maintenir les performances de la turbomachine.
Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce à un module de turbomachine, en particulier pour aéronef, comprenant :
- un bec annulaire comprenant une paroi annulaire interne qui délimite au moins en partie une entrée d’air d’une veine d’écoulement d’air,
- un système de dégivrage au moins du bec annulaire, le système de dégivrage comprenant des injecteurs d’un fluide caloporteur qui sont agencés dans la paroi annulaire interne et qui sont configurés de manière à pulvériser le fluide caloporteur en amont de l’entrée d’air, et
- un dispositif de lavage configuré de manière à être alimenté en solution de lavage apte à nettoyer des parois du module de turbomachine de matières déposées sur celles-ci, le dispositif de lavage comprenant des moyens de stockage de la solution de lavage qui sont montés dans le module de turbomachine,
les moyens de stockage étant reliés fluidiquement au système de dégivrage et le dispositif de lavage comprenant des moyens d’injection de la solution de lavage au niveau de l’entrée d’air de la veine d’écoulement d’air, les moyens d’injection comprenant les injecteurs du fluide caloporteur du système de dégivrage.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, un tel dispositif configuré de la sorte permet de nettoyer la turbomachine, et notamment la veine d’écoulement d’air où l’air est éventuellement chargé de particules ou matières salissante circule. Ce lavage est réalisé à tout moment et en particulier dans des conditions de vol de la turbomachine. Le dispositif de lavage utilise au moins une partie des conduits du système de dégivrage ce qui implique de faible aménagement dans la turbomachine et un coût de fabrication réduit, ainsi que de pouvoir pulvériser la solution nettoyante au niveau des injecteurs qui se trouvent juste à l’entrée de la veine d’écoulement d’air. De plus, le fait d’installer les moyens de stockage dans la turbomachine garantit que celle-ci soit toujours liquide pour assurer la pulvérisation. La turbomachine peut être lavée plus souvent ce qui maintient ses performances plus longtemps (consommation plus faible en carburant) et évite les longues périodes d’immobilisation au sol. Le rendement du cycle de Brayton du moteur est amélioré.
Le module comprend également l’une ou plusieurs étapes et/ou des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison :
- le dispositif de lavage comprend un circuit d’alimentation d’un élément de la composition de la solution de lavage configuré pour amener l’élément de la composition de la solution de lavage depuis un organe de la turbomachine vers les injecteurs du fluide caloporteur, le circuit d’alimentation étant destiné à être relié à des moyens de captage de l’élément de la composition de la solution de lavage et aux moyens de stockage.
- l’organe de la turbomachine est une chambre de combustion, une turbine basse pression, une turbine haute pression ou une tuyère d’éjection des gaz d’échappement de la turbomachine.
- le module de turbomachine comprend un compresseur basse pression agencé en aval de l’entrée d’air de la veine d’écoulement d’air, la chambre de combustion étant montée en aval du compresseur basse pression, et les moyens de stockage sont reliés aux moyens de captage.
- le système de dégivrage comprend un conduit d’alimentation du fluide caloporteur configuré pour amener le fluide caloporteur depuis un compresseur haute pression de la turbomachine vers les injecteurs du fluide caloporteur, le conduit étant destiné à être relié à des moyens de prélèvement du fluide caloporteur du compresseur haute pression et à une vanne de circulation du fluide caloporteur qui est pilotée par une unité électronique de commande.
- le dispositif de lavage comprend une canalisation reliant les moyens de stockage au conduit d’alimentation du fluide caloporteur et au moins une vanne pilotée par l’unité électronique de commande qui est configurée pour autoriser ou interdire la circulation de la solution de lavage vers les injecteurs, la vanne étant reliée à l’unité électronique de commande par un dispositif de transmission.
- le dispositif de lavage comprend des moyens de refroidissement de l’élément de la composition de la solution de lavage, une canalisation reliant les moyens de stockage au conduit d’alimentation du fluide caloporteur et au moins un organe à régulation autonome configuré pour autoriser ou interdire la circulation de la solution de lavage vers les injecteurs lorsqu’un paramètre de la solution de lavage dans les moyens de refroidissement atteint ou est inférieur à une valeur prédéterminée.
- la solution de lavage est de l’eau obtenue par condensation de vapeur d’eau laquelle est issue de la réaction de combustion d’un carburant et du flux d’air dans la chambre de combustion, et les moyens de refroidissement étant configurés pour refroidir la vapeur d’eau.
- les moyens de stockage comprennent un réservoir qui est relié au conduit d’alimentation du fluide caloporteur et qui est agencé dans une zone core de la turbomachine.
- les moyens de stockage comprennent au moins en partie une portion du conduit d’alimentation du fluide caloporteur du système de dégivrage.
- les moyens de stockage sont reliés à une source d’alimentation externe au module de turbomachine.
- la source d’alimentation est un réseau de distribution d’eau domestique.
- les injecteurs sont répartis régulièrement suivant la circonférence de la paroi annulaire interne d’axe longitudinal X.
L’invention concerne en outre une turbomachine comprenant un module de turbomachine présentant l’une quelconque des caractéristiques ci-dessus.
Selon une caractéristique de l’invention, la turbomachine comprend une soufflante montée en amont du compresseur basse pression.
L’invention concerne également un aéronef comprenant un moins une turbomachine telle que susmentionnée.
Enfin, l’invention concerne un procédé de lavage de turbomachine, en particulier d’aéronef, qui comprend un bec annulaire comprenant une paroi annulaire interne délimitant au moins en partie une entrée d’un flux d’air dans la turbomachine, un système de dégivrage au moins du bec annulaire qui comprend des injecteurs d’un fluide caloporteur agencés dans la paroi annulaire interne et configurés de manière à pulvériser le fluide caloporteur en amont de l’entrée d’air, et un dispositif de lavage comprenant des moyens de stockage d’une solution de lavage qui sont montés dans la turbomachine, le procédé comprenant les étapes suivantes :
- fourniture d’une solution de lavage dans les moyens de stockage qui est destinée à nettoyer des parois du module de turbomachine de matières déposées sur celles-ci, et
- lavage de la turbomachine consistant en une pulvérisation de la solution de lavage via les injecteurs du fluide caloporteur dans la veine d’écoulement d’air depuis l’entrée d’air.
Le procédé comprend également l’une ou plusieurs des étapes et/ou caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison :
- le procédé comprend une étape de dégivrage du bec de séparation consistant à pulvériser le fluide caloporteur en amont de l’entrée d’air via les injecteurs, l’étape de dégivrage étant réalisée simultanément ou distinctement de l’étape de lavage.
