FR3127526A1 - TURBOMACHINE INCLUDING OIL SUPPLY SYSTEM - Google Patents
TURBOMACHINE INCLUDING OIL SUPPLY SYSTEM Download PDFInfo
- Publication number
- FR3127526A1 FR3127526A1 FR2110349A FR2110349A FR3127526A1 FR 3127526 A1 FR3127526 A1 FR 3127526A1 FR 2110349 A FR2110349 A FR 2110349A FR 2110349 A FR2110349 A FR 2110349A FR 3127526 A1 FR3127526 A1 FR 3127526A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- valve
- oil
- turbomachine
- operating state
- supply
- 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
Links
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 8
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 8
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 claims description 7
- 230000004913 activation Effects 0.000 claims description 4
- 230000009849 deactivation Effects 0.000 claims description 4
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 claims description 4
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 claims description 2
- 239000012528 membrane Substances 0.000 claims description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 2
- 238000011084 recovery Methods 0.000 claims description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims description 2
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 38
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 239000010729 system oil Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
-
- 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
- F01D25/18—Lubricating arrangements
-
- 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
- F01D25/18—Lubricating arrangements
- F01D25/20—Lubricating arrangements using lubrication pumps
-
- 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
- F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
-
- 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
- F05D2260/40—Transmission of power
- F05D2260/406—Transmission of power through hydraulic systems
-
- 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
- F05D2260/98—Lubrication
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Applications Or Details Of Rotary Compressors (AREA)
- Lubrication Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
L’invention concerne une turbomachine (1, 1’, 1’’) comprenant un système d’alimentation en huile (14) comprenant : un réservoir principal (15) d’huile, une pompe d’alimentation (18) comprenant une entrée (18a) et une sortie (18b) reliée au système de commande (13), un réservoir auxiliaire (20) d’huile, et une vanne (21) présentant une première entrée (21b) reliée au réservoir principal (15), une seconde entrée (21c) reliée au réservoir auxiliaire (20) et une sortie (21d) reliée à l’entrée (18a) de la pompe d’alimentation (18), la vanne (21) comprenant en outre un organe mobile dans le corps (21a) et configuré pour se déplacer entre une première position dans laquelle la première entrée (21b) de la vanne (21) est en communication fluidique avec la sortie (21d) de la vanne (21) et une seconde position dans laquelle la seconde entrée (21c) de la vanne (21) est en communication fluidique avec la sortie (21d) de la vanne (21). Figure d’abrégé : 4The invention relates to a turbomachine (1, 1', 1'') comprising an oil supply system (14) comprising: a main tank (15) of oil, a supply pump (18) comprising an inlet (18a) and an outlet (18b) connected to the control system (13), an auxiliary oil tank (20), and a valve (21) having a first inlet (21b) connected to the main tank (15), a second inlet (21c) connected to the auxiliary reservoir (20) and an outlet (21d) connected to the inlet (18a) of the feed pump (18), the valve (21) further comprising a movable member in the body (21a) and configured to move between a first position in which the first inlet (21b) of the valve (21) is in fluid communication with the outlet (21d) of the valve (21) and a second position in which the second inlet (21c) of valve (21) is in fluid communication with outlet (21d) of valve (21). Abstract Figure: 4
Description
Domaine technique de l'inventionTechnical field of the invention
L’invention concerne le domaine des turbomachines pour aéronef comprenant des aubes à angle de calage variable et un système d’alimentation en huile.The invention relates to the field of turbomachines for aircraft comprising blades with variable pitch angle and an oil supply system.
