WO2021214190A1 - Méthode et système de contrôle d'un calage variable d'aubes d'un redresseur d'un compresseur basse pression d'une turbomachine d'aéronef - Google Patents

Méthode et système de contrôle d'un calage variable d'aubes d'un redresseur d'un compresseur basse pression d'une turbomachine d'aéronef Download PDF

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pressure compressor
low pressure
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variable
blades
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PCT/EP2021/060464
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Rémy Henri Pierre PRINCIVALLE
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Safran Aero Boosters
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Definitions

  • the present invention relates to both a method and a system for controlling a variable blade timing of a rectifier of a low-pressure compressor of an aircraft turbomachine.
  • an aircraft turbomachine comprises at least one compressor for sucking and compressing air to bring it to suitable speed, pressure and temperature, prior to its delivery into a combustion chamber.
  • a compressor typically comprises a plurality of stages aligned along a motor axis.
  • Each stage consists of a movable member (or rotor part) and of a fixed member (or stator part), this fixed member being called in the present case “rectifier”.
  • the movable and fixed parts of the stages are thus alternated along the motor axis.
  • Each such member consists of a blade, that is to say a ring of blades arranged around the motor axis.
  • Parameters such as the dimensions and the surface geometry of the blades are determined so that the operating conditions of each stage are adapted to those of the stages upstream and / or downstream along the motor axis.
  • the moving vanes provide energy by increasing the relative speed of the flow of an air flow passing through the compressor, and the fixed vanes bring the flow back parallel to the motor axis while increasing the pressure and increasing the pressure. decreasing the absolute speed of the flow.
  • Each fixed blade has a given aerodynamic profile and has a so-called “wedging” angle with respect to the motor axis to impose a direction of flow.
  • variable timing system generally comprises a ring mechanically coupled to the vanes and fitted externally around a compressor housing, as well as a displacement unit, typically one or more cylinders, for moving this ring, and modifying accordingly. synchronized the timing of the blades.
  • a ring is generally called a "VSV ring”.
  • Document EP 2 486 244 B1 proposes to determine a setting of the blades of a rectifier of a high pressure compressor as a function of the fuel flow rate in the particular context of an aircraft turbomachine operating in a steady state.
  • Document EP 2 148044 A2 also proposes to determine such a blade setting as a function of operating parameters of the high pressure compressor.
  • An object of the present invention is to provide a method of controlling a variable blade timing of a rectifier of a low-pressure compressor of an aircraft turbomachine making it possible to increase the efficiency of the latter.
  • the present invention provides a method of controlling (and / or adjusting method) a variable timing of blades of a stator of a low pressure compressor of an aircraft turbomachine, for a turbomachine aircraft also comprising a high pressure compressor located downstream of the low pressure compressor, along an engine axis of the aircraft turbomachine.
  • the method consists of the following steps:
  • step (c) determining a variable timing of the blades as a function of the parameters of steps (a) and (b); (d) adjust the variable blade timing according to the determination of step (c).
  • Step (c) includes the following sub-step:
  • step (i) calculate a reduced rotational speed of the low pressure compressor based on each of the parameters of step (a); (ii) estimate a reduced flow rate of the high pressure compressor as a function of each of the parameters of step (b);
  • variable blade timing determines the variable blade timing as a function of: the reduced rotational speed calculated in sub-step (i), and the reduced flow rate estimated in sub-step (ii).
  • the method according to the invention makes it possible to determine, control and adjust the variable timing of the blades so as to reduce the minimum margin necessary between the operating line of the low pressure compressor and its pumping line in its operating field, and therefore to increase the efficiency of this compressor.
  • the invention advantageously proposes also to take into account the parameters relating to the high pressure compressor of step (b).
  • the advantage of taking these parameters into account, in particular via the calculation of step (c), is that they influence the reduced flow rate of the high pressure compressor and therefore significantly impact the reduced flow rate of the low pressure compressor. Taking this into account makes it possible to reduce the uncertainty about the operation of the low-pressure compressor and in particular to reduce the minimum margin that is necessary between the operating line of this compressor and its pumping line in its operating field.