- l’étape de lavage est réalisée pendant un vol de croisière de l’aéronef et lorsqu’au moins un paramètre représentatif des conditions extérieures de la turbomachine correspond à une condition non givrante.
- le paramètre représentatif des conditions extérieures comprend une température, une pression statique et/ ou un taux d’humidité.
- l’étape de dégivrage est réalisée dans des conditions givrantes.
- la pulvérisation de fluide caloporteur et la pulvérisation de solution de lavage sont alternées.
Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
La figure 1 est une vue schématique et en coupe axiale d’un bec de séparation d’une turbomachine selon l’art antérieur ;
La figure 2 est une vue en coupe axiale et partielle d’une turbomachine équipée d’un système de dégivrage et d’un dispositif de lavage embarqué destiné à désencrasser la turbomachine selon l’invention ;
La figure 3 représente en perspective un exemple de système de dégivrage équipant une turbomachine selon l’invention ;
La figure 4 illustre de manière schématique et suivant une coupe axiale un autre exemple de réalisation d’agencement d’un dispositif de lavage dans une turbomachine selon l’invention ;
La figure 5 est une vue en coupe axiale et partielle d’un autre exemple d’agencement d’un dispositif de lavage dans une turbomachine selon l’invention ;
La figure 6 est une portion du système de dégivrage coopérant avec le dispositif de lavage selon la figure 5 ; et
La figure 7 illustre de manière très schématique un aéronef équipé d’au moins une turbomachine accrochée à une de ses ailes selon l’invention.
Description détaillée de l’invention
La figure 1 a été décrite dans ce qui précède. Les éléments décrits précédemment et identiques dans la suite de la présente description portent les mêmes références numériques.
La figure 2 illustre une turbomachine 5 destinée à être montée sur un aéronef. La turbomachine 5 représentée est une turbomachine double flux et double corps qui s’étend suivant un axe longitudinal X. Bien entendu, l’invention s’applique à d’autres types de turbomachine. La turbomachine est axisymétrique par rapport à l’axe longitudinal X. Dans la présente description, les termes « amont », « aval », « longitudinal » et « axial » sont définis par rapport l’axe longitudinal X et suivant la circulation des gaz dans les veines de la turbomachine (et même de gauche à droite suivant la figure 2). Les termes « radial », « radialement », « vertical », externe », « extérieur », « intérieur », « interne » sont définis par rapport à un axe radial qui s’étend depuis l’axe longitudinal et au regard de l’éloignement par rapport à celui-ci. L’axe radial est perpendiculaire à l’axe longitudinal.
La turbomachine 5 double flux comprend de manière générale une soufflante 6 montée en amont d’un générateur de gaz 7 ou moteur (de turbine à gaz).
Le générateur de gaz 7 comprend d’amont en aval, un compresseur basse pression 8, un compresseur haute pression 9, une chambre de combustion 10, une turbine haute pression 11 et une turbine basse pression 12. Classiquement la turbomachine 5 comprend un arbre basse pression 13 qui relie le compresseur basse pression 8 et la turbine basse pression 12 pour former un corps basse pression et un arbre haute pression 14 qui relie le compresseur haute pression 9 et la turbine haute pression 12 pour former un corps haute pression. L’arbre basse pression 13, centré sur l’axe longitudinal X, est destiné à entraîner ici un arbre de soufflante 15 (via éventuellement un réducteur de vitesse). La soufflante 6 comprend des aubes de soufflante 6a portées par un moyeu d’axe longitudinal X.
La turbomachine 5 comprend un cône d’entrée 17 (de forme aérodynamique) qui dirige le flux d’air entrant vers la soufflante 6. Cette dernière est entourée par un carter de soufflante 16. Le flux d’air qui entre dans la turbomachine est divisé en un flux d’air primaire traversant le générateur de gaz 7 et en particulier dans la veine primaire 19, et en un flux d’air secondaire circulant autour du générateur de gaz 7 dans une veine secondaire 20.
Le flux d’air primaire et le flux d’air secondaire sont divisés par le bec de séparation 1 annulaire. Ce dernier est agencé en aval de la soufflante 6. En particulier, le bec de séparation 1 fait partie intégrante ici du carter 22 de compresseur basse pression qui comprend une virole radialement interne 23 définissant au moins en partie une paroi radialement interne de la veine primaire 19 et une virole radialement externe 24 définissant au moins en partie une paroi radialement externe de la veine primaire 19. Un carter inter-veine 21 annulaire porte et entoure le carter 22 de compresseur basse pression. La veine secondaire 20, s’étend radialement à l’extérieur de la veine primaire 19 et est coaxiale avec cette dernière. Le flux d’air secondaire est éjecté par une tuyère secondaire 25 terminant la nacelle 18 alors que le flux d’air primaire est éjecté à l’extérieur de la turbomachine via une tuyère d’éjection 26 de gaz d’échappement située en aval du générateur de gaz 7.
Comme nous l’avons vu précédemment, la rangée annulaire d’aubes IGV 2 est disposée en amont des différents étages du compresseur basse pression. Autrement dit les aubes IGV 2 sont disposées à l’entrée de la veine primaire 19. Les aubes IGV 2 sont réparties autour de l’axe longitudinal X et chaque aube IGV 2 s’étend radialement entre la virole radialement interne 23 et la virole radialement externe 24 du carter 22 de compresseur.
Les différents éléments décrits ci-dessus sont assemblés et/ou fabriqués de manière modulaire de façon à les fabriquer plus facilement et à faciliter leurs maintenances. Ici, nous entendons par module de turbomachine, un module qui comprend au moins un bec annulaire.
En référence aux figures 1 et 2, le bec de séparation 1 comprend la paroi annulaire interne 3 prolongée en aval par la virole radialement interne 24. Dans une autre alternative, la paroi annulaire interne 3 porte la tête des aubes IGV 2 et est prolongée en aval par la virole radialement interne du carter 22 de compresseur. Le bec de séparation 1 comprend également une paroi annulaire externe 27 s’étendant radialement autour de la paroi annulaire interne 3. La paroi annulaire externe 27 présente une continuité de surface avec une virole externe du carter inter-veine 21 et définit au moins en partie une paroi radialement interne 21a de la veine secondaire 20.
En particulier comme représenté sur la figure 1, la paroi annulaire interne 3 et la paroi annulaire sont reliées en amont par un bord annulaire 28 et en aval par une paroi annulaire radiale 29.
