WO2015015129A1 - Circuit carburant d'un moteur d'aéronef à vanne de retour de carburant commandée par un différentiel de pression d'une pompe basse pression du système carburant - Google Patents

Circuit carburant d'un moteur d'aéronef à vanne de retour de carburant commandée par un différentiel de pression d'une pompe basse pression du système carburant Download PDF

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WO
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fuel
engine
aircraft
pressure pump
low pressure
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PCT/FR2014/052003
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Nicolas GOMES
Lauranne MOTTET
Antoine Veyrat-Masson
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Snecma
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    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines

Definitions

  • the invention relates to the general field of fuel circuit architectures of aircraft engines fuel return (in English, "Motive Flow”) stung on a fuel system engine. STATE OF THE ART
  • FIG. 1 illustrates a typical fuel architecture of an aircraft engine.
  • an electric pump 1 called an aircraft pump
  • embedded in a fuel tank 10 makes it possible to send fuel into a motor fuel system 20 of the aircraft via a supply pipe 1 .
  • the engine fuel system 20 makes it possible to produce hydraulic power and to supply fuel to the engine of an aircraft (not represented) as well as vanes with variable geometry (not shown).
  • This aircraft pump needs to be powered electrically.
  • a jet pump 12 operating according to the venturi effect is also embedded in the tank 10 and allows to take over from the aircraft pump under certain conditions.
  • This jet pump 12 needs a hydraulic power source which is in known manner provided by a fuel return pipe 2 stitched on the engine fuel system 20.
  • This return pipe 2 makes it possible to send into the fuel tank 10, pressurized fuel taken from the engine fuel system 20.
  • a valve 30 of fuel return (in English, “Motive Flow Valve”) can be positioned along the return pipe 2 to obstruct it, under certain conditions depending on the design and system performance fuel and in particular according to the N2 engine rotation regime of the aircraft.
  • Document FR 2 619 417 already discloses a fuel system of an aircraft engine comprising a fuel tank, a fuel-engine system equipped with a low-pressure pump connected to the fuel tank and a high-pressure pump. pressure connected to the low pressure pump.
  • the fuel system further comprises a mixing device comprising on the one hand a mixing valve and on the other hand a return valve.
  • the mixing valve switches between an open position and a closed position, depending on the pressure difference between a first and a second chamber both fed with a hot fuel flow taken downstream of the high pressure pump.
  • the mixing valve further comprises a constant volume central chamber allowing a flow of cold fuel taken downstream of the low pressure pump and a flow of hot fuel taken downstream of the high pressure pump to mix and be sent to the fuel tank, when the mixing valve is in the open position.
  • the return valve switches between an open position and a closed position, depending on the opening and closing of a solenoid valve allowing, when it is open, to inject a flow of fuel taken downstream of the high pump. pressure in a first chamber and to drain a second chamber so that the return valve opens, and when closed, to cause a fuel leak from the first chamber to the second chamber of so that the valve closes thus blocking the passage of a flow of warm fuel from the mixing valve to the fuel tank.
  • the mixing valve and the return valve are controlled according to the pressure of the fuel flow downstream of the high pressure pump.
  • Such a fuel circuit therefore does not allow to control the mixing device according to the rotational speed of the engine.
  • the fuel return valve 30 must be closed when stopping the engine and open at speeds greater than or equal to a predetermined speed.
  • valve malfunctions and remains locked in the open position so that it allows fuel from the engine fuel system 20 to be delivered to the fuel tank 10 when it should not. This causes engine performance degradation since the operation of the fuel system is disrupted by the flow of fuel taken to be sent into the fuel tank.
  • the invention proposes a fuel system of an engine of an aircraft comprising:
  • an engine fuel system comprising:
  • a low pressure pump connected to the fuel tank, the low pressure pump being adapted to enhance a pressure of a low pressure fuel flow from the fuel tank of a variable pressure differential;
  • a high pressure pump connected to the low pressure pump adapted to convert the low pressure fuel flow into a high pressure fuel stream;
  • a fuel return line connected to the engine fuel system, said line being able to bring high pressure flow into the fuel tank;
  • a fuel return valve arranged to switch between an open position and a closed position, as a function of the pressure differential of the low pressure pump, said valve being able to obstruct, in the closed position, the fuel return pipe and to communicating, in the open position, the fuel return line with the fuel tank.
  • the fuel return valve switches from the closed position to the open position as a function of a setting threshold of a spring of said valve
  • actuation pipe connected on the one hand upstream of the low-pressure pump and on the other hand downstream of the low-pressure pump, the fuel-return valve being arranged in the said actuating pipe and is arranged to switch between the open and closed position as a function of the pressure differential prevailing in said actuating pipe;
  • the high pressure pump is a positive displacement pump.
  • the invention also proposes an aircraft comprising a motor fueled by a fuel circuit according to the first aspect of the invention.