Arrière-plan techniqueTechnical background
Une turbomachine pour un aéronef comprend d’amont en aval, au moins un premier rotor, également appelé rotor propulseur, tel qu’une hélice lorsque la turbomachine est un turbopropulseur, ou encore une soufflante non carénée lorsque la turbomachine est de type « open rotor » ou une soufflante carénée lorsque la turbomachine est un turboréacteur, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine. Le rotor du compresseur est relié au rotor de la turbine et au premier rotor par un arbre d’entrainement. Un flux d’air est comprimé au sein du compresseur puis l’air comprimé est mélangé à un carburant et brulé au sein de la chambre de combustion. Les gaz formés par la combustion traversent la turbine qui permet d’entrainer le rotor du compresseur et le rotor propulseur.A turbomachine for an aircraft comprises, from upstream to downstream, at least a first rotor, also called propeller rotor, such as a propeller when the turbomachine is a turboprop, or even an unducted fan when the turbomachine is of the "open rotor" type. or a ducted fan when the turbomachine is a turbojet, a compressor, a combustion chamber and a turbine. The compressor rotor is connected to the turbine rotor and the first rotor by a drive shaft. A flow of air is compressed within the compressor then the compressed air is mixed with fuel and burned within the combustion chamber. The gases formed by the combustion pass through the turbine which drives the compressor rotor and the thruster rotor.
L’hélice ou la soufflante du rotor propulseur ainsi que le rotor du compresseur sont équipés d’aubes qui permettent d’exercer une action sur le flux d’air. Afin d’adapter la turbomachine aux conditions de vols, il est connu d’équiper d’aubes à angle de calage variable le rotor propulseur ou encore le rotor du compresseur. A cet effet, la turbomachine comprend un système de commande des aubes à angle de calage variable qui comprend une unité de commande reliée à un actionneur hydraulique pour déplacer en rotation les aubes par rapport à un axe longitudinal des aubes selon l’orientation du flux d’air.The propeller or fan of the propeller rotor as well as the compressor rotor are equipped with vanes which exert an action on the air flow. In order to adapt the turbomachine to the flight conditions, it is known to equip the propeller rotor or the compressor rotor with variable-pitch angle vanes. To this end, the turbomachine comprises a system for controlling the blades with variable pitch angle which comprises a control unit connected to a hydraulic actuator to move the blades in rotation with respect to a longitudinal axis of the blades according to the orientation of the flow of 'air.
Afin d’alimenter en huile le système de commande et notamment l’actionneur hydraulique ainsi que d’autres éléments de la turbomachine tels que des paliers et des réducteurs, la turbomachine comprend typiquement un système d’alimentation en huile. Ce système d’alimentation comprend par exemple un réservoir principal relié à un second circuit d’alimentation sur lequel est montée une pompe permettant l’aspiration de l’huile à partir du réservoir principal et la circulation de cette huile jusqu’à l’actionneur hydraulique. Le réservoir principal comprend typiquement une enceinte présentant une paroi inférieure et supérieure reliées par des parois transversales. La paroi inférieure comprend un orifice relié à la pompe pour l’aspiration de l’huile.In order to supply oil to the control system and in particular the hydraulic actuator as well as other elements of the turbomachine such as bearings and reduction gears, the turbomachine typically comprises an oil supply system. This supply system comprises for example a main tank connected to a second supply circuit on which is mounted a pump allowing the suction of oil from the main tank and the circulation of this oil to the actuator. hydraulic. The main tank typically comprises an enclosure having a lower and upper wall connected by transverse walls. The lower wall includes an orifice connected to the pump for oil suction.
Certaines phases de vol d’aéronef perturbent l’alimentation en huile de l’actionneur hydraulique. En effet, l’aéronef peut expérimenter des phases de vol durant lesquelles la force gravitationnelle est nulle ou négative. Ces phases de vol sont appelées dans le domaine de l’invention « condition 0g » lorsque la force gravitationnelle est nulle ou « condition de g négatif » lorsque la force gravitationnelle est inversée. Durant de telles phases de vol, l’huile contenue dans le réservoir principal se retrouve plaquée sur la paroi supérieure du réservoir opposée à l’orifice en condition de g négatif ou l’huile et l’air forment une suspension chargée de bulles d’air en condition de 0g. La pompe n’aspire donc plus d’huile mais de l’air ou de l’huile fortement chargée de bulles d’air, ce qui dégrade l’alimentation en huile du système de commande et peut même provoquer un arrêt de la pompe d’alimentation. Dans tous les cas, l’actionneur hydraulique du système de commande n’est plus correctement alimenté en huile.Certain phases of aircraft flight disrupt the oil supply to the hydraulic actuator. Indeed, the aircraft can experience flight phases during which the gravitational force is zero or negative. These flight phases are called in the field of the invention “0g condition” when the gravitational force is zero or “negative g condition” when the gravitational force is reversed. During such phases of flight, the oil contained in the main tank finds itself stuck on the upper wall of the tank opposite the orifice in negative g conditions where the oil and the air form a suspension charged with air bubbles. air in 0g condition. The pump therefore no longer sucks in oil but air or oil heavily laden with air bubbles, which degrades the oil supply to the control system and can even cause the pump to stop. 'feed. In all cases, the hydraulic actuator of the control system is no longer correctly supplied with oil.