La paroi annulaire interne 3 comprend une pluralité d’orifices 4 répartis autour de l’axe longitudinal X. Chaque orifice 4 présente un axe A parallèle à l’axe radial Z et traversant la paroi annulaire interne 3 de part et d’autre. Ces orifices 4 forment des injecteurs de fluide caloporteur d’un système de dégivrage 31. Ce système de dégivrage 31 est prévu pour empêcher la formation de blocs de glace au moins au niveau du bec de séparation 1 et/ou des aubes IGV 2. Chaque orifice 4 débouche d’une part dans une cavité interne 30 (cf. figure 1) et d’autre part, à l’entrée de la veine primaire 19 (en amont des aubes IGV 2). Ces orifices 4 sont situés en amont des aubes IGV 2.
En référence à la figure 3, le système de dégivrage 31 comprend un conduit 32 d’alimentation du fluide caloporteur qui est configuré pour amener ou acheminer le fluide caloporteur depuis un organe de la turbomachine au bec de séparation 1. Le fluide caloporteur est avantageusement le flux primaire (ou flux chaud) circulant dans la veine primaire 19 et traversant différents organes de la turbomachine tels que les compresseurs 8, 9, la chambre de combustion 10, les turbines 11, 12, etc. L’organe de la turbomachine est ici le compresseur haute pression 9. Le flux primaire en sortie du compresseur haute pression 9 est pressurisé et présente une température avoisinant 500°C. De manière alternative, l’organe de la turbomachine est la chambre de combustion 10 produisant un gaz de combustion chaud à partir du flux d’air primaire comprimé par le compresseur ou la tuyère d’éjection 26 par laquelle s’évacue le gaz de combustion (gaz d’échappement) issu de la chambre de combustion 10. En particulier, le système de dégivrage 31 comprend une entrée d’air 31a qui est reliée d’une part, à des moyens de prélèvement 33 (cf. figure 2) du fluide caloporteur sur le compresseur haute pression 9 et d’autre part, au conduit 32. Dans une variante de réalisation, le fluide caloporteur est prélevé dans la chambre de combustion 10 ou en aval de celle-ci par exemple au niveau des turbines ou de la tuyère d’éjection 26. L’air circulant dans cette partie de la turbomachine est en effet plus chaud. Dans cette variante, la turbomachine peut être équipée d’au moins un système de filtre à air destiné à filtrer les particules issues de la combustion des gaz. Le système de filtre à air peut être avantageusement installé au niveau des orifices 4 injectant le fluide caloporteur à l’entrée d’air de la turbomachine de sorte que sa maintenance soit facilitée.
Le conduit 32 est couplé à une pluralité de buses d’injection 34 en communication fluidique avec les injecteurs 4. Les buses d’injection 34 sont réparties régulièrement autour de l’axe longitudinal X et s’étendent chacun suivant un axe parallèle à l’axe longitudinal X. Chaque buse d’injection 34 comprend en particulier une tête 35 qui est ménagée à travers la paroi annulaire radiale 29 du bec de séparation 1 de sorte que le fluide caloporteur (ou flux primaire) soit déchargé dans la cavité interne 30 du bec de séparation 1.
Suivant l’exemple de la figure 3, le conduit 32 comprend un tube principal 37 avec une entrée couplée à l’entrée d’air 31a et deux sorties. Deux tubes secondaires 38 comprennent chacun une entrée reliée à une sortie du tube principal 37. Chaque tube secondaire 38 comprend également une sortie qui est reliée à la pluralité de buses d’injection 34. Comme nous pouvons le voir également, le système de dégivrage 31 comprend une première vanne 39 (dite vanne de dégivrage) qui est montée sur le conduit 32. La vanne 39 est avantageusement montée entre l’entrée d’air 31a et les buses d’injection 34. Plus précisément encore, la vanne est montée sur le tube principal 37. De manière avantageuse, mais non limitativement, la vanne 39 est reliée à une unité électronique de commande 40 de la turbomachine qui est représentée sur les figures 2 et 7 et qui est destinée à piloter ladite vanne 39. Un dispositif de transmission 56 permet de relier électroniquement et en énergie la vanne 39 et l’unité électronique de commande 40.
L'unité électronique de commande 40 est dédiée aux commandes de certains organes et/ou équipements de la turbomachine. Cette unité électronique de commande 40 peut être un calculateur EEC (qui signifie en anglais Electronic Engine Controller). Le calculateur est piloté par un système électronique de pleine autorité (connu sous l’acronyme FADEC pour « Full Authority Digital Engine Control » qui gère le bon fonctionnement de la turbomachine.
L’unité électronique de commande 40 envoie des ordres de fermeture ou d’ouverture à la vanne 39 pour autoriser ou interdire la circulation de fluide caloporteur dans le système de dégivrage 31.
Le module de turbomachine comprend également un dispositif de lavage 41 d’au moins une partie de la turbomachine. Le dispositif de lavage 41 est destiné à nettoyer et/ou décoller les particules ou matières étant accrochées sur les parois de différents organes de la turbomachine grâce à une solution de lavage et ce pendant les phases de vols de la turbomachine. Le dispositif de lavage 41 est en particulier embarqué dans la turbomachine. A cet effet, le dispositif de lavage 41 est destiné à être relié à une source d’alimentation en solution de lavage. Le dispositif de lavage 41 comprend des moyens d’injection de cette solution de lavage à l’intérieur de la turbomachine et en particulier dans la veine d’écoulement d’air, ici la veine primaire. Les moyens d’injection d’air comprennent les injecteurs 4 de fluide caloporteur destinés à dégivrer le bec de séparation et les aubes directrices en amont de la veine primaire. En d’autres termes, la solution de lavage est pulvérisée via les injecteurs 4.
La solution de lavage est composée avantageusement d’eau ou comprend un mélange d’eau et d’air ou encore un mélange d’eau et un produit lavant tel qu’une mousse lavante (détergent).
Dans un premier mode de réalisation, tel que représenté sur la figure 2, la source d’alimentation est un réseau de distribution d’eau domestique (non représenté) qui est externe à la turbomachine et qui permet de fournir de l’eau. Dans ce cas, le dispositif de lavage 41 comprend des moyens de stockage 53 embarqués dans le module de turbomachine et destinés à stocker la solution de lavage. Dans le présent exemple, les moyens de stockage 53 comprennent un réservoir 42 qui est agencé de manière avantageuse, mais non limitativement dans la « zone core » de la turbomachine. La « zone core » est située dans le carter inter-veine 21 (soit entre la veine primaire 19 et la veine secondaire 20). Plus précisément encore, la « zone core » est une zone feu et se trouve à proximité de la chambre de combustion 10. L’emplacement du réservoir 42 à cet endroit permet de conserver la température de l’eau entre 0° et 100° C afin que l’eau conserve sa forme liquide. Le réservoir 42 présente un volume compris entre 0.5L (litre) et 10L. Le volume de solution de lavage embarquée dépendra du nombre de nettoyage prévu pendant le vol de la turbomachine. L’accès à ce réservoir 42 par un opérateur pour son remplissage peut se faire au moyen d’un capot mobile 43 prévu au niveau du carter inter-veine 21.