  • the actuation of the fuel return valve is passive, the opening and / or the closing of the valve are controlled according to pressures (on both sides of the low pressure pump) of the fuel flow.
  • the invention further proposes, according to a second aspect, a fuel circuit of an engine of an aircraft, the fuel circuit comprising
  • a motor fuel system connected to the fuel tank, said engine fuel system being adapted to deliver a flow of fuel to the engine according to a speed of said engine;
  • a fuel return valve arranged to switch between an open position and a closed position, said valve being able to obstruct, in the closed position, the fuel return pipe and to communicate, in the open position, the fuel return pipe with the fuel tank;
  • a computer configured to implement the following steps: starting the engine of the aircraft so as to increase the engine speed from a zero speed to a minimum idle speed NO; and during the increase of said engine speed:
  • the computer is further configured to implement a step of determining a variation of the temperature of the fuel flow for a engine speed Ni ⁇ 35% N 2 and if the determined variation is constant, a step of detecting a failure of the fuel return valve, the failure being an open locked position;
  • the computer is further configured to implement a step of determining a variation of the fuel flow temperature for a Ni ⁇ 35% N2 engine speed and if the determined variation is constant and if the temperature change enter
  • N2 35% N2 and 50% N2 is without a point of inflection, a step of detecting a failure of the fuel return valve, the fault being an open locked position;
  • the measurement of the temperature Ti of the fuel flow coming from the fuel tank is carried out by means of a temperature sensor arranged along a pipe connecting the fuel tank to the engine fuel system.
  • the invention also proposes an aircraft comprising a motor fueled by a fuel circuit according to the second aspect of the invention.
  • the detection of the failure of the fuel return valve does not require putting a dedicated position sensor on the valve.
  • the inventors have established that the temperature of the fuel flow from the fuel tank is a sufficiently robust parameter to the impact of the opening of the fuel return valve in order not to have the risk of lifting faults that do not exist.
  • the first aspect and the second aspect of the invention may advantageously be combined.
  • FIG. 2 illustrates an operation of a fuel circuit according to a first aspect of the invention in a closed position of a fuel return valve
  • FIG. 3 illustrates an operation of a fuel circuit according to the first aspect of the invention in an open position of a fuel return valve
  • FIG. 4 illustrates an architecture of a fuel circuit according to a second aspect of the invention
  • FIG. 5 schematically illustrates steps of a method according to the second aspect of the invention
  • FIG. 6 illustrates an evolution of a temperature of a fuel flow coming from a fuel tank of a fuel circuit according to the second aspect of the invention as a function of a engine speed powered by the fuel circuit according to FIG. 'invention.
  • Figures 2 and 3 illustrate an operation of the fuel system according to a first aspect of the invention in two positions of the fuel return valve.
  • the fuel system 20 ' comprises a low pressure pump 21' able to increase the pressure of the fuel flow from the tank 10 'of a differential pressure differential ⁇ .
  • the low pressure pump 21 ' is connected to the tank 10' of fuel by the supply line 1 '.
  • the low-pressure pump 21 ' is followed directly downstream by a high-pressure pump 22' capable of raising the pressure of the fuel flow from the low-pressure pump 21 'so as to have at the outlet of this high-pressure pump a flow of fuel high pressure.
  • the high pressure pump 22 ' is connected to the low pressure pump 21' via a pipe 1 a '.
  • the high pressure pump 22 ' is a positive displacement pump.
  • the flow of fuel from the high pressure pump is then directed on the one hand towards the engine (not shown) and on the other hand towards the vanes with variable geometry (not shown) via ducts 3a ', 3b' respectively.
  • the fuel system comprises other known components such as filters, heat exchangers, flow controllers, etc. the description of which is not necessary here for the understanding of the invention.
  • the fuel circuit also comprises a fuel return valve 30 'disposed in an actuating pipe 4' whose first end 4a 'is connected upstream of the low-pressure pump 21' and a second end 4b 'of which is connected downstream. of the low pressure pump 21 '.
  • the fuel return valve 30 ' is arranged to switch between a closed position (see FIG. 2) and an open position (see FIG. 3) as a function of the pressure differential prevailing between the first and second ends 4a', 4b 'of the actuating pipe 4 '.
  • valve 30 In the open position, the valve 30 'makes it possible to put the fuel return line 2' in communication with the fuel tank 10 'so that high pressure flow is sent into the jet pump of the fuel tank 10'. In the closed position, the valve 30 'obstructs the fuel return line.
  • N2 engine rotation regimes These speeds can be defined by a rotation speed range N2 of the engine of the aircraft, for example greater than 50% and strictly less than 50%.
  • the actuation of the fuel return valve 30 ' is a hydraulic and non-electric device and therefore does not require any auxiliary arrangement to actuate it. It is a passive device.