Une telle dégradation de l’alimentation en huile du système de commande et notamment de l’actionneur hydraulique peut rendre incontrôlable le calage des aubes du rotor propulseur, en particulier les pales de l’hélice ou de la soufflante non carénée, ce qui peut conduire à la mise en drapeau des aubes par un système de sécurité. Ceci a pour conséquence de diminuer significativement la poussée de la turbomachine, et d’entrainer une perte de contrôle de celle-ci ce qui n’est pas acceptable.Such degradation of the oil supply to the control system and in particular to the hydraulic actuator can make the setting of the propeller rotor blades uncontrollable, in particular the blades of the propeller or the unducted fan, which can lead to the feathering of the blades by a safety system. This has the consequence of significantly reducing the thrust of the turbomachine, and causing a loss of control of it, which is not acceptable.
Par conséquent, il existe un besoin de fournir une turbomachine pour un aéronef qui assure une alimentation en huile du système de commande de des aubes à angle de calage variable en continu, et notamment durant les phases de vol pendant lesquelles la force gravitationnelle est nulle ou négative.Consequently, there is a need to provide a turbomachine for an aircraft which ensures an oil supply to the control system of the vanes with continuously variable pitch angle, and in particular during the phases of flight during which the gravitational force is zero or negative.
A cet effet, l’invention propose une turbomachine pour un aéronef comprenant :To this end, the invention proposes a turbomachine for an aircraft comprising:
des aubes à angle de calage variable,blades with variable pitch angle,
un système de commande des aubes comprenant :a blade control system comprising:
une unité commande reliée à au moins un actionneur hydraulique,a control unit connected to at least one hydraulic actuator,
un système d’alimentation en huile comprenant :an oil supply system comprising:
un réservoir principal d’huile,a main oil tank,
une pompe d’alimentation comprenant une entrée et une sortie reliée au système de commande.a feed pump comprising an inlet and an outlet connected to the control system.
L’invention se caractérise en ce que le système d’alimentation comprend en outre :The invention is characterized in that the supply system further comprises:
un réservoir auxiliaire d’huile, etan auxiliary oil tank, and
une vanne comprenant un corps présentant une première entrée reliée au réservoir principal, une seconde entrée reliée au réservoir auxiliaire et une sortie reliée à l’entrée de la pompe d’alimentation, la vanne comprenant en outre un organe mobile dans le corps et configuré pour se déplacer entre une première position dans laquelle la première entrée de la vanne est en communication fluidique avec la sortie de la vanne et une seconde position dans laquelle la seconde entrée de la vanne est en communication fluidique avec la sortie de la vanne.a valve comprising a body having a first inlet connected to the main reservoir, a second inlet connected to the auxiliary reservoir and an outlet connected to the inlet of the supply pump, the valve further comprising a movable member in the body and configured to moving between a first position in which the first valve inlet is in fluid communication with the valve outlet and a second position in which the second valve inlet is in fluid communication with the valve outlet.