En référence à la figure 2, le réservoir 42 est relié au système de dégivrage 31. En particulier, le dispositif de lavage 41 comprend une canalisation 44 avec une première extrémité connectée au réservoir 42 et une deuxième extrémité connectée au conduit 32 d’alimentation en fluide caloporteur du système de dégivrage 31. De manière avantageuse, mais non limitativement, la canalisation 44 et le conduit 32 sont raccordés par l’intermédiaire d’un raccord 45. Ce dernier comprend un corps tubulaire rigide. De préférence, ce raccord 45 est un raccord en T avec trois parties tubulaires dont chacune est destinée à recevoir une portion de canalisation ou de conduit. Le raccordement est réalisé en aval de la vanne 39 de dégivrage suivant le sens de circulation du fluide caloporteur dans le système de dégivrage 31. Des éléments d’étanchéité permettent d’assurer l’étanchéité avec l’intérieur de la canalisation, du conduit et du raccord. Ces éléments d’étanchéité peuvent être des joints annulaires en élastomère ou autre élément équivalent adéquat.
Le dispositif de lavage 41 comprend en outre une deuxième vanne 46 (dite vanne de lavage) qui est montée sur la canalisation 44 afin d’autoriser ou d’interdire la circulation de la solution de lavage depuis le réservoir 42. Avantageusement, la position de la vanne 46 est pilotée par l’unité électronique de commande 40 de la turbomachine. La vanne 46 de lavage est également reliée à l’unité électronique de commande 40 par le dispositif de transmission 56. Le dispositif de transmission 56 permet de relier électroniquement et en énergie la vanne 46 et l’unité électronique de commande 40. La position d’ouverture ou de fermeture de la vanne de lavage 46 peut être fonction de condition givrante. En particulier, la turbomachine ou l’aéronef est équipé(e) de différents capteurs qui sont reliés au FADEC afin de vérifier tous les paramètres de fonctionnement de la turbomachine dans différentes phases de vol, au sol, etc. Des capteurs de mesure de température et/ou de pression statique sont montés à l’entrée de la veine primaire 19 ou au niveau de la nacelle 18 par exemple. Avantageusement, la mesure de la pression ambiante via le capteur de pression peut être réalisée dans la nacelle 18. La mesure de la température peut être réalisée au niveau de l’aéronef ou être reconstituée à partir d’autres paramètres relevés autour de l’aéronef ou de la turbomachine. Les valeurs de températures ambiantes et de pressions ambiantes mesurées sont comparées à des valeurs seuils de température et de pression afin de vérifier si la turbomachine évolue dans des conditions givrantes. Le calculateur peut envoyer par exemple un ordre de commande d’ouverture de la vanne 46 de lavage lorsque l’aéronef est en mode croisière et que les valeurs détectées sortent d’une plage de valeurs relatives à des conditions givrantes. De manière générale, le mode croisière est considéré comme étant stable (sans régime transitoire) et plus sujet à être hors conditions givrantes. Le fonctionnement en dehors des plages de valeurs de conditions givrantes permet de s’assurer que l’eau s’écoule bien sous forme liquide pour laver la turbomachine. De plus, le dégivrage du bec de séparation 1 est prioritaire sur le lavage de la turbomachine. La vanne 46 est typiquement fermée au début d’un vol de l’aéronef. Le calculateur envoie un ordre de commande de fermeture ou d’ouverture à la vanne 39 de dégivrage en fonction des conditions givrantes ou non givrantes. La vanne 46 est ouverte pour faire circuler la solution de lavage jusqu’aux injecteurs. Une fois ceci fait, la vanne 46 est refermée et la vanne 39 peut être ouverte pour chasser la solution de lavage dans les buses d’injections 34 et parfaire la pulvérisation via les injecteurs 4.
L’eau s’écoule alors à l’entrée de la veine primaire 19 et passe à travers les aubes IGV 2. Le volume d’eau qui s’écoule doit être suffisamment élevé pour laver la turbomachine et suffisamment faible pour ne pas éteindre la combustion dans la chambre de combustion 10.
La figure 4 illustre de manière très schématique un autre mode de réalisation d’un dispositif de lavage 41 coopérant avec un système de dégivrage 31. Dans cet exemple, un circuit d’alimentation 47 d’un élément de la composition de la solution de lavage est configuré pour amener l’élément de la composition depuis un organe de la turbomachine. Le circuit d’alimentation 47 est relié aux moyens de stockage 53 du dispositif de lavage 41. De même, des moyens de captage 50 de l’élément de la composition de la solution de lavage sont agencés en aval de la chambre de combustion 10. L’élément de la composition de la solution de lavage est ici issu du gaz de combustion de la turbomachine. Le gaz de combustion comme son nom l’indique est issu de la chambre de combustion 10 et fait également partie du flux primaire. Ce gaz de combustion est constitué d’eau (H20), de dioxyde carbone (CO2) et d’azote (N2). Le but de ce circuit d’alimentation 47 est de pouvoir récupérer cette eau produite au cours du fonctionnement de la turbomachine. En effet, la chambre de combustion 10 de la turbomachine est équipée d’un système d’injection de carburant (non représenté) qui comprend une admission en air et une admission de carburant. L’admission d’air est reliée à un étage du compresseur haute pression 9 et l’admission de carburant est reliée à un réservoir de carburant. Le carburant est du kérosène et sa formule chimique avec des alcanes (CnH2n+2) peut aller de C10H22à C14H30. Le flux d’air (flux primaire) comprend de l’oxygène (O2) et de l’azote N2.
Le prélèvement de l’élément de la composition de la solution de lavage via les moyens de captage 50 peut être réalisé entre la chambre de combustion 10 et les turbines basse et haute pression 12, 13, au niveau d’une des turbines 12, 13 ou au niveau de la tuyère d’éjection 26. Bien entendu, le prélèvement peut être réalisé n’importe où dans la turbomachine où l’air circulant dans la turbomachine est chargé en eau. Les moyens de captage 50 peuvent comprendre un orifice agencé à l’entrée du circuit d’alimentation 47, une buse, un joint labyrinthe, ou tout autre organe adéquat permettent de prélever de l’air.