  • an architecture of a fuel circuit according to a second aspect of the invention comprises, in addition to the elements described with reference to FIG. 1, a temperature sensor 400 (in English, “Engine Fuel Temperature”, (EFT) arranged along the pipe 1 "connecting the fuel tank 10" to the fuel system 20. "Such a temperature sensor 400 makes it possible to ascertain the temperature of the fuel flow sent into the fuel system 20 ". In addition, such a sensor is conventionally connected to an alarm generation device (not shown) to raise an alarm if engine input temperature conditions are outside the specified range (not described).
  • EFT Engine Fuel Temperature
  • the fuel system 20 "makes it possible to feed a motor 60 via the pipe 3b" and makes it possible to provide a hydraulic force to move the various jacks kinematically connected to variable-geometry vanes and to in addition to the excess air evacuation doors downstream of the low pressure compressor (not shown) via line 3a ".
  • the fuel tank 10 “comprises a flow of fuel at a first temperature and the fuel system 20" is adapted to deliver a fuel flow according to a speed of said engine at a second temperature higher than the first temperature.
  • the fuel circuit of Figure 4 further comprises a computer 50 which is configured to implement a method of detecting a failure of the fuel return valve 30 "described hereinafter.
  • the method of detecting the fuel return valve 30 "according to the second aspect of the invention consists in observing the temperature of the fuel flow at the inlet of the fuel system 20" during the starting of the engine of the aircraft.
  • a method for detecting a failure of the fuel return valve 30 "comprises a starting step E0 of the engine of the aircraft during which the speed changes from a zero speed to a minimum idling speed. N0 (approximately 50% of the maximum N2 regime) During this start-up phase, the method comprises a measurement E1 for several values of the engine speed Ni of the temperature Ti of the corresponding fuel flow.
  • the measurement of the engine speed is, in this case, carried out by means of a speed sensor 200 of the engine fuel system 20 ".
  • the method makes it possible to obtain a variation of the temperature T of the fuel flow at the inlet of the fuel system 20 "as a function of the engine speed N2.
  • the method comprises a step E2 for determining a variation of the fuel flow temperature for an engine speed below 35% N2.
  • the method comprises a step E3 of detecting a failure of the fuel return valve 30 ", the fault being in the open locked position.
  • the E3 failure is detected if the change in temperature does not include a point of inflection in the range of the engine speed 35% N2 and 50% N2. This makes it possible to have a more robust fault detection.
  • the fuel return valve 30 is controlled to open for an engine speed between 35 and 50% N2 when starting the engine and be closed outside this range.
  • the fuel flow at the outlet of the fuel tank 10 is therefore a mixture between a flow at the temperature of the fuel tank and a flow at a higher temperature, since coming from the fuel system because heated within the fuel system by the fuel system. intermediate of a heat exchanger (not shown) and the fuel pump (not shown). As a result, the fuel flow fed into the fuel system 20 "increases its temperature when opening the fuel return valve 30".
  • FIG. 6 illustrates the evolution of temperature T (in degrees
  • the first and second aspects of the invention may advantageously be combined.
  • the method of detecting failure of a fuel return valve according to the second aspect of the invention can be applied to a fuel return valve 30 'according to the first aspect of the invention, and the engine fuel circuit according to the second aspect of the invention may comprise a fuel return valve 30 'according to the first aspect of the invention.

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Abstract

L'invention concerne un circuit carburant d'un moteur d'un aéronef comprenantun réservoir de carburant (10); un système carburant moteur (20) comprenant une pompe basse pression (21) et une pompe haute pression (22), une canalisation (2) de retour de carburant connectée au système carburant moteur (20); une vanne (30) de retour carburant agencée pour commuter entre une position ouverte et une position fermée, en fonction du différentiel de pression de la pompe basse pression (21), ladite vanne étant apte à obstruer, en position fermée, la canalisation de retour de carburant (2) et à mettre en communication, en position ouverte, la canalisation de retour de carburant avec le réservoir de carburant (10).

Description

Circuit carburant d'un moteur d'aéronef à vanne de retour de carburant commandée par un différentiel de pression d'une pompe basse pression du système carburant DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
L'invention concerne le domaine général des architectures de circuit carburant des moteurs d'aéronef à retour de carburant (en anglais, « Motive Flow ») piqué sur un système carburant moteur. ETAT DE LA TECHNIQUE
La figure 1 illustre une architecture carburant classique d'un moteur d'aéronef. Dans une telle architecture, une pompe 1 1 électrique, dite pompe avion, noyée dans un réservoir 10 de carburant permet d'envoyer du carburant dans un système carburant moteur 20 de l'aéronef par l'intermédiaire d'une canalisation d'alimentation 1 .
Le système carburant moteur 20 permet de produire de l'énergie hydraulique et d'alimenter en carburant le moteur d'un aéronef (non représenté) ainsi que des aubes à géométrie variable (non représentées).
