WO2015015128A1 - Ventilation d'un equipement électronique de turbomachine - Google Patents

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WO2015015128A1
WO2015015128A1 PCT/FR2014/052002 FR2014052002W WO2015015128A1 WO 2015015128 A1 WO2015015128 A1 WO 2015015128A1 FR 2014052002 W FR2014052002 W FR 2014052002W WO 2015015128 A1 WO2015015128 A1 WO 2015015128A1
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wall
equipment
outlet
flow
air
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PCT/FR2014/052002
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Andrea PAPI
Lucie Mathilde Dawson
Elyse TABOURET
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Snecma
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • G—PHYSICS
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    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F1/00—Details not covered by groups G06F3/00 - G06F13/00 and G06F21/00
    • G06F1/16—Constructional details or arrangements
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    • H05K7/20—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating
    • H05K7/20009—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating using a gaseous coolant in electronic enclosures
    • H05K7/20136—Forced ventilation, e.g. by fans
    • H05K7/20145—Means for directing air flow, e.g. ducts, deflectors, plenum or guides
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an electronic turbine engine equipment, this equipment being for example an onboard computer of the EEC type (acronym for Electronic Engine Control).
  • An aircraft turbomachine comprises at least one computer or onboard computer of the EEC type which in particular makes it possible to control actuators of the engine in order to optimize the performance of the turbomachine (FR-B1-2 960 912).
  • This computer is generally mounted with other equipment (gearbox AGB (Accessory Gear Box), exchangers, etc.) in the annular space inside the nacelle of the turbomachine, the temperature of the air flow in this space can be relatively large in operation.
  • the nacelle comprises an air intake scoop for air supply of the annular space of the nacelle, this air being then evacuated by an air outlet grille of the nacelle.
  • This aeration is almost non-existent and the natural convection in the annular space of the nacelle may be insufficient to ensure the ventilation of its equipment.
  • the EEC computer includes a housing inside which electronic boards are mounted. These electronic boards have a low temperature resistance which forces the housing to be ventilated with a dedicated system comprising means for withdrawing air flowing outside the nacelle of the turbomachine.
  • the computer case is covered by a wall which defines channels for passage of a ventilation air flow, the inputs of which are connected by a manifold to the above-mentioned means for extracting air, and the outlets open on the outer surface of the wall.
  • the heat dissipated by the electronic boards in operation is absorbed by the flow of ventilation air flowing in the channels, this air flow then leaving the channels to be discharged into the annular space of the nacelle.
  • the heat absorbed by the ventilation airflow is greater (about twice as much) as the heat dissipated by the electronic boards. This is because the ventilation airflow absorbs not only the heat dissipated by the electronic boards but also the heat of the ambient air prevailing in the annular space of the nacelle. In fact, the ventilation channels are separated from this ambient air by the wall of the computer, this ambient air transferring heat by convection to the wall, which is then absorbed by the flow of ventilation air flowing through the channels. ventilation.
  • the ventilation system of a computer of the aforementioned type must therefore be currently oversized, for example by greatly increasing the flow of ventilation air, to be sure that the computer is ventilated optimally. Moreover, even with such a system, the thermal margins on the computer can remain reduced with a strong impact on the reliability of the electronic cards.
  • the other equipment of the nacelle does not necessarily include dedicated ventilation systems and therefore undergo the thermal environment of the nacelle.
  • the active ventilation of the EEC computer generates a tangential vortex in the annular space of the nacelle, which brings heat from the AGB and other hot springs to heat sensitive equipment, which is problematic.
  • the present invention provides in particular a simple, effective and economical solution to at least some of these problems.
  • the invention proposes an electronic turbomachine equipment, comprising a wall whose inner surface defines at least one channel of passage of a ventilation air flow whose outlet opens on an outer surface of the wall for the evacuation of the ventilation air flow to the outside of the equipment, characterized in that it comprises , at this outlet, means for deflecting and / or guiding at least a portion of the exhaust air flow, on at least a portion of said outer surface of the wall.
  • the flow of ventilation air leaving the equipment is deflected and / or guided to scan the equipment and thus improve its ventilation.
  • This air flow circulates on the wall of the equipment comprising or defining the outlet of the channel, and thus limits the heating of this wall by the flow of ambient air around the equipment. This also reduces the temperature of the channel output. It is therefore possible to either increase the thermal margins on the computer by about ten degrees or to reduce the ventilation rate by maintaining the previous margins.
  • thermal margin is understood to mean the difference between the manufacturer's specification defining the maximum admissible thermal resistance and a measurement made on a real motor or in the laboratory.
  • the equipment according to the invention is for example an onboard computer of the EEC type and comprises a housing comprising electronic boards, said wall covering the housing.
  • the deflection and / or guiding means may comprise at least one insert and attached to the wall and / or the equipment, for example by gluing, soldering, welding, etc.
  • This or organs may be metallic, plastic or composite.
  • the outlet of the channel is formed by a slot, the deflection means and / or guide comprising at least one sheet which extends along the slot and covers at least partially .
  • the slot may be formed in the wall of the equipment or may be defined, in the mounting position of the wall, between a peripheral edge of this wall and an edge opposite the housing of the equipment.
  • the sheet is at least partly inclined relative to the plane of the wall, at an angle of, for example, between 30 and 60 °. This range of values makes it possible to limit the pressure drops of the ventilation air flow.
  • the sheet may comprise a portion parallel to the plane of the wall.