La réaction de combustion du kérosène (ici du kérosène C10H22) dans l’air (réaction chimique d’oxydation du kérosène par de l’oxygène) dans des conditions stœchiométrique donnent la loi suivante :2 C10H22+ 31 (O2+ 4 N2) → 20 CO2+ 22 H2O + 124 N2..
Suivant un exemple de grandeur, un aéronef effectuant un vol long-courrier consomme entre 10 T (tonnes) et 40 T de carburant avec deux turbomachines supportées par l’aéronef.
Avec les masses atomiques suivantes :
H = 1, C = 12, N = 14, O = 16 ;
Et les rapports de masses molaires suivants :
Kérosène : 2 * (12*10 + 22) = 288
Air : 31 * (16*2 + 4*2*14) = 4464
CO2 : 20 * (12 + 2*16) = 880
Eau : 22 * (2 + 16) = 396
Diazote : 124 * 2 * 14 = 3472.
Nous pouvons déduire que 5T de carburant donnent 6.8T d’eau (5 * 396 / 288). Plus précisément encore, en traitant 0.01% de gaz de combustion, il est possible de produire 1L d’eau, ce qui implique un débit d’air de l’ordre de 10 g(gramme)/s(seconde) et qui présente une température de l’ordre de 700°C à refroidir à une température proche de 80°C (point de condensation de l’eau à l’altitude de croisière).
L’eau qui se trouve dans le gaz de combustion en sortie de la chambre de combustion 10 se présente sous la forme de vapeur d’eau. Afin de récupérer cette eau produite pour l’utiliser comme solution de lavage, il faut d’abord la condenser (refroidir) et l’acheminer dans la canalisation du dispositif de lavage 41. Pour cela, le circuit d’alimentation 47 en gaz est relié aux moyens de stockage 53 du dispositif de lavage 41. Les moyens de stockage 53 comprennent ici un réservoir de condensation 48. Le circuit 47 comprend un canal 49 avec une première extrémité connectée aux moyens de captage 50 de gaz de combustion dans la chambre de combustion 10 et une deuxième extrémité couplée au réservoir de condensation 48. Ce dernier est relié au conduit 32 via la canalisation 44 avec par exemple un raccord en forme de T, comme dans le mode de réalisation précédent. Le circuit 47 comprend en outre des moyens de refroidissement 51 de la vapeur d’eau issue de la réaction de combustion du carburant et du flux d’air (flux primaire) dans la chambre de combustion 10 pour obtenir de l’eau condensée. Les moyens de refroidissement 51 comprennent un condenseur 52 qui permet la condensation d’un liquide. Le condenseur 52 est monté au moins en partie dans le réservoir de condensation 48. Le condenseur 52 peut être monté alternativement à l’extérieur du réservoir de condensation 48.
De manière alternative, les moyens de refroidissement comprennent un échangeur de chaleur. Un exemple d’échangeur de chaleur est de type SACCOC et comprend des ailettes. Dans ce cas, l’échangeur de chaleur est monté radialement à l’intérieur de la paroi radialement interne 21a de la veine secondaire 20 qui autorise la circulation du flux secondaire (via une ouverture appropriée non représentée) et les ailettes s’étendent dans le réservoir de condensation 48. L’air chaud (flux primaire) chargée de vapeur d’eau échange avec de l’air frais (flux secondaire) venant de la veine secondaire 20. Suivant encore une autre alternative, le flux primaire échange directement avec la paroi radialement interne 21a de la veine secondaire 20 qui est froide et balayée par le flux secondaire. L’eau se condense alors et retombe dans le fond du réservoir de condensation.
Le réservoir de condensation 48 peut être équipé d’au moins un système de filtre à particules pour éviter que les composés brûlés dans le gaz de combustion ne circulent vers les injecteurs 4.
En référence à la figure 4, une deuxième vanne 46 (vanne de lavage) autorisant ou d’interdisant la circulation de la solution de lavage est également montée sur la canalisation 44. Comme pour le mode de réalisation de la figure 2, la position de la vanne 46 est pilotée par l’unité électronique de commande 40 (calculateur) de la turbomachine. En fonctionnement, le flux primaire remplit le volume disponible du réservoir de condensation 48 qui se refroidit pendant le vol et crée la condensation. Lorsque la vanne de lavage est ouverte l’eau condensée issue du flux primaire refroidit s’écoule jusque vers les buses d’injection 4. Dans un mode de fonctionnement de lavage, le calculateur peut envoyer un ordre de commande d’ouverture à la vanne 46 de lavage lorsque l’aéronef est en mode croisière et que les valeurs détectées (température, pression) sortent de la plage de valeurs relative à des conditions givrantes pour s’assurer d’une part, que l’eau s’écoule bien sous forme liquide depuis le réservoir de condensation vers le conduit du système de dégivrage 31 et que le dégivrage ne soit pas perturbé, et d’autre part que l’eau puisse laver la turbomachine. Au besoin, la vanne 39 de dégivrage peut être ouverte un court instant afin d’aider à pousser l’eau (pression d’air élevée). En effet, l’eau ne va pas s’écouler naturellement car celle-ci est réinjectée dans une zone à pression élevée. Le court instant peut être une temporisation comprise entre 1s et 90s. Avantageusement, la temporisation est comprise entre 1s et 60s. Le court instant peut également correspondre au temps d’écoulement de la totalité du volume d’eau du réservoir de condensation 48. De la sorte, l’air sous pression prélevé en aval de la turbomachine aide l’eau à être réinjectée en amont dans la turbomachine.
Suivant un autre mode de réalisation tel qu’illustré sur les figures 5 et 6, un circuit 47 d’alimentation en gaz de combustion est également prévu de manière à pouvoir récupérer l’eau obtenue par la condensation de vapeur d’eau qui est issue de la réaction de combustion du carburant et du flux d’air dans la chambre de combustion 10 comme solution de lavage. Dans ce mode de réalisation, des moyens de refroidissement 51 tel qu’un condenseur, sont également prévus pour condenser la vapeur d’eau. Le condenseur 52 peut être ici un échangeur de chaleur de type air-air qui est monté dans la « zone core ». L’échangeur de chaleur est monté sur le carter inter veine 21 via des moyens de fixation adéquats tels que des vis, écrous, goujons, etc. Cet échangeur de chaleur réalise des échanges thermiques entre le gaz de combustion issu de la veine primaire 19 (chargé d’humidité, soit d’eau) avec de l’air circulant à l’intérieur carter inter-veine 21 (dans la veine secondaire 20). La paroi radialement interne 21a comprend à cet effet des ouvertures (non représentée) permettant la circulation du flux secondaire de la veine secondaire à l’intérieur du carter inter-veine. L’air qui circule dans le carter inter-veine 21 présente une température inférieure ou égale à 100°C. Cet air permet donc de refroidir le gaz de combustion dont la température est de l’ordre de 700°C comme nous l’avons vu précédemment. L’eau se condense directement dans l’échangeur de chaleur, lorsque la température descend en dessous du point de rosée (à l’altitude pression). Cet échangeur de chaleur comporte de manière avantageuse un drain de récupération des eaux condensées.