Ainsi, selon l’invention, le système d’alimentation en huile comprend un réservoir auxiliaire et une vanne. Lorsque l’organe mobile de la vanne est dans la première position, la pompe d’alimentation aspire l’huile à partir du réservoir principal. Cette première position est notamment rencontrée dans un premier état de fonctionnement de la turbomachine. Lorsque la turbomachine est dans un second état de fonctionnement, notamment lors des phases de vol de l’aéronef en condition de 0g ou de g négatif, l’organe mobile de la vanne est entrainé dans la seconde position, la pompe d’alimentation aspire alors l’huile à partir du réservoir auxiliaire. Le réservoir auxiliaire est configuré pour délivrer de l’huile en condition de 0g ou de g négatif contrairement au réservoir principal. Par conséquent, le système de commande est alimenté en huile durant toutes les phases de fonctionnement de la turbomachine. La poussée de la turbomachine est donc optimale durant toutes ces phases de fonctionnement.Thus, according to the invention, the oil supply system comprises an auxiliary tank and a valve. When the valve mover is in the first position, the feed pump draws oil from the main tank. This first position is encountered in particular in a first operating state of the turbomachine. When the turbomachine is in a second operating state, in particular during the flight phases of the aircraft in a condition of 0g or negative g, the movable member of the valve is driven into the second position, the supply pump sucks then the oil from the auxiliary tank. The auxiliary tank is configured to deliver oil in 0g or negative g conditions unlike the main tank. Consequently, the control system is supplied with oil during all the operating phases of the turbomachine. The thrust of the turbomachine is therefore optimal during all these operating phases.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :The invention may include one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:
-- le réservoir auxiliaire est un réservoir 0g ou g négatif.-- the auxiliary tank is a negative 0g or g tank.
- un premier circuit d’alimentation en huile, reliant le réservoir principal à au moins une enceinte de lubrification contenant au moins un palier à lubrifier,- a first oil supply circuit, connecting the main tank to at least one lubrication enclosure containing at least one bearing to be lubricated,
un second circuit d’alimentation en huile, reliant le réservoir principal (15) au système de commande et sur lequel sont montées la vanne et la pompe d’alimentation, eta second oil supply circuit, connecting the main tank (15) to the control system and on which the valve and the supply pump are mounted, and
un circuit de récupération d’huile du système de commande, reliant le système de commande au réservoir auxiliaire ;a control system oil recovery circuit, connecting the control system to the auxiliary tank;
- une pompe centrifuge agencée entre la vanne et la pompe d’alimentation ;- a centrifugal pump arranged between the valve and the supply pump;
- une unité de contrôle électrique configurée pour commander le déplacement de l’organe mobile de la vanne et un capteur configuré pour délivrer un signal à l’unité de contrôle électrique, le capteur étant configuré pour détecter une phase de fonctionnement dans laquelle la force gravitationnelle s’exerçant sur la turbomachine est nulle ou négative, le capteur étant par exemple un accéléromètre ;- an electrical control unit configured to control the displacement of the movable member of the valve and a sensor configured to deliver a signal to the electrical control unit, the sensor being configured to detect an operating phase in which the gravitational force exerted on the turbomachine is zero or negative, the sensor being for example an accelerometer;
- l’organe mobile de la vanne est configuré pour se déplacer dans la seconde position lorsque la force gravitationnelle s’exerçant sur la turbomachine est nulle ou négative ;- the movable member of the valve is configured to move into the second position when the gravitational force acting on the turbomachine is zero or negative;
- un réducteur mécanique et l une vanne à diaphragme variable montée sur le second circuit d’alimentation, la vanne à diaphragme variable étant agencée entre la pompe d’alimentation et le réducteur mécanique, la vanne à diaphragme variable étant apte à s’ouvrir lorsque l’organe mobile de la vanne est dans la première position et apte à rester au moins partiellement ouverte ou à se fermer lorsque l’organe mobile de la vanne est dans la seconde position ;- a mechanical reducer and a variable diaphragm valve mounted on the second supply circuit, the variable diaphragm valve being arranged between the supply pump and the mechanical reducer, the variable diaphragm valve being able to open when the movable member of the valve is in the first position and adapted to remain at least partially open or to close when the movable member of the valve is in the second position;
- la pompe d’alimentation est montée en dérivation sur le second circuit d’alimentation entre la vanne et la vanne à diaphragme variable ;- the supply pump is mounted in bypass on the second supply circuit between the valve and the variable diaphragm valve;
- un échangeur air/huile agencé entre la vanne et la pompe d’alimentation ;- an air/oil exchanger arranged between the valve and the supply pump;