  • the sheet may extend at least partly inside the channel. The sheet can be folded or stamped.
  • the equipment according to the invention may comprise a second wall, opposite to said first wall, the inner surface of this second wall also defining at least one passage channel of a ventilation air flow whose outlet opens onto a surface external of this second wall.
  • this outlet is devoid of guide and / or deflection means of the aforementioned type, so that the direction of the air flow discharged by this outlet is substantially opposite to that of the air flow discharged by the outlet of the first wall.
  • the present invention also relates to a turbomachine, characterized in that it comprises at least one equipment as described above.
  • the turbomachine may include two such equipment, such as two EEC computers.
  • the invention also relates to a kit for modifying an electronic turbine engine equipment, with a view to improving its ventilation, characterized in that it comprises means for deflecting and / or guiding an air flow, such as that at least one sheet, intended to be reported and fixed on the equipment, at the outlet of a passage channel of a ventilation air flow of the equipment, so that a Ventilation airflow flows on an external surface of the equipment.
  • This kit allows simple and fast modification of existing electronic equipment to improve its ventilation, which is more economical than replacing the complete equipment with another.
  • the invention also relates to a method for modifying an electronic turbine engine equipment, with a view to improving its ventilation, characterized in that it comprises the steps of report and fix on the equipment means for deflecting and / or guiding an air flow, such as at least one sheet, on the equipment, at the outlet of a passage channel of a ventilation airflow from the equipment, so that a flow of ventilation air circulates on an external surface of the equipment.
  • the invention relates to a method for ventilating a turbomachine nacelle, this nacelle defining an annular space in which are mounted equipment including one as described above (of the type comprising a first and a second wall), characterized in that it consists in ventilating a circumferential portion of the annular space with the flow of air discharged through the outlet of the first wall and the remaining circumferential portion of the annular space with the flow of air discharged through the outlet of the second wall.
  • FIG. 1 is a partial schematic view of an aircraft turbomachine, this turbomachine being equipped with a ventilation system of an onboard computer of the EEC type
  • FIG. 2 is a schematic perspective view of the on-board computer of the turbine engine of FIG. 1,
  • FIG. 3 is a schematic sectional view of the onboard computer of FIG. 2, and represents the prior art to the invention
  • FIG. 4 is a diagrammatic perspective view in section along the line IV-IV of FIG. 3;
  • FIG. 5 is a diagrammatic sectional view of an on-board computer according to the invention.
  • FIG. 6 is a partial schematic sectional view of an on-board computer according to the invention, and represents a first embodiment of the invention
  • FIG. 7 is an enlarged view of part of FIG. 6,
  • FIGS. 8 and 9 are views corresponding to FIG. 7 and showing variant embodiments of the invention.
  • FIG. 10 is a very schematic cross-sectional view of a turbomachine nacelle according to the prior art.
  • FIG. 1 showing an aircraft turbine engine 10, such as a turbofan engine.
  • This turbomachine typically comprises a nacelle 12 surrounding a motor (not visible) which comprises from upstream to downstream (from right to left in FIG. 1), in the direction of flow of the gases in the turbomachine, a fan, stages of compression, a combustion chamber, turbine stages and an exhaust nozzle.
  • the nacelle 12 comprises at its upstream end an air inlet sleeve 14 and defines an annular space between an inner surface formed by an inner casing 16 and an outer surface formed by covers 17.
  • Electronic equipment and modules such as that a computer 18 of EEC (Electronic Engine Control) type are mounted in this annular space.
  • the air flow contained in the annular space of the nacelle 12 is relatively hot.
  • the computer 18, which comprises electronic cards having a low thermal resistance, must therefore be ventilated by a system 20 drawing cooler air flowing along the nacelle.
  • the air taken has a temperature of between 0 and 55 ° C when the engine is on the ground.
  • the system 20 comprises a conduit 22 for supplying the air taken from the housing 24 of the computer, which comprises channels 26, 26 'for passage of ventilation air flow.
  • the housing 24 of the computer comprises one or more digital inputs and one or more digital outputs. It has a generally parallelepipedal shape and comprises an upper wall 28 and a bottom or bottom wall 29 ( Figure 4) which each cover and define a plurality of channels 26, 26 '. In the example shown in FIG. 4, the channels 26, 26 'are rectilinear and parallel, and are separated from each other by rectilinear fins 33
  • the channels 26 may have a common air outlet in the form of an elongated slot, as shown in FIGS. 2 and 4.
  • the airflow leaving the channels 26 has a temperature which is generally not greater than 90 ° C, while the air flow contained in the annular space may have a temperature greater than 100 ° C.
  • the invention proposes to deflect and / or guide at least a portion of the air flow leaving the housing (arrow 35 ') so that a flow of air circulates on the surface. external 34 of the wall 28 (arrow 40).
  • This air flow 40 is thus reused to ventilate the computer 18 from the outside, by allowing convection heat exchange (arrow 38 ') with the wall 28.
  • the air flow 40 thus protects the wall 28 of the airflow 36 by "screen effect".
  • outlet 32 of the channels 26 is also in the form of an elongated rectilinear slot.
  • a deflection and guide plate 50 is here attached and fixed to the wall 28, for example by gluing, brazing or welding.
  • the sheet 50 has a generally elongated shape and extends along the outlet 32. It has a length at least equal to that of the outlet 32. In addition, it has a width or transverse dimension greater than that of the outlet and cover completely while allowing the evacuation of the ventilation air flow between the sheet and the wall.