Sur la figure 6, l’eau de condensation de vapeur d’eau est stockée dans au moins une portion de conduit 32 du système de dégivrage 31. Cette portion de conduit forme alors des moyens de stockage 53. En particulier, le dispositif de lavage 41 comprend au moins une deuxième vanne (vanne de lavage) autorisant ou d’interdisant la circulation de la solution de lavage. Dans cet exemple, il y a deux vannes 460, 460’ de lavage qui sont prévues en sortie des tubes secondaires 38 du conduit comme cela est illustré sur la figure 6. L’eau est stockée entre la vanne 39 de dégivrage et les vannes 460, 460’ de lavage. Les tubes secondaires 38 et les deux branches 37a, 37b du tube principal 37 permettent de stocker l’eau en attendant de pouvoir circuler vers les injecteurs 4. Cela créé un réservoir dont le volume est compris entre 0,1 et 10L. De préférence, le volume est compris entre 0,5 et 3L. En effet, les tubes secondaires 38 présentent chacun une longueur de l’ordre de 60 cm de et un diamètre de l’ordre de 0.5 cm de diamètre. De même, afin de supporter le poids de l’eau dans cette portion de canalisation, les parois de cette portion de canalisation sont épaissies par rapport aux autres conduits et canalisations. Avantageusement, les canalisations, conduits, du dispositif de lavage et du système de dégivrage sont réalisés dans un matériau métallique.
En référence à la figure 5, le dispositif de lavage 41 comprend un organe à régulation autonome qui est monté sur la canalisation 44 reliant le condenseur 52 au conduit du système de dégivrage 31. L’organe à régulation autonome est monté à proximité du condenseur 52 et en aval d’une sortie de celui-ci selon le sens de circulation de l’eau de condensation dans le dispositif de lavage. L’organe à régulation autonome est configuré pour permettre la circulation de la solution de lavage (ici l’eau) lorsqu’un paramètre de la solution de lavage dans les moyens de refroidissement (le condenseur) atteint ou est inférieur à une valeur prédéterminée. La valeur prédéterminée correspondant au point de rosée de l’eau. Dans le présent exemple, l’organe à régulation autonome comprend une vanne ou un clapet thermostatique 54. Le paramètre de la solution de lavage (eau) est la température de l’eau de condensation dans le condenseur. La valeur prédéterminée est égale ou inférieure à la température du flux secondaire dans la veine secondaire 20. La température de l’air prélevé chargé d’eau va atteindre au mieux celle du fluide froid avec lequel on échange : le flux secondaire. Il ne sera pas plus froid. En particulier, une fois que la vapeur d’eau du gaz de combustion (flux primaire) s’est condensée, le clapet thermostatique 54 s’ouvre pour laisser passer de l’air et de l’eau lorsque la température de l’eau dans le condenseur est inférieure au point de rosée de l’eau (tenant compte des conditions ambiantes les plus défavorables). Alors le liquide devient plus froid que la valeur à laquelle a été dimensionné le clapet thermostatique, et l’eau s’échappe du condenseur, poussée par la pression des gaz de combustion à l’entrée du condenseur 52. L’ouverture du clapet provoque l’échauffement de ce clapet 54 qui se referme de nouveau en emprisonnant le volume d’air à faire condenser.
De manière avantageuse, mais non limitativement, un clapet anti-retour 55 est monté sur la canalisation 44 afin que l’eau ne puisse pas remonter vers le condenseur 52. Le clapet anti-retour est agencé entre le clapet thermostatique 54 et le conduit 32.
Ainsi dans un mode de fonctionnement de ce dispositif de lavage, le condensateur verse l’eau dans le conduit 32 du système de dégivrage 31 et qui, au moment opportun, grâce au clapet thermostatique à régulation autonome, purge cette eau avec de l’air de soit du compresseur 9, soit de la chambre de combustion 10 (faible débit). La purge de l’eau est réalisée comme déjà mentionnée par l’air prélevé en aval au niveau du compresseur ou de la chambre de combustion et qui est sous haute pression.
Nous allons maintenant décrire le mode de fonctionnement d’un procédé de lavage de la turbomachine. Le procédé comprend une étape d’installation des moyens de stockage 53 dans la turbomachine. Comme nous l’avons vu précédemment, ces moyens de stockage 53 sont agencés de manière avantageuse dans le carter inter-veine 21 de manière que la solution de lavage soit toujours sous forme liquide. Les moyens de stockage 53 sont ainsi montés au voisinage du bec de séparation 1 (conduit et canalisation) ou dans la « zone core » (réservoir, réservoir de condensation). Le procédé comprend une étape de fourniture une solution de lavage, dans les moyens de stockage, qui est destinée à nettoyer des parois du module de turbomachine de matières déposées sur celles-ci. Lors de cette étape, un opérateur branche une conduite externe (non représentée) dans une entrée des moyens de stockage 53 (réservoir, réservoir de condensation). Alternativement, la solution de lavage est fournie par la condensation des gaz de combustion du flux primaire en sortie de la chambre de combustion et grâce aux moyens de captage 50 (cf. figures 4 et 5). Le procédé comprend ensuite une étape de pulvérisation de la solution de lavage via les injecteurs 4 du fluide caloporteur dans la veine d’écoulement d’air, ici la veine primaire, depuis l’entrée d’air.
Lors de cette étape pulvérisation et suivant un premier mode de fonctionnement (avec le dispositif de lavage et le système de dégivrage des figures 2 à 4), le calculateur compare des valeurs mesurées par les capteurs de pression et de température avec des valeurs prédéterminées relatives à des conditions givrantes. Lorsque ces valeurs mesurées sont inclues dans la plage de condition givrante, le calculateur envoie un ordre de commande d’ouverture aux vannes 39 de dégivrage pour laisser circuler uniquement le flux caloporteur. La ou les vanne(s) 46, 46’ de lavage est/sont fermée(s). Lorsque les valeurs mesurées sont en dehors de la plage de condition givrante (condition non givrante), le calculateur envoie un ordre de commande d’ouverture à la ou les vanne(s) de lavage 46 pour autoriser la circulation de l’eau vers les injecteurs. Dans ce cas, la vanne 39 de dégivrage est fermée.