- le réservoir auxiliaire comprend une enceinte délimitant un volume interne d’huile, l’enceinte comprenant au moins un premier port de sortie connecté au réservoir principal, un port d’entrée relié au système de commande, et un second port de sortie relié à la vanne, le second port de sortie étant en communication fluidique avec le volume interne, le réservoir auxiliaire comprenant en outre une paroi de rétention mobile apte à égaliser le volume d’huile au volume interne lorsque la vanne est dans la seconde position ;- the auxiliary tank comprises an enclosure defining an internal volume of oil, the enclosure comprising at least a first outlet port connected to the main tank, an inlet port connected to the control system, and a second outlet port connected to the valve, the second outlet port being in fluid communication with the internal volume, the auxiliary reservoir further comprising a movable retaining wall able to equalize the volume of oil to the internal volume when the valve is in the second position;
- la paroi de rétention mobile comprend une membrane rétractable formée par une paroi de l’enceinte ;- the mobile retention wall comprises a retractable membrane formed by a wall of the enclosure;
- la paroi de rétention mobile comprend une plaque mobile en translation dans l’enceinte, s’étendant entre deux parois latérales de l’enceinte.
- the movable retention wall comprises a plate movable in translation in the enclosure, extending between two side walls of the enclosure.
L’invention concerne également un procédé d’alimentation en huile d’une turbomachine d’aéronef selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes, comprenant les étapes suivantes:The invention also relates to a method for supplying oil to an aircraft turbine engine according to any one of the preceding characteristics, comprising the following steps:
(a) durant un premier état de fonctionnement de la turbomachine, alimenter en huile le système de commande à partir du réservoir principal, la vanne étant dans un état nominal de fonctionnement dans lequel l’organe mobile est dans la première position,(a) during a first operating state of the turbine engine, supplying oil to the control system from the main tank, the valve being in a nominal operating state in which the movable member is in the first position,
(b) détecter le passage de la turbomachine à un second état de fonctionnement, en particulier un état de fonctionnement dans lequel la force gravitationnelle s’exerçant sur la turbomachine est nulle ou négative,(b) detecting the passage of the turbomachine to a second operating state, in particular an operating state in which the gravitational force exerted on the turbomachine is zero or negative,
(c) suite à la détection de l’étape (b), actionner la vanne pour déplacer l’organe mobile de la première position à la seconde position, de façon à alimenter en huile le système de commande à partir du réservoir auxiliaire,(c) following the detection of step (b), actuating the valve to move the movable member from the first position to the second position, so as to supply oil to the control system from the auxiliary tank,
(d) détecter le passage de la turbomachine du second état de fonctionnement au premier état de fonctionnement,(d) detecting the passage of the turbine engine from the second operating state to the first operating state,
(e) placer la vanne dans son état nominal de fonctionnement en commandant un déplacement de l’organe mobile de la seconde position à la première position, de façon à alimenter en huile le système de commande à partir du réservoir principal.(e) placing the valve in its nominal operating state by commanding a movement of the movable member from the second position to the first position, so as to supply oil to the control system from the main tank.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :The invention may include one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:
-le procédé comprend entre les étapes (b) et (c) ainsi qu’entre les étapes (d) et (e), une étape de transmission d’un signal électrique à la vanne par une unité de contrôle électrique, et en ce qu’un délai de désactivation (t1) est défini entre la détection du premier état de fonctionnement à l’étape (d) et la commande de déplacement à l’étape (e) ;the method comprises between steps (b) and (c) as well as between steps (d) and (e), a step of transmitting an electrical signal to the valve by an electrical control unit, and in that that a deactivation delay (t1) is defined between the detection of the first operating state in step (d) and the movement command in step (e);
- un délai d’activation (t2) est défini entre la détection du second état de fonctionnement à l’étape (b) et l’actionnement de la vanne à l’étape (c), le délai d’activation (t2) étant inférieur au délai de désactivation (t1) ;- an activation delay (t2) is defined between the detection of the second operating state in step (b) and the actuation of the valve in step (c), the activation delay (t2) being less than the deactivation time (t1);
- (g) durant le premier état de fonctionnement de la turbomachine, alimenter en huile le réducteur mécanique à partir du réservoir principal, la vanne à diaphragme variable étant en position ouverte,- (g) during the first operating state of the turbomachine, supply oil to the mechanical reducer from the main tank, the variable diaphragm valve being in the open position,
(g’) après l’étape de détection (b) du second état de fonctionnement de la turbomachine, fermer la vanne à diaphragme variable afin de couper l’alimentation en huile du réducteur mécanique à partir du réservoir auxiliaire.(g') after the detection step (b) of the second operating state of the turbomachine, close the variable diaphragm valve in order to cut off the oil supply to the mechanical reducer from the auxiliary tank.