  • step (d) it is possible to adjust the variable blade timing in step (d) according to the determination of step (c) so as to increase the efficiency of the low pressure compressor by reducing the aforesaid minimum margin.
  • this efficiency is increased by 1 to 2% relative to a blade timing which would only be determined on the basis of the parameters of step (a).
  • the invention differs in particular from the methods of controlling the variable blade timing for a high pressure compressor according to the state of the art which essentially take into account, in the control, only parameters linked to the specific behavior of the high compressor. pressure and not to that of other compressors, and this in particular because there are no other compressors downstream of the high pressure compressor in an axial aircraft turbomachine.
  • the aircraft turbomachine for which the method is applied is preferably provided with a high pressure turbine and a low pressure turbine. arranged downstream of the high pressure compressor, along the motor axis, and mechanically coupled to the high and low pressure compressors respectively, via respective (mechanical) shafts, to transmit their mechanical power to them. Moreover, as conventionally known to a person skilled in the art, the respective rotation speeds of the low and high pressure compressors are preferably generally different.
  • Sub-step (iii) preferably comprises the following sub-steps: (iii.1) determining an operating line of the low-pressure compressor in an operating field of the latter, for the reduced rotation speed calculated at the sub- step (i) and for the reduced flow rate estimated in sub-step (ii) applied at the outlet of the low pressure compressor;
  • (111.2) define a pumping line and a minimum pumping margin of the low pressure compressor in the operating field
  • W2R the reduced flow rate of the low pressure compressor
  • W2R the quotient of the product of the real flow rate of the low pressure compressor
  • P2 the square root of the temperature at the inlet of the low-pressure compressor
  • W25R the reduced flow rate of the high pressure compressor (hereinafter denoted W25R) estimated in sub-step (ii) at the output of the low pressure compressor, for a constant speed of rotation (therefore on an iso-speed of the operating field)
  • W25R W2 VT25 / P25.
  • the term “operating line” of the compressor preferably refers to a line of the operating field of the compressor (this field comprising the coordinate points (reduced flow, compression ratio)) on which places the operating points of the compressor, so that a reduced flow rate and a compression ratio of the compressor correspond together, for a constant rotational speed (in other words, a speed) of the compressor.
  • a constant rotational speed in other words, a speed
  • such an operating line is determined by testing at given compressor rotation speeds.
  • Such a line of operation of the compressor therefore cuts the iso-speed curves of its pressure field. functioning.
  • the term “pumping line” preferably refers to a line of the operating field of the compressor comprising points at which the efficiency of the compressor drops following an aerodynamic stall of the blades. It is important to prevent such a stall from occurring (and therefore that this pumping line is reached) because, in this case, the compressor would be liable to no longer be able to ensure a sufficient pressure level, then dangerously impairing operation. overall of the aircraft turbomachine. Since the pumping line is generally determined by tests at given compressor rotation speeds, its definition includes certain uncertainties, and in particular uncertainties related to real-time operating parameters of the compressor.
  • the minimum margin is preferably defined in sub-step (iii.2) as a function of a prior assessment: of a manufacturing uncertainty of the low pressure compressor, and / or of an aging of the low pressure compressor, and / or an uncertainty of measurement of a speed of the aircraft turbomachine, and / or of a distortion of aerodynamic conditions at the input of the low pressure compression, and / or of an uncertainty (of measurement) on the parameters of the step (a) and (b), and / or a measurement uncertainty of the variable blade timing.
  • the reduced flow rate of the high pressure compressor directly depends on the reduced rotational speed of the high pressure compressor which is expressed as a function of the parameters of step (b).
  • the reduced flow rate of the high pressure compressor is likely to depend on other parameters such as: variable timing of the blades of the high pressure compressor when the latter has it, and / or power draw from a shaft of the high pressure compressor , when applicable, and / or air bleed at the outlet of the low pressure compressor and / or in the high pressure compressor, when applicable.