Dans le cas du mode de réalisation des figures 5 et 6, le conduit 32 se transforme en circuit de lavage du dispositif de lavage 41. Lorsque les valeurs mesurées sont inclues dans la plage de condition givrante, le calculateur envoie un ordre de commande d’ouverture aux vannes 39 de dégivrage pour laisser circuler uniquement le flux caloporteur, et aussi à la ou les vanne(s) 460, 460’ qui se trouvent sur les tubes secondaires 38 permettant la circulation du flux caloporteur. Lorsque les valeurs mesurées sont en dehors de la plage de condition givrante (condition non givrante), le calculateur envoie un ordre de commande d’ouverture à la ou les vanne(s) de lavage 460, 460’ pour autoriser la circulation de l’eau vers les injecteurs. Dans ce dernier cas, un ordre de commande de fermeture est envoyé à la vanne 39 de dégivrage pour fermer cette dernière.
Suivant un deuxième mode de fonctionnement, lorsque la température dans le condenseur atteint une température prédéterminée, le clapet thermostatique s’ouvre pour que l’eau soit pulvérisée par les injecteurs 4. La température prédéterminée est de l’ordre de 100°C. Au cas où la turbomachine opèrerait dans des conditions givrantes, l’eau assez chaude pourrait permettre de dégivrer le bec de séparation 1.
Parallèlement à l’étape de pulvérisation, le calculateur peut envoyer également un ordre de commande à un système de conditionnement d’air d’une cabine 58 de l’aéronef 60 pour couper le transfert d’un flux d’air comprimé issu d’un compresseur de la turbomachine. En effet, comme cela est illustré sur la figure 7, l’aéronef 60 comporte le système de conditionnement lequel comprend des moyens de conditionnement d’air 57 agencés dans le fuselage 59 de manière à assurer et réguler la mise en température et la pression régnant dans la cabine 58. Les moyens de conditionnement sont reliés à l’unité électronique de commande 40. Le flux d’air est avantageusement mais non limitativement prélevé au niveau du compresseur haute pression 9. Le système de conditionnement d’air comprend également un compresseur installé dans le fuselage et configuré pour comprimer le flux d’air prélevé destiné à conditionner la cabine. L’alimentation du circuit du système de conditionnement est interrompue pendant une durée prédéterminée, telle que entre 1s et 90s. De préférence, la durée prédéterminée est comprise entre 1s et 60s.
Ainsi, avec la mutualisation du dispositif de lavage embarqué avec ses moyens de stockage dans la turbomachine et du système de dégivrage, la turbomachine peut être lavée régulièrement et en vol pour maintenir ses performances.

Claims (14)

  1. Module de turbomachine, en particulier pour aéronef, comprenant :
    • un bec (1) annulaire comprenant une paroi annulaire interne (3) qui délimite au moins en partie une entrée d’air d’une veine d’écoulement d’air (19, 20),
    • un système de dégivrage (31) au moins du bec (1) annulaire, le système de dégivrage (31) comprenant des injecteurs (4) d’un fluide caloporteur qui sont agencés dans la paroi annulaire interne (3) et qui sont configurés de manière à pulvériser le fluide caloporteur en amont de l’entrée d’air, et
    • un dispositif de lavage (41) configuré de manière à être alimenté en solution de lavage apte à nettoyer des parois du module de turbomachine de matières déposées sur celles-ci, le dispositif de lavage (41) comprenant des moyens de stockage (53) de la solution de lavage qui sont montés dans le module de turbomachine,
      caractérisé en ce que les moyens de stockage (53) sont reliés fluidiquement au système de dégivrage (31) et le dispositif de lavage (41) comprend des moyens d’injection de la solution de lavage au niveau de l’entrée d’air de la veine d’écoulement d’air (19, 20), les moyens d’injection comprenant les injecteurs (4) du fluide caloporteur du système de dégivrage.
  2. Module de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le dispositif de lavage (41) comprend un circuit d’alimentation (47) d’un élément de la composition de la solution de lavage configuré pour amener l’élément de la composition de la solution de lavage depuis un organe de la turbomachine vers les injecteurs (4) du fluide caloporteur, le circuit d’alimentation (47) étant destiné à être relié à des moyens de captage (50) de l’élément de la composition de la solution de lavage et aux moyens de stockage (53).
  3. Module de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’organe de la turbomachine est une chambre de combustion (10), une turbine basse pression (13), une turbine haute pression (12) ou une tuyère d’éjection (26) des gaz d’échappement de la turbomachine.
  4. Module de turbomachine selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend un compresseur basse pression (8) agencé en aval de l’entrée d’air de la veine d’écoulement d’air (19, 20), la chambre de combustion (10) étant montée en aval du compresseur basse pression (8), et en ce que les moyens de stockage (53) sont reliés aux moyens de captage (50).
  5. Module de turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le système de dégivrage (31) comprend un conduit (32) d’alimentation du fluide caloporteur configuré pour amener le fluide caloporteur depuis un compresseur haute pression (9) de la turbomachine vers les injecteurs (4) du fluide caloporteur, le conduit (32) étant destiné à être relié à des moyens de prélèvement (33) du fluide caloporteur du compresseur haute pression (9) et à une vanne (39) de circulation du fluide caloporteur qui est pilotée par une unité électronique de commande (40).
  6. Module de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le dispositif de lavage (41) comprend une canalisation (44) reliant les moyens de stockage (53) au conduit (32) d’alimentation du fluide caloporteur et au moins une vanne (46 ; 460, 460’) pilotée par l’unité électronique de commande (40) qui est configurée pour autoriser ou interdire la circulation de la solution de lavage vers les injecteurs (4), la vanne (46, 46’) étant reliée à l’unité électronique de commande (40) par un dispositif de transmission (56).
  7. Module de turbomachine selon l’une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que le dispositif de lavage (41) comprend des moyens de refroidissement (51) de l’élément de la composition de la solution de lavage, une canalisation (44) reliant les moyens de stockage (53) au conduit (32) d’alimentation du fluide caloporteur et au moins un organe à régulation autonome (54) configuré pour autoriser ou interdire la circulation de la solution de lavage vers les injecteurs (4) lorsqu’un paramètre de la solution de lavage dans les moyens de refroidissement (51) atteint ou est inférieur à une valeur prédéterminée.
  8. Module de turbomachine selon l’une quelconque des revendications 3 à 7, caractérisé en ce que la solution de lavage est de l’eau obtenue par condensation de vapeur d’eau laquelle est issue de la réaction de combustion d’un carburant et du flux d’air dans la chambre de combustion (10), et les moyens de refroidissement (51) étant configurés pour refroidir la vapeur d’eau.
