WO2014068236A1 - Unite de commande et procede de pilotage de jeu en sommet d'aubes. - Google Patents

Unite de commande et procede de pilotage de jeu en sommet d'aubes. Download PDF

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WO2014068236A1
WO2014068236A1 PCT/FR2013/052575 FR2013052575W WO2014068236A1 WO 2014068236 A1 WO2014068236 A1 WO 2014068236A1 FR 2013052575 W FR2013052575 W FR 2013052575W WO 2014068236 A1 WO2014068236 A1 WO 2014068236A1
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WO
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control signal
engine
control unit
valve
control
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Ceased
Application number
PCT/FR2013/052575
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English (en)
Inventor
Rémy VIGUIER
Damien Bonneau
Quentin BOURGETEAU
Bruno Robert Gaully
Amaury OLIVIER
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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Publication date
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Ceased legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components

Definitions

  • the present invention relates to the general field of turbomachines for aeronautical gas turbine engines. It aims more precisely the control of the game between, on the one hand, the tips of moving blades of a turbine rotor and, on the other hand, a turbine ring of an outer casing surrounding the blades.
  • the clearance between the top of the blades of a turbine and the ring around them is dependent on the differences in dimensional variations between the rotating parts (disk and blades forming the turbine rotor) and the fixed parts (external casing of which the turbine ring that he understands). These dimensional variations are both of thermal origin (related to variations in the temperature of the blades, the disk and the casing) and of mechanical origin (in particular related to the effect of the centrifugal force exerted on the rotor of turbine).
  • a system of this type generally operates by directing on the outer surface of the turbine ring air taken for example at a compressor and / or the fan of the turbomachine. Fresh air sent to the outer surface of the turbine ring has the effect of cooling the latter and thus limiting its thermal expansion. The game is therefore minimized. Conversely, hot air promotes the thermal expansion of the turbine ring, which increases the game.
  • Such active control is controlled by a control unit, for example by the full authority control system (or FADEC) of the turbomachine.
  • the control unit acts on a regulating position valve to control the flow rate and / or the temperature of the air directed on the turbine ring.
  • the control unit implements a regulation loop which comprises the comparison of a game instruction and an estimate of the actual set of blade tips.
  • the estimation of the actual set of vane tips requires knowing the thermal state of the engine, especially at startup, which is complex to achieve.
  • the calculation time required is relatively long.
  • the estimation of the blade tip set uses many parameters, tables, filters, etc., and the tuning of the regulation loop is therefore complex.
  • the document FR 2 971 291 A1 proposes to drive the blade tip clearance with a regulation loop and a valve of the airless type controlled in pulse width modulation.
  • the regulation loop requires the estimation of the blade tip clearance and therefore has the aforementioned drawbacks.
  • FR 2 960 905 A1 proposes alternatively a game control method, in which the valve is either open or closed, depending on the flight phase of the aircraft.
  • the control of the valve can therefore be relatively simple, and it is possible to use an all-or-nothing type valve.
  • the main object of the present invention is to overcome the drawbacks of the state of the art requiring in particular the estimation of the blade tip clearance, and proposes for this purpose an improvement of the steering mechanism described in document FR 2 960 905. .
  • the invention proposes a control unit for controlling a game between, on the one hand, blade tips of a turbine rotor of a gas turbine engine engine, and on the other hand, a turbine ring of a housing surrounding the blades, the control unit comprising a control module configured to determine a control signal of at least one valve to act on a flow rate and / or a temperature of air directed towards the crankcase.
  • control module comprises:
  • a management module for take-off configured to provide a first control signal associated with a take-off phase of the aircraft, and equal for a first predetermined duration following engine start, to a first predefined value corresponding to a decrease in the Game
  • a transient management module configured to supply a second control signal associated with a transient operating phase of the engine, and equal to a second value corresponding to the placement of the valve, for a second determined duration, in a fallback position; determined,
  • a cruise management module configured to provide a third control signal associated with a cruising phase of the engine, from a third predefined value adjusted according to at least one altitude and a speed of the airplane, and
  • a selection module configured to select the control signal from the first, the second and the third control signals as a function of the operating speed of the motor.
  • the invention proposes a method of controlling a game between, on the one hand, blade tips of a turbine rotor of a gas turbine engine engine and, on the other hand, a turbine ring of a housing surrounding the blades, said method being implemented by a control unit, said control method comprising determining a control signal of at least one valve to act on a flow and / or an air temperature directed to the crankcase.
  • This control method is remarkable in that it comprises for determining the control signal:
  • the inventors have wisely observed the behavior of a valve controlled by a closed loop of the prior art, during a typical mission of an aircraft.
  • This mission included the following flight phases: ground idle, take-off and climb, cruise at 30,000 feet, landing at 20000 feet, approach and landing.
  • the inventors have found that the behavior of the valve, during this mission, was relatively simple. They deduced that it was possible, from at least three different modes of management well chosen and adapted to different phases of flight of the aircraft (takeoff, cruise and transient), to determine the necessary valve opening every moment of a typical aircraft mission, from a limited number of input data, and without the need to estimate the game.
  • the invention is not limited to these three management modes, and other management modes, in addition to the three aforementioned, can be envisaged alternatively, such as a mode managing the rise or the descent of the aircraft, etc.
  • the open-loop regulation proposed by the invention thus makes it possible to meet the need for active regulation of the game, without as much as to require an estimate of the game, which makes it possible to avoid the difficulties related to this estimation.
  • control signal software resources, computation time, necessary information, etc.
  • the resources required for calculating the control signal are relatively limited.
  • the logic of the regulation operated by the invention, and the architecture supporting this control logic are advantageously simplified compared to the state of the art, and do not require the choice of a large number of parameters. : the development of the control loop on the engine is relatively simple, and requires few adjustments.
  • the simplification of the control obtained by virtue of the invention makes it possible to improve the service life of the valve, in particular by reducing the wear of the seals of the valve related to its movement.
  • the management module for take-off is configured to further provide, after the first predetermined duration, as a first control signal, a fourth predefined value corresponding to an increase in the game.
  • the transient management module is configured to select the second value from two predefined values as a function of a crankcase temperature and a flow temperature.
  • the transient management module is configured to select the second value from two predefined values as a function of a time elapsed since the start of the engine.
  • the cruise management module is configured to determine the third control signal according to an operating speed of the engine.
  • the selection of the control signal is performed by the selection module as a function of the operating speed of the engine.
  • this operating speed of the engine is determined from the thrust instruction transmitted to the engine.
  • This instruction can be derived from various parameters, such as the position of the joystick (or steering) of the aircraft.
  • the selection module is configured to select the first control signal when a management parameter of a thrust applied to the engine corresponds to a ground idling situation.
  • the selection module is further configured to select the second control signal when the thrust management parameter does not correspond to a ground idle situation and a speed acceleration or deceleration is detected.
  • the selection module is further configured to select the third control signal when the thrust management parameter does not correspond to a ground idling situation and no acceleration or deceleration of the engine speed. 'is detected.
  • the take-off management module, the transient management module and the cruise management module respectively provide the first control signal, the second control signal and the third control signal (for example continuously) to the module. selection, which then operates a selection among the control signals provided as a function of the flight phase in which the aircraft is located determined from the thrust management parameter.
  • the invention also proposes a gas turbine engine comprising a control unit according to the invention and at least one valve for acting on a flow rate and / or an air temperature directed towards the casing, in which said valve is controlled according to said control signal.
  • FIG. 1 is a schematic view in longitudinal section of a portion of a gas turbine engine engine according to one embodiment of the invention
  • FIG. 2 is an enlarged view of the engine of FIG. 1 showing in particular the high-pressure turbine thereof;
  • FIG. 3 is a block diagram of a control module of a valve for controlling the blade tip clearance in the engine of FIG. 1;
  • FIG. 4 is a block diagram of the take-off management module of the control module of FIG. 3,
  • FIG. 5 is a block diagram of the transient management module of the control module of FIG. 3,
  • FIG. 6 is a graph representing a conversion law used by the module of FIG. 5,
  • FIG. 7 is a block diagram of the cruise management module of the control module of FIG. 3,
  • FIG. 8 is a graph representing a conversion law used by the module of FIG. 7,
  • FIG. 9 is a graph representing the values of a protection coefficient used by the module of FIG. 7,
  • FIG. 10 is a block diagram of the selection module of the control module of FIG. 3, and
  • FIG. 11 is a graph illustrating the evolution of the game during a mission of an aircraft.
  • FIG. 1 schematically represents a turbojet engine 10 of the double-flow, double-body type to which the invention applies in particular.
  • the invention is not limited to this particular type of gas turbine engine.
  • the turbojet engine 10 of longitudinal axis XX comprises in particular a fan 12 which delivers a flow of air into a primary flow stream 14 and into a secondary flow stream 16 coaxial with the vein primary flow.
  • the primary flow flow channel 14 comprises a low-pressure compressor. pressure 18, a high-pressure compressor 20, a combustion chamber 22, a high-pressure turbine 24 and a low-pressure turbine 26.
  • the high-pressure turbine 24 of the turbojet engine comprises a rotor formed of a disc 28 on which a plurality of movable vanes 30 arranged in the flow vein of the primary flow 14 are mounted.
  • rotor is surrounded by a turbine casing 32 comprising a turbine ring 34 carried by an outer turbine casing 36 by means of fixing struts 37.
