FR3141491A1 - Procédé de pilotage d’un moteur d’aéronef - Google Patents
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Abstract
Le présent exposé concerne un procédé de pilotage d’un moteur (2) d’aéronef comprenant une modification, en fonction d’une température d’air entourant le moteur (2), d’un débit d’un flux d’air circulant à travers la section de compresseur (22) pour entraîner la modification d’un taux de compression à travers la section de compresseur (22) du moteur (2), de sorte à diminuer une température du flux d’air entre la section de compresseur (22) et une chambre de combustion (24) du moteur (2). Figure pour l’abrégé : Fig. 2
Description
Le présent exposé concerne le domaine aéronautique. Plus précisément, le présent exposé concerne le pilotage d’un moteur d’aéronef.
Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions, mais aussi à ceux actuellement en circulation, ce qui nécessite de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. A cet égard, sont pris en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des impacts environnementaux modérés dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
Par voie de conséquence, de nombreux acteurs du domaine aéronautique travaillent en permanence à la réduction de leur impact climatique par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire l'empreinte environnementale de leur activité.
Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
Un moteur d’avion est généralement dimensionné de sorte à pouvoir développer une poussée donnée, et ce quelles que soient les conditions atmosphériques au sein desquelles le moteur est prévu d’évoluer, tout en respectant les limites physiques des composants du moteur.
Cela peut conduire à surdimensionner le moteur de sorte à ce que, à altitude et température élevées, une certaine poussée puisse être développée au décollage sans pour autant que la température limite de fonctionnement des composants du moteur ne soit atteinte. Un tel surdimensionnement entraîne toutefois une augmentation globale de consommation du moteur.
Alternativement, il peut être prévu de brider la poussée développée par le moteur à altitude et température élevées, ce qui limite le risque de dépasser la température limite de fonctionnement des composants du moteur sans pour autant le surdimensionner. Cela présente toutefois l’inconvénient de limiter la poussée du moteur.
Un but du présent exposé est de limiter la consommation d’un moteur d’aéronef tout en préservant sa poussée, notamment à altitude et température élevées, de sorte à, notamment, réduire son impact environnemental.
Il est à cet effet proposé, selon un aspect du présent exposé, un procédé de pilotage d’un moteur d’aéronef comprenant une modification, en fonction d’une température d’air entourant le moteur, d’un débit d’un flux d’air circulant à travers la section de compresseur pour entraîner la modification d’un taux de compression à travers la section de compresseur du moteur et/ou, de sorte à diminuer une température du flux d’air entre la section de compresseur et une chambre de combustion du moteur.
Avantageusement, mais facultativement, le procédé précédemment décrit peut comprendre l’une au moins des caractéristiques suivantes, prise seule ou dans une quelconque combinaison :
- la modification du débit de flux d’air est une réduction du débit de flux d’air ;
- la modification du taux de compression est une diminution du taux de compression ;
- le procédé comprend une modification d’un angle de calage d’une aube d’une partie rotor et/ou d’une partie stator d’un étage de la section de compresseur ;
- le procédé comprend une modification d’un angle de calage d’une aube d’un redresseur d’un compresseur basse pression de la section de compresseur ;
- le procédé comprend une modification d’un angle de calage de chacune des aubes du redresseur du compresseur basse pression de la section de compresseur ;
- la modification de l’angle de calage est mise en œuvre en fonction d’un régime du moteur ;
- la modification de l’angle de calage est mise en œuvre en fonction d’une marge de la section de compresseur ; et
- la température d’air entourant le moteur est mesurée en atmosphère standard.
- la modification du débit de flux d’air est une réduction du débit de flux d’air ;
- la modification du taux de compression est une diminution du taux de compression ;
- le procédé comprend une modification d’un angle de calage d’une aube d’une partie rotor et/ou d’une partie stator d’un étage de la section de compresseur ;
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- la modification de l’angle de calage est mise en œuvre en fonction d’un régime du moteur ;
- la modification de l’angle de calage est mise en œuvre en fonction d’une marge de la section de compresseur ; et
- la température d’air entourant le moteur est mesurée en atmosphère standard.
Selon un autre aspect du présent exposé, il est proposé un moteur d’aéronef comprenant :
une section de compresseur comprenant un redresseur, le redresseur comprenant une aube ;
une chambre de combustion agencée en aval de la section de compresseur ; et
un dispositif de contrôle configuré pour modifier un angle de calage de l’aube en fonction d’une température d’air entourant le moteur de sorte à diminuer une température d’un flux d’air circulant à travers la section de compresseur, entre la section de compresseur et la chambre de combustion.
une section de compresseur comprenant un redresseur, le redresseur comprenant une aube ;
une chambre de combustion agencée en aval de la section de compresseur ; et
un dispositif de contrôle configuré pour modifier un angle de calage de l’aube en fonction d’une température d’air entourant le moteur de sorte à diminuer une température d’un flux d’air circulant à travers la section de compresseur, entre la section de compresseur et la chambre de combustion.
D’autres caractéristiques, buts et avantages ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La illustre schématiquement un aéronef.
La est une vue en coupe schématique d’un système propulsif pour aéronef.
La est un organigramme illustrant un procédé de pilotage d’un moteur d’aéronef.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
La illustre un aéronef100comprenant au moins un ensemble propulsif1, en l’espèce deux ensembles propulsifs1. L’aéronef100représenté est un avion, civil ou militaire, mais pourrait être tout autre type d’aéronef100, tel qu’un hélicoptère. Les ensembles propulsifs1sont rapportés et fixés sur l’avion100, chacun sous une aile de l’avion100, comme visible sur la . Ceci n’est toutefois pas limitatif, puisqu’au moins un ensemble propulsif1peut être également monté sur l’aile de l’avion ou encore à l’arrière de son fuselage.
La illustre un ensemble propulsif1présentant un axe longitudinalX-X, et comprenant un moteur2, qui est une turbomachine, et une nacelle3entourant le moteur2.
L’ensemble propulsif1est destiné à être monté sur un aéronef100, par exemple de la manière illustrée sur la . A cet égard, l’ensemble propulsif1peut comprendre un mât (non représenté) destiné à relier l’ensemble propulsif1à une partie de l’aéronef100.
Le moteur2illustré sur la est un turboréacteur caréné à double corps, double flux et entraînement direct de la soufflante20. Ceci n’est toutefois pas limitatif puisque le moteur2peut comporter un nombre différent de corps et/ou de flux, et/ou être un autre type de turboréacteur, tel qu’un turboréacteur à entraînement de la soufflante via un réducteur (ou « geared engine » dans la terminologie anglo-saxonne), un turbopropulseur ou un turboréacteur non caréné (ou « unducted fan », dans la terminologie anglo-saxonne), de type pousseur ou tracteur.
Sauf précision contraire, les termes « amont » et « aval » sont utilisés en référence à la direction globale d’écoulement d’air à travers l’ensemble propulsif1en fonctionnement. De même, une direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinalX-Xet une direction radiale est une direction orthogonale à l’axe longitudinalX-Xet coupant l’axe longitudinalX-X. Par ailleurs, un plan axial est un plan contenant l'axe longitudinalX-Xet un plan radial est un plan orthogonal à l’axe longitudinalX-X. Une circonférence s’entend comme un cercle appartenant à un plan radial et dont le centre appartient à l’axe longitudinalX-X. Une direction tangentielle ou circonférentielle est une direction tangente à une circonférence : elle est orthogonale à l’axe longitudinalX-Xmais ne passe pas par l’axe longitudinalX-X. Enfin, les adjectifs « intérieur » (ou « interne ») et « extérieur » (ou « externe ») sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure d'un élément est, suivant une direction radiale, plus proche de l'axe longitudinalX-Xque la partie extérieure du même élément.
Comme visible sur la , le moteur2comprend, de l’amont vers l’aval, une section de soufflante20, une section de compresseur22comprenant un compresseur basse pression220et un compresseur haute pression222, une chambre de combustion24et une section de turbine26comprenant une turbine haute pression262et une turbine basse pression260.
Chacun du compresseur basse pression220, du compresseur haute pression222, de la turbine haute pression262et de la turbine basse pression260comprend une partie rotor et une partie stator, la partie rotor étant susceptible d’être entraînée en rotation par rapport à la partie stator autour de l’axe longitudinalX-X. En outre, chacune de la section de compresseur22et de la section de turbine26comprend une succession d’étages, chaque étage comprenant une roue d’aubes mobiles (partie rotor) prévue pour tourner devant (dans le cas de la section de compresseur222) ou derrière (dans le cas de la section de turbine26) une roue d’aubes fixes (partie stator). Chaque étage de la partie rotor comprend un disque duquel s’étend une pluralité d’aubes réparties de manière circonférentielle autour de l’axe longitudinalX-X, en étant monoblocs avec le disque ou amovibles par rapport au disque. En outre, les aubes peuvent être fixes par rapport au disque ou bien présenter un calage variable. Le cas échéant, le pied de chacune des aubes est monté pivotant suivant un axe de calage, s’étendant généralement radialement par rapport à l’axe longitudinalX-X, et se trouve relié à un mécanisme de changement de pas du système propulsif1. En outre, le mécanisme de changement de pas est commandé par un dispositif de contrôle du système propulsif1afin d’ajuster l’angle de calage de chacune des aubes, autour de l’axe de calage, en fonction, notamment, des phases de vol et/ou de fonctionnement du système propulsif1. De la même manière, chaque étage de la partie stator comprend une virole annulaire interne et une virole annulaire externe entre lesquelles s’étendent une pluralité d’aubes réparties de manière circonférentielle autour de l’axe longitudinalX-X. Les aubes peuvent être fixes par rapport à chacune des viroles ou bien présenter un calage variable. Le cas échéant, une extrémité de l’aube est montée pivotant dans la virole correspondante, typiquement la virole externe, suivant un axe de calage s’étendant généralement radialement par rapport à l’axe longitudinalX-X, et se trouve relié à un mécanisme de changement de pas du système propulsif1. La partie stator de l’étage le plus en amont du compresseur basse pression220est le redresseur, également appelé redresseur d’entrée du moteur2.
La partie rotor de la section de soufflante20, la partie rotor du compresseur basse pression220, et la partir rotor de la turbine basse pression260sont reliées entre elles par un arbre basse pression280s’étendant le long de l’axe longitudinalX-X, formant ainsi un corps basse pression. La partie rotor du compresseur haute pression222et la partie rotor de la turbine haute pression262sont reliées entre elles par un arbre haute pression282s’étendant également le long de l’axe longitudinalX-X, autour de l’arbre basse pression280, formant ainsi un corps haute pression.
Comme visible sur la , la section de compresseur22, la chambre de combustion24et la section de turbine26sont entourés par un carter moteur23, auxquels sont reliés les parties stator du compresseur basse pression220, du compresseur haute pression222, de la turbine haute pression262et de la turbine basse pression260, tandis que, dans la mesure où le moteur2est caréné, la section de soufflante20est entourée par un carter de soufflante25. Le carter moteur23et le carter de soufflante25sont reliés entre eux par des bras27profilés formant des redresseurs (ou OGV pour« Outlet Guide Vanes »dans la terminologie anglo-saxonne) de la section de soufflante20, répartis de manière circonférentielle tout autour de l’axe longitudinalX-X. Au moins certains de ces bras27peuvent être prévus structuraux.
L’axe longitudinalX-Xdéfinit l’axe de rotation pour la partie rotor de la section de soufflante20, les parties rotor de la section de compresseur22et les parties rotor de la section de turbine26, autrement dit pour le corps basse pression et le corps haute pression, lesquels sont chacun susceptibles d’être entraînés en rotation autour de l’axe longitudinalX-Xpar rapport au carter moteur23et au carter de soufflante25.
La nacelle3s’étend radialement à l’extérieur du moteur2, tout autour de l’axe longitudinalX-X, de sorte à entourer à la fois le carter de soufflante25et le carter moteur23, et à définir, avec une partie aval du carter moteur23, une partie aval d’une veine secondaireB, la partie amont de la veine secondaireBétant définie par le carter de soufflante25et une partie amont du carter moteur23. La partie amont de la nacelle3définit en outre une entrée d’air29par laquelle la soufflante20aspire le flux d’air circulant à travers l’ensemble propulsif1. La nacelle3est solidaire du carter de soufflante25et rapportée et fixée à l’aéronef100au moyen du mât.
En fonctionnement, la soufflante20aspire un flux d’air dont une portion, circulant au sein d’une veine primaireA, est, successivement, comprimée au sein de la section de compresseur22, enflammée au sein de la chambre de combustion24et détendue au sein de la section de turbine26avant d’être éjectée hors du moteur2. La veine primaireAtraverse le carter moteur23de part en part. Une autre portion du flux d’air circule au sein de la veine secondaireBqui prend une fourme annulaire allongée entourant le carter moteur23, l’air aspiré par la soufflante20étant redressé par les redresseurs puis éjecté hors de l’ensemble propulsif1. De cette manière, l’ensemble propulsif1génère une poussée. Cette poussée peut, par exemple, être mise au profit de l’aéronef100sur lequel l’ensemble propulsif1est rapporté et fixé.
La illustre un procédéEde pilotage du moteur2.
Le procédéEpermet,en fonctionnement, de diminuer la température de l’air circulant au sein de la veine primaireA, en aval de la section de compresseur22, plus précisément entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24, et ce sans pour autant surdimensionner le moteur2. Cette température peut être mesurée au moyen d’une sonde dont au moins une portion active s’étend au sein de la veine primaireA. Alternativement, ou en complément, cette température peut être déterminée à partir d’une mesure de la pression en aval de la section de compresseur22et/ou d’une mesure d’une vitesse de rotation de l’arbre haute pression282autour de l’axe longitudinalX-X.
Pour ce faire, le procédéEcomprend une modificationE1d’un débit d’un flux d’air circulant à travers la section de compresseur22en fonction d’une température d’air entourant le moteur2afin, notamment, de tenir compte du cas spécifique du décollage à altitude et température élevées (« Hot and High » dans la terminologie anglo-saxonne).
Le débit de flux d’air est défini comme un rapport entre la quantité d’air totale sortant de la section de compresseur22durant une période donnée, et cette période donnée. Ce débit peut être déterminé à partir d’une mesure d’une vitesse de rotation de l’arbre haute pression282autour de l’axe longitudinalX-Xet/ou de l’arbre basse pression280autour de l’axe longitudinalX-X, d’une mesure de la température et de la pression de l’air circulant au sein de la veine primaireAentre la section de compresseur22et la chambre de combustion24.
La température de l’air entourant le moteur2est la température ambiante, laquelle est de préférence mesurée en atmosphère standard. Cette température peut être mesurée au moyen d’une sonde dont au moins une portion active s’étend au sein de la veine d’air en amont de la section de soufflante20. L’atmosphère standard, dite « ISA » (pour « International Standard Atmosphere » dans la terminologie anglo-saxonne), est un modèle atmosphérique décrivant les variations de pression, de température, de densité et de viscosité pour un large éventail d'altitudes. Il se compose d'une table de valeurs à différentes altitudes et de formules permettant le calcul de ces valeurs. L'organisation internationale de normalisation, dite « ISO » (pour « International Organization for Standardization », dans la terminologie anglo-saxonne) publie l’ISA comme norme. Le modèle ISA divise l'atmosphère en différentes couches avec une distribution linéaire de la température. Les autres valeurs sont calculées à partir des constantes physiques fondamentales et leurs dérivées. Mesurer la température en atmosphère standard permet de mieux apprécier les situations dans lesquelles le décollage a lieu dans des conditions plus critiques que d’habitude, typiquement à température et altitudes élevées.
Cette modificationE1du débit du flux d’air circulant à travers la section de compresseur22entraîne une modificationE2du taux de compression à travers la section de compresseur22. En effet, la ligne de fonctionnement de la section de compresseur22, et notamment du compresseur haute pression222, étant unique, le débit d’air réduit circulant entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24est constant. Le débit d’air réduit est donné par la formule suivante :
où WRest le débit d’air réduit circulant entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24, W est le débit d’air circulant entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24, T est la température du flux d’air circulant entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24et P est la pression de l’air en aval de la section de compresseur22, mais en amont de la chambre de combustion24.
Dès lors, si le débit du flux d’air circulant à travers la section de compresseur22est modifié, la section de compresseur22s’adapte pour modifier le débit d’air W circulant entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24de sorte à maintenir constant le débit d’air réduit WRcirculant entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24. C’est pourquoi le taux de compression à travers la section de compresseur22est également modifié.
Le taux de compression est défini comme un rapport entre une pression de l’air en aval de la section de compresseur22, mais en amont de la chambre de combustion24, et une pression de l’air en amont de la section de compresseur22, mais en aval de la soufflante20. Ces pressions peuvent être mesurées au moyen d’une sonde dont au moins une portion s’étend au sein de la veine primaireA.
En parallèle, pour satisfaire la poussée requise pour le moteur2, la température en aval de la chambre de combustion24, typiquement la température du flux d’air entre la turbine haute pression262et de la turbine basse pression260, est prévue d’augmenter lors de mise en œuvre du procédéE. Ceci ne pose toutefois pas de problème puisque cette température est généralement moins limitante, lors du fonctionnement du moteur2au décollage à température et altitudes élevées, que la température entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24. Ainsi, le procédéEpermet de transférer la marge de fonctionnement dont le moteur2dispose concernant la température en aval de la chambre de combustion24vers la température en aval de la section de compresseur22, de sorte à satisfaire les exigences de maintien de poussée lors d’un décollage à altitude et température élevées, sans pour autant surdimensionner le moteur.
De préférence, pour diminuer la température de l’air circulant au sein de la veine primaireA, entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24, le débit de flux d’air circulant au sein de la veine primaireA, et donc le taux de compression à travers la section de compresseur22, est réduit (ou diminué), ce qui permet, toutes choses égales par ailleurs, de diminuer la température de l’air situé entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24. Certes, la réduction du débit de flux d’air circulant au sein de la veine primaireA, et donc du taux de compression à travers la section de compresseur22, peut entraîner une réduction de l’efficacité thermique du moteur2, et donc une augmentation de la consommation. Mais, cette augmentation n’est que ponctuelle, lors du décollage à altitude et température élevées, contrairement au cas où l’ensemble du moteur2est surdimensionné, cas dans lequel une surconsommation est attendue, quel que soit le point de fonctionnement du moteur2. En tout état de cause, une telle diminution de la température de l’air circulant au sein de la veine primaireAentre la section de compresseur22et la chambre de combustion24permet de s’éloigner de la ligne de pompage de la section de compresseur22, ce qui améliore la sûreté de fonctionnement du moteur2.
Dans un mode de mise en œuvre préféré, cette modificationE1du débit de flux d’air, et donc du taux de compression, est mise en œuvre à l’aide du calage variable d’au moins une des aubes de parties stator et/ou des parties rotor du moteur2, et plus précisément, des aubes de la section de compresseur22, et de manière davantage préférentielle d’au moins une des aubes, si ce n’est de chacune des aubes, du redresseur de la section de compresseur22, c’est-à-dire du compresseur basse pression220. En effet, la modificationE3de l’angle de calage de l’aube permet de modifier la section de passage pour le flux d’air au sein de la veine primaireAde manière simple et rapide. Le calage variable constitue, en fait, un degré de liberté supplémentaire, en plus du débit carburant injecté dans la chambre de combustion24, dont le procédéEtire avantageusement profit.
Dans une variante, la modificationE3de l’angle de calage de l’aube est en outre mise en œuvre en fonction d’un régime du moteur2, c’est-à-dire d’une vitesse de rotation du corps haute pression (i.e., vitesse de rotation de l’arbre haute pression282autour de l’axe longitudinalX-X) et/ou d’une vitesse de rotation du corps basse pression (i.e., vitesse de rotation de l’arbre basse pression280autour de l’axe longitudinalX-X), et/ou en fonction d’une marge de la section de compresseur22, c’est-à-dire d’un seuil de taux de compression de la section de compresseur22en fonction du débit d’air circulant à travers la section de compresseur22. Plus précisément concernant la marge de la section de compresseur22, la modificationE3est mise en œuvre en fonction des conditions de fonctionnement du moteur2, dont un régime du moteur2(i.e., vitesse de rotation du corps basse pression et/ou du corps haute pression) et/ou une altitude à laquelle est positionnée le moteur2, de sorte à satisfaire le besoin en marge de la section de compresseur22en ce point de fonctionnement du moteur2. Ceci permet en effet d’améliorer d’autant le fonctionnement du moteur2. En effet, tenir compte de la marge de la section de compresseur22permet d’éviter le pompage de la section de compresseur22, tandis que tenir compte du régime du moteur2permet d’optimiser sa consommation.
De préférence, le procédéEprécédemment décrit est mis en œuvre au moyen du dispositif de contrôle du mécanisme de changement de pas des aubes des parties rotor et/ou des parties stator du moteur2qui sont sollicitées lors du procédéE.
Dans un mode de mise en œuvre, le procédéEpeut comprendre la modification de l’angle de calage d’au moins une des aubes de la section de turbine26, et plus précisément d’au moins une des aubes, si ce n’est chacune des aubes, de la partie rotor et/ou de la partie stator d’au moins un des étages de la turbine haute pression262. De cette manière, la ligne de fonctionnement du compresseur haute pression222peut être pilotée, ce qui permet d’ajuster le débit d’air réduit WRcirculant entre la section de compresseur22et la chambre de combustion24.
Claims (10)
- Procédé (E) de pilotage d’un moteur (2) d’aéronef (100) comprenant une modification (E1), en fonction d’une température d’air entourant le moteur (2), d’un débit d’un flux d’air circulant à travers la section de compresseur (22) pour entraîner la modification d’un taux de compression (E2) à travers la section de compresseur (22) du moteur (2), de sorte à diminuer une température du flux d’air entre la section de compresseur (22) et une chambre de combustion (24) du moteur (2).
- Procédé (E) selon la revendication 1, dans lequel la modification (E1) du débit de flux d’air est une réduction du débit de flux d’air.
- Procédé (E) selon l’une quelconque des revendications 1 et 2, dans lequel la modification (E2) du taux de compression est une diminution du taux de compression.
- Procédé (E) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, comprenant une modification (E3) d’un angle de calage d’une aube d’une partie rotor et/ou d’une partie stator d’un étage de la section de compresseur (22).
- Procédé (E) selon la revendication 4, comprenant une modification (E3) d’un angle de calage d’une aube d’un redresseur d’un compresseur basse pression (220) de la section de compresseur (22).
- Procédé (E) selon la revendication 5, comprenant une modification (E3) d’un angle de calage de chacune des aubes du redresseur du compresseur basse pression (220) de la section de compresseur (22).
- Procédé (E) selon l’une quelconque des revendications 4 à 6, dans lequel la modification (E3) de l’angle de calage est mise en œuvre en fonction d’un régime du moteur (2).
- Procédé (E) selon l’une quelconque des revendications 4 à 7, dans lequel la modification (E3) de l’angle de calage est mise en œuvre en fonction d’une marge de la section de compresseur (22).
- Procédé (E) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la température d’air entourant le moteur (2) est mesurée en atmosphère standard.
- Moteur (2) d’aéronef (100) comprenant :
une section de compresseur (22) comprenant un redresseur, le redresseur comprenant une aube ;
une chambre de combustion (24) agencée en aval de la section de compresseur (22) ; et
un dispositif de contrôle configuré pour modifier un angle de calage de l’aube en fonction d’une température d’air entourant le moteur (2) de sorte à diminuer une température d’un flux d’air circulant à travers la section de compresseur (22), entre la section de compresseur (22) et la chambre de combustion (24).
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| FR2211147A FR3141491A1 (fr) | 2022-10-26 | 2022-10-26 | Procédé de pilotage d’un moteur d’aéronef |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2211147A FR3141491A1 (fr) | 2022-10-26 | 2022-10-26 | Procédé de pilotage d’un moteur d’aéronef |
| FR2211147 | 2022-10-26 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3141491A1 true FR3141491A1 (fr) | 2024-05-03 |
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| FR2211147A Pending FR3141491A1 (fr) | 2022-10-26 | 2022-10-26 | Procédé de pilotage d’un moteur d’aéronef |
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| Country | Link |
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| FR (1) | FR3141491A1 (fr) |
Citations (2)
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|---|---|---|---|---|
| US20130104560A1 (en) * | 2011-11-01 | 2013-05-02 | Daniel B. Kupratis | Gas turbine engine with intercooling turbine section |
| EP3647566B1 (fr) * | 2018-11-05 | 2022-07-20 | Rolls-Royce plc | Système de commande d'un moteur à turbine à gaz |
-
2022
- 2022-10-26 FR FR2211147A patent/FR3141491A1/fr active Pending
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20130104560A1 (en) * | 2011-11-01 | 2013-05-02 | Daniel B. Kupratis | Gas turbine engine with intercooling turbine section |
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