  9. Module de turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de stockage (53) comprennent un réservoir (42) qui est relié au conduit (32) d’alimentation du fluide caloporteur et qui est agencé dans une zone core de la turbomachine.
  10. Module de turbomachine selon l’une quelconque des revendications 5 à 8, caractérisé en ce les moyens de stockage (53) comprennent au moins en partie une portion du conduit (32) d’alimentation du fluide caloporteur du système de dégivrage (31).
  11. Turbomachine (5) comprenant un module de turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes.
  12. Procédé de lavage de turbomachine, en particulier d’aéronef, qui comprend, un bec (1) annulaire comprenant une paroi annulaire interne (3) délimitant au moins en partie une entrée d’un flux d’air dans la turbomachine, un système de dégivrage (31) au moins du bec (1) annulaire qui comprend des injecteurs (4) d’un fluide caloporteur agencés dans la paroi annulaire interne (3) et configurés de manière à pulvériser le fluide caloporteur en amont de l’entrée d’air, et un dispositif de lavage (41) comprenant des moyens de stockage (53) d’une solution de lavage qui sont montés dans la turbomachine, le procédé comprenant les étapes suivantes :
    - fourniture d’une solution de lavage dans les moyens de stockage (53) qui est destinée à nettoyer des parois du module de turbomachine de matières déposées sur celles-ci, et
    - lavage de la turbomachine consistant en une pulvérisation de la solution de lavage via les injecteurs (4) du fluide caloporteur dans la veine d’écoulement d’air (19, 20) depuis l’entrée d’air.
  13. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend une étape de dégivrage du bec de séparation (1) consistant à pulvériser le fluide caloporteur en amont de l’entrée d’air via les injecteurs (4), l’étape de dégivrage étant réalisée simultanément ou distinctement de l’étape de lavage.
  14. Procédé selon l’une des revendications 12 et 13, caractérisé en ce que l’étape de lavage est réalisée pendant un vol de croisière de l’aéronef et lorsqu’au moins un paramètre représentatif des conditions extérieures de la turbomachine correspond à une condition non givrante.
FR2013213A 2020-12-14 2020-12-14 Module de turbomachine equipe d’un dispositif de lavage Active FR3117527B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2013213A FR3117527B1 (fr) 2020-12-14 2020-12-14 Module de turbomachine equipe d’un dispositif de lavage

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2013213 2020-12-14
FR2013213A FR3117527B1 (fr) 2020-12-14 2020-12-14 Module de turbomachine equipe d’un dispositif de lavage

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3117527A1 true FR3117527A1 (fr) 2022-06-17
FR3117527B1 FR3117527B1 (fr) 2023-07-28

Family

ID=74592200

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2013213A Active FR3117527B1 (fr) 2020-12-14 2020-12-14 Module de turbomachine equipe d’un dispositif de lavage

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3117527B1 (fr)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3000987A1 (fr) * 2014-09-25 2016-03-30 Rolls-Royce plc Moteur à turbine à gaz et procédé de lavage d'un tel moteur
EP3263849A1 (fr) * 2016-06-28 2018-01-03 Safran Aero Boosters SA Aéronef comprenant un système de propulsion
BE1024759A1 (fr) * 2016-11-30 2018-06-21 Safran Aero Boosters Sa Systeme de degivrage de bec de separation de turbomachine axiale

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3000987A1 (fr) * 2014-09-25 2016-03-30 Rolls-Royce plc Moteur à turbine à gaz et procédé de lavage d'un tel moteur
EP3263849A1 (fr) * 2016-06-28 2018-01-03 Safran Aero Boosters SA Aéronef comprenant un système de propulsion
BE1024759A1 (fr) * 2016-11-30 2018-06-21 Safran Aero Boosters Sa Systeme de degivrage de bec de separation de turbomachine axiale

Also Published As

Publication number Publication date
FR3117527B1 (fr) 2023-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2970064A1 (fr) Systeme de purge pour turbine a combustion
EP2619419B1 (fr) Systeme de pressurisation des enceintes de paliers des turbomachines par de l'air preleve dans la manche d'entree
CA2715209C (fr) Ventilation d'une roue de turbine dans une turbomachine
FR2642114A1 (fr) Dispositif tampon pour la nacelle d'un turboreacteur et procede de ventilation de cette nacelle
FR2788308A1 (fr) Dispositif de refroidissement d'un reducteur de vitesse de turbomachine
EP0743435A1 (fr) Dispositif pour prélever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aéronef
WO2003040524A1 (fr) Stator pour turbomachine
WO2014155009A1 (fr) Dispositif de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle d'aéronef
EP1577530B1 (fr) Dispositif et méthode d'allumage d'un système de post-combustion pour turbo-réacteur à double flux
FR2920470A1 (fr) Dispositif pour faciliter le refroidissemnt d'un composant de turbine a vapeur.
FR2686943A1 (fr) Ensemble de prelevement d'air propre au diffuseur d'un turbo-moteur d'avion.
WO2014135812A1 (fr) Nacelle équipée d'un circuit de refroidissement d'huile à échangeur intermédiaire
EP3013689A1 (fr) Dispositif de dégivrage et de conditionnement pour aéronef
FR2930591A1 (fr) Optimisation du positionnement angulaire d'un distributeur de turbine en sortie d'une chambre de combustion de turbomachine
FR2694962A1 (fr) Turboréacteur dont la chambre de combustion est protégée contre les effets d'une ingestion massive d'eau.
FR3028289A1 (fr) Turbomachine d'aeronef comprenant un boitier d'admission d'air a profil aerodynamique variable
FR3081514A1 (fr) Ensemble propulsif d'aeronef et procede de reduction d'un debit d'air de ventilation dans l'ensemble propulsif d'aeronef
FR3046200B1 (fr) Turbomachine comprenant un reservoir d'huile et un echangeur air-huile associe
FR3117527A1 (fr) Module de turbomachine equipe d’un dispositif de lavage
FR3127989A1 (fr) Ensemble propulsif pour aéronef
FR2958974A1 (fr) Moteur de turbine a gaz muni d'un echangeur de chaleur air-huile dans sa manche d'entree d'air
FR3039208A1 (fr) Degivrage d’une levre d’entree d’air et refroidissement d’un carter de turbine d’un ensemble propulsif d’aeronef
FR3074531A1 (fr) Installation pour une turbomachine
FR2697289A1 (fr) Turboréacteur à double flux avec système de réchauffement d'air sur la tuyère primaire.
FR3139160A1 (fr) Turbomachine aéronautique à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20220617

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4