  • the sheet 50 has a cross sectional shape and comprises two longitudinal portions 52, 54 adjacent inclined relative to each other.
  • a first longitudinal portion 52 has a longitudinal edge 56 connected to a longitudinal edge of the outlet 32, and extends outwardly of the housing 24 by being inclined relative to the plane P of the wall.
  • the portion 52 of the sheet is inclined at an angle ⁇ of between 30 and 60 °, and for example 45 °, relative to the plane P.
  • This first portion 52 covers a portion of the width or transverse dimension of the outlet 32.
  • FIG. 8 differs from the embodiment described in the foregoing essentially in that the sheet 50 'comprises only a part 52, and therefore no part 54. Due to the absence of the part 54, the flow of air leaving the channels 26 (arrow 40 ') has an orientation which depends on the angle of inclination of the portion 52 relative to the plane P, this angle being here of the order of 45 °.
  • two members 60, 62 are attached and fixed in the outlet of the channels 26.
  • the first member is a sheet 60 which has a rectilinear elongated shape and a longitudinal edge 64 of which is connected to a longitudinal edge of the outlet 32, this sheet 60 being inclined with respect to the plane P of the wall 28 and extending towards the The interior of the outlet 32 of the channels 26.
  • the sheet 60 has a length less than or equal to that of the outlet 32 and has a width or transverse dimension less than that of the outlet.
  • the sheet 60 has for example a width between 1/4 and 1/3 of that of the output. Furthermore, the height h "of the sheet 60 is between 1/3 and 1/2 of that of the channels 26.
  • the sheet 60 extends towards the inside of the At the outlet, it slightly reduces the outlet section of the channels 26 and thus makes it possible to accelerate the flow of air at the outlet thereof
  • the sheet 60 is inclined at an angle ⁇ of between 30 and 60 °, and by 45 ° example, relative to the plane P.
  • the outer surface of the sheet 60 defines a guide surface of the air flow leaving the channels 26.
  • the second member is an elongated bar 62 having a triangular section.
  • This bar 62 is fixed by one of its sides 66 on the wall 28 or on the housing, along the outlet 32, so that another 68 of the sides of the bar forms a guide surface of the flow of air leaving the channels 26, which is substantially parallel to the sheet 60.
  • the bar 62 has a length less than or equal to that of the outlet 32, a width or transverse dimension between 1/4 and 1/3 of that of the outlet 32, and a height H between 1/2 and 2/3 of that of the channels 26.
  • the flow of air leaving the channels 26 has an orientation that depends on the angle of inclination of the guide surfaces of the plate 60 and the bar 62 relative to the plane P, this angle being here of the order of 45 °.
  • FIGS. 10 and 11 represents schematically a cross-sectional view of a turbomachine nacelle.
  • this nacelle defines an internal annular space in which are mounted several equipment.
  • the references 70, 72, 74 and 76 respectively denote exchangers, an AGB gearbox, a pressure acquisition box (PSS), and fans connected to two EEC 18 computers, these fans being intended to suck the air flowing outside the nacelle in the conduit 22 above.
  • the reference 78 designates the pylon of the turbomachine and finally the reference 80 designates an air evacuation grid of the internal space of the nacelle.
  • FIG 10 shows the prior art to the present invention. It can be seen that the air flows 82 leaving the ventilation channels defined by the wall 28 and the bottom wall 29 of each computer 18 are oriented substantially in the same tangential direction, which generates a vortex 84 in the annular space, which brings heat from of the AGB gearbox 72 and the exchangers 70, to the fans 76 and the PSS 74 housing.
  • the invention makes it possible to remedy this problem by virtue of the fact that the air flows 82 ', 82 "leaving the ventilation channels defined by the wall 28 and the bottom wall 29 of each Computer 18 are now oriented in substantially opposite tangential directions This is made possible by the fact that means for deflecting and / or guiding an air flow as described in the foregoing are mounted at the outlet of the channels. passing a ventilation air flow of only one of the faces of each computer 18.
  • the output of the channels defined by the bottom wall (radially inner wall) of each computer is not modified, the flow of air leaving the channels defined by the wall of each computer being deflected and / or guided, as described above.
  • the air flow 82 'leaving the channels defined by the bottom wall of each computer 18 are moving in a pa
  • the air flow 82 "coming out of the channels defined by the wall of each computer 18 circulates in the remainder of the nacelle to ventilate firstly, in order to ventilate the housing PSS 74, then are evacuated by the grid 80.
  • the fan 76 then pass around the exchangers 70 and the gearbox 72 before being evacuated by the grid 80.
  • the annular space of the nacelle thus comprises two zones, a relatively cold in which are located the computers EEC 18 and a relatively hot one in which the gearbox 72 is located.

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Abstract

Equipement électronique (18) de turbomachine (10), comportant une paroi (28) dont la surface interne définit au moins un canal (26) de passage d'un flux d'air de ventilation dont la sortie (32) débouche sur une surface externe (34) de la paroi en vue de l'évacuation du flux d'air de ventilation vers l'extérieur de l'équipement, caractérisé en ce qu'il comprend, au niveau de cette sortie, des moyens (50, 50', 60, 62) de déviation et/ou de guidage d'au moins une partie du flux d'air évacué, sur au moins une partie de ladite surface externe de la paroi.

Description

VENTILATION D'UN EQUIPEMENT ÉLECTRONIQUE DE TURBOMACHINE
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne un équipement électronique de turbomachine, cet équipement étant par exemple un ordinateur embarqué du type EEC (acronyme de Electronic Engine Control).