  • Each of these parameters is capable of modifying the operating line of the high pressure compressor and also of impacting the operating line of the low pressure compressor. Indeed, for example, an increase in air intake at the outlet of the low pressure compressor (VBV) and / or in the high pressure compressor (typically for pressurizing the cabin of the aircraft) causes a decrease in the operating line. of the high pressure compressor, and therefore an increase in its reduced flow rate.
  • an increase in power draw from a shaft of the high pressure compressor (typically for an electrical power requirement of the aircraft) generates a rise in the operating line of the high pressure compressor, and therefore a decrease in sound. reduced flow.
  • this modification of the reduced flow rate of the high pressure compressor then influences the reduced flow rate of the low pressure compressor and therefore its operating line.
  • step (b) preferably comprise at least any one of these other parameters, more preferably several of them, and more preferably still, all. Taking these parameters into account therefore has the effect of increasing the precision with which the reduced flow rate of the high pressure compressor can be determined and therefore also of improving the precision of the determination of the variable pitch of the blades and limiting at the same time the minimum pumping margin required.
  • the parameters of steps (a) and (b) are preferably obtained by measurements.
  • Each of the three aforementioned parameters are preferably and respectively measured by a position measurement of at least one jack (in the case of a variable timing system provided with a VSV ring), by an electrotechnical measurement on a generator of the aircraft turbomachine and / or at the aircraft outlet, and by measuring the position of at least one valve associated with said air bleed.
  • a position measurement of at least one jack in the case of a variable timing system provided with a VSV ring
  • electrotechnical measurement on a generator of the aircraft turbomachine and / or at the aircraft outlet and by measuring the position of at least one valve associated with said air bleed.
  • the parameters measured in step (b) include any technical parameter on which the reduced flow rate of the high pressure compressor is likely to depend.
  • this approach differs greatly from that of the variable timing control of the blades of a high pressure compressor because it advantageously proposes to take into account these parameters of step (b) influencing the operation of the high pressure compressor, and therefore not to be limited to the sole parameters of step (a) relating to the operation of the low pressure compressor.
  • the method comprises a step (a ') of measuring this variable fan timing and the variable timing of the blades in step (c) is determined on the basis of this measurement of the variable fan timing.
  • Another object of the present invention is to provide a system for controlling a variable timing of blades of a rectifier of a low pressure compressor of an aircraft turbomachine making it possible to increase the efficiency of the latter.
  • the invention proposes a control system (and / or adjustment system) for implementing the control method according to the invention, comprising: measuring means for:
  • step (a ’) of the method when the latter includes this step
  • a logic unit coupled to the measuring means to receive measurements therefrom, and configured to implement step (c) of the method; a control unit coupled to the logic unit for adjusting a blade timing based on a variable pitch determination provided by the logic unit.
  • control unit preferably acts directly on at least one jack of the variable timing system, so as to modify the position of the VSV ring and therefore the timing of the blades. rectifier.
  • the logic unit is electronically connected to the measuring means to receive measurements thereof, and configured to generate a signal corresponding to an instruction to vary the variable blade timing when the variable blade timing measured by the measuring means and that determined in step (c) of the method do not correspond not.
  • the control unit is electronically connected to the logic unit to receive the signal, and configured to mechanically control the instruction.
  • the present invention also proposes an aircraft turbomachine comprising a low pressure compressor and a high pressure compressor located downstream of the low pressure compressor, along an engine axis, the low pressure compressor comprising at least one stator comprising vanes and a variable timing system for these blades, and further comprising the control system according to the invention.
  • control system according to the present invention are transposed mutatis mutandis to the aircraft turbomachine according to the invention.
  • the present invention relates to the technical field of compressors of an aircraft turbomachine. This is very specific and involves technical constraints specific to compressors. In particular, this technical field should not be confused and / or amalgamated with that distinct from the turbines of an aircraft turbomachine. It is recalled in particular that the object of a compressor is to compress the air entering the aircraft turbomachine, at the inlet thereof, while that of a turbine is to expand a gas at the outlet of the combustion chamber of the aircraft turbomachine.
  • the roles, positions and technical constraints (for example, rotation speeds, temperatures, exposure to external debris, ...) associated with the operation of a compressor and a turbine of an aircraft turbomachine are in particular completely different.