Brève description des figuresBrief description of figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :Other characteristics and advantages will emerge from the following description of a non-limiting embodiment of the invention with reference to the appended drawings in which:
Claims (15)
des aubes (2a) à angle de calage variable,
un système de commande (13) des aubes (2a) comprenant :
une unité commande (13a) reliée à au moins un actionneur hydraulique (13b),
un système d’alimentation (14) en huile comprenant :
un réservoir principal (15) d’huile,
une pompe d’alimentation (18) comprenant une entrée (18a) et une sortie (18b) reliée au système de commande (13),
caractérisée en ce que le système d’alimentation (14) comprend en outre :
un réservoir auxiliaire (20) d’huile, et
une vanne (21) comprenant un corps (21a) présentant une première entrée (21b) reliée au réservoir principal (15), une seconde entrée (21c) reliée au réservoir auxiliaire (20) et une sortie (21d) reliée à l’entrée (18a) de la pompe d’alimentation (18), la vanne (21) comprenant en outre un organe mobile dans le corps (21a) et configuré pour se déplacer entre une première position dans laquelle la première entrée (21b) de la vanne (21) est en communication fluidique avec la sortie (21d) de la vanne (21) et une seconde position dans laquelle la seconde entrée (21c) de la vanne (21) est en communication fluidique avec la sortie (21d) de la vanne (21). Turbomachine (1, 1’, 1’’) for an aircraft comprising:
vanes (2a) with variable pitch angle,
a control system (13) for the blades (2a) comprising:
a control unit (13a) connected to at least one hydraulic actuator (13b),
an oil supply system (14) comprising:
a main oil tank (15),
a supply pump (18) comprising an inlet (18a) and an outlet (18b) connected to the control system (13),
characterized in that the supply system (14) further comprises:
an auxiliary oil tank (20), and
a valve (21) comprising a body (21a) having a first inlet (21b) connected to the main reservoir (15), a second inlet (21c) connected to the auxiliary reservoir (20) and an outlet (21d) connected to the inlet (18a) of the supply pump (18), the valve (21) further comprising a movable member in the body (21a) and configured to move between a first position in which the first inlet (21b) of the valve (21) is in fluid communication with the outlet (21d) of the valve (21) and a second position in which the second inlet (21c) of the valve (21) is in fluid communication with the outlet (21d) of the valve (21).
un premier circuit d’alimentation (14a) en huile, reliant le réservoir principal (15) à au moins une enceinte de lubrification (12) contenant au moins un palier (12a) à lubrifier,
un second circuit d’alimentation (14b) en huile, reliant le réservoir principal (15) au système de commande (13) et sur lequel sont montées la vanne (21) et la pompe d’alimentation (18), et
un circuit de récupération (14b’) d’huile du système de commande (13), reliant le système de commande (13) au réservoir auxiliaire (20).Turbomachine according to Claim 1, characterized in that the supply system (14) comprises:
a first oil supply circuit (14a), connecting the main tank (15) to at least one lubrication chamber (12) containing at least one bearing (12a) to be lubricated,
a second oil supply circuit (14b), connecting the main tank (15) to the control system (13) and on which the valve (21) and the supply pump (18) are mounted, and
an oil recovery circuit (14b') of the control system (13), connecting the control system (13) to the auxiliary tank (20).