ETAT DE L'ART
Une turbomachine d'aéronef comprend au moins un calculateur ou ordinateur embarqué du type EEC qui permet notamment de contrôler des actionneurs du moteur en vue d'optimiser les performances de la turbomachine (FR-B1 -2 960 912). Cet ordinateur est en général monté avec d'autres équipements (boîte d'engrenages AGB (Accessory Gear Box), échangeurs, etc.) dans l'espace annulaire interne de la nacelle de la turbomachine, la température du flux d'air dans cet espace pouvant être relativement importante en fonctionnement.
La nacelle comprend une écope de prélèvement d'air en vol pour l'alimentation en air de l'espace annulaire de la nacelle, cet air étant ensuite évacué par une grille de sortie d'air de la nacelle. Cependant, au sol, cette aération est quasi-inexistante et la convection naturelle dans l'espace annulaire de la nacelle peut se révéler insuffisante pour assurer la ventilation de ses équipements.
L'ordinateur EEC comprend un boîtier à l'intérieur duquel sont montées des cartes électroniques. Ces cartes électroniques ont une faible tenue en température ce qui oblige à ventiler le boîtier avec un système dédié comportant des moyens de prélèvement d'air s'écoulant à l'extérieur de la nacelle de la turbomachine.
Dans la technique actuelle, le boîtier de l'ordinateur est recouvert par une paroi qui définit des canaux de passage d'un flux d'air de ventilation, dont les entrées sont reliées par un collecteur aux moyens de prélèvement d'air précités, et les sorties débouchent sur la surface externe de la paroi. De la chaleur dissipée par les cartes électroniques en fonctionnement est absorbée par le flux d'air de ventilation qui circule dans les canaux, ce flux d'air sortant ensuite des canaux pour être évacué dans l'espace annulaire de la nacelle.
On a constaté que la chaleur absorbée par le flux d'air de ventilation est plus importante (environ le double) que la chaleur dissipée par les cartes électroniques. Cela est dû au fait que le flux d'air de ventilation n'absorbe pas seulement de la chaleur dissipée par les cartes électroniques mais aussi de la chaleur de l'air ambiant régnant dans l'espace annulaire de la nacelle. En effet, les canaux de ventilation sont séparés de cet air ambiant par la paroi de l'ordinateur, cet air ambiant transférant par convection de la chaleur à la paroi, qui est ensuite absorbée par le flux d'air de ventilation circulant dans les canaux de ventilation. Le système de ventilation d'un ordinateur du type précité doit donc être actuellement surdimensionné, par exemple en augmentant fortement le débit d'air de ventilation, pour être sûr que l'ordinateur soit ventilé de façon optimale. Par ailleurs, même avec un tel système, les marges thermiques sur l'ordinateur peuvent rester réduites avec un fort impact sur la fiabilité des cartes électroniques.
De plus, les autres équipements de la nacelle ne comportent pas nécessairement de systèmes de ventilation dédiés et subissent donc l'environnement thermique de la nacelle. Dans les turbomachines dont les équipements sont agencés d'une façon particulière, on a constaté que la ventilation active de l'ordinateur EEC engendre un tourbillon tangentiel dans l'espace annulaire de la nacelle, qui apporte de la chaleur provenant de l'AGB et d'autres sources chaudes à des équipements sensibles à la chaleur, ce qui est problématique.
La présente invention apporte notamment une solution simple, efficace et économique à au moins une partie de ces problèmes.
EXPOSE DE L'INVENTION
L'invention propose un équipement électronique de turbomachine, comportant une paroi dont la surface interne définit au moins un canal de passage d'un flux d'air de ventilation dont la sortie débouche sur une surface externe de la paroi en vue de l'évacuation du flux d'air de ventilation vers l'extérieur de l'équipement, caractérisé en ce qu'il comprend, au niveau de cette sortie, des moyens de déviation et/ou de guidage d'au moins une partie du flux d'air évacué, sur au moins une partie de ladite surface externe de la paroi.
Selon l'invention, le flux d'air de ventilation qui sort de l'équipement est dévié et/ou guidé pour balayer l'équipement et ainsi améliorer sa ventilation. Ce flux d'air circule sur la paroi de l'équipement comportant ou définissant la sortie du canal, et limite ainsi échauffement de cette paroi par le flux d'air ambiant autour de l'équipement. Ceci permet également de réduire la température de la sortie du canal. Il est donc envisageable soit d'augmenter les marges thermiques sur l'ordinateur d'une dizaine de degrés soit de réduire le débit de ventilation en conservant les marges antérieures. Dans la présente demande, on entend par marge thermique, l'écart entre la spécification du constructeur définissant la résistance thermique maximum admissible et une mesure réalisée sur un moteur réel ou en laboratoire.
L'équipement selon l'invention est par exemple un ordinateur embarqué du type EEC et comprend un boîtier comportant des cartes électroniques, ladite paroi recouvrant le boîtier.
Les moyens de déviation et/ou de guidage peuvent comprendre au moins un organe rapporté et fixé sur la paroi et/ou l'équipement, par exemple par collage, brasage, soudage, etc. Ce ou des organes peuvent être métalliques, plastiques ou composites.