  • the turbine ring 34 may be formed of a plurality of adjacent sectors or segments. On the inner side, it is provided with a layer 34a of abradable material and surrounds the vanes 30 of the rotor, making with the apices 30a thereof a clearance 38.
  • a control unit 46 controls the flow and / or the temperature of the air directed towards the turbine outer casing 36.
  • the control unit 46 is for example the full authority control system (or FADEC) of the turbojet engine 10.
  • a control box 40 is arranged around the outer turbine casing 36.
  • This housing receives fresh air by means of an air duct 42 opening at its upstream end in the duct. flow of the primary flow at one of the stages of the high-pressure compressor 20 (for example by means of a bailer known per se and not shown in the figures).
  • the fresh air circulating in the air duct is discharged on the outer turbine casing 36 (for example by means of a multiperforation of the walls of the control box 40) causing a cooling thereof and therefore a decrease of its internal diameter.
  • a valve 44 is disposed in the air duct 42. This valve 44 is controlled by the control unit 46.
  • the valve 44 is here a valve in a controlled position.
  • the position of the valve 44 can be between 0%, corresponding to a closed valve, and 100%, corresponding to an open valve.
  • the valve 44 is open (100% position)
  • the fresh air is supplied to the outer turbine casing 36, which has the effect of a thermal contraction of the latter and therefore a reduction of the clearance 38.
  • the valve 44 is closed (position at 0%)
  • the fresh air is not brought to the outer casing of turbine 36 which is heated by the primary flow, which has a thermal expansion of the latter and an increase in the game 38.
  • the outer turbine casing 36 contracts or expands and the clearance 38 increases or decreases, to a lesser extent.
  • the invention is not limited to this particular type of control of the dimensions of the housing 32.
  • another example not shown is to take air at two different stages of the compressor and to control valves to modulate the flow rate of each of these samples to adjust the temperature of the mixture to be directed on the outer turbine casing 36.
  • This variant can be reduced by equivalence to control based on a control signal between 0% and 100% and n is not described in detail.
  • the control of the valve 44 by the control unit 46 is now described in more detail.
  • the control unit 46 presents the hardware architecture of a computer and notably comprises a processor, a non-volatile memory, a volatile memory, etc.
  • the non-volatile memory of the control unit 46 constitutes a recording medium, readable by the processor of the control unit 46 and on which is recorded a computer program comprising instructions for executing the steps of FIG. a control method according to the invention.
  • control unit 46 obtains, by measurement or by calculation, the values of various quantities characterizing the operation of the aircraft and the turbojet engine 10, and in particular the following quantities:
  • this number is representative of the speed of the aircraft (reduced to the speed of sound),
  • TopAcc a signal representing a detection of an intention of acceleration of the turbojet engine.
  • the signal RATING is used by the thrust management function of the control unit 46, and is known to those skilled in the art. It reflects here the different positions of the joystick (i.e. piloting) used by the pilot of the aircraft.
  • the signal RATING can take 16 discrete values numbered 0 to 15 reflecting different levels of thrust applied to the turbojet engine 10, from which can be deduced an operating speed of the turbojet engine 10 (eg NI regime).
  • Table I indicates, by way of illustration, the name of the RATING associated with the numbers 0 to 15, which corresponds here to the value (or the range of values) of the thrust setpoint applied to the turbojet engine for each RATING.
  • the third column of Table I will be described below.
  • MinRev is the intermediate thrust available in reverse mode (thrust reversal) (the minimum thrust corresponding to the idle speed);
  • MCR Maximum Cruise Rating
  • MCT Maximum ConTinous rating
  • the TopAcc and TopDec signals respectively reflect an intention of the turbojet to accelerate or decelerate. They become active here when the setpoint of the NI operating mode of the turbojet engine 10 (from the position of the joystick and RATING signal) is sufficiently far from the current NI regime. These signals reflect the fact that the turbojet engine will experience a transient large enough to change the type of control (ie one goes from a regulation in the NI regime to a regulation in N2 regime until approaching the setpoint in NI regime, then a regulation is taken in NI mode).
  • the signal TopDecel is for example a binary indicator, determined as a function of the operating speed NI of the turbojet engine 10. During a sudden decrease in the speed NI, TopDecel takes the value "1" representative of a deceleration.
  • the signal TopAcc is for example a binary indicator, determined mainly according to the NI regime of operation of the turbojet engine 10. During a sudden increase in the NI speed, TopAcc takes the value "1" representative of an acceleration.
  • the control unit 46 implements a control module 50, shown in Figure 3, wherein a control signal SC 5 o of the valve 44 is determined.
  • the control module 50 which is described in the form of functional modules 51, 52, 53 and 54, for example corresponds to the execution of the aforementioned computer program by the control unit 46.
  • control module 50 comprises a take-off management module 51, a transient management module 52, a cruise management module 53, and a selection module 54.
  • the take-off management module 51 determines and provides a transient control signal SC 5 i and a take-off selection flag TOP 5 i, as a function of the RATING signal.
  • the purpose of the take-off management module 51 is to reduce the opening of the game 38 during the take-off of the aircraft in order to limit the overtaking (or overshoot) of the limit set for the temperature of the exhaust gases. (EGT Exhaust Gas Temperature) at the outlet of the high-pressure turbine 24 of the turbojet engine 10 (this limit may be greater than the temperature limit certified by the manufacturer of the turbojet engine 10 (or also known as the "EGT redline”) ).
  • the management module for take-off 51 is described in more detail below with reference to FIG. 4.
  • the transient management module 52 determines and provides a transient control signal SC52 and a transient selection flag TOP52, based on the TopDecel, TopAcc, Ps3 and Mach signals.
  • the function of the transient management module 52 is to avoid contact between the vanes 30 and the ring 34 during regime transients. It is described in more detail below with reference to FIGS. 5 and 6.
  • the cruise management module 53 determines and provides a cruise control signal SC53 and a cruise selection flag TOP53, based on the RATING, Mach, ALT and NI signals.
  • the cruise management module 53 has the function of limiting the game 38 during the cruise to improve the performance of the turbojet engine 10. It is described in more detail below with reference to Figures 7 to 9.
  • the selection module 54 selects one of the control signals SC51, SC52 and SC53 respectively provided by the management modules 52, 53 and 54, as a function of the operating speed of the turbojet engine 10, and more specifically in the embodiment described here, according to RATING, TOP51, TOP 52 and TOP53 signals. This module is described in more detail below, with reference to FIG. 10.
  • the selected signal is denoted SC 5.
  • the control unit 46 then controls the opening of the valve 44 as a function of the control signal SC 50 as well. determined.
  • FIG. 4 represents the management module for take-off 51.
  • This module comprises a comparator 60, a counter 61, and a selector 62.
  • the comparator 60 compares the signal RATING with the value
  • NTO see line 11 of Table I
  • S 6 o binary representative of a take-off detection. More precisely, if the RATING is greater than or equal to NTO (lines 11 to 15 of Table I), S 6 o takes the value "1" representative of a detected take-off. If no, S ⁇ O takes the opposite value "0".
  • the counter 61 has the function of limiting the duration of opening of valve 44 during take-off, by providing a binary signal S O I representative of a take-off detection for a limited time.
  • S O O takes the value "1" representative of a detected off
  • the counter 61 provides a signal S 6 i whose value "1" is also representative of a sensed departure, and starts counting a duration D .
  • D max D first term in the sense of the invention
  • the counter 61 supplies a signal S o I value "0" opposite, although the 6 S o signal still indicates a detected off .
  • S 6 i either
  • the selector 62 selects a value between two predefined values, namely a predefined value VFULL and a predefined value VLOW, as a function of the signal Sei.
  • the aforementioned Seo value is used by the take-off management module 51 to provide the above-mentioned TOP 51 take-off selection indicator.
  • This TOP 51 indicator is a binary indicator that specifies
  • control signal SC51 supplied by the selector 62 is associated with the take-off phase of the turbojet engine 10.
  • the operation of the management module for takeoff 51 is therefore the following.
  • the opening of the valve 44 at 100% is controlled, which limits the play during this phase.
  • FIG. 5 shows the transient management module
  • This module comprises logic gates 70 and 71, a comparator 72, a counter 73, a conversion module 74, and a selector 76.
  • valve 44 is placed, in accordance with the invention, in the retracted position by the control signal SC 52 during these phases for a period of time. sufficient for the game 38 to stabilize (this duration can be determined experimentally, as described later), this fallback position being defined so as to allow the injection of hot air on the outer casing 36 to expand it to the maximum.
  • the selector 76 provides a control signal SC 52 equal to a value (second value in the sense of the invention) selected from two predefined values V 0 and Vi, corresponding to the positioning of the valve 44 in two distinct, predefined withdrawal positions
  • V 0 corresponds to a valve 44 in the retracted position at 35% (Full hot flow) and the value Vi to a valve 44 in the 4% fallback position (low hot flow rate).
  • the selector 76 is configured to select the value Vo for a predetermined time elapsed since the start of the turbojet engine 10 (experimentally determined duration), then select the value Vi.
  • This selection criterion allows a good reproduction of the behavior of closed-loop regulation of the prior art, during the transient phases.
  • the selector 76 is configured to select V 0 or Vi as a function of the temperature T ca of the casing 36 and the temperature T 3 of the air of the primary flow.