Cette pompe avion nécessite d'être alimentée de manière électrique. Pour éviter d'avoir recours systématiquement à cette pompe avion, une pompe à jet 12 fonctionnant selon l'effet venturi est également noyée dans le réservoir 10 et permet de prendre le relais de la pompe avion sous certaines conditions.
Cette pompe à jet 12 a besoin d'une source de puissance hydraulique qui est de manière connue fournie par une canalisation de retour 2 de carburant piquée sur le système carburant moteur 20.
Cette canalisation de retour 2 permet d'envoyer dans le réservoir de carburant 10, du carburant sous pression prélevé dans le système carburant moteur 20.
II n'est toutefois pas souhaitable que du carburant sous pression soit arbitrairement envoyé dans le réservoir 10 pour alimenter la pompe à jet 12. Pour ce faire, une vanne 30 de retour de carburant (en anglais, « Motive Flow Valve ») peut être positionnée le long de la canalisation de retour 2 afin de l'obstruer, sous certaines conditions dépendantes de la conception et des performances du système carburant et en particulier en fonction du régime N2 de rotation du moteur de l'aéronef.
On connaît déjà, par le document FR 2 619 417, un circuit carburant d'un moteur d'aéronef comprenant un réservoir de carburant, un système carburant moteur muni d'une pompe basse pression connectée au réservoir de carburant et d'une pompe haute pression connectée à la pompe basse pression. Le circuit carburant comprend en outre un dispositif mélangeur comprenant d'une part, une vanne mélangeuse et d'autre part un clapet de retour.
La vanne mélangeuse commute entre une position ouverte et une position fermée, en fonction de la différence de pression entre une première et une deuxième chambre toutes deux alimentées d'un flux de carburant chaud prélevé en aval de la pompe haute pression. La vanne mélangeuse comprend en outre une chambre centrale à volume constant permettant à un flux de carburant froid prélevé en aval de la pompe basse pression et à un flux de carburant chaud prélevé en aval de la pompe haute pression de se mélanger et d'être envoyés vers le réservoir de carburant, lorsque la vanne mélangeuse est en position ouverte.
Le clapet de retour commute entre une position ouverte et une position fermée, en fonction de l'ouverture et de la fermeture d'un électrorobinet permettant, lorsqu'il est ouvert, d'injecter un flux de carburant prélevé en aval de la pompe haute pression dans une première chambre et d'entraîner une vidange d'une deuxième chambre de sorte que le clapet de retour s'ouvre, et lorsqu'il est fermé, d'entraîner une fuite de carburant de la première chambre vers la deuxième chambre de sorte que le clapet se ferme bloquant ainsi le passage d'un flux de carburant tiède provenant de la vanne mélangeuse vers le réservoir de carburant. Dans un tel circuit carburant, la vanne mélangeuse et le clapet de retour sont donc pilotés en fonction de la pression du flux de carburant en aval de la pompe haute pression.
Un tel circuit de carburant ne permet donc pas de piloter le dispositif de mélange en fonction du régime de rotation du moteur.
Il existe donc un besoin de piloter une vanne de retour de carburant sous conditions de régime du système carburant.
Par ailleurs, la vanne de retour carburant 30 doit être fermée lors de l'arrêt du moteur et ouverte à des régimes supérieurs ou égaux à un régime prédéterminé.
Or, il arrive parfois que la vanne présente un dysfonctionnement et reste bloquée en position ouverte de sorte qu'elle laisse envoyer du carburant issu du système carburant moteur 20 dans le réservoir de carburant 10 alors qu'elle ne devrait pas. Ceci engendre des dégradations de performances du moteur puisque le fonctionnement du système carburant est perturbé par le flux de carburant prélevé pour être envoyé dans le réservoir de carburant.
Il existe donc également un besoin de détecter une panne d'une telle vanne de retour de carburant 30.
PRESENTATION DE L'INVENTION
L'invention propose selon un premier aspect un circuit carburant d'un moteur d'un aéronef comprenant :
un réservoir de carburant ;
un système carburant moteur comprenant :
une pompe basse pression connectée au réservoir de carburant, la pompe basse pression étant apte à rehausser une pression d'un flux de carburant basse pression issu du réservoir de carburant d'un différentiel de pression variable ; une pompe haute pression connectée à la pompe basse pression apte à convertir le flux de carburant basse pression en un flux de carburant haute pression ;
une canalisation de retour de carburant connectée au système carburant moteur, lad ite canalisation étant apte à amener du flux haute pression dans le réservoir de carburant ;
une vanne de retour carburant agencée pour commuter entre une position ouverte et une position fermée, en fonction du différentiel de pression de la pompe basse pression, ladite vanne étant apte à obstruer, en position fermée, la canalisation de retour de carburant et à mettre en communication, en position ouverte, la canalisation de retour de carburant avec le réservoir de carburant.