(a) durant un premier état de fonctionnement de la turbomachine (1, 1’, 1’’), alimenter en huile le système de commande (13) à partir du réservoir principal (15), la vanne (21) étant dans un état nominal de fonctionnement dans lequel l’organe mobile est dans la première position,
(b) détecter le passage de la turbomachine (1, 1’, 1’’) à un second état de fonctionnement, en particulier un état de fonctionnement dans lequel la force gravitationnelle s’exerçant sur la turbomachine est nulle ou négative,
(c) suite à la détection de l’étape (b), actionner la vanne (21) pour déplacer l’organe mobile de la première position à la seconde position, de façon à alimenter en huile le système de commande (13) à partir du réservoir auxiliaire (20),
(d) détecter le passage de la turbomachine (1, 1’, 1’’) du second état de fonctionnement au premier état de fonctionnement,
(e) placer la vanne (21) dans son état nominal de fonctionnement en commandant un déplacement de l’organe mobile de la seconde position à la première position, de façon à alimenter en huile le système de commande (13) à partir du réservoir principal (15).Process for supplying oil to an aircraft turbine engine (1, 1', 1'') according to any one of the preceding claims, comprising the following steps:
(a) during a first operating state of the turbine engine (1, 1', 1''), supplying oil to the control system (13) from the main tank (15), the valve (21) being in a nominal operating state in which the movable member is in the first position,
(b) detecting the passage of the turbomachine (1, 1', 1'') to a second operating state, in particular an operating state in which the gravitational force exerted on the turbomachine is zero or negative,
(c) following the detection of step (b), actuating the valve (21) to move the movable member from the first position to the second position, so as to supply oil to the control system (13) at from the auxiliary tank (20),
(d) detecting the passage of the turbine engine (1, 1', 1'') from the second operating state to the first operating state,
(e) placing the valve (21) in its nominal operating state by commanding a movement of the movable member from the second position to the first position, so as to supply the control system (13) with oil from the reservoir main (15).
(g) durant le premier état de fonctionnement de la turbomachine (1, 1’, 1’’), alimenter en huile le réducteur mécanique (11) à partir du réservoir principal (15), la vanne à diaphragme variable (19) étant en position ouverte,
(g’) après l’étape de détection (b) du second état de fonctionnement de la turbomachine (1, 1’, 1’’), fermer la vanne à diaphragme variable (19) afin de couper l’alimentation en huile du réducteur mécanique (11) à partir du réservoir auxiliaire (20).
Method according to any one of Claims 12 to 14, the turbomachine (1, 1', 1'') comprising the characteristics according to any one of Claims 6 to 7 or 8 to 11 in combination with one of Claims 6 to 7, characterized in that the method comprises the following steps:
(g) during the first operating state of the turbomachine (1, 1', 1''), supplying oil to the mechanical reducer (11) from the main tank (15), the variable diaphragm valve (19) being in the open position,
(g') after the detection step (b) of the second operating state of the turbine engine (1, 1', 1''), close the variable diaphragm valve (19) in order to cut off the oil supply to the mechanical reducer (11) from the auxiliary tank (20).