  • the TopAcc and TopDecel signals are combined by the logic gate 70 which is an OR gate.
  • a logic gate 71 which is also an OR gate.
  • the logic gate 71 supplies the counter 73 with a signal S 7 i which represents a transient detection, the comparator 72 making it possible to avoid such ground detection (ie the signal S71 is equal to 1 only if the aircraft is in flight) .
  • the counter 73 supplies, for a duration d, the transient selection indicator TOP 52 of value "1" when the signal S71 corresponds to a transient detection so as to maintain the valve 44 in the folded position chosen by the selector 76 during this period d (second duration within the meaning of the invention).
  • this duration depends on the pressure Ps3: more precisely, it is taken equal to 3 times the time constant of the rotor of the high-pressure turbine, which itself depends on the pressure Ps3.
  • the rotor being the part of the turbine which has the greatest inertia, it can be considered that if this piece has reached (converged to) its normal operating mode, then the turbine game 38 has also stabilized .
  • the duration d is determined here by the conversion module 74 which implements a conversion law indicating a value of the fallback time (expressed in seconds) as a function of the value of the pressure Ps3 (expressed in bar), and of which an example is shown in Figure 6.
  • this value d determined from the conversion law can be weighted by the magnitude of the acceleration or deceleration of the turbojet engine 10 during the transient phase considered (quantified by the difference between the NI regime and the NI regimen at the moment of transient detection (lifting of
  • the operation of the transient management module 52 is as follows.
  • the valve 44 When the engine 10 accelerates or decelerates, the temperatures of the parts change. In order to avoid any contact between the blades 30 and the ring 34 during the transient phases, the valve 44 is placed in the folded position (SC52 equal to V 0 or Vi). Thus, hot air is injected on the outer casing of turbine 36 and the latter expands. The period of time during which the valve 44 is placed in the retracted position is chosen to allow stabilization of the clearance 38 to be achieved.
  • the retraction time d corresponds to three times the rotor time constant which depends on Ps3, for the reasons mentioned above.
  • Figure 7 shows the cruise management module 53.
  • This module comprises a conversion module 80, a multiplier 81, a conversion module 82, an adder 83, comparators 84, 85 and 86 and a logic gate 87.
  • the conversion module 80 determines a valve opening signal S 8 o, as a function of the Mach and altitude ALT. More precisely, the higher the altitude, the higher the value of S 8 o corresponds to a valve 44 open. From 30000 feet, the value of S 80 corresponds to a valve 44 open to 100%.
  • the graph of FIG. 8 represents the conversion law implemented by the conversion module 80. This conversion law can be developed by simulating the behavior of a valve controlled by a closed loop of the prior art, for different altitudes and Mach.
  • the conversion module 82 determines a coefficient S 8 2 as a function of the speed NI. More precisely, below a certain regime, the coefficient S 8 2 is zero. Above a certain regime, the coefficient S 82 is equal to 1, and varies linearly between these two levels.
  • An example of conversion law implemented by the conversion module 82 is represented by the graph of FIG. 9.
  • the multiplier 81 multiplies the valve opening signal S 8 o by the coefficient S 82 . This ensures the mechanical protection of the valve if the engine idle cruise. Indeed, when the NI regime is low, it means that the engine is idling and must be a game reserve to anticipate the sudden expansion of the parts during a possible acceleration. Thus, for a low speed (less than 4000 rev / min in the case of FIG. 9), S 8 o is canceled and the valve 44 is closed, which makes it possible to increase the clearance 38.
  • the adder 83 adds a minimum value V min to the output of the multiplier 81, to ensure a minimum opening of the valve 44 in the cruise phase.
  • the output of the adder 83 is the cruise control signal SC53 supplied by the management module 53.
  • the comparators 84 and 85 determine whether the RATING is between the values 7 and 10 of Table I, which are the RATING normally used in the cruise phase.
  • the comparator 86 determines whether the Mach is greater than a threshold Mach min _To, which ensures that the cruise function is not activated on the ground.
  • the outputs of the comparators 84 to 86 are combined by the logic gate 87 which is an OR gate to provide the TOP 53 cruise selection flag.
  • FIG. 10 represents the selection module 54.
  • This module comprises a module 90 and a selector 91. In the embodiment shown, it also comprises a comparator 92 and a logic gate 93, which are however optional.
  • the module 90 determines a selection signal Sg 0 , as a function of the indicators TOP51, TOP52 (or TOP 52 combined with the output of the comparator 92 in the variant represented) and TOP 5 3. These indicators are representative of the operating speed of the turbojet engine and in particular the current flight phase of the aircraft.
  • the selection signal S 90 indicates to the selector 91 which control signal it must select, according to the following Table II:
  • each of the management modules 51, 52 and 53 determines a control signal that is suitable for a particular situation (takeoff, transient, cruise), and a selection indicator for selecting which of the control is most appropriate given the current operating regime of the turbojet engine.
  • FIG. 11 is a graph that makes it possible to compare the closed-loop regulation of the prior art and the open-loop control of the control module 50.
  • the curves 100 and 101 respectively represent the game instruction and the game. real estimated closed-loop control, and the curve 102 represents the simulated game of the open-loop control.
  • the ordinate axis represents the clearance 3 in mm and the abscissa axis represents the time t in seconds, during a typical mission of an aircraft.
  • This mission includes a ground-based PI phase, a take-off and climb phase P2, a cruise phase P3, a descent and descent phase P4 at 20000 feet and a descent and landing phase P5.
  • the valve In the closed loop, the valve is set at 35% and then at 4% after a certain time.
  • the control signal SC51 is therefore selected. In the case of the graph of FIG. 11, SC51 always corresponds to an opening of 35% and the behavior of the closed loop is thus partially reproduced. In the case described with reference to FIG. 4, the selection of the value V L ow after the duration D max makes it possible to reproduce more closely the behavior of the closed loop.
  • the valve is closed after a certain time interval.
  • the transient management module 52 is activated. Indeed, the comparator 60 finds that RATING> NTO and TOP 5 i is therefore equal to 0, while TopAcc is activated and TOP 52 is equal to 1.
  • the control signal SC52 is therefore selected. As previously explained, SC52 goes from the value V 0 to the value Vi plus closed after a certain time, which makes it possible to reproduce the behavior of the closed loop.
  • the closed loop further closes the valve in order to respect the game instruction provided to it.
  • the cruise management module 53 is activated and the control signal SC53, which depends in particular on the altitude, is selected.
  • SC53 which depends in particular on the altitude
  • the two control loops place the valve in the 100% position (full cold flow).
  • the cruise control module 53 is activated.
  • the plane descends for a landing at 20000 feet.
  • the engine is at idle speed. After half an hour of slow motion, the engine is pushed to the maximum.
  • the closed loop detects an increase in the setpoint and places the valve in the low heat flowback position.
  • the game then opens quickly to follow the instructions.
  • the transient management module 52 is activated, the valve is placed in the full hot flowback position and the game also opens.
  • the engine is pushed to RA G MCT and full throttle.
  • the closed-loop control detects a drop in the set point and opens the valve to 100% to follow this instruction.
  • the cruise management module 53 is activated and the valve is opened in the intermediate position (45%).
  • the resources used by the control unit 46 to implement the control module 50 can be reduced compared with the implementation of a closed-loop control.
  • the calculation time can be reduced in a ratio 1 to 9.
  • the number of parameters used being reduced the development of the control module 50 is simplified.
  • the simplification of the control can lead to a longer life.

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Abstract

Unité de commande pour le pilotage d'un jeu entre des sommets d'aubes d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à turbine à gaz et un anneau de turbine d'un carter entourant les aubes, comprenant un module de commande (50) configuré pour déterminer un signal de commande (SC5o) d'au moins une vanne pour agir sur un débit et/ou une température d'air dirigé vers le carter, comprenant : - un module de gestion pour décollage (51) configuré pour fournir un premier signal de commande (SC51) égal pendant au moins une durée prédéterminée suivant le démarrage du moteur, à une première valeur prédéfinie correspondant à une diminution du jeu, - un module de gestion pour transitoire (52) configuré pour fournir un deuxième signal de commande (SC52) correspondant au placement de la vanne dans une position de repli pendant une deuxième durée, - un module de gestion pour croisière (53) configuré pour fournir un troisième signal de commande (SC53) à partir d'au moins une altitude (ALT) et une vitesse (Mach) de l'avion, et - un module de sélection (54) configuré pour sélectionner le signal de commande parmi le premier, le deuxième et le troisième signal de commande en fonction d'un régime de fonctionnement du moteur.

Description

UNITE DE COMMANDE ET PROCEDE DE PILOTAGE DE JEU EN
SOMMET D'AUBES
Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines pour moteurs aéronautiques à turbine à gaz. Elle vise plus précisément le pilotage du jeu entre, d'une part, les sommets d'aubes mobiles d'un rotor de turbine et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter externe entourant les aubes.
Le jeu existant entre le sommet des aubes d'une turbine et l'anneau qui les entoure est dépendant des différences de variations dimensionnelles entre les parties tournantes (disque et aubes formant le rotor de turbine) et les parties fixes (carter externe dont l'anneau de turbine qu'il comprend). Ces variations dimensionnelles sont à la fois d'origine thermique (liées aux variations de température des aubes, du disque et du carter) et d'origine mécanique (notamment liées à l'effet de la force de centrifuge s'exerçant sur le rotor de turbine).