L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
- la vanne de retour de carburant commute de la position fermée à la position ouverte en fonction d'un seuil de tarage d'un ressort de ladite vanne ;
- il comprend une canalisation d'actionnement connectée d'une part en amont de la pompe basse pression et d'autre part en aval de la pompe basse pression, la vanne de retour de carburant étant disposée dans ladite canalisation d'actionnement et est agencée pour commuter entre la position ouverte et fermée en fonction du différentiel de pression régnant dans ladite canalisation d'actionnement ;
- la pompe haute pression est une pompe volumétrique.
L'invention propose également un aéronef comprenant un moteur alimenté en carburant par un circuit carburant selon le premier aspect de l'invention .
L'actionnement de la vanne de retour de carburant est passif, l'ouverture et/ou la fermeture de la vanne sont commandées en fonction de pressions (de part et d'autre de la pompe basse pression) du flux de carburant.
Ainsi il n'est pas nécessaire de mettre en place une voie dédiée qui permettrait de piloter la vanne et éventuellement une seconde voie dédiée qui permettre d'acquérir le régime N2 et qui augmenterait la complexité et le coût du circuit carburant.
L'invention propose en outre selon un deuxième aspect un circuit carburant d'un moteur d'un aéronef, le circuit carburant comportant
un réservoir de carburant ;
un système carburant moteur connecté au réservoir de carburant, ledit système carburant moteur étant apte à délivrer un flux de carburant au moteur en fonction d'un régime dudit moteur ;
une canalisation de retour de carburant connectée entre le système carburant moteur et le réservoir de carburant ;
une vanne de retour carburant agencée pour commuter entre une position ouverte et une position fermée, ladite vanne étant apte à obstruer, en position fermée, la canalisation de retour de carburant et à mettre en communication, en position ouverte, la canalisation de retour de carburant avec le réservoir de carburant ;
un calculateur configuré pour mettre en œuvre les étapes suivantes : démarrage du moteur de l'aéronef de manière à augmenter un régime moteur d'un régime nul à un régime de ralenti minimum NO ; et au cours de l'augmentation dudit régime moteur :
mesure, pour plusieurs valeurs du régime moteur Ni, d'une température Ti correspondante du flux de carburant issu du réservoir de carburant.
L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
- le régime de ralenti minimum N0 est au moins égal à 50%N2 ; - le calculateur est en outre configuré pour mettre en œuvre une étape de détermination d'une variation de la température du flux de carburant pour un régime moteur Ni<35%N2 et si la variation déterminée est constante, une étape de détection d'une panne de la vanne de retour de carburant, la panne étant une position bloquée ouverte ;
- le calculateur est en outre configuré pour mettre en œuvre une étape de détermination d'une variation de la température du flux de carburant pour un régime moteur Ni<35%N2 et si la variation déterminée est constante et si l'évolution de la température entre
35%N2 et 50%N2 est sans point d'inflexion, une étape de détection d'une panne de la vanne de retour de carburant, la panne étant une position bloquée ouverte ;
- la mesure de la température Ti du flux de carburant issu du réservoir de carburant est effectuée au moyen d'un capteur de température disposé le long d'une canalisation reliant le réservoir de carburant au système carburant moteur.
L'invention propose également un aéronef comprenant un moteur alimenté en carburant par un circuit carburant selon le deuxième aspect de l'invention.
Grâce à l'invention selon son deuxième aspect, la détection de la panne de la vanne de retour de carburant ne nécessite pas de mettre un capteur de position dédié sur la vanne.
En effet, les inventeurs ont établi que la température du flux de carburant issu du réservoir de carburant est un paramètre suffisamment robuste à l'impact de l'ouverture de la vanne de retour de carburant afin de ne pas avoir le risque de lever des pannes qui n'existent pas.
Le premier aspect et le deuxième aspect de l'invention peuvent avantageusement être combinés. PRESENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels, outre la figure 1 déjà discutée,
- la figure 2 illustre un fonctionnement d'un circuit carburant selon un premier aspect de l'invention dans une position fermée d'une vanne de retour de carburant ;
- la figure 3 illustre un fonctionnement d'un circuit carburant selon le premier aspect de l'invention dans une position ouverte d'une vanne de retour de carburant ;
- la figure 4 illustre une architecture d'un circuit carburant selon un deuxième aspect de l'invention ;
- la figure 5 illustre schématiquement des étapes d'un procédé selon le deuxième aspect de l'invention ;
- la figure 6 illustre une évolution d'une température d'un flux de carburant issu d'un réservoir carburant d'un circuit carburant selon le deuxième aspect de l'invention en fonction d'un régime moteur alimenté par le circuit carburant selon l'invention.
Sur l'ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Les figures 2 et 3 illustrent un fonctionnement du circuit carburant selon un premier aspect de l'invention dans deux postions de la vanne de retour carburant.