Selon un mode de réalisation de l'invention, la sortie du canal est formée par une fente, les moyens de déviation et/ou de guidage comportant au moins une tôle qui s'étend le long de la fente et la recouvre au moins en partie. La fente peut être formée dans la paroi de l'équipement ou peut être définie, en position de montage de la paroi, entre un bord périphérique de cette paroi et un bord en regard du boîtier de l'équipement. La tôle est au moins en partie inclinée par rapport au plan de la paroi, d'un angle compris par exemple entre 30 et 60°. Cette plage de valeurs permet de limiter les pertes de charge du flux d'air de ventilation. La tôle peut comprendre une partie parallèle au plan de la paroi. La tôle peut s'étendre au moins en partie à l'intérieur du canal. La tôle peut être pliée ou emboutie.
L'équipement selon l'invention peut comprendre une seconde paroi, opposée à ladite première paroi, la surface interne de cette seconde paroi définissant également au moins un canal de passage d'un flux d'air de ventilation dont la sortie débouche sur une surface externe de cette seconde paroi. Avantageusement, cette sortie est dépourvue de moyens de guidage et/ou de déviation du type précité, de sorte que la direction du flux d'air évacué par cette sortie soit sensiblement opposée à celle du flux d'air évacué par la sortie de la première paroi.
La présente invention concerne également une turbomachine, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un équipement tel que décrit ci-dessus. La turbomachine peut comprendre deux équipements de ce type, tels que deux ordinateurs EEC.
L'invention concerne également un kit de modification d'un équipement électronique de turbomachine, en vue d'améliorer sa ventilation, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de déviation et/ou de guidage d'un flux d'air, tels qu'au moins une tôle, destinés à être rapportés et fixés sur l'équipement, au niveau de la sortie d'un canal de passage d'un flux d'air de ventilation de l'équipement, de façon à ce qu'un flux d'air de ventilation circule sur une surface externe de l'équipement. Ce kit permet de modifier de façon simple et rapide un équipement électronique existant en vue d'améliorer sa ventilation, ce qui est plus économique que de remplacer l'équipement complet par un autre.
L'invention concerne encore un procédé de modification d'un équipement électronique de turbomachine, en vue d'améliorer sa ventilation, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à rapporter et fixer sur l'équipement des moyens de déviation et/ou de guidage d'un flux d'air, tels qu'au moins une tôle, sur l'équipement, au niveau de la sortie d'un canal de passage d'un flux d'air de ventilation de l'équipement, de façon à ce qu'un flux d'air de ventilation circule sur une surface externe de l'équipement.
L'invention concerne enfin un procédé de ventilation d'une nacelle de turbomachine, cette nacelle définissant un espace annulaire dans lequel sont montés des équipements dont un tel que décrit ci-dessus (du type comportant une première et une seconde paroi), caractérisé en ce qu'il consiste à ventiler une partie circonférentielle de l'espace annulaire avec le flux d'air évacué par la sortie de la première paroi et la partie circonférentielle restante de l'espace annulaire avec le flux d'air évacué par la sortie de la seconde paroi.
Ceci permet d'éviter la formation d'un tourbillon dans l'espace annulaire de la nacelle, cet espace annulaire comportant deux zones circonférentielles qui sont ventilées indépendamment l'une de l'autre et qui peuvent donc avoir des températures différentes. L'ordinateur EEC et d'autres équipements sensibles à la chaleur peuvent ainsi être logés dans une zone relativement froide différente de la zone plus chaude dans lequel est située la boîte d'engrenages AGB. L'invention permet ainsi de prévoir à l'avance les écoulements d'air de ventilation qui auront lieu dans la nacelle, ces écoulements d'air ne seront donc plus subis comme dans la technique antérieure.
DESCRIPTION DES FIGURES
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique partielle d'une turbomachine d'aéronef, cette turbomachine étant équipée d'un système de ventilation d'un ordinateur embarqué du type EEC, - la figure 2 est une vue schématique en perspective de l'ordinateur embarqué de la turbomachine de la figure 1 ,
- la figure 3 est une vue schématique en coupe de l'ordinateur embarqué de la figure 2, et représente la technique antérieure à l'invention,
- la figure 4 est une vue schématique en perspective et en coupe selon la ligne IV-IV de la figure 3,
- la figure 5 est une vue schématique en coupe d'un ordinateur embarqué selon l'invention,
- la figure 6 est une vue schématique partielle en coupe d'un ordinateur embarqué selon l'invention, et représente un premier mode de réalisation de l'invention,
- la figure 7 est une vue à plus grande échelle d'une partie de la figure 6,
- les figures 8 et 9 sont des vues correspondants à la figure 7 et représentant des variantes de réalisation de l'invention,
- la figure 10 est une vue très schématique en coupe transversale d'une nacelle de turbomachine selon l'art antérieur, et
- la figure 1 1 est une vue schématique en coupe transversale d'une nacelle de turbomachine selon l'invention.
DESCRIPTION DETAILLEE
On se réfère d'abord aux figures 1 à 4 qui représentent la technique antérieure à l'invention, la figure 1 représentant une turbomachine 10 d'aéronef, telle qu'un turboréacteur à double flux. Cette turbomachine comporte typiquement une nacelle 12 entourant un moteur (non visible) qui comprend d'amont en aval (de droite à gauche sur la figure 1 ), dans le sens d'écoulement des gaz dans la turbomachine, une soufflante, des étages de compression, une chambre de combustion, des étages de turbine et une tuyère d'éjection.
La nacelle 12 comprend à son extrémité amont une manche d'entrée d'air 14 et définit un espace annulaire entre une surface interne formée par un carter interne 16 et une surface externe formée par des capots 17. Des équipements et des modules électroniques, tels qu'un ordinateur 18 du type EEC {Electronic Engine Control) sont montés dans cet espace annulaire.
Le flux d'air contenu dans l'espace annulaire de la nacelle 12 est relativement chaud. L'ordinateur 18, qui comprend des cartes électroniques ayant une faible tenue thermique, doit donc être ventilé par un système 20 prélevant de l'air plus froid s'écoulant le long de la nacelle. L'air prélevé a une température comprise entre 0 et 55 °C environ quand la turbomachine est au sol.
Le système 20 comprend un conduit 22 d'amenée de l'air prélevé au boîtier 24 de l'ordinateur, qui comprend des canaux 26, 26' de passage de flux d'air de ventilation.
Le boîtier 24 de l'ordinateur comprend une ou plusieurs entrées numériques et une ou plusieurs sorties numériques. Il a une forme générale parallélépipédique et comprend une paroi supérieur 28 et une paroi de fond ou inférieure 29 (figure 4) qui recouvrent et définissent chacun une pluralité de canaux 26, 26'. Dans l'exemple représenté en figure 4, les canaux 26, 26' sont rectilignes et parallèles, et sont séparés les uns des autres par des ailettes rectilignes 33
Les entrées 30 des canaux 26, 26' sont reliées par un collecteur 31 au conduit 22 d'amenée d'air. Les sorties 32 des canaux 26 débouchent sur la surface externe (supérieure) 34 de la paroi 28, et les sorties des canaux 26' débouchent sur la surface externe (inférieure) de la paroi de fond 29, pour évacuer les flux d'air de ventilation vers l'extérieur du boîtier, dans l'espace annulaire de la nacelle 12.
Les canaux 26 peuvent avoir une sortie d'air commune se présentant sous forme d'une fente de forme allongée, comme représenté aux figures 2 et 4. Le flux d'air sortant des canaux 26 a une température qui n'est en général pas supérieure à 90 °C, alors que le flux d'air contenu dans l'espace annulaire peut avoir une température supérieure à 100°C.
Comme cela est visible en figure 3, le flux d'air qui sort du boîtier
(flèche 35) se mélange à l'air 36 de l'espace annulaire. Par ailleurs, l'air 36 de l'espace annulaire transfère par convection (flèche 38) de la chaleur à la paroi 28, qui a tendance à réchauffer le flux d'air de ventilation s'écoulant dans les canaux 26.
L'invention, dont le principe général est représenté en figure 5, propose de dévier et/ou guider au moins une partie du flux d'air sortant du boîtier (flèche 35') afin qu'un flux d'air circule sur la surface externe 34 de la paroi 28 (flèche 40). Ce flux d'air 40 est ainsi réutilisé pour ventiler l'ordinateur 18 par l'extérieur, en autorisant les échanges de chaleur par convection (flèche 38') avec la paroi 28. Le flux d'air 40 protège ainsi la paroi 28 du flux d'air 36 par « effet d'écran ».
Cela est rendu possible par des moyens de déviation et/ou de guidage d'au moins une partie du flux d'air sortant des canaux 26, ces moyens comportant un ou deux organes rapportés et fixés sur la paroi 28 et/ou le boîtier 24, dans les exemples de réalisation de l'invention décrits dans ce qui suit.
Dans le mode de réalisation représenté aux figures 5 à 7, la sortie 32 des canaux 26 se présente également sous forme d'une fente de forme rectiligne allongée. Une tôle 50 de déviation et de guidage est ici rapportée et fixée sur la paroi 28, par exemple par collage, brasage ou soudage.
La tôle 50 a une forme générale allongée et s'étend le long de la sortie 32. Elle a une longueur au moins égale à celle de la sortie 32. De plus, elle a une largeur ou dimension transversale supérieure à celle de la sortie et la recouvre complètement tout en autorisant l'évacuation du flux d'air de ventilation entre la tôle et la paroi.
La tôle 50 a en section une forme coudée et comprend deux parties longitudinales 52, 54 adjacentes inclinées l'une par rapport à l'autre. Une première partie longitudinale 52 a un bord longitudinal 56 relié à un bord longitudinal de la sortie 32, et s'étend vers l'extérieur du boîtier 24 en étant inclinée par rapport au plan P de la paroi. Comme cela est visible en figure 7, la partie 52 de la tôle est inclinée d'un angle a compris entre 30 et 60°, et par exemple de 45 °, par rapport au plan P. Cette première partie 52 recouvre une partie de la largeur ou dimension transversale de la sortie 32.
Le bord longitudinal 58 opposé de la première partie 52 est relié à l'un des bords longitudinaux de la deuxième partie 54 de la tôle qui, elle, s'étend parallèlement au plan P et a une largeur I ou dimension transversale telle que sa partie longitudinale libre recouvre à distance h la paroi 28 et définit avec ce dernier une sortie d'un flux d'air de ventilation orientée parallèlement au plan P (flèche 40). La hauteur ou distance h est de préférence sensiblement égale à celle h' des canaux 26. Pour que la tôle 50 recouvre cette sortie 32, il faut ici que la largeur I de la partie 54 soit telle que : I + h/tangente(cc) > S, S étant la largeur de la sortie.
La variante de réalisation de la figure 8 diffère du mode de réalisation décrit dans ce qui précède essentiellement en ce que la tôle 50' comprend uniquement une partie 52, et donc pas de partie 54. Du fait de l'absence de la partie 54, le flux d'air sortant des canaux 26 (flèche 40') a une orientation qui dépend de l'angle a d'inclinaison de la partie 52 par rapport au plan P, cet angle étant ici de l'ordre de 45 °.
Dans la variante de réalisation de l'invention représentée en figure 9, deux organes 60, 62 sont rapportés et fixés dans la sortie des canaux 26.
Le premier organe est une tôle 60 qui a une forme allongée rectiligne et dont un bord longitudinal 64 est relié à un bord longitudinal de la sortie 32, cette tôle 60 étant inclinée par rapport au plan P de la paroi 28 et s'étendant vers l'intérieur de la sortie 32 des canaux 26. La tôle 60 a une longueur inférieure ou égale à celle de la sortie 32 et a une largeur ou dimension transversale inférieure à celle de la sortie. La tôle 60 a par exemple une largeur comprise entre 1 /4 et 1 /3 de celle de la sortie. Par ailleurs, la hauteur h" de la tôle 60 est comprise entre 1 /3 et 1 /2 de celle des canaux 26. Comme cela est visible dans le dessin, du fait que la tôle 60 s'étend vers l'intérieur de la sortie, elle réduit légèrement la section de sortie des canaux 26 et permet donc d'accélérer le flux d'air en sortie de ceux-ci. La tôle 60 est inclinée d'un angle a compris entre 30 et 60 °, et par exemple de 45°, par rapport au plan P. La surface externe de la tôle 60 définit une surface de guidage du flux d'air sortant des canaux 26.
Le second organe est une barre 62 allongée à section de forme triangulaire. Cette barre 62 est fixée par l'un 66 de ses côtés sur la paroi 28 ou sur le boîtier, le long de la sortie 32, de sorte qu'un autre 68 des côtés de la barre forme une surface de guidage du flux d'air sortant des canaux 26, qui soit sensiblement parallèle à la tôle 60. La barre 62 a une longueur inférieure ou égale à celle de la sortie 32, une largeur ou dimension transversale comprise entre 1 /4 et 1/3 de celle de la sortie 32, et une hauteur H comprise entre 1 /2 et 2/3 de celle des canaux 26.
Comme dans l'exemple de réalisation de la figure 8, le flux d'air sortant des canaux 26 (flèche 40") a une orientation qui dépend de l'angle a d'inclinaison des surfaces de guidage de la tôle 60 et de la barre 62 par rapport au plan P, cet angle étant ici de l'ordre de 45°.
Chacune des figures 10 et 1 1 représente de manière schématique une vue en coupe transversale d'une nacelle de turbomachine. Comme expliqué dans ce qui précède, cette nacelle définit un espace annulaire interne dans lequel sont montés plusieurs équipements. Les références 70, 72, 74 et 76 désignent respectivement des échangeurs, une boîte d'engrenages AGB, un boîtier d'acquisition des pressions (PSS), et des ventilateurs raccordés à deux ordinateurs EEC 18, ces ventilateurs étant destinés à aspirer de l'air s'écoulant à l'extérieur de la nacelle dans le conduit 22 précité. La référence 78 désigne le pylône de la turbomachine et enfin la référence 80 désigne une grille d'évacuation d'air de l'espace interne de la nacelle.
La figure 10 représente l'art antérieur à la présente invention. On constate que les flux d'air 82 sortant des canaux de ventilation définis par la paroi 28 et la paroi de fond 29 de chaque ordinateur 18 sont orientés sensiblement dans une même direction tangentielle, ce qui génère un tourbillon 84 dans l'espace annulaire, qui apporte de la chaleur provenant de la boîte d'engrenages AGB 72 et des échangeurs 70, aux ventilateurs 76 et au boîtier PSS 74.
Comme cela est représenté en figure 1 1 , l'invention permet de remédier à ce problème grâce au fait que les flux d'air 82', 82" sortant des canaux de ventilation définis par la paroi 28 et la paroi de fond 29 de chaque ordinateur 18 sont maintenant orientés dans des directions tangentielles sensiblement opposées. Ceci est rendu possible par le fait que des moyens de déviation et/ou de guidage d'un flux d'air tels que décrit dans ce qui précède sont montés à la sortie des canaux de passage d'un flux d'air de ventilation de l'une des faces seulement de chaque ordinateur 18. Dans l'exemple représenté, la sortie des canaux définis par la paroi de fond (paroi radialement interne) de chaque ordinateur n'est pas modifiée, le flux d'air sortant des canaux définis par la paroi de chaque ordinateur étant dévié et/ou guidé, comme décrit dans ce qui précède. Les flux d'air 82' sortant des canaux définis par la paroi de fond de chaque ordinateur 18 circulent dans une partie circonférentielle de la nacelle pour ventiler le boîtier PSS 74, puis sont évacués par la grille 80. Les flux d'air 82" sortant des canaux définis par la paroi de chaque ordinateur 18 circulent dans le reste de la nacelle pour ventiler d'abord le ventilateur 76 puis passer autour des échangeurs 70 et de la boîte d'engrenages 72 avant d'être évacués par la grille 80. L'espace annulaire de la nacelle comprend donc deux zones, une relativement froide dans laquelle sont situés les ordinateurs EEC 18 et une relativement chaude dans laquelle est située la boîte d'engrenages 72.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Equipement électronique (18) de turbomachine (10), comportant une première paroi (28) dont la surface interne définit au moins un canal (26) de passage d'un flux d'air de ventilation dont la sortie (32) débouche sur une surface externe (34) de la paroi en vue de l'évacuation du flux d'air de ventilation vers l'extérieur de l'équipement, caractérisé en ce qu'il comprend, au niveau de cette sortie, des moyens (50, 50', 60, 62) de déviation et/ou de guidage d'au moins une partie du flux d'air évacué, sur au moins une partie de ladite surface externe de la paroi.
2. Equipement selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'équipement est un ordinateur embarqué du type EEC et comprend un boîtier (24) comportant des cartes électroniques, ladite paroi (28) recouvrant le boîtier.
3. Equipement selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les moyens de déviation et/ou de guidage comprennent au moins un organe (50, 50', 60, 62) rapporté et fixé sur l'équipement.
4. Equipement selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite sortie (32) du canal (26) est formée par une fente, les moyens de déviation et/ou de guidage comportant au moins une tôle (50, 50', 60) qui s'étend le long de la fente et la recouvre au moins en partie.
5. Equipement selon la revendication 4, caractérisé en ce que la tôle (50, 50', 60) est au moins en partie inclinée par rapport au plan (P) de la paroi (28), d'un angle (a) compris par exemple entre 30 et 60°.
6. Equipement selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce que la tôle (50) comprend une partie (54) parallèle au plan (P) de la paroi (28).
7. Equipement selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une seconde paroi (29), opposée à ladite première paroi (28), la surface interne de cette seconde paroi définissant également au moins un canal (26') de passage d'un flux d'air de ventilation dont la sortie débouche sur une surface externe de cette seconde paroi et est dépourvue de moyens de guidage et/ou de déviation du type précité, de sorte que la direction du flux d'air (82') évacué par cette sortie soit sensiblement opposée à celle du flux d'air (82") évacué par la sortie de la première paroi.
8. Turbomachine (10), caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un équipement selon l'une des revendications précédentes.
9. Kit de modification d'un équipement électronique (18) de turbomachine (10), en vue d'améliorer sa ventilation, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de déviation et/ou de guidage d'un flux d'air, tels qu'au moins une tôle (50, 50', 60), destinés à être rapportés et fixés sur l'équipement, au niveau de la sortie (32) d'un canal (26) de passage d'un flux d'air de ventilation de l'équipement, de façon à ce qu'un flux d'air de ventilation circule sur une surface externe (34) de l'équipement.
10. Procédé de ventilation d'une nacelle (12) de turbomachine (10), cette nacelle définissant un espace annulaire dans lequel sont montés des équipements dont au moins un selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il consiste à ventiler une partie circonférentielle de l'espace annulaire avec le flux d'air évacué par la sortie de la première paroi et la partie circonférentielle restante de l'espace annulaire avec le flux d'air évacué par la sortie de la seconde paroi.
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2587669A (en) * 2019-10-02 2021-04-07 Advanced Mobility Res And Development Ltd Systems and methods for aircraft
US11512640B2 (en) * 2020-02-12 2022-11-29 General Electric Company Gas turbine module ventilation system having a controllable baffle vane

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2879564A1 (fr) * 2004-12-20 2006-06-23 Airbus France Sas Agencement d'entree d'air de ventilation a element d'obturation mobile
US20090175718A1 (en) * 2007-12-31 2009-07-09 Carlos Diaz System and method for passive cooling of gas turbine engine control components
US20110186263A1 (en) * 2008-07-31 2011-08-04 Airbus Operations Gmbh Heat exchanger for the outer skin of an aircraft
FR2960912A1 (fr) * 2010-06-08 2011-12-09 Snecma Dispositif de protection d'un calculateur de turbo-machine d'aeronef en cas de feu

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3792584A (en) * 1972-02-16 1974-02-19 Boeing Co Increased or variable bypass ratio engines
US4156344A (en) * 1976-12-27 1979-05-29 The Boeing Company Inlet guide vane bleed system
US4674704A (en) * 1985-12-03 1987-06-23 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Direct air cooling system for airborne electronics
US6914779B2 (en) * 2002-02-15 2005-07-05 Microsoft Corporation Controlling thermal, acoustic, and/or electromagnetic properties of a computing device
JP2004071615A (ja) * 2002-08-01 2004-03-04 Elpida Memory Inc 保護カバー、及び保護カバー付き半導体装置
US7448219B2 (en) * 2004-06-21 2008-11-11 Boeing Co Hingeless flapper valve for flow control
US7307840B2 (en) * 2005-10-14 2007-12-11 Smiths Aerospace Llc Cross-flow redundant air cooling method for high reliability electronics
WO2009118245A1 (fr) * 2008-03-28 2009-10-01 Alstom Technology Ltd Aube directrice pour turbine à gaz et turbine à gaz dotée d'une aube directrice de ce type

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2879564A1 (fr) * 2004-12-20 2006-06-23 Airbus France Sas Agencement d'entree d'air de ventilation a element d'obturation mobile
US20090175718A1 (en) * 2007-12-31 2009-07-09 Carlos Diaz System and method for passive cooling of gas turbine engine control components
US20110186263A1 (en) * 2008-07-31 2011-08-04 Airbus Operations Gmbh Heat exchanger for the outer skin of an aircraft
FR2960912A1 (fr) * 2010-06-08 2011-12-09 Snecma Dispositif de protection d'un calculateur de turbo-machine d'aeronef en cas de feu

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