Pour augmenter la performance d'une turbine, il est souhaitable de minimiser le jeu autant que possible.
II est connu de recourir à un système de pilotage actif pour piloter le jeu de sommet d'aubes d'une turbine de turbomachine. Un système de ce type fonctionne généralement en dirigeant sur la surface externe de l'anneau de turbine de l'air prélevé par exemple au niveau d'un compresseur et/ou de la soufflante de la turbomachine. De l'air frais envoyé sur la surface externe de l'anneau de turbine a pour effet de refroidir ce dernier et ainsi de limiter sa dilatation thermique. Le jeu est donc minimisé. Inversement, de l'air chaud favorise la dilatation thermique de l'anneau de turbine, ce qui augmente le jeu.
Un tel pilotage actif est contrôlé par une unité de commande, par exemple par le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) de la turbomachine. Typiquement, l'unité de commande agit sur une vanne à position régulée pour commander le débit et/ou la température de l'air dirigé sur l'anneau de turbine. A cet effet, l'unité de commande met en œuvre une boucle de régulation qui comprend la comparaison d'une consigne de jeu et d'une estimation du jeu de sommet d'aubes réel. L'estimation du jeu de sommet d'aubes réel nécessite de connaître l'état thermique du moteur, notamment au démarrage, ce qui est complexe à réaliser. De plus, le temps de calcul nécessaire est relativement long. Enfin, l'estimation du jeu de sommet d'aubes utilise de nombreux paramètres, tables, filtres, etc., et la mise au point de la boucle de régulation est donc complexe.
Le document FR 2 971 291 Al propose de piloter le jeu de sommet d'aube avec une boucle de régulation et une vanne de type toutou-rien commandée en modulation en largeur d'impulsion. La boucle de régulation nécessite l'estimation du jeu de sommet d'aube et présente donc les inconvénients précités.
Le document FR 2 960 905 Al propose en variante un procédé de pilotage du jeu, dans lequel la vanne est soit ouverte soit fermée, en fonction de la phase de vol de l'aéronef. La commande de la vanne peut donc être relativement simple, et il est possible d'utiliser une vanne de type tout-ou-rien.
Obiet et résumé de l'invention
La présente invention a pour but principal de pallier aux inconvénients de l'état de la technique nécessitant notamment l'estimation du jeu de sommet d'aube, et propose à cet effet un perfectionnement du mécanisme de pilotage décrit dans le document FR 2 960 905.
Plus précisément, l'invention propose une unité de commande pour le pilotage d'un jeu entre, d'une part, des sommets d'aubes d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter entourant les aubes, l'unité de commande comprenant un module de commande configuré pour déterminer un signal de commande d'au moins une vanne pour agir sur un débit et/ou une température d'air dirigé vers le carter.
Cette unité de commande est remarquable en ce que le module de commande comprend :
- un module de gestion pour décollage, configuré pour fournir un premier signal de commande associé à une phase de décollage de l'avion, et égal pendant une première durée prédéterminée suivant le démarrage du moteur, à une première valeur prédéfinie correspondant à une diminution du jeu, - un module de gestion pour transitoire, configuré pour fournir un deuxième signal de commande associé à une phase transitoire de fonctionnement du moteur, et égal à une deuxième valeur correspondant au placement de la vanne, pendant une deuxième durée déterminée, dans une position de repli déterminée,
- un module de gestion pour croisière configuré pour fournir un troisième signal de commande associé à une phase de croisière du moteur, à partir d'une troisième valeur prédéfinie ajustée en fonction d'au moins une altitude et une vitesse de l'avion, et
- un module de sélection configuré pour sélectionner le signal de commande parmi le premier, le deuxième et le troisième signal de commande en fonction d'un régime de fonctionnement du moteur.
Corrélativement, l'invention propose un procédé de commande d'un jeu entre, d'une part, des sommets d'aubes d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à turbine à gaz et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter entourant les aubes, ledit procédé étant mis en œuvre par une unité de commande, ledit procédé de commande comprenant la détermination d'un signal de commande d'au moins une vanne pour agir sur un débit et/ou une température d'air dirigé vers le carter.
Ce procédé de commande est remarquable en ce qu'il comprend pour déterminer le signal de commande :
- une étape de fourniture d'un premier signal de commande associé à une phase de décollage de l'avion, et égal, pendant une première durée prédéterminée suivant le démarrage du moteur, à une première valeur prédéfinie correspondant à une diminution du jeu,
- une étape de fourniture d'un deuxième signal de commande associé à une phase transitoire de fonctionnement du moteur, et égal à une deuxième valeur correspondant au placement de la vanne, pendant une deuxième durée déterminée, dans une position de repli déterminée, - une étape de fourniture d'un troisième signal de commande associé à une phase de croisière du moteur, à partir d'une troisième valeur prédéfinie ajustée en fonction d'au moins une altitude et une vitesse de l'avion, et
- une étape de sélection dudit signal de commande déterminé par l'unité de commande parmi le premier, le deuxième et le troisième signal de commande en fonction d'un régime de fonctionnement du moteur. Par opposition à la régulation de l'art antérieur précité, qui peut être qualifiée de régulation en boucle fermée car elle repose sur une estimation du jeu de sommet d'aube, la régulation mise en œuvre par l'unité de commande de l'invention peut être qualifiée de régulation en boucle ouverte car elle ne nécessite pas d'estimer ce jeu.
En effet, les inventeurs ont judicieusement observé le comportement d'une vanne pilotée par une boucle fermée de l'art antérieur, au cours d'une mission typique d'un aéronef. Cette mission incluait les phases de vol suivantes : ralenti au sol, décollage et montée, croisière à 30000 pieds, palier à 20000 pieds, approche et atterrissage. Les inventeurs ont constaté que le comportement de la vanne, au cours de cette mission, était relativement simple. Ils en ont déduit qu'il était possible, à partir d'au moins trois modes de gestion différents bien choisis et adaptés à différentes phases de vol de l'aéronef (décollage, croisière et transitoire), de déterminer l'ouverture de vanne nécessaire à chaque instant d'une mission typique d'un aéronef, à partir d'un nombre limité de données d'entrée, et sans nécessiter l'estimation du jeu.
Ainsi, plus spécifiquement, les trois modes de gestion implémentés selon l'invention visent essentiellement à :
— à limiter l'ouverture du jeu lors de la phase de décollage, de sorte à limiter le dépassement (ou « overshoot » en anglais) de la limite fixée pour la température des gaz d'échappement (EGT Exhaust Gaz Température) en sortie de la turbine haute-pression du turboréacteur ;
— à éviter le contact entre les aubes et le carter de turbine du fait du changement de régime, et dans une certaine mesure, d'un changement de température des pièces du moteur (et notamment de la turbine), lors des phases transitoires ; et
— à limiter le jeu en sommet d'aubes, en phase de croisière, afin d'améliorer les performances du moteur à turbine à gaz.
II convient de noter que l'invention ne se limite pas à ces trois modes de gestion, et d'autres modes de gestion, en sus des trois précités, peuvent être envisagés en variante, comme par exemple un mode gérant la montée ou la descente de l'aéronef, etc.
La régulation en boucle ouverte proposée par l'invention permet donc de répondre au besoin d'une régulation active du jeu, sans pour autant nécessiter d'estimation du jeu, ce qui permet d'éviter les difficultés liées à cette estimation.
De plus, les ressources nécessaires au calcul du signal de commande (ressources logicielles, temps de calcul, informations nécessaires, etc.) conformément à l'invention sont relativement limitées.
Par ailleurs, la logique de la régulation opérée par l'invention, et l'architecture supportant cette logique de régulation, sont avantageusement simplifiées par rapport à l'état de la technique, et ne nécessitent pas le choix d'un grand nombre de paramètres : la mise au point de la boucle de régulation sur le moteur est donc relativement simple, et requiert peu de réglages.
En outre, au niveau de la vanne commandée, la simplification du pilotage obtenue grâce à l'invention permet d'améliorer la durée de vie de la vanne en réduisant notamment l'usure des étanchéités de la vanne liée à son mouvement.
Selon un mode de réalisation, le module de gestion pour décollage est configuré pour fournir en outre, après la première durée prédéterminée, comme premier signal de commande, une quatrième valeur prédéfinie correspondant à une augmentation du jeu.
Selon un mode de réalisation, le module de gestion pour transitoire est configuré pour sélectionner la deuxième valeur parmi deux valeurs prédéfinies en fonction d'une température de carter et d'une température de flux.
Selon un mode de réalisation, le module de gestion pour transitoire est configuré pour sélectionner la deuxième valeur parmi deux valeurs prédéfinies en fonction d'une durée écoulée depuis le démarrage du moteur.
Selon un mode de réalisation, le module de gestion pour croisière est configuré pour déterminer le troisième signal de commande en fonction d'un régime de fonctionnement du moteur.
Conformément à l'invention, la sélection du signal de commande est opérée par le module de sélection en fonction du régime de fonctionnement du moteur.
Dans un mode privilégié de réalisation de l'invention, ce régime de fonctionnement du moteur est déterminé à partir de la consigne de poussée transmise au moteur. Cette consigne peut être dérivée de divers paramètres, comme par exemple de la position de la manette de commande (ou de pilotage) de l'avion.
Selon un mode de réalisation, le module de sélection est configuré pour sélectionner le premier signal de commande lorsqu'un paramètre de gestion d'une poussée appliquée au moteur correspond à une situation de ralenti au sol.
Selon un mode de réalisation, le module de sélection est en outre configuré pour sélectionner le deuxième signal de commande lorsque le paramètre de gestion de la poussée ne correspond pas à une situation de ralenti au sol et qu'une accélération ou une décélération de régime est détectée.
Selon un mode de réalisation, le module de sélection est en outre configuré pour sélectionner le troisième signal de commande lorsque le paramètre de gestion de la poussée ne correspond pas à une situation de ralenti au sol et qu'aucune accélération ou une décélération de régime n'est détectée.
Autrement dit, le module de gestion pour décollage, le module de gestion pour transitoire et le module de gestion pour croisière fournissent respectivement le premier signal de commande, le deuxième signal de commande et le troisième signal de commande (par exemple en continu) au module de sélection, qui opère alors une sélection parmi les signaux de commande fournis en fonction de la phase de vol dans laquelle se trouve l'avion déterminée à partir du paramètre de gestion de la poussée.
L'invention propose aussi un moteur d'avion à turbine à gaz comprenant une unité de commande conforme à l'invention et au moins une vanne pour agir sur un débit et/ou une température d'air dirigé vers le carter, dans lequel ladite vanne est commandée en fonction dudit signal de commande.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue schématique et en coupe longitudinale d'une partie d'un moteur d'avion à turbine à gaz selon un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 2 est une vue agrandie du moteur de la figure 1 montrant notamment la turbine haute-pression de celui-ci ;
- la figure 3 est un schéma fonctionnel d'un module de commande d'une vanne permettant de piloter le jeu de sommet d'aubes dans le moteur de la figure 1,
- la figure 4 est un schéma fonctionnel du module de gestion de décollage du module de commande de la figure 3,
- la figure 5 est un schéma fonctionnel du module de gestion de transitoire du module de commande de la figure 3,
- la figure 6 est un graphe représentant une loi de conversion utilisée par le module de la figure 5,
- la figure 7 est un schéma fonctionnel du module de gestion de croisière du module de commande de la figure 3,
- la figure 8 est un graphe représentant une loi de conversion utilisée par le module de la figure 7,
- La figure 9 est un graphe représentant les valeurs d'un coefficient de protection utilisé par le module de la figure 7,
- la figure 10 est un schéma fonctionnel du module de sélection du module de commande de la figure 3, et
- la figure 11 est un graphe illustrant l'évolution du jeu au cours d'une mission d'un aéronef.
Description détaillée d'un mode de réalisation
La figure 1 représente de façon schématique un turboréacteur 10 du type à double flux et double corps auquel s'applique en particulier l'invention. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce type particulier de moteur d'avion à turbine à gaz.
De façon bien connue, le turboréacteur 10 d'axe longitudinal X-X comprend notamment une soufflante 12 qui délivre un flux d'air dans une veine d'écoulement de flux primaire 14 et dans une veine d'écoulement de flux secondaire 16 coaxiale à la veine de flux primaire. D'amont en aval dans le sens d'écoulement du flux gazeux la traversant, la veine d'écoulement de flux primaire 14 comprend un compresseur basse- pression 18, un compresseur haute-pression 20, une chambre de combustion 22, une turbine haute-pression 24 et une turbine basse- pression 26.
Comme représenté plus précisément par la figure 2, la turbine haute-pression 24 du turboréacteur comprend un rotor formé d'un disque 28 sur lequel sont montées une pluralité d'aubes 30 mobiles disposées dans la veine d'écoulement du flux primaire 14. Le rotor est entouré par un carter de turbine 32 comprenant un anneau de turbine 34 porté par un carter externe de turbine 36 par l'intermédiaire d'entretoises de fixation 37.
L'anneau de turbine 34 peut être formé d'une pluralité de secteurs ou segments adjacents. Du côté interne, il est muni d'une couche 34a de matériau abradable et entoure les aubes 30 du rotor en ménageant avec les sommets 30a de celles-ci un jeu 38.
Conformément à l'invention, il est prévu un système permettant de piloter le jeu 38 en modifiant, de manière commandée, le diamètre interne du carter externe de turbine 36. A cet effet, une unité de commande 46 commande le débit et/ou la température de l'air dirigé vers le carter externe de turbine 36. L'unité de commande 46 est par exemple le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) du turboréacteur 10.
Dans l'exemple représenté, un boîtier de pilotage 40 est disposé autour du carter externe de turbine 36. Ce boîtier reçoit de l'air frais au moyen d'un conduit d'air 42 s'ouvrant à son extrémité amont dans la veine d'écoulement du flux primaire au niveau de l'un des étages du compresseur haute-pression 20 (par exemple au moyen d'une écope connue en soi et non représentée sur les figures). L'air frais circulant dans le conduit d'air est déchargé sur le carter externe de turbine 36 (par exemple à l'aide d'une multiperforation des parois du boîtier de pilotage 40) provoquant un refroidissement de celui-ci et donc une diminution de son diamètre interne.
Comme représenté sur la figure 1, une vanne 44 est disposée dans le conduit d'air 42. Cette vanne 44 est commandée par l'unité de commande 46.
La vanne 44 est ici une vanne à position régulée. La position de la vanne 44 peut être comprise entre 0%, correspondant à une vanne fermée, et 100%, correspondant à une vanne ouverte. Lorsque la vanne 44 est ouverte (position à 100%), l'air frais est amené vers le carter externe de turbine 36, ce qui a pour effet une contraction thermique de ce dernier et donc une diminution du jeu 38. Au contraire, lorsque la vanne 44 est fermée (position à 0%), l'air frais n'est pas amené vers le carter externe de turbine 36 qui est donc chauffé par le flux primaire, ce qui a pour effet une dilatation thermique de ce dernier et une augmentation du jeu 38. Dans les positions intermédiaires, le carter externe de turbine 36 se contracte ou se dilate et le jeu 38 augmente ou diminue, dans une moindre mesure.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce type particulier de pilotage des dimensions du carter 32. Ainsi, un autre exemple non représenté consiste à prélever de l'air au niveau de deux étages différents du compresseur et de commander des vannes pour moduler le débit de chacun de ces prélèvements pour régler la température du mélange à diriger sur le carter externe de turbine 36. Cette variante peut être ramenée par équivalence à un pilotage basé sur un signal de commande compris entre 0% et 100% et n'est donc pas décrite en détail.
On décrit maintenant la commande de la vanne 44 par l'unité de commande 46 de manière plus détaillée. L'unité de commande 46 présente l'architecture matérielle d'un ordinateur et comprend notamment un processeur, une mémoire non-volatile, une mémoire volatile, etc. La mémoire non-volatile de l'unité de commande 46 constitue un support d'enregistrement, lisible par le processeur de l'unité de commande 46 et sur lequel est enregistré un programme d'ordinateur comportant des instructions pour l'exécution des étapes d'un procédé de commande conforme à l'invention.
De manière connue, l'unité de commande 46 obtient, par mesure ou par calcul, les valeurs de différentes grandeurs caractérisant le fonctionnement de l'aéronef et du turboréacteur 10, et en particulier des grandeurs suivantes :
- RATING, un signal créé par la fonction de gestion de la poussée de l'unité de commande 46, décrit plus en détail ci-après,
- ach, le nombre de mach de l'aéronef : ce nombre, de façon connue, est représentatif de la vitesse de l'aéronef (ramenée à la vitesse du son),
- ALT, l'altitude de vol de l'aéronef, - NI, le régime du corps basse-pression du turboréacteur,
- N2, le régime du corps haute-pression du turboréacteur,
- Ps3, la pression de la chambre de combustion 22,
- TopDecel, un signal représentant une détection d'une intention de décélération du turboréacteur, et
- TopAcc, un signal représentant une détection d'une intention d'accélération du turboréacteur.
Le signal RATING est utilisé par la fonction de gestion de la poussée de l'unité de commande 46, et est connu de l'homme du métier. II reflète ici les différentes positions de la manette de commande (i.e. de pilotage) utilisée par le pilote de l'avion.
Dans l'exemple envisagé ici, le signal RATING peut prendre 16 valeurs discrètes numérotées 0 à 15 traduisant différents niveaux de poussée appliquée au turboréacteur 10, desquels peuvent être déduit un régime de fonctionnement du turboréacteur 10 (ex. régime NI).
Le tableau I indique, à titre illustratif, l'intitulé du RATING associé aux numéros 0 à 15, qui correspond ici à la valeur (ou l'intervalle de valeurs) de la consigne de poussée appliquée au turboréacteur pour chaque RATING. La troisième colonne du tableau I sera décrite ci-après.
Numéro Intitulé (valeur de la consigne Sélection
de poussée correspondante)
0 MaxRev Transitoire
1
2 MinRev Transitoire
3 Entre MinRev et Ralenti Transitoire
4
5
6 Ralenti Transitoire
7 Entre Ralenti et MCL Croisière ou Transitoire
8 MCL Croisière ou Transitoire
9 Entre MCL et MCT Croisière ou Transitoire
10 MCT Croisière ou Transitoire
11 NTO Décollage
12 Entre NTO et APR Décollage
13 APR Décollage 14 Entre MCT et APR Décollage
15 Entre MCT et NTO Décollage
Tableau I
Dans ce tableau I :
- MaxRev désigne la poussée maximale disponible en mode reverse (inversion de poussée) ;
- MinRev désigne la poussée intermédiaire disponible en mode reverse (inversion de poussée) (la poussée minimale correspondant au ralenti) ;
- MCL (pour Maximum CLimb rating) désigne la poussée maximale recommandée pour les phases de montée ;
- MCR (pour Maximum Cruise Rating) désigne la poussée maximale recommandée pour les phases de croisière ;
- NTO (pour Normal Take Off) désigne la poussée disponible au décollage, lors d'un fonctionnement normal du turboréacteur ;
- APR (pour Automatic Power Reserve) désigne la poussée maximale certifiée pour un décollage en cas de panne de l'autre turboréacteur de l'aéronef ; et
- MCT (pour Maximum ConTinuous rating) désigne la poussée maximale disponible pour une opération continue du turboréacteur, destinée initialement aux situations d'urgence.
Les signaux TopAcc et TopDec reflètent respectivement une intention du turboréacteur d'accélérer ou de décélérer. Ils deviennent actifs ici lorsque la consigne du régime NI de fonctionnement du turboréacteur 10 (issue de la position de la manette et du signal RATING) est suffisamment éloignée du régime NI courant. Ces signaux reflètent le fait que le turboréacteur va connaître un transitoire suffisamment important pour changer de type de pilotage (i.e. on passe d'une régulation en régime NI vers une régulation en régime N2 jusqu'à se rapprocher de la consigne en régime NI, puis on reprend une régulation en régime NI).
Le signal TopDecel est par exemple un indicateur binaire, déterminé en fonction du régime NI de fonctionnement du turboréacteur 10. Lors d'une brusque diminution du régime NI, TopDecel prend la valeur « 1 » représentative d'une décélération.
De manière similaire, le signal TopAcc est par exemple un indicateur binaire, déterminé principalement en fonction du régime NI de fonctionnement du turboréacteur 10. Lors d'une brusque augmentation du régime NI, TopAcc prend la valeur « 1 » représentative d'une accélération.
L'unité de commande 46 met en œuvre un module de commande 50, représentée sur la figure 3, dans laquelle un signal de commande SC5o de la vanne 44 est déterminé. Le module de commande 50, qui est décrit sous la forme de modules fonctionnels 51, 52, 53 et 54, correspond par exemple à l'exécution du programme d'ordinateur précité par l'unité de commande 46.
Plus spécifiquement, le module de commande 50 comprend un module de gestion pour décollage 51, un module de gestion pour transitoire 52, un module de gestion pour croisière 53, et un module de sélection 54.
Le module de gestion pour décollage 51 détermine et fournit un signal de commande pour transitoire SC5i et un indicateur de sélection pour décollage TOP5i, en fonction du signal RATING. Le module de gestion pour décollage 51 a pour fonction de réduire l'ouverture du jeu 38 pendant le décollage de l'avion afin de limiter le dépassement (ou « overshoot » en anglais) de la limite fixée pour la température des gaz d'échappement (EGT Exhaust Gaz Température) en sortie de la turbine haute-pression 24 du turboréacteur 10 (cette limite peut être supérieure à la limite de température certifiée par le fabricant du turboréacteur 10 (ou aussi connue sous l'appellation de « redline EGT »)). Le module de gestion pour décollage 51 est décrit plus en détail ci-après en référence à la figure 4.
Le module de gestion pour transitoire 52 détermine et fournit un signal de commande pour transitoire SC52 et un indicateur de sélection pour transitoire TOP52, en fonction des signaux TopDecel, TopAcc, Ps3 et Mach. Le module de gestion pour transitoire 52 a pour fonction d'éviter le contact entre les aubes 30 et l'anneau 34 lors des transitoires de régime. Il est décrit plus en détail ci-après en référence aux figures 5 et 6.
Le module de gestion pour croisière 53 détermine et fournit un signal de commande pour croisière SC53 et un indicateur de sélection pour croisière TOP53, en fonction des signaux RATING, Mach, ALT et NI. Le module de gestion pour croisière 53 a pour fonction de limiter le jeu 38 pendant la croisière afin d'améliorer les performances du turboréacteur 10. Il est décrit plus en détail ci-après en référence aux figures 7 à 9.
Le module de sélection 54 sélectionne un des signaux de commande SC51, SC52 et SC53 fournis respectivement par les modules de gestion 52, 53 et 54, en fonction du régime de fonctionnement du turboréacteur 10, et plus spécifiquement dans le mode de réalisation décrit ici, en fonction des signaux RATING, TOP51, TOP52 et TOP53. Ce module est décrit plus en détail ci-après, en référence à la figure 10. Le signal sélectionné est noté SC5o- L'unité de commande 46 commande alors l'ouverture de la vanne 44 en fonction du signal de commande SC50 ainsi déterminé.
La figure 4 représente le module de gestion pour décollage 51. Ce module comprend un comparateur 60, un compteur 61, et un sélecteur 62.
Le comparateur 60 compare le signal RATING avec la valeur
NTO (cf. ligne 11 du Tableau I) et fournit un signal S6o binaire représentatif d'une détection du décollage. Plus précisément, si le RATING est supérieur ou égal à NTO (lignes 11 à 15 du Tableau I), S6o prend la valeur « 1 » représentative d'un décollage détecté. Si non, SÔO prend la valeur « 0 » opposée.
Le compteur 61 a pour fonction de limiter la durée d'ouverture de la vanne 44 pendant le décollage, en fournissant un signal binaire SÔI représentatif d'une détection de décollage pendant une durée limitée. Ainsi, lorsque SÔO prend la valeur « 1 » représentative d'un décollage détecté, le compteur 61 fournit un signal S6i dont la valeur « 1 » est également représentative d'un décollage détecté, et commence à compter une durée D. Lorsque la durée D atteint une valeur prédéterminée Dmax (première durée au sens de l'invention), le compteur 61 fournit un signal SÔI de valeur « 0 » opposée, même si le signal S6o indique toujours un décollage détecté. Bien entendu, lorsque S6o n'indique pas de décollage détecté (S6o=0), S6i non plus
Figure imgf000015_0001
Le sélecteur 62 sélectionne une valeur entre deux valeurs prédéfinies, à savoir une valeur prédéfinie VFULL et une valeur prédéfinie VLOW, en fonction du signal Sei. La valeur sélectionnée (première valeur au sens de l'invention) est fournie comme signal de commande SC51. Plus précisément, lorsque S6i indique un décollage détecté (S6i=l), le sélecteur 62 sélectionne pour le signal de commande SC51 la valeur VFULL qui correspond à une ouverture de la vanne 44 à 100%. Lorsque S6i n'indique pas un décollage détecté (S6i=0), le sélecteur 62 sélectionne pour le signal de commande SC51 la valeur VLow qui correspond à une ouverture de la vanne 44 à plein débit chaud, c'est-à-dire à 0%.
La valeur Seo précitée est utilisée par le module 51 de gestion pour décollage pour fournir l'indicateur de sélection pour décollage TOP51 précité.
Cet indicateur TOP51 est un indicateur binaire qui spécifie
(notamment à destination du module de sélection 54), si le signal de commande SC51 fourni par le sélecteur 62 peut être sélectionné ou non comme signal de commande de la vanne 44 : ainsi, TOP51=l signifie que SC51 peut être sélectionné.
Dans le mode de réalisation décrit ici,
Figure imgf000016_0001
autrement dit, le signal de commande SC51 fourni par le sélecteur 62 est associé à la phase de décollage du turboréacteur 10.
Le fonctionnement du module de gestion pour décollage 51 est donc le suivant. Lorsqu'un décollage est détecté (SC6o=l), SC51 est égale à VFULL pendant la durée Dmax, et TOP51 indique que SC51 peut être sélectionné (TOP5i=l). Ainsi, l'ouverture de la vanne 44 à 100% est commandée, ce qui permet de limiter le jeu pendant cette phase. Après l'écoulement de la durée Dmax, l'ouverture de la vanne 44 est réduite (S6i=0), ce qui permet de protéger le mécanisme de la vanne 44.
La figure 5 représente le module de gestion pour transitoire
52. Ce module comprend des portes logiques 70 et 71, un comparateur 72, un compteur 73, un module de conversion 74, et un sélecteur 76.
De façon connue, lorsque le turboréacteur accélère ou décélère en phase transitoire, les températures des pièces de ce turboréacteur changent.
Afin d'éviter tout contact entre les aubes et l'anneau de turbine durant ces phases transitoires, la vanne 44 est placée, conformément à l'invention, en position de repli par le signal de commande SC52 lors de ces phases pendant une durée suffisante pour que le jeu 38 se stabilise (cette durée pouvant être déterminée expérimentalement, comme décrit ultérieurement), cette position de repli étant définie de sorte à permettre l'injection d'air chaud sur le carter externe 36 afin de le dilater au maximum.
Plus spécifiquement, dans le mode de réalisation décrit ici, le sélecteur 76 fournit un signal de commande SC52 égal à une valeur (deuxième valeur au sens de l'invention) sélectionnée parmi deux valeurs prédéfinies V0 et Vi, correspondant au positionnement de la vanne 44 dans deux positions de repli distinctes, prédéfinies
Ces valeurs sont définies de sorte à pallier à une température de débit d'air chaud insuffisante pour dilater le carter externe 36 et donc augmenter le jeu 38. Par exemple, la valeur V0 correspond à une vanne 44 en position de repli à 35% (plein débit chaud) et la valeur Vi à une vanne 44 en position de repli à 4% (faible débit chaud).
Différents critères peuvent être appliqués pour sélectionner l'une ou l'autre des valeurs V0 et Vi.
Ainsi, dans une variante, le sélecteur 76 est configuré pour sélectionner la valeur Vo durant une durée prédéterminée écoulée depuis le démarrage du turboréacteur 10 (durée déterminée expérimentalement), puis sélectionner la valeur Vi. Les inventeurs ont constaté que ce critère de sélection permet une bonne reproduction du comportement de la régulation en boucle fermée de l'art antérieur, pendant les phases transitoires.
Dans une autre variante, le sélecteur 76 est configuré pour sélectionner V0 ou Vi en fonction de la température Tcase du carter 36 et de la température T3 de l'air du flux primaire.
Plus précisément, si TcaSe > T3, cela signifie que l'air injecté à la température T3 est plus froid que le carter 36. Dans ce cas, le carter 36 ne se dilate plus et il faut placer la vanne 44 en position 4%. Dans le cas inverse, c'est-à-dire lorsque TcaSe < T3, l'air injecté à la température T3 est plus chaud que le carter 36. Ainsi, le carter 36 se dilate. On peut donc garder la vanne 44 en position 35%.
Les signaux TopAcc et TopDecel sont combinés par la porte logique 70 qui est une porte OU.
Le comparateur 72 compare le Mach de l'aéronef avec un seuil prédéterminé Machmin (par exemple Machmin=0.3), et délivre un 1 si le Mach de l'aéronef est supérieur au seuil Machmin et un 0 sinon Les sorties de la porte logique 70 et du comparateur 72 sont combinées par une porte logique 71 qui est également une porte OU. La porte logique 71 fournit au compteur 73 un signal S7i qui représente une détection de transitoire, le comparateur 72 permettant d'éviter une telle détection au sol (i.e. le signal S71 est égal à 1 uniquement si l'avion est en vol).
Le compteur 73 fournit, pendant une durée d, l'indicateur de sélection de transitoire TOP52 de valeur « 1 » lorsque le signal S71 correspond à une détection de transitoire
Figure imgf000018_0001
de sorte à maintenir la vanne 44 dans la position de repli choisie par le sélecteur 76 pendant cette durée d (deuxième durée au sens de l'invention).
Dans le mode de réalisation décrit ici, cette durée dépend de la pression Ps3 : plus précisément, elle est prise égale à 3 fois la constante de temps du rotor de la turbine haute-pression, qui dépend elle-même de la pression Ps3. En effet, le rotor étant la pièce de la turbine qui possède l'inertie la plus importante, on peut considérer que si cette pièce a atteint (convergé vers) son mode de fonctionnement normal, alors le jeu de turbine 38 s'est également stabilisé.
La durée d est déterminée ici par le module de conversion 74 qui met en œuvre une loi de conversion indiquant une valeur de la durée de repli (exprimée en secondes) en fonction de la valeur de la pression Ps3 (exprimée en bars), et dont un exemple est illustré à la figure 6.
Il convient de noter que si besoin, cette valeur d déterminée à partir de la loi de conversion peut être pondérée par l'ampleur de l'accélération ou de la décélération du turboréacteur 10 lors de la phase transitoire considérée (quantifiée par la différence entre le régime NI et la consigne de régime NI au moment de détection de transitoire (levée de
Ainsi, le fonctionnement du module de gestion pour transitoire 52 est le suivant.
Lorsque le moteur 10 accélère ou décélère, les températures des pièces changent. Afin d'éviter tout contact entre les aubes 30 et l'anneau 34 durant les phases transitoires, la vanne 44 est placée en position de repli (SC52 égal à V0 ou Vi). Ainsi, de l'air chaud est injecté sur le carter externe de turbine 36 et celui-ci se dilate. La durée d pendant laquelle la vanne 44 est placée en position de repli est choisie pour permettre d'atteindre une stabilisation du jeu 38. Ici, la durée de repli d correspond à trois fois la constante de temps du rotor qui dépend de Ps3, pour les raisons évoquées précédemment.
La figure 7 représente le module de gestion pour croisière 53.
Ce module comprend un module de conversion 80, un multiplicateur 81, un module de conversion 82, un additionneur 83, des comparateurs 84, 85 et 86 et une porte logique 87.
Le module de conversion 80 détermine un signal d'ouverture de vanne S8o, en fonction du Mach et de l'altitude ALT. Plus précisément, plus l'altitude est élevée, plus la valeur de S8o correspond à une vanne 44 ouverte. A partir de 30000 pieds, la valeur de S80 correspond à une vanne 44 ouverte à 100%. Le graphe de la figure 8 représente la loi de conversion mise en oeuvre par le module de conversion 80. Cette loi de conversion peut être mise au point en simulant le comportement d'une vanne pilotée par une boucle fermée de l'art antérieur, pour différentes altitudes et Mach.
Le module de conversion 82 détermine un coefficient S82 en fonction du régime NI. Plus précisément, en dessous d'un certain régime, le coefficient S82 est nul. Au-dessus d'un certain régime, le coefficient S82 est égal à 1, et varie linéairement entre ces deux paliers. Un exemple de loi de conversion mise en œuvre par le module de conversion 82 est représenté par le graphe de la figure 9.
Le multiplicateur 81 multiplie le signal d'ouverture de vanne S8o par le coefficient S82. Cela permet d'assurer la protection mécanique de la vanne si le moteur ralenti en croisière. En effet, lorsque le régime NI est faible, cela signifie que le moteur est au ralenti et qu'il faut constituer une réserve de jeu pour anticiper la dilatation brusque des pièces au cours d'une éventuelle accélération. Ainsi, pour un régime faible (inférieur à 4000 tour/minutes dans le cas de la figure 9), S8o est annulé et la vanne 44 est fermée, ce qui permet d'augmenter le jeu 38.
L'additionneur 83 ajoute une valeur minimale Vmin à la sortie du multiplicateur 81, pour assurer une ouverture minimale de la vanne 44 en phase de croisière. La sortie de l'additionneur 83 est le signal de commande pour croisière SC53 fourni par le module de gestion 53. Les comparateurs 84 et 85 déterminent si le RATING est compris entre les valeurs 7 et 10 du Tableau I, qui sont les RATING normalement utilisés en phase de croisière.
En outre, le comparateur 86 détermine si le Mach est supérieur à un seuil Machmin_To, ce qui permet d'assurer que la fonction croisière n'est pas activée au sol. Les sorties des comparateurs 84 à 86 sont combinées par la porte logique 87 qui est une porte OU pour fournir l'indicateur de sélection pour croisière TOP53.
La figure 10 représente le module de sélection 54. Ce module comprend un module 90 et un sélecteur 91. Dans le mode de réalisation représenté, il comprend également un comparateur 92 et une porte logique 93, qui sont toutefois optionnels.
Le module 90 détermine un signal de sélection Sg0, en fonction des indicateurs TOP51, TOP52 (ou TOP52 combiné avec la sortie du comparateur 92 dans la variante représentée) et TOP53- Ces indicateurs sont représentatifs du régime de fonctionnement du turboréacteur et notamment de la phase de vol courante de l'avion. Le signal de sélection S90 indique au sélecteur 91 quel signal de commande il doit sélectionner, conformément au Tableau II suivant :
Figure imgf000020_0001
Tableau II
Ainsi, dans le module de commande 50, chacun des modules de gestion 51, 52 et 53 détermine un signal de commande qui convient pour une situation particulière (décollage, transitoire, croisière), et un indicateur de sélection permettant de choisir lequel des signaux de commande est le plus approprié compte tenu du régime de fonctionnement courant du turboréacteur.
En simulant le comportement d'une vanne commandée par le module de commande 50 au cours d'une mission typique d'un aéronef, les inventeurs ont constaté que la combinaison des modules de gestion 51, 52 et 53 permettait de couvrir toutes les situations rencontrées. Ainsi, une boucle de régulation basée sur l'estimation du jeu 38 n'est pas nécessaire.
En effet, la figure 11 est un graphe qui permet de comparer la régulation en boucle fermée de l'art antérieure, et la régulation en boucle ouverte du module de commande 50. Les courbes 100 et 101 représentent respectivement la consigne de jeu et le jeu réel estimé de la régulation en boucle fermée, et la courbe 102 représente le jeu simulé de la régulation en boucle ouverte.
Sur la figure 11, l'axe d'ordonnée représente le jeu 3 en mm et l'axe d'abscisse représente le temps t en seconde, lors d'une mission typique d'un aéronef. Cette mission comprend une phase PI de ralenti au sol, une phase P2 de décollage et montée, une phase P3 de croisière, une phase P4 de descente et palier à 20000 pieds et une phase P5 de descente et atterrissage.
En comparant les courbes 101 et 102, on constate que, même si la boucle ouverte du module de commande 50 ne reproduit pas exactement le même comportement que la boucle fermée, le jeu obtenu satisfait aux besoins de la régulation. Plus précisément, si on examine chaque phase :
- Phase PI (Ralenti au soH :
Dans la boucle fermée, la vanne est positionnée à 35% puis à 4% après une certaine durée.
Dans la boucle ouverte, le module de gestion pour décollage 51 est activé. En effet, le comparateur 60 constate que RATING >= NTO et TOP5i est donc égal à 1 (en l'absence de désactivation manuelle). Le signal de commande SC51 est donc sélectionné. Dans le cas du graphe de la figure 11, SC51 correspond toujours à une ouverture de 35% et le comportement de la boucle fermée est donc partiellement reproduit. Dans le cas décrit en référence à la figure 4, la sélection de la valeur VLow après la durée Dmax permet de reproduire plus fidèlement le comportement de la boucle fermée.
- Phase P2 (Décollage et montée^) :
Lors du décollage, dans la boucle fermée, la vanne est fermée après un certain intervalle de temps.
Dans la boucle ouverte, le module de gestion pour transitoire 52 est activé. En effet, le comparateur 60 constate que RATING > NTO et TOP5i est donc égal à 0, alors que TopAcc est activé et TOP52 est donc égal à 1. Le signal de commande SC52 est donc sélectionné. Comme expliqué précédemment, SC52 passe de la valeur V0 à la valeur Vi plus fermée après un certain temps, ce qui permet de reproduire le comportement de la boucle fermée.
Lors de la montée, la boucle fermée ferme d'avantage la vanne afin de respecter la consigne de jeu qui lui est fournie. Dans la boucle ouverte, le module de gestion pour croisière 53 est activé et le signal de commande SC53, qui dépend notamment de l'altitude, est sélectionné. Ainsi, la vanne 44 est ramenée à 35% puis rouverte progressivement au fur et à mesure que l'aéronef prend de l'altitude. Il est à noter que l'évolution du jeu est plus sécuritaire dans le cas de la boucle ouverte.
- Phase P3 (Croisière^) :
Les deux boucles de régulations placent la vanne en position 100% (plein débit froid). Dans la boucle ouverte, c'est le module de régulation pour croisière 53 qui est activé.
- Phase P4 (Descente et palier à 20000 pieds^ :
L'avion descend pour un palier à 20000 pieds. Dans la première partie de cette phase P4, le moteur est au régime ralenti. Après une demi- heure de palier ralenti, le moteur est poussé au maximum.
Pendant la première partie, la boucle fermée détecte une augmentation de la consigne et place la vanne en position de repli faible débit chaud. Le jeu s'ouvre alors rapidement pour pouvoir suivre la consigne. Dans le cas de la boucle ouverte, le module de gestion pour transitoire 52 est activé, la vanne est placée en position de repli à plein débit chaud et le jeu s'ouvre également.
Dans la deuxième partie de cette phase P4, le moteur est poussé au RA G MCT et à plein gaz. La régulation en boucle fermée détecte une baisse de la consigne de jeu et ouvre la vanne à 100% pour suivre cette consigne. Dans la régulation en boucle ouverte, le module de gestion pour croisière 53 est activé et la vanne est ouverte en position intermédiaire (45%).
- Phase P5 (Descente et atterrissage^ :
Durant cette phase, le moteur tourne au ralenti, l'avion descend et atterri. Les deux régulations (boucle fermée et boucle ouverte) placent la vanne en position fermée. On voit donc que la régulation en boucle ouverte mise en œuvre par le module de commande 50 répond aux besoins principaux dans les phases de décollage et dans les phases de croisières stabilisées. Lors des transitoire, la boucle fermée a plus de répondant mais la régulation en boucle ouverte reste satisfaisante.
Les ressources utilisées par l'unité de commande 46 pour mettre en œuvre le module de commande 50, notamment le temps de calcul, peuvent être réduites par rapport à la mise en œuvre d'une régulation en boucle fermée. Par exemple, le temps de calcul peut être réduit dans un rapport 1 à 9. De plus, le nombre de paramètres utilisés étant réduit, la mise au point du module de commande 50 est simplifiée. Enfin, au niveau de la vanne 44, la simplification de la commande peut conduire à une durée de vie plus élevée.

Claims

REVENDICATIONS
1. Unité de commande (46) pour le pilotage d'un jeu (38) entre des sommets d'aubes (30) d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à turbine à gaz et un anneau de turbine (34) d'un carter (32) entourant les aubes, l'unité de commande (46) comprenant un module de commande (50) configuré pour déterminer un signal de commande (SC5o) d'au moins une vanne (44) pour agir sur un débit et/ou une température d'air dirigé vers le carter (32),
ladite unité de commande étant caractérisée en ce que ledit module de commande (50) comprend :
- un module de gestion pour décollage (51), configuré pour fournir un premier signal de commande (SC5i) associé à une phase de décollage de l'avion, et égal pendant une première durée prédéterminée (Dmax) suivant le démarrage du moteur, à une première valeur prédéfinie (VFULL) correspondant à une diminution du jeu (38),
- un module de gestion pour transitoire (52) configuré pour fournir un deuxième signal de commande (SC52) associé à une phase transitoire de fonctionnement du moteur et égal à une deuxième valeur correspondant au placement de la vanne (44), pendant une deuxième durée déterminée (d), dans une position de repli déterminée,
- un module de gestion pour croisière (53) configuré pour fournir un troisième signal de commande (SC53) associé à une phase de croisière du moteur, à partir d'une troisième valeur prédéfinie ajustée en fonction d'au moins une altitude (ALT) et une vitesse (Mach) de l'avion, et
- un module de sélection (54) configuré pour sélectionner ledit signal de commande (SC50) parmi le premier, le deuxième et le troisième signal de commande (SC51, SC52, SC53) en fonction d'un régime (NI) de fonctionnement du moteur.
2. Unité de commande (46) selon la revendication 1, dans laquelle le module de gestion pour décollage (51) est configuré en outre pour fournir après la première durée prédéterminée (Dmax), comme premier signal de commande (SC51), une quatrième valeur prédéfinie (VLow) correspondant à une augmentation dudit jeu (38).
3. Unité de commande (46) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le module de gestion pour transitoire (52) est configuré pour sélectionner la deuxième valeur parmi deux valeurs prédéfinies (V0, Vi) en fonction d'une température de carter et d'une température de flux.
4. Unité de commande (46) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le module de gestion pour transitoire (52) est configuré pour sélectionner la deuxième valeur parmi deux valeurs prédéfinies (V0, Vi) en fonction d'une durée écoulée depuis le démarrage du moteur.
5. Unité de commande (46) selon l'une des revendications 1 à 4, dans laquelle le module de gestion pour croisière (53) est configuré pour déterminer le troisième signal de commande (SC53) en fonction d'un régime (NI) de fonctionnement du moteur.
6. Unité de commande (46) selon l'une des revendications 1 à 5, dans laquelle le module de sélection (54) est configuré pour sélectionner le premier signal de commande (SC51) lorsqu'un paramètre (RATING) de gestion d'une poussée appliquée au moteur correspond à une situation de ralenti au sol.
7. Unité de commande (46) selon la revendication 6, dans laquelle le module de sélection (54) est en outre configuré pour sélectionner le deuxième signal de commande (SC52) lorsque ledit paramètre (RATING) de gestion de la poussée ne correspond pas à une situation de ralenti au sol et qu'une accélération ou une décélération de régime est détectée.
8. Unité de commande (46) selon la revendication 7, dans laquelle le module de sélection (54) est en outre configuré pour sélectionner le troisième signal de commande (SC53) lorsque ledit paramètre (RATING) de gestion de la poussée ne correspond pas à une situation de ralenti au sol et qu'aucune accélération ou qu'aucune décélération de régime n'est détectée.
9. Moteur d'avion à turbine à gaz comprenant une unité de commande (46) selon l'une des revendications 1 à 8 et au moins une vanne pour agir sur un débit et/ou une température d'air dirigé vers le carter (32), dans lequel ladite vanne (44) est commandée en fonction dudit signal de commande (SC5o).
10. Procédé de commande d'un jeu (38) entre des sommets d'aubes (30) d'un rotor de turbine d'un moteur d'avion à turbine à gaz et un anneau de turbine (34) d'un carter (32) entourant les aubes, ce procédé étant mis en œuvre par une unité de commande (46) et comprenant la détermination d'un signal de commande (SC50) d'au moins une vanne (44) pour agir sur un débit et/ou une température d'air dirigé vers le carter (32),
ce procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend, pour déterminer le signal de commande (SC50) :
- une étape de fourniture d'un premier signal de commande (SC5 associé à une phase de décollage de l'avion, et égal pendant une première durée prédéterminée (Dmax) suivant le démarrage du moteur, à une première valeur prédéfinie (VFULL) correspondant à une diminution du jeu (38), - une étape de fourniture d'un deuxième signal de commande (SC52) associé à une phase transitoire de fonctionnement du moteur, et égal à une deuxième valeur correspondant au placement de la vanne (44), pendant une deuxième durée déterminée (d), dans une position de repli déterminée, et
- une étape de fourniture d'un troisième signal de commande (SC53) associé à une phase de croisière du moteur, à partir d'une troisième valeur prédéfinie ajustée en fonction d'au moins une altitude (ALT) et une vitesse (Mach) de l'avion,
le signal de commande (SC50) déterminé par l'unité de commande étant sélectionné parmi le premier, le deuxième et le troisième signal de commande (SC51, SC52, SC53) en fonction d'un régime de fonctionnement du moteur.
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