Le système carburant 20' comprend une pompe basse pression 21 ' apte à rehausser la pression du flux de carburant issu du réservoir 10' d'un différentiel de pression variable ΔΡ. La pompe basse pression 21 ' est connectée au réservoir 10' de carburant par la canalisation d'alimentation 1 '. La pompe basse pression 21 ' est suivie directement en aval par une pompe haute pression 22' apte à rehausser la pression du flux de carburant issu de la pompe basse pression 21 ' afin d'avoir en sortie de cette pompe haute pression un flux de carburant haute pression. La pompe haute pression 22' est connectée à la pompe basse pression 21 ' par l'intermédiaire d'une canalisation 1 a'. De manière avantageuse, la pompe haute pression 22' est une pompe volumétrique.
On précise ici que l'on entend par « basse pression », une pression en amont de la pompe haute pression 22' et par « haute pression », une pression en aval de la pompe haute pression 22'.
Le flux de carburant issu de la pompe haute pression est alors dirigé d'une part vers le moteur (non représenté) et d'autre part vers les aubes à géométrie variable (non représentées) par l'intermédiaire de canalisations 3a', 3b' respectives.
Bien entendu le circuit carburant comporte d'autres composants connus tels que des filtres, des échangeurs de chaleur, des contrôleurs de débit, etc. dont la description n'est pas nécessaire ici pour la compréhension de l'invention.
Le circuit carburant comporte également une vanne de retour de carburant 30' disposée dans une canalisation d'actionnement 4' dont une première extrémité 4a' est connectée en amont de la pompe basse pression 21 ' et dont une seconde extrémité 4b' est connectée en aval de la pompe basse pression 21 '.
La vanne de retour carburant 30' est agencée pour commuter entre une position fermée (voir la figure 2) et une position ouverte (voir la figure 3) en fonction du différentiel de pression régnant entre les première et seconde extrémités 4a', 4b' de la canalisation d'actionnement 4'.
En position ouverte, la vanne 30' permet de mettre en communication la canalisation de retour de carburant 2' avec le réservoir de carburant 10' afin que du flux haute pression soit envoyé dans la pompe à jet du réservoir de carburant 10'. En position fermée, la vanne 30' obstrue la canalisation de retour de carburant.
L'actionnement de la vanne 30' est avantageusement mis en œuvre au moyen d'un ressort 30a' dont le seuil de tarage est dimensionné pour une valeur d'un différentiel de pression ΔΡ=ΔΡ0 fixé.
En effet, le demandeur a mis en évidence que le différentiel de pression appliqué par la pompe basse pression 21 ' est variable et dépend :
- du régime de rotation de la pompe basse pression 21 ' du système carburant mécaniquement lié au régime N2 de rotation du moteur de l'aéronef;
- du débit du flux de carburant en entrée du moteur ;
- des tolérances de fabrication de la pompe basse pression ;
- de la température en entrée de la pompe basse pression.
En outre, le demandeur a mis en évidence que le débit d'entrée moteur, les tolérances de fabrication de la pompe basse pression, la température en entrée de la pompe ont un impact d'ordre deux par rapport au régime de rotation de la pompe sur le différentiel de pression appliqué par la pompe basse pression de sorte que ce différentiel de pression est un indicateur du régime N2 de rotation du moteur.
En effet, il n'est pas souhaitable que la vanne de retour de carburant
30' envoie un flux de carburant haute pression pour certains régimes N2 de rotation du moteur. Ces régimes peuvent être définis par une plage de régime N2 de rotation du moteur de l'aéronef, par exemple supérieur à 50% et strictement inférieur à 50%.
Comme on l'aura compris l'actionnement de la vanne de retour de carburant 30' est un dispositif hydraulique et non électrique et ne nécessite donc pas de disposition auxiliaire pour l'actionner. Il s'agit d'un dispositif passif.
En relation avec la figure 4, une architecture d'un circuit carburant selon un deuxième aspect de l'invention comprend, outre les éléments décrits en relation avec la figure 1 , un capteur de température 400 (en anglais, « Engine Fuel Température », (EFT) disposé le long de la canalisation 1 " reliant le réservoir de carburant 10" au système carburant 20". Un tel capteur de température 400 permet de s'assurer de la température du flux de carburant envoyé dans le système carburant 20". En outre, un tel capteur est classiquement en liaison avec un dispositif de génération d'une alarme (non représentée) pour lever une alarme si des conditions de températures en entrée moteur sortent du domaine spécifié (non décrit).
On rappelle que le système carburant 20" permet d'alimenter un moteur 60 par l'intermédiaire de la canalisation 3b" et permet de fournir un effort hydraulique pour déplacer les différents vérins reliés cinématiquement d'une part aux aubes à géométrie variable et d'autres part aux portes d'évacuation de l'excédent d'air en aval du compresseur basse pression (non représentées) par l'intermédiaire de la canalisation 3a".