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2110349A FR3127526B1 (en) | 2021-09-30 | 2021-09-30 | TURBOMACHINE INCLUDING AN OIL SUPPLY SYSTEM |
| CN202280065361.7A CN118043541A (en) | 2021-09-30 | 2022-09-27 | Turbine engine including oil supply system |
| PCT/FR2022/051811 WO2023052719A1 (en) | 2021-09-30 | 2022-09-27 | Turbine engine comprising an oil supply system |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2110349 | 2021-09-30 | ||
| FR2110349A FR3127526B1 (en) | 2021-09-30 | 2021-09-30 | TURBOMACHINE INCLUDING AN OIL SUPPLY SYSTEM |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3127526A1 true FR3127526A1 (en) | 2023-03-31 |
| FR3127526B1 FR3127526B1 (en) | 2024-05-10 |
Family
ID=79831707
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2110349A Active FR3127526B1 (en) | 2021-09-30 | 2021-09-30 | TURBOMACHINE INCLUDING AN OIL SUPPLY SYSTEM |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN118043541A (en) |
| FR (1) | FR3127526B1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20050135929A1 (en) * | 2003-12-19 | 2005-06-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pressurized oil supply for propeller engine system |
| US20100294371A1 (en) * | 2009-05-22 | 2010-11-25 | United Technologies Corporation | Gravity operated valve |
| US20140069743A1 (en) * | 2012-09-07 | 2014-03-13 | United Technologies Corporation | Lubrication system having segmented anti-backflow feature |
| US20200392866A1 (en) * | 2019-06-12 | 2020-12-17 | General Electric Company | Oil Supply System for a Gas Turbine Engine |
-
2021
- 2021-09-30 FR FR2110349A patent/FR3127526B1/en active Active
-
2022
- 2022-09-27 CN CN202280065361.7A patent/CN118043541A/en active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20050135929A1 (en) * | 2003-12-19 | 2005-06-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pressurized oil supply for propeller engine system |
| US20100294371A1 (en) * | 2009-05-22 | 2010-11-25 | United Technologies Corporation | Gravity operated valve |
| US20140069743A1 (en) * | 2012-09-07 | 2014-03-13 | United Technologies Corporation | Lubrication system having segmented anti-backflow feature |
| US20200392866A1 (en) * | 2019-06-12 | 2020-12-17 | General Electric Company | Oil Supply System for a Gas Turbine Engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3127526B1 (en) | 2024-05-10 |
| CN118043541A (en) | 2024-05-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2801707B1 (en) | Turbomachine lubrication circuit with anti-siphon valve for windmilling | |
| CA2719472C (en) | Device and method for balancing pressure in a turbojet bearing housing | |
| FR3129690A1 (en) | TURBOMACHINE COMPRISING A LUBRICATION CHAMBER AND A SPEED REDUCER | |
| EP2619419B1 (en) | System for pressurising the bearing chambers of turbine engines machines using air taken from the intake duct | |
| EP2486261B1 (en) | Circuit for supplying fuel to an aircraft engine | |
| EP2396526B1 (en) | Aircraft engine with cooling for an electric starting device | |
| FR2882095A1 (en) | FUEL SUPPLY OF AN AIRCRAFT ENGINE | |
| FR2882098A1 (en) | FUEL FLOW REGULATION SUPPLYING A GAS TURBINE ENGINE | |
| EP2072782B1 (en) | Recirculation valve in an aeronautical engine | |
| WO2015114267A1 (en) | Supply of air to an air-conditioning circuit of an aircraft cabin from its turboprop engine | |
| JP2007518615A (en) | Supply of pressurized oil for propeller engine equipment | |
| EP1936122B1 (en) | Isolation valve for the oil circuit of an airplane engine | |
| FR3028888A1 (en) | COOLING DEVICE FOR A TURBOMACHINE SUPPLIED BY A DISCHARGE CIRCUIT | |
| EP0780557A1 (en) | System to support the restart of a windmilling turbofan engine | |
| FR3127526A1 (en) | TURBOMACHINE INCLUDING OIL SUPPLY SYSTEM | |
| WO2018029413A1 (en) | Meshing device for turbomachine, and associated turbomachine | |
| EP1467104A1 (en) | Compressor unit with assisted cooling | |
| EP2048337A1 (en) | Fuel supply circuit for an aircraft engine | |
| FR3127525A1 (en) | AUXILIARY OIL SUPPLY DEVICE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE | |
| WO2023052719A1 (en) | Turbine engine comprising an oil supply system | |
| FR3127527A1 (en) | AUXILIARY OIL TANK FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE | |
| CA2812691C (en) | Hydraulic device of a control device, such as a blade pitch-change device | |
| WO2023052718A1 (en) | Auxiliary oil supply device for an aircraft turbine engine | |
| EP3722559A1 (en) | Turbine engine for an aircraft | |
| WO2023247846A1 (en) | Oil tank for a turbomachine with a lower compartment having an oil outlet duct that is negative-g-compatible |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20230331 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |