WO2011154641A1 - Dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion a turbine a gaz - Google Patents

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WO2011154641A1
WO2011154641A1 PCT/FR2011/051242 FR2011051242W WO2011154641A1 WO 2011154641 A1 WO2011154641 A1 WO 2011154641A1 FR 2011051242 W FR2011051242 W FR 2011051242W WO 2011154641 A1 WO2011154641 A1 WO 2011154641A1
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pressure fuel
pump
fuel
high pressure
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PCT/FR2011/051242
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Régis Michel Paul DELDALLE
Kim Florentin
Karim Soyah
Marc Missout
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Snecma
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    • 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
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/236—Fuel delivery systems comprising two or more pumps
    • 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
    • F02C7/26—Starting; Ignition
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    • 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
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    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F05D2270/092—Purpose of the control system to cope with emergencies in particular blow-out and relight

Definitions

  • a gas turbine engine engine fueling device A gas turbine engine engine fueling device.
  • the invention relates to a gas turbine engine fueling device.
  • a feed device comprises a low pressure fuel pump receiving fuel from a tank of the aircraft, a high pressure fuel pump connected to the output of the low pressure pump by a low pressure fuel line and a metering unit connected to the outlet of the high pressure pump and delivering a controlled fuel flow to a high pressure fuel line supplying injectors to a combustion chamber of the gas turbine.
  • the Fuel Metering Unit (FMU) is controlled by an Engine Control Unit (ECU) to regulate the fuel flow supplied to the engine to a desired value.
  • the excess fuel flow supplied by the high pressure pump is recirculated back to the low pressure fuel line.
  • a shut-off and pressurizing shut-off valve is generally mounted on the high-pressure fuel line, which valve opens when the outlet pressure of the FMU exceeds a predetermined threshold and is shut-off in response to a shutdown command. engine from the ECU or aircraft cockpit.
  • the high pressure pump is generally mounted on an Accessory Gear Box (AGB) comprising a gear train connected by a mechanical connection to a turbine shaft.
  • AGB Accessory Gear Box
  • the flow rate provided by the high pressure pump is therefore a function of the speed of rotation of the turbine shaft, therefore the engine speed, and the displacement of the pump.
  • the object of the invention is to provide a fuel supply device for a gas turbine engine engine enabling unmanned flight re-ignition of a starter at low autorotation speeds while not presenting the disadvantages. supra.
  • a device comprising: a low pressure fuel pump; a high pressure fuel pump connected to the outlet of the low pressure pump via a low pressure fuel line; a metering unit having an inlet connected to the outlet of the high pressure pump; a high pressure fuel line connected at the outlet of the metering unit for delivering fuel to the engine; a branch circuit comprising an electric pump and branched to the high pressure fuel pump and the metering unit, between the low pressure fuel line and the high pressure fuel line; a valve having a first normal position blocking the flow of fuel in the bypass circuit and a second position allowing the circulation of fuel in the bypass circuit; and a control unit arranged to control the metering unit in order to deliver a controlled fuel flow at the outlet thereof, and to control the passage of the valve from its first position to its second position and the driving of the pump in response to a re-ignition command from the engine in flight.
  • the design of the high pressure pump can thus be dictated solely by the need to deliver the required fuel flow at the high engine speeds. Over-sizing is not required to ensure a minimum flow rate at low rotational speeds, the recirculated flow rate at nominal speed can be reduced, which limits the pressure losses and other disadvantages mentioned above.
  • the electric pump its operation being limited to the need for reignition in flight, it will be started very rarely, if ever. The probability of failure is therefore very small and the impact on the reliability of the entire fuel supply device for all expected operating configurations is very limited.
  • the bypass circuit can be effectively isolated during normal operation of the fuel supply device.
  • the valve is a two-way valve inserted on a bypass line between the low pressure fuel line and the high pressure fuel line, in series with the electric pump.
  • the valve is a three-way valve having an inlet connected to the low pressure fuel pump, a first output connected to the high pressure fuel pump and a second output connected to the electric pump.
  • the valve is a three-way valve having a first input connected to the dosing unit, a second input connected to the electric pump and an output connected to the high pressure fuel line.
  • the fuel supply device can be arranged to control the driving of the electric pump in response to the passage of the valve from its first to its second position.
  • the fuel supply device comprises for this purpose a contactor arranged to be actuated by a movable member of the valve during the passage of the valve from its first to its second position.
  • the fuel supply device comprises a position sensor capable of delivering a signal in response to the passage of the valve from its first position to its second position.
  • the fuel supply device further comprises a stop valve and pressurization valve mounted on the high-pressure fuel line
  • the downstream connection point of the bypass circuit is located downstream of the shut-off valve. stop and pressurization.
  • the invention also relates to a gas turbine engine equipped with a fuel supply device as defined above.
  • FIG. 1 is a very schematic view of a gas turbine engine
  • FIG. 2 is a diagram of a gas turbine engine engine fueling device according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 2A is a detailed view showing a valve of the device of FIG. 2 after its passage from a first to a second position;
  • FIG. 3 is a diagram illustrating a variant of the embodiment of FIG. 2;
  • FIG. 3A is a detailed view showing a valve of the device of FIG. 3 after its passage from a first to a second position;
  • FIGS. 4 and 5 are diagrams illustrating other variants of the embodiment of FIG. 2;
  • FIG. 6 is a diagram of a gas turbine engine engine fueling device according to a second embodiment of the invention
  • FIG. 6A is a detailed view showing a valve of the device of FIG. 6 after passing from a first to a second position
  • FIG. 7 is a diagram of a gas turbine engine engine fueling device according to a third embodiment of the invention.
  • FIG. 7A is a detailed view showing a valve of the device of FIG. 7 after passing from a first to a second position.
  • the invention applies to gas turbine aircraft engines such as, in particular, the double-body gas turbine engine shown very schematically in FIG. 1, the invention also being applicable to single-gas turbine engines. body or more than two bodies.
  • the motor of Figure 1 comprises a combustion chamber
  • HP 2 is coupled by an HP shaft to an HP compressor 4 supplying the combustion chamber with pressurized air while the LP turbine 3 is coupled to a fan 5 at the engine inlet by means of a BP shaft coaxial with the shaft HP.
  • An accessory relay box or AGB 7 is connected by a mechanical power plug 9 to a turbine shaft and comprises a set of gears for driving various accessories such as pumps, one or more starters / generators, a or several generators with permanent magnets, ...
  • Figure 2 is a diagram of a fuel supply device for an engine such as for example that of Figure 1, according to a first embodiment of the invention.
  • the fuel supply device of Figure 2 comprises a low pressure fuel pump 10 receiving fuel from a tank (not shown) of the aircraft.
  • a low pressure fuel line 12 connects the output of the pump 10 to the inlet of a high pressure fuel pump 14, for example a positive displacement gear pump driven by coupling to an AGB gear.
  • a fuel metering unit, or FMU receives fuel delivered by the pump 14 and delivers a controlled fuel flow to a high pressure fuel line 30 to supply injectors 32 to the combustion chamber 1 of the engine.
  • the FMU 20 comprises a metering valve 22 whose output 22s is connected to the pipe 30 and a bypass valve 24 whose output 24s is connected to the inlet of the high pressure pump 14 via a return line 26.
  • the output of the high pressure pump 14 is connected in common to the inlet 22e of the metering valve 22 and to the inlet 24e of the bypass valve 24.
  • the latter has a first control chamber 24a brought to the pressure at the outlet of the the high pressure pump 14 and a second control chamber 24b raised to the pressure at the outlet of the metering valve 22 to maintain a substantially constant pressure difference ⁇ between the inlet 22e and the outlet 22s of the metering valve 22; a calibration spring 24c incorporated in the chamber 24b.
  • the position of the metering valve 22, which determines the flow of fuel supplied to the pipe 30, is controlled by a servo valve 28.
  • the servo valve 28 has a high pressure port 28a brought to the pressure at the outlet of the pump high pressure 14, a low pressure port 28b carried at the output of the low pressure pump 12 and is controlled by a motor control unit, or ECU, 50 to position the metering valve 22 according to a set value of fuel flow to be supplied to the combustion chamber 1.
  • the excess fuel supplied by the high-pressure pump 14 is recirculated via the return line 26.
  • a stop and pressurization unit 40 comprises a shutoff valve 42 mounted on the pipe 30 and controlled by a servovalve 44.
  • the shutoff valve 42 is brought into the closed position to interrupt the supply of fuel to the chamber. 1 in response to an engine stop command received by the servo valve 44 from the ECU 50 or the cockpit of the aircraft, or when the pressure in the pipe 30 is below an opening threshold predetermined.
  • the servo valve 44 is connected to a control chamber of the shutoff valve 42a to apply a modulated pressure between the pressures present on its high pressure ports 44a and low pressure 44b.
  • the servo valve 44 is positioned so that the pressure in the control chamber 42a of the valve 42, increased by the force exerted by a return spring 42b, corresponds to the opening threshold of the valve 42, that is to say the fuel pressurization threshold allowing the supply of the combustion chamber 1 at the start of the engine on the ground .
  • a fuel supply device as described above is well known per se. In a manner also known, it may comprise various filters and heat exchangers, in particular mounted on the low-pressure fuel line 12.
  • a bypass circuit 60 is connected between an upstream point 60a located on the low-pressure fuel line 12 and a downstream point 60b located on the high-pressure fuel line 30, downstream of the unit 40 of stop cut and pressurization .
  • the branch circuit 60 comprises a bypass line 61 on which an electric pump 62 is mounted.
  • the electric pump 62 is a pump for assisting the reignition of the engine in flight. It comprises a positive displacement pump 62a, for example geared, driven by an electric motor 62b controlled by the ECU 50.
  • a closure valve 64 is connected in series with the electric pump 62 on the bypass line 61 downstream or upstream of the pump 62.
  • the valve 64 is for example controlled by an electromagnetic actuator 64a controlled by the ECU 50 and acting on a rod (not shown) integral with a movable member 64b of the valve 64 forming a shutter.
  • valve 64 is stopped and the valve 64 is in a first normal closed position in the absence of excitation of the actuator 64a_ as shown in Figure 2.
  • the fuel flow in the bypass circuit 60 is thus blocked, avoiding to disrupt the fuel supply to the engine with controlled flow.
  • the stopping of the motor 62b and the interruption of the excitation of the actuator 64a to return the valve 64 to its first position are controlled by the ECU 50 after re-ignition of the engine, for example by sending of a stop order of assistance to the ECU 50 from the cockpit of the aircraft or by detection of the crossing of a threshold speed of rotation of a turbine shaft, an information representative of this speed of rotation being in any case received by the ECU 50.
  • the return of the shutter 64b in the position corresponding to the closing of the valve 64 may be assisted by a return spring (not shown).
  • the electric motor 62b is controlled by the ECU 50 via a connection between the ECU and the engine.
  • the starting and stopping of the motor 62b can be controlled in response, respectively, to the passage of the valve 64 from its first position to its second position and the return of the valve 64 to its first position.
  • a switch 70 is mounted on a supply line 66 of the motor 62b.
  • the switch is normally open ( Figure 3) and is arranged to be closed when the valve 64 passes from its first (closed) position to its second (open) position.
  • the closing of the contactor 70 (FIG. 3A) is mechanically caused by the shutter 64b of the valve 64 or by a part integral with the shutter 64b, causing the supply of the motor 62b and the starting of the pump 62a, the connection between the ECU 50 and the motor 62b being omitted.
  • Such an arrangement is particularly suitable in the case of an electric motor 62b with brushes.
  • FIG. 4 differs from that of FIG.
  • the motor 62b for example a brushless type motor
  • the motor 62b for example a brushless type motor
  • the contactor 70 is then mounted on a line 74 for supplying the housing 72 to, when the contactor 70 is closed, put the housing 72 into service and start the engine 62b.
  • the interruption of the excitation of the actuator 64a controlled by the ECU 50 in response to an order from the cockpit or by detection of the crossing of a speed threshold by a shaft turbine causes the valve 64 to return to its first (closed) position.
  • the opening of the switch 70 which follows causes the stopping of the motor 62b and the pump 62a.
  • the variant of Figure 5 differs from that of Figure 4 in that the switch 70 is omitted and a position sensor 76 is associated with the valve 64 to emit a signal when the valve 64 passes from its first position (closed) in its second position (open).
  • the sensor 76 is for example a proximity sensor such as a Hall effect probe cooperating with the shutter 64b or a part integral with it.
  • the sensor 76 is connected to the control unit 72 which is arranged to control the starting of the motor 62b in response to the signal emitted by the sensor 76.
  • FIGS. 6 and 7 Other embodiments of a fuel supply device for a gas turbine engine such as that of FIG. 1 are shown in FIGS. 6 and 7.
  • the elements common to the device of FIG. 2 have the same references and will not be described again.
  • the detail of the fuel metering unit 20 is not shown in FIGS. 6 and 7 (likewise in FIGS. 3, 4 and 5).
  • FIG. 6 differs from that of FIG. 2 in that the valve 64 is omitted and a three-way valve 80 is mounted on the low pressure fuel line 12.
  • the valve 80 has an inlet 80a connected to the output of the low pressure fuel pump 10, a first output 80b connected to the inlet of the high pressure fuel pump 14 and a second output 80c connected to the input of the electric pump 62a.
  • the valve 80 is for example controlled by an electromagnetic actuator 80d controlled by the ECU 50 and acting on a rod (not shown) integral with a movable slide 80e of the valve 80.
  • the valve 80 In the normal position (FIG. 6), in the absence of excitation of the actuator 80d, the valve 80 is in a first position such that the drawer 80c puts the input 80a into communication with the output 80b and isolates the output 80c of the input 80a, blocking the fuel flow in the bypass circuit 60.
  • the ECU 50 controls the excitation of the actuator 80d to move the valve 80 into a second position ( Figure 6A) in which the slide 80 e communicates the input 80a with the output 80c and isolates the output 80b of the input 80a.
  • the ECU 50 controls the starting of the motor 62b to drive the electric pump 62a.
  • the stopping of the motor 62b and the interruption of the excitation of the actuator 80d to return the valve 80 to its first position are controlled by the ECU 50 after re-ignition of the engine as described above for the embodiment of the Figure 2.
  • the return of the drawer 80e in the position corresponding to the first position of the valve 80 when the actuator 80d ceases to be energized may be assisted by a return spring (not shown).
  • FIG. 7 differs from that of FIG. 2 in that the valve 64 is omitted and a three-way valve 90 is mounted on the high-pressure fuel line 30 downstream of the shut-off valve 42.
  • the valve 90 has a first input 90i connected to the output of the shut-off valve 42, a second input 90b connected to the output of the electric pump 62 and an output 90c connected to the downstream part of the high-pressure fuel supply pipe 30.
  • the valve 90 is for example driven by an electromagnetic actuator 90d controlled by the ECU 50 in the same manner as the valve 80 of the embodiment of FIG. 6.
  • the valve 90 In the normal position (FIG. 7) in the absence of excitation of the actuator 90d, the valve 90 is in a first normal position such that the slide 90 of the valve 90 puts the output 90c into communication with the first inlet 90a and isolates the second input 90b from the output 90c, thus blocking the flow of fuel in the branch circuit 60.
  • the ECU 50 controls the excitation of the actuator 90a to move the valve 90 to a second position (FIG. 7A) in which the drawer 90e communicates the second input 90b with the output 90c and isolates the first input 90a of the output 90c
  • the ECU 50 controls the starting of the motor 62b to drive the pump 62.
  • the stopping of the motor 62b and the interruption of the excitation of the actuator 90d to return the valve 90 to its first position are controlled by the ECU 50 after reignition of the engine as described above for the mode of operation.
  • the return of the 90th drawer can be assisted by a return spring.
  • downstream connection point of the branch circuit 60 is located downstream of the shut-off valve 42, which makes it possible to supply the engine for reignition independently of the opening threshold of the shut-off valve. 42.

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Abstract

Une pompe carburant haute pression (14) est reliée à la sortie d'une pompe basse pression (10) par une conduite de carburant basse pression (12) et alimente une unité de dosage (20) qui est pilotée par une unité de régulation (50) afin de délivrer un débit de carburant contrôlé sur une conduite de carburant haute pression (30) alimentant le moteur. Un circuit de dérivation (60) comprenant une pompe électrique (62) et une vanne (64) est branché entre la conduite de carburant basse pression (12) et la conduite de carburant haute pression (30), et l'unité de régulation (50) est agencée pour commander le passage de la vanne (64) dans une position autorisant la circulation de carburant dans le circuit de dérivation et l'entraînement de la pompe électrique en réponse à un ordre de rallumage du moteur en vol.

Description

Dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz.
Arrière-plan de l'invention
L'invention concerne un dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz. De façon habituelle, un tel dispositif d'alimentation comprend une pompe carburant basse pression recevant du carburant provenant d'un réservoir de l'avion, une pompe carburant haute pression reliée à la sortie de la pompe basse pression par une conduite de carburant basse pression et une unité de dosage reliée à la sortie de la pompe haute pression et délivrant un débit de carburant contrôlé sur une conduite de carburant haute pression alimentant des injecteurs d'une chambre de combustion de la turbine à gaz. L'unité de dosage ou FMU ("Fuel Metering Unit") est pilotée par une unité de régulation moteur ou ECU ("Engine Control Unit") afin de réguler à une valeur désirée le débit de carburant fourni au moteur. Le débit de carburant en excès fourni par la pompe haute pression est recirculé en étant renvoyé vers la conduite de carburant basse pression. Un clapet de coupure en stop et de pressurisation est généralement monté sur la conduite de carburant haute pression, ce clapet s'ouvrant lorsque la pression en sortie de la FMU dépasse un seuil prédéterminé et étant commandé en fermeture en réponse à un ordre d'arrêt moteur provenant de l'ECU ou du cockpit de l'avion.
La pompe haute pression est généralement montée sur une boîte de relais d'accessoires ou AGB ("Accessory Gear Box") comprenant un train d'engrenages relié par une prise mécanique à un arbre de turbine. Le débit fourni par la pompe haute pression est donc fonction de la vitesse de rotation de l'arbre de turbine, donc du régime moteur, et de la cylindrée de la pompe.
Les autorités de sécurité aérienne exigent aujourd'hui qu'un rallumage en vol d'un moteur d'avion à turbine à gaz puisse être effectué sans assistance d'un démarreur pour une vitesse d'autorotation relativement faible, par exemple de seulement 5 % de la vitesse de rotation en régime de fonctionnement nominal. Pour fournir alors le débit de carburant nécessaire au rallumage, la cylindrée de la pompe doit être élevée pour compenser sa faible vitesse d'entraînement, ce qui se traduit par une masse et un encombrement importants. Au régime nominal, la forte cylindrée de la pompe haute pression fait que le débit de carburant recirculé est relativement élevé d'où une perte de charge importante. De plus, le carburant recirculé ayant été réchauffé, un fort débit de recirculation peut se traduire par une élévation de la température du carburant circulant dans la conduite de carburant basse pression pénalisant la performance d'échangeur huile/carburant éventuellement monté sur cette conduite et utilisé pour le refroidissement d'huile de lubrification.
Pour réduire l'exigence de cylindrée totale et éviter un débit de recirculation élevé en régime nominal, on pourrait envisager d'utiliser une pompe haute pression double étage, c'est-à-dire avec deux pompes volumétriques en parallèle, l'une dimensionnée pour fournir le débit minimum requis pour le rallumage en vol et l'autre pour fournir le débit requis au régime le plus élevé (décollage), avec commutation entre les deux pompes. Toutefois cette solution présente des inconvénients, notamment l'apparition de pics de pression carburant lors de la commutation. De plus, la pompe volumétrique destinée à permettre le rallumage en vol est couplée en permanence sur l'AGB et entraînée par celle-ci alors qu'elle n'est susceptible de fonctionner que très rarement.
Objet et résumé de l'invention
L'invention a pour but de fournir un dispositif d'alimentation en carburant pour un moteur d'avion à turbine à gaz permettant un rallumage en vol sans assistance d'un démarreur à de faibles vitesses d'autorotation tout en ne présentant pas les inconvénients précités.
Ce but est atteint grâce à un dispositif comprenant : une pompe carburant basse pression ; une pompe carburant haute pression reliée à la sortie de la pompe basse pression par une conduite de carburant basse pression ; une unité de dosage ayant une entrée reliée à la sortie de la pompe haute pression ; une conduite de carburant haute pression branchée en sortie de l'unité de dosage pour délivrer du carburant au moteur ; un circuit de dérivation comprenant une pompe électrique et branché en dérivation sur la pompe carburant haute pression et l'unité de dosage, entre la conduite de carburant basse pression et la conduite de carburant haute pression ; une vanne ayant une première position normale bloquant la circulation de carburant dans le circuit de dérivation et une deuxième position autorisant la circulation de carburant dans le circuit de dérivation ; et une unité de régulation agencée pour piloter l'unité de dosage afin de délivrer en sortie de celle-ci un débit de carburant contrôlé, et pour commander le passage de la vanne de sa première à sa deuxième position et l'entraînement de la pompe électrique en réponse à un ordre de rallumage du moteur en vol.
Le dimensionnement de la pompe haute pression peut ainsi être dicté uniquement par le besoin de délivrer le débit de carburant requis aux régimes élevés du moteur. Un sur-dimensionnement n'étant pas requis pour assurer un débit minimum à de faibles vitesses de rotation, le débit recirculé au régime nominal peut être réduit, ce qui permet de limiter les pertes de charges et autres inconvénients évoqués plus haut. Quant à la pompe électrique, son fonctionnement étant limité au besoin de rallumage en vol, elle ne sera mise en marche que très rarement, voire jamais. La probabilité de panne est donc très réduite et l'impact sur la fiabilité de l'ensemble du dispositif d'alimentation en carburant pour toutes les configurations de fonctionnement attendues est très limité. En outre, le circuit de dérivation peut être isolé efficacement lors du fonctionnement normal du dispositif d'alimentation en carburant.
Selon un mode de réalisation, la vanne est une vanne deux voies insérée sur une conduite de dérivation entre la conduite de carburant basse pression et la conduite de carburant haute pression, en série avec la pompe électrique.
Selon un autre mode de réalisation, la vanne est une vanne trois voies ayant une entrée reliée à la pompe carburant basse pression, une première sortie reliée à la pompe carburant haute pression et une deuxième sortie reliée à la pompe électrique.
Selon encore un autre mode de réalisation, la vanne est une vanne trois voies ayant une première entrée reliée à l'unité de dosage, une deuxième entrée reliée à la pompe électrique et une sortie reliée à la conduite de carburant haute pression.
Dans ces différents modes de réalisation, le dispositif d'alimentation en carburant peut être agencé pour commander l'entraînement de la pompe électrique en réponse au passage de la vanne de sa première à sa deuxième position. Dans une variante, le dispositif d'alimentation en carburant comprend à cet effet un contacteur disposé de manière à être actionné par un organe mobile de la vanne lors du passage de la vanne de sa première à sa deuxième position. Dans une autre variante, le dispositif d'alimentation en carburant comprend un capteur de position apte à délivrer un signal en réponse au passage de la vanne de sa première à sa deuxième position.
De préférence, lorsque le dispositif d'alimentation en carburant comprend en outre un clapet de coupure en stop et de pressurisation monté sur la conduite de carburant haute pression, le point aval de raccordement du circuit de dérivation est situé en aval du clapet de coupure en stop et de pressurisation.
L'invention vise aussi un moteur d'avion à turbine à gaz équipé d'un dispositif d'alimentation en carburant tel que défini ci-avant.
Brève description des dessins
D'autres particularités de l'invention ressortiront à la lecture de la description faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une vue très schématique d'un moteur d'avion à turbine à gaz ;
- la figure 2 est un schéma d'un dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz selon un premier mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 2A est une vue de détail montrant une vanne du dispositif de la figure 2 après son passage d'une première à une deuxième position ;
- la figure 3 est un schéma illustrant une variante du mode de réalisation de la figure 2 ;
- la figure 3A est une vue de détail montrant une vanne du dispositif de la figure 3 après son passage d'une première à une deuxième position ;
- les figures 4 et 5 sont des schémas illustrant d'autres variantes du mode de réalisation de la figure 2 ;
- la figure 6 est un schéma d'un dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz selon un deuxième mode de réalisation de l'invention ; - la figure 6A est une vue de détail montrant une vanne du dispositif de la figure 6 après passage d'une première à une deuxième position ;
- la figure 7 est un schéma d'un dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz selon un troisième mode de réalisation de l'invention ; et
- la figure 7A est une vue de détail montrant une vanne du dispositif de la figure 7 après passage d'une première à une deuxième position.
Description détaillée de modes de réalisation de l'invention
L'invention s'applique aux moteurs d'avion à turbine à gaz tel que notamment le moteur à turbine à gaz double corps représenté très schématiquement sur la figure 1, l'invention étant aussi applicable à des moteurs à turbine à gaz à un seul corps ou à plus de deux corps.
Le moteur de la figure 1 comprend une chambre de combustion
1, les gaz de combustion issus de la chambre 1 entraînant une turbine haute-pression (HP) 2 et une turbine basse-pression (BP) 3. La turbine
HP 2 est couplée par un arbre HP à un compresseur HP 4 alimentant la chambre de combustion en air sous pression tandis que la turbine BP 3 est couplée à une soufflante 5 en entrée du moteur au moyen d'un arbre BP coaxial à l'arbre HP.
Une boîte de relais d'accessoires ou AGB 7 est reliée par une prise de puissance mécanique 9 à un arbre de turbine et comprend un ensemble de pignons pour l'entraînement de différents accessoires tels que des pompes, un ou plusieurs démarreurs/générateurs, un ou plusieurs générateurs à aimants permanents,...
La figure 2 est un schéma d'un dispositif d'alimentation en carburant pour un moteur tel que par exemple celui de la figure 1, selon un premier mode de réalisation de l'invention.