Le réservoir de carburant 10" comprend un flux de carburant à une première température et le système carburant 20" est adapté pour délivrer un flux de carburant en fonction d'un régime dudit moteur à une seconde température supérieure à la première température.
Le circuit carburant de la figure 4 comprend en outre un calculateur 50 qui est configuré pour mettre en œuvre un procédé de détection d'une panne de la vanne de retour de carburant 30" décrit ci-après.
Le procédé de détection de la vanne de retour de carburant 30" conforme au deuxième aspect de l'invention consiste à observer la température du flux de carburant en entrée du système carburant 20" au cours du démarrage du moteur de l'aéronef.
En relation avec la figure 5 un procédé de détection de panne de la vanne de retour de carburant 30" comprend une étape de démarrage E0 du moteur de l'aéronef pendant laquelle le régime passe de d'un régime nul à un régime minimum de ralenti N0 (environ 50% du régime N2 maximum). Au cours de cette phase de démarrage, le procédé comprend une mesure E1 pour plusieurs valeurs du régime moteur Ni de la température Ti du flux de carburant correspondante.
La mesure du régime moteur est, dans ce cas, effectuée au moyen d'un capteur de régime 200 du système carburant moteur 20".
Ainsi, le procédé permet d'obtenir une variation de la température T du flux de carburant en entrée du système carburant 20" en fonction du régime moteur N2.
De manière avantageuse, le procédé comprend une étape E2 de détermination d'une variation de la température du flux de carburant pour un régime moteur inférieur à 35%N2.
Si une augmentation constante de la température est observée, le procédé comprend, une étape de détection E3 d'une panne de la vanne de retour de carburant 30", la panne étant en position bloquée ouverte.
De manière alternative, outre la variation constante de la température, la détection la panne E3 est effectuée si l'évolution de la température ne comprend pas de point d'inflexion dans la plage du régime moteur 35%N2 et 50%N2. Ceci permet d'avoir une détection de panne plus robuste.
En effet, la vanne de retour de carburant 30" est commandée pour s'ouvrir pour un régime moteur entre 35 et 50% de N2 lors du démarrage du moteur et être fermée en dehors de cette plage.
Ainsi, dès l'ouverture de la vanne de retour de carburant, un flux de carburant issu du système carburant 20" pour servir d'énergie hydraulique à la pompe à jet 12" (voir les figures 1 et 4) est envoyé dans le réservoir de carburant 10". En sortie de la pompe à jet 12" et donc en sortie du réservoir de carburant 10" et en entrée du système carburant 20" on a un mélange entre le flux de carburant présent dans le réservoir de carburant 10" et le flux de carburant issu système carburant 20".
Le flux de carburant en sortie du réservoir de carburant 10" est donc un mélange entre un flux à la température du réservoir de carburant et un flux à une température plus élevé, puisque provenant du système carburant car réchauffé au sein du système carburant par l'intermédiaire d'un échangeur thermique (non représenté) et de la pompe carburant (non représenté). Il en résulte que le flux de carburant envoyé en entrée du système carburant 20" voit sa température augmenter lors de l'ouverture de la vanne de retour de carburant 30".
Ainsi, dans le cas où la vanne de retour de carburant 30" est fonctionnelle et donc fermée avant la plage d'ouverture de 35 - 50 %N2, on observe par l'intermédiaire du capteur de température 400 une température du flux de carburant constante en entrée du système carburant 20" jusqu'à ce qu'on atteigne le régime d'ouverture de la vanne de retour de carburant 30" puis dès que la vanne de retour de carburant 30", est ouverte, on observe une augmentation de la température carburant en entrée du système carburant 30". Il y a donc un point d'inflexion de la température du flux de carburant issu du réservoir de carburant, en entrée du système carburant, lors de l'ouverture de la vanne de retour de carburant 30".
A l'inverse si la vanne de retour de carburant 30" est en panne bloquée ouverte alors le réchauffement du flux de carburant issu du réservoir de carburant 10" est effectif dès le début de l'augmentation de régime et donc avant la plage de régime d'ouverture de la vanne de retour de carburant 30" (c'est-à-dire pour un régime moteur N compris entre 35%N2 et 50%N2. On n'observe donc plus le point d'inflexion de la température du flux de carburant issu du réservoir de carburant mais une augmentation constante dès le début. C'est ce phénomène mis en évidence par les inventeurs qui permet de détecter la panne de la vanne de retour de carburant.
On a illustré sur la figure 6 l'évolution de température T (en degrés
Celsius du flux de carburant issu du réservoir de carburant en fonction du régime moteur en termes de %N2 en supposant ici que la vanne de carburant s'ouvre pour un régime moteur à partir de 45%N2.
Comme explicité précédemment en régime nominal (courbe C1 ) l'évolution de la température est constante dans la plage pour laquelle la vanne de retour de carburant est fermée (pour un régime moteur inférieur à 35%N2) et augmente progressivement dans la plage pour laquelle la vanne de retour de carburant est ouverte (pour un régime moteur compris entre 35 et 50%N2).
En revanche, dans un cas de panne bloquée ouverte (courbe C2) de la vanne de retour de carburant 30", la température augmente de manière constante dans la plage pour laquelle la vanne de retour de carburant est fermée (pour un régime moteur inférieur à 35%N2) et sans point d'inflexion dans la plage pour laquelle la vanne de retour de carburant est ouverte (pour un régime moteur compris entre 35 et 50%N2).
Les premier et deuxième aspects de l'invention peuvent avantageusement être combinés. Ainsi, le procédé de détection de panne d'une vanne de retour carburant selon le deuxième aspect de l'invention peut s'appliquer à une vanne de retour carburant 30' selon le premier aspect de l'invention, et le circuit carburant moteur selon le deuxième aspect de l'invention peut comprendre une vanne de retour carburant 30' selon le premier aspect de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Circuit carburant d'un moteur d'un aéronef comprenant :
un réservoir de carburant (10) ;
un système carburant moteur (20) comprenant :
une pompe basse pression (21 ) connectée au réservoir de carburant (10), la pompe basse pression étant apte à rehausser une pression d'un flux de carburant basse pression issu du réservoir de carburant (10) d'un différentiel de pression variable ;
une pompe haute pression (22) connectée à la pompe basse pression (21 ) apte à convertir le flux de carburant basse pression en un flux de carburant haute pression ;
une canalisation (2) de retour de carburant connectée au système carburant moteur (20), ladite canalisation étant apte à amener du flux haute pression dans le réservoir de carburant ;
une vanne (30) de retour carburant agencée pour commuter entre une position ouverte et une position fermée, en fonction du différentiel de pression de la pompe basse pression, ladite vanne étant apte à obstruer, en position fermée, la canalisation de retour de carburant (2) et à mettre en communication, en position ouverte, la canalisation de retour de carburant avec le réservoir de carburant (10).
2. Circuit carburant d'un moteur d'aéronef selon la revendication 1 , dans lequel la vanne (30) de retour de carburant commute de la position fermée à la position ouverte en fonction d'un seuil de tarage d'un ressort de ladite vanne (30).
3. Circuit carburant d'un moteur d'aéronef selon l'une des revendications précédentes, comprenant une canalisation d'actionnement (4) connectée d'une part en amont de la pompe basse pression et d'autre part en aval de la pompe basse pression, la vanne de retour de carburant étant disposée dans ladite canalisation d'actionnement (4) et est agencée pour commuter entre la position ouverte et fermée en fonction du différentiel de pression régnant dans ladite canalisation d'actionnement.
4. Circuit carburant d'un moteur d'aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la pompe haute pression (22) est une pompe volumétrique.
5. Circuit carburant d'un moteur d'un aéronef selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre un calculateur (50) configuré pour mettre en œuvre les étapes suivantes :
démarrage (E0) du moteur de l'aéronef de manière à augmenter un régime moteur d'un régime nul à un régime de ralenti minimum NO ; et au cours de l'augmentation dudit régime moteur,
mesure (E1 ), pour plusieurs valeurs du régime moteur Ni, d'une température Ti correspondante du flux de carburant issu du réservoir de carburant (10).
6. Circuit carburant d'un moteur d'un aéronef selon la revendication 5, dans lequel le régime de ralenti minimum N0 est au moins égal à 50%N2.
7. Circuit carburant d'un moteur d'un aéronef selon l'une des revendications 5 ou 6, dans lequel le calculateur (50) est en outre configuré pour mettre en œuvre une étape de détermination (E2) d'une variation de la température du flux de carburant pour un régime moteur Ni<35%N2 et, si la variation déterminée est constante, une étape de détection (E3) d'une panne de la vanne de retour de carburant, la panne étant une position bloquée ouverte.
8. Circuit carburant d'un moteur d'un aéronef selon l'une des revendications 5 à 7, dans lequel le calculateur (50) est en outre configuré pour mettre en œuvre une étape de détermination (E2) d'une variation de la température du flux de carburant pour un régime moteur Ni<35%N2 et, si la variation déterminée est constante et si l'évolution de la température entre 35%N2 et 50%N2 est sans point d'inflexion, une étape de détection (E3) d'une panne de la vanne de retour de carburant (30), la panne étant une position bloquée ouverte.
9. Circuit carburant d'un moteur d'un aéronef selon la revendication 8, dans lequel la mesure (E1 ) de la température Ti du flux de carburant issu du réservoir de carburant est effectuée au moyen d'un capteur de température disposé le long d'une canalisation reliant le réservoir de carburant (10) au système carburant moteur (20).
10. Aéronef comprenant un moteur alimenté en carburant par un circuit carburant selon l'une des revendications précédentes.
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