Le dispositif d'alimentation en carburant de la figure 2 comprend une pompe carburant basse pression 10 recevant du carburant provenant d'un réservoir (non représenté) de l'avion. Une conduite 12 de carburant basse pression relie la sortie de la pompe 10 à l'entrée d'une pompe carburant haute pression 14, par exemple une pompe volumétrique à engrenages entraînée par couplage à un pignon d'AGB. Une unité de dosage carburant, ou FMU, 20 reçoit du carburant délivré par la pompe 14 et délivre un débit de carburant contrôlé sur une conduite de carburant haute pression 30 pour alimenter des injecteurs 32 de la chambre de combustion 1 du moteur. La FMU 20 comporte une vanne de dosage 22 dont la sortie 22s est reliée à la conduite 30 et une soupape de dérivation 24 dont la sortie 24s est reliée à l'entrée de la pompe haute pression 14 via une conduite de retour 26. La sortie de la pompe haute pression 14 est reliée en commun à l'entrée 22e de la vanne de dosage 22 et à l'entrée 24e de la soupape de dérivation 24. Cette dernière a une première chambre de commande 24a portée à la pression en sortie de la pompe haute pression 14 et une deuxième chambre de commande 24b portée à la pression en sortie de la vanne de dosage 22 pour maintenir entre l'entrée 22e et la sortie 22s de la vanne de dosage 22 une différence de pression ΔΡ sensiblement constante fonction d'un ressort de tarage 24ç incorporé à la chambre 24b.
La position de la vanne de dosage 22, qui détermine le débit de carburant fourni à la conduite 30, est pilotée par une servo-valve 28. La servo-valve 28 a un port haute pression 28a porté à la pression en sortie de la pompe haute pression 14, un port basse pression 28b porté à la sortie de la pompe basse pression 12 et est commandée par une unité de régulation moteur, ou ECU, 50 afin de positionner la vanne de dosage 22 en fonction d'une valeur de consigne de débit de carburant à fournir à la chambre de combustion 1. Le carburant excédentaire fourni par la pompe haute pression 14 est recirculé via la conduite de retour 26.
Une unité de coupure stop et de pressurisation 40 comprend un clapet de coupure 42 monté sur la conduite 30 et piloté par une servo- valve 44. Le clapet de coupure 42 est amené en position de fermeture pour interrompre l'alimentation en carburant de la chambre de combustion 1 en réponse à un ordre d'arrêt moteur reçu par la servo-valve 44 en provenance de l'ECU 50 ou du cockpit de l'avion, ou lorsque la pression dans la conduite 30 est inférieure à un seuil d'ouverture prédéterminé. La servo-valve 44 est reliée à une chambre de commande du clapet de coupure 42a pour y appliquer une pression modulée entre les pressions présentes sur ses ports haute pression 44a et basse pression 44b. Hors ordre d'arrêt moteur, la servo-valve 44 est positionnée pour que la pression dans la chambre de commande 42a du clapet 42, augmentée de l'effort exercé par un ressort de rappel 42b, corresponde au seuil d'ouverture du clapet 42, c'est-à-dire au seuil de pressurisation du carburant autorisant l'alimentation de la chambre de combustion 1 au démarrage du moteur au sol.
Un dispositif d'alimentation en carburant tel que décrit ci-avant est bien connu en soi. De façon connue également, il peut comporter divers filtres et échangeurs de chaleur, notamment montés sur la conduite de carburant basse pression 12.
Un circuit de dérivation 60 est branché entre un point amont 60a situé sur la conduite de carburant basse pression 12 et un point aval 60b situé sur la conduite de carburant haute pression 30, en aval de l'unité 40 de coupure en stop et de pressurisation. Le circuit de dérivation 60 comprend une conduite de dérivation 61 sur laquelle est montée une pompe électrique 62.
La pompe électrique 62 est une pompe d'assistance au rallumage du moteur en vol. Elle comprend une pompe volumétrique 62a, par exemple à engrenages, entraînée par un moteur électrique 62b commandé par l'ECU 50.
De préférence, une vanne de fermeture 64 est montée en série avec la pompe électrique 62 sur la conduite de dérivation 61 en aval ou en amont de la pompe 62. La vanne 64 est par exemple pilotée par un actionneur électro-magnétique 64a commandé par l'ECU 50 et agissant sur une tige (non représentée) solidaire d'un organe mobile 64b de la vanne 64 formant obturateur.
Lors du fonctionnement normal du moteur, la pompe électrique
62 est à l'arrêt et la vanne 64 est dans une première position normale fermée en l'absence d'excitation de l'actionneur 64a_comme montré sur la figure 2. La circulation de carburant dans le circuit de dérivation 60 est ainsi bloquée, évitant de perturber l'alimentation du moteur en carburant avec débit contrôlé.
Lorsqu'à la suite d'un arrêt moteur en vol, un rallumage du moteur qui se trouve en autorotation est désiré, un ordre de rallumage est envoyé à l'ECU 50 depuis le cockpit de l'avion. En réponse à l'ordre de rallumage, l'ECU 50 commande l'excitation de l'actionneur 64a pour amener la vanne 64 dans une deuxième position ouverte (figure 2A), et commande le démarrage du moteur électrique 62b pour entraîner la pompe électrique d'assistance 62. L'arrêt du moteur 62b et l'interruption de l'excitation de l'actionneur 64a pour ramener la vanne 64 dans sa première position sont commandés par l'ECU 50 après rallumage du moteur par exemple par envoi d'un ordre d'arrêt d'assistance à l'ECU 50 depuis le cockpit de l'avion ou par détection du franchissement d'un seuil de vitesse de rotation d'un arbre de turbine, une information représentative de cette vitesse de rotation étant de toute façon reçue par l'ECU 50. Le retour de l'obturateur 64b dans la position correspondant à la fermeture de la vanne 64 peut être assisté par un ressort de rappel (non représenté).
Ainsi, pour le rallumage en vol, un débit minimum de carburant peut être assuré quelle que soit la vitesse de rotation du moteur. En outre, pour la définition de la pompe carburant haute pression, on s'affranchit de la contrainte de fourniture d'un débit minimum de carburant à de faibles vitesses de rotation du moteur. On peut ainsi, sans surdimensionnement de la pompe carburant haute pression, satisfaire l'exigence de rallumage en vol à une vitesse d'autorotation du moteur représentant une faible fraction de la vitesse de rotation nominale.
Dans le premier mode de réalisation décrit ci-avant, le moteur électrique 62b est commandé par l'ECU 50 via une liaison entre l'ECU et le moteur.
En variante, le démarrage et l'arrêt du moteur 62b peuvent être commandés en réponse, respectivement, au passage de la vanne 64 de sa première position à sa deuxième position et au retour de la vanne 64 dans sa première position.
Dans la variante de la figure 3, un contacteur 70 est monté sur une ligne d'alimentation 66 du moteur 62b. Le contacteur est normalement ouvert (figure 3) et est disposé de manière à être fermé lors du passage de la vanne 64 de sa première position (fermée) à sa deuxième position (ouverte). La fermeture du contacteur 70 (figure 3A) est provoquée mécaniquement par l'obturateur 64b de la vanne 64 ou par une pièce solidaire de l'obturateur 64b, provoquant l'alimentation du moteur 62b et le démarrage de la pompe 62a, la liaison entre l'ECU 50 et le moteur 62b étant omise. Un tel agencement convient notamment dans le cas d'un moteur électrique 62b à balais. La variante de la figure 4 se distingue de celle de la figure 3 en ce que le moteur 62b, par exemple un moteur de type sans balais ("brushless"), est piloté par un boîtier électronique 72. Le contacteur 70 est alors monté sur une ligne 74 d'alimentation du boîtier 72 pour, lorsque le contacteur 70 est fermé, mettre le boîtier 72 en service et faire démarrer le moteur 62b.
Dans les variantes des figures 3 et 4, l'interruption de l'excitation de l'actionneur 64a commandée par l'ECU 50 en réponse à un ordre en provenance du cockpit ou par détection du franchissement d'un seuil de vitesse par un arbre de turbine provoque le retour de la vanne 64 à sa première position (fermée). L'ouverture du contacteur 70 qui s'ensuit entraîne l'arrêt du moteur 62b et de la pompe 62a.
La variante de la figure 5 se distingue de celle de la figure 4 en ce que le contacteur 70 est omis et un capteur de position 76 est associé à la vanne 64 pour émettre un signal lorsque la vanne 64 passe de sa première position (fermée) à sa deuxième position (ouverte). Le capteur 76 est par exemple un capteur de proximité tel qu'une sonde à effet Hall coopérant avec l'obturateur 64b ou une pièce solidaire de celui-ci. Le capteur 76 est relié au boîtier électronique 72 qui est agencé pour commander le démarrage du moteur 62b en réponse au signal émis par le capteur 76. Lorsque l'excitation de l'actionneur 64a est interrompue, le retour de la vanne 64 dans sa première position provoque la cessation de l'émission du signal de détection de proximité par le capteur 76 et l'interruption du fonctionnement du boîtier électronique 72, entraînant l'arrêt du moteur 62b et de la pompe 62a.
D'autres modes de réalisation d'un dispositif d'alimentation en carburant pour un moteur d'avion à turbine à gaz tel que celui de la figure 1 sont montrés sur les figures 6 et 7. Les éléments communs avec le dispositif de la figure 2 portent les mêmes références et ne seront pas décrits à nouveau. Par souci de simplification, le détail de l'unité de dosage carburant 20 n'est pas représenté sur les figures 6 et 7 (de même sur les figures 3, 4 et 5).
Le mode de réalisation de la figure 6 se distingue de celui de la figure 2 en ce que la vanne 64 est omise et une vanne trois voies 80 est montée sur la conduite carburant basse pression 12. La vanne 80 a une entrée 80a reliée à la sortie de la pompe carburant basse pression 10, une première sortie 80b reliée à l'entrée de la pompe carburant haute pression 14 et une deuxième sortie 80c reliée à l'entrée de la pompe électrique 62a. La vanne 80 est par exemple pilotée par un actionneur électromagnétique 80d commandé par l'ECU 50 et agissant sur une tige (non représentée) solidaire d'un tiroir mobile 80e de la vanne 80.
En position normale (figure 6), en l'absence d'excitation de l'actionneur 80d, la vanne 80 est dans une première position telle que le tiroir 80e met en communication l'entrée 80a avec la sortie 80b et isole la sortie 80c de l'entrée 80a, bloquant la circulation de carburant dans le circuit de dérivation 60. En réponse à un ordre de rallumage en vol, l'ECU 50 commande l'excitation de l'actionneur 80d pour faire passer la vanne 80 dans une deuxième position (figure 6A) dans laquelle le tiroir 80e met en communication l'entrée 80a avec la sortie 80ç et isole la sortie 80b de l'entrée 80a. En outre, en réponse à l'ordre de rallumage, l'ECU 50 commande le démarrage du moteur 62b pour entraîner la pompe électrique 62a. L'arrêt du moteur 62b et l'interruption de l'excitation de l'actionneur 80d pour ramener la vanne 80 dans sa première position sont commandés par l'ECU 50 après rallumage du moteur comme décrit plus haut pour le mode de réalisation de la figure 2. Le retour du tiroir 80e dans la positon correspondant à la première position de la vanne 80 lorsque l'actionneur 80d cesse d'être excité peut être assisté par un ressort de rappel (non représenté).
Le mode de réalisation de la figure 7 se distingue de celui de la figure 2 en ce que la vanne 64 est omise et une vanne trois voies 90 est montée sur la conduite carburant haute pression 30 en aval du clapet de coupure 42. La vanne 90 a une première entrée 90i reliée à la sortie du clapet de coupure 42, une deuxième entrée 90b reliée à la sortie de la pompe électrique 62 et une sortie 90ç reliée à la partie aval de la conduite d'alimentation carburant haute pression 30. La vanne 90 est par exemple pilotée par un actionneur électromagnétique 90d commandé par l'ECU 50 de la même manière que la vanne 80 du mode de réalisation de la figure 6.
En position normale (figure 7) en l'absence d'excitation de l'actionneur 90d, la vanne 90 est dans une première position normale telle que le tiroir 90e de la vanne 90 met en communication la sortie 90ç avec la première entrée 90a et isole la deuxième entrée 90b de la sortie 90ç, bloquant ainsi la circulation de carburant dans le circuit de dérivation 60. En réponse à un ordre de rallumage, l'ECU 50 commande l'excitation de l'actionneur 90a pour faire passer la vanne 90 dans une deuxième position (figure 7A) dans laquelle le tiroir 90e met en communication la deuxième entrée 90b avec la sortie 90c et isole la première entrée 90a de la sortie 90ç En outre, en réponse à l'ordre de rallumage, l'ECU 50 commande le démarrage du moteur 62b pour entraîner la pompe électrique 62. L'arrêt du moteur 62b et l'interruption de l'excitation de l'actionneur 90d pour ramener la vanne 90 dans sa première position sont commandés par l'ECU 50 après rallumage du moteur comme décrit plus haut pour le mode de réalisation de la figure 2, le retour du tiroir 90e pouvant être assisté par un ressort de rappel.
Dans les modes de réalisation des figures 6 et 7, on pourra bien entendu commander le démarrage du moteur 62b non pas via une liaison avec l'ECU 50, mais en réponse au passage de la vanne 80 ou 90 dans sa deuxième position au moyen d'un contacteur ou d'un capteur de position comme décrit en référence aux figures 3, 3A, 4 et 5.
Dans les modes de réalisation décrit ci-avant, le point de raccordement aval du circuit de dérivation 60 se situe en aval du clapet de coupure 42, ce qui permet d'alimenter le moteur pour rallumage indépendamment du seuil d'ouverture du clapet de coupure 42.
On pourra toutefois situer ce point de raccordement aval entre la FMU 20 et le clapet de coupure 42 dès lors que la pression dans le circuit de dérivation 60 après démarrage de la pompe d'assistance 62 suffit pour ouvrir le clapet de coupure 42.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz comprenant : une pompe carburant basse pression (10) ; une pompe carburant haute pression (14) reliée à la sortie de la pompe basse pression par une conduite de carburant basse pression (12) ; une unité de dosage (20) ayant une entrée reliée à la sortie de la pompe haute pression ; une conduite de carburant haute pression (30) branchée en sortie de l'unité de dosage pour délivrer du carburant au moteur ; un circuit de dérivation (60) comprenant une pompe électrique (62) et branché en dérivation sur la pompe carburant haute pression (14) et l'unité de dosage (20), entre la conduite de carburant basse pression (12) et la conduite de carburant haute pression (30) ; et une vanne (64 ; 80 ; 90) ayant une première position normale bloquant la circulation de carburant dans le circuit de dérivation (60) et une deuxième position autorisant la circulation de carburant dans le circuit de dérivation, caractérisé par une unité de régulation (50) agencée pour piloter l'unité de dosage afin de délivrer en sortie de celle-ci un débit de carburant contrôlé, et pour commander le passage de la vanne de sa première à sa deuxième position et l'entraînement de la pompe électrique (62) en réponse à un ordre de rallumage du moteur en vol.
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est agencé pour commander l'entraînement de la pompe électrique en réponse au passage de la vanne (64 ; 80 ; 90) de sa première à sa deuxième position.
3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comprend un contacteur (70) disposé de manière à être actionné par un organe mobile de la vanne (64 ; 80 ; 90) lors du passage de la vanne de sa première à sa deuxième position.
4. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comprend un capteur de position (76) apte à délivrer un signal en réponse au passage de la vanne (64 ; 80 ; 90) de sa première à sa deuxième position.
5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la vanne est une vanne deux voies (64) insérée sur une conduite de dérivation (61) entre la conduite de carburant basse pression (12) et la conduite de carburant haute pression (30), en série avec la pompe électrique (62).
6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la vanne est une vanne trois voies (80) ayant une entrée (80a) reliée à la pompe carburant basse pression (12), une première sortie (80b) reliée à la pompe carburant haute pression (14) et une deuxième sortie (80c) reliée à la pompe électrique (62).
7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la vanne est une vanne trois voies (90) ayant une première entrée (90a) reliée à l'unité de dosage (20), une deuxième entrée (90b ) reliée à la pompe électrique (62) et une sortie (90ç) reliée à la conduite de carburant haute pression (30).
8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant en outre un clapet (42) de coupure stop et de pressurisation monté sur la conduite de carburant haute pression (30), caractérisé en ce que le raccordement du circuit de dérivation (60) avec la conduite de carburant haute pression (30) est situé en aval du clapet de coupure stop et de pressurisation.
9. Moteur d'avion à turbine à gaz équipé d'un dispositif d'alimentation en carburant selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
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