  • FIG. 1 illustrates a schematic view of a two-dimensional section of a mode production of an aircraft turbomachine on which it is planned to integrate the control system according to the invention
  • Figures 2 and 3 schematically illustrate an operating field of a low pressure compressor of an aircraft turbomachine
  • Figure 4 illustrates a schematic view of a control system according to a preferred embodiment of the invention.
  • the reference Z hereinafter denotes a direction parallel to the axis along which the stages of a compressor of an aircraft turbomachine are assembled.
  • This axis preferably corresponds to the "engine axis" of the aircraft turbomachine and is directed from “upstream” to "downstream”.
  • the terms “at the inlet” and “at the outlet” of a compressor “refer to the respectively upstream and downstream ends of the compressor.
  • FIG. 1 includes a reference which schematically illustrates these axial Z, radial R and circumferential C directions.
  • FIG. 1 illustrates a section of an aircraft turbomachine 100 on which provision is made to integrate the control system according to the invention. It is more precisely a double-flow axial turbomachine comprising so successively, along the motor axis, a fan 110, a low pressure compressor 120, a high pressure compressor 130, a combustion chamber 160, a high pressure turbine 140 and a low pressure turbine 150. These elements are known to a skilled person. In operation, the mechanical power of the low 150 and high pressure 140 turbines is transmitted via shafts 101 and 102 to the low 120 and high 130 pressure compressors respectively, as well as to the blower 110 via the shaft 101.
  • each compressor and each turbine comprises one or more stages and each stage comprises a fixed vane and a movable vane capable of being rotated around the motor axis.
  • the low pressure compressor 120 these fixed and movable blades are respectively referenced by 121 and 122.
  • the fixed blades of the high pressure compressors 130 located upstream of the latter are provided with a variable timing system 133 of the valves. blades.
  • the low pressure compressor 120 is designed for a higher rotational speed than those currently in use, and is provided with a variable timing system 123 on a fixed vane. 121 upstream of the low pressure compressor 120. It should be noted that this representation in no way limits the number or the position of the variable timing systems that the low pressure compressor 120 may include.
  • the variable timing system 123 preferably comprises a VSV ring and at least one cylinder mechanically coupled to the ring.
  • the speed of the blower 110 is limited, it may be necessary to add a reduction gear 111 to reduce its speed of rotation relative to that of the shaft 101 to which it is associated, of the turbine 150 and of the compressor 120 low pressure. Furthermore, in the case where the fan 110 is of large diameter (and more particularly in the case of an aircraft turbomachine of the UHBR type), provision may also be made to add a variable timing system 112 to the fan. 110.
  • FIG. 2 illustrates a configuration of the operating field 99 of the low pressure compressor 120.
  • a pumping line 71 is estimated and a minimum (pumping) margin 72 is defined.
  • this reduced flow rate W25R will affect the operating line 80 of the low pressure compressor 120 and therefore its reduced flow rate W2R.
  • W25R the reduced flow rate
  • FIG 2 it is illustrated in figure 2 that, on the same iso-speed curve, for a larger reduced flow W25R of the high pressure compressor 130, the operating line 80 'migrates and the compression ratio of the low pressure compressor 120 becomes weaker and therefore further from the pumping line 71, thus affecting the performance of the low pressure compressor 120.
  • This example is the importance of taking into account the parameters of step (b) relating to the high pressure compressor 130 when determining the variable timing of the vanes of a fixed vane 121 (also called a “rectifier”) of the low pressure compressor 120.
  • variable timing control This taking into account of parameters relating to the operation of the high pressure compressor 130 in controlling the variable timing of the vanes of the rectifier 121 of the low pressure compressor 120 is at the heart of the invention and is particularly distinguished from the practice of variable timing control for the high pressure compressor 130, such control generally based only on taking into account parameters associated with the operation of this same compressor.
  • FIG. 3 illustrates a configuration of the operating field 99 of the low pressure compressor 120.
  • the references identical to those of FIG. 2 correspond to identical elements.
  • the curves 91, 92, 93 and 94 represent curves of the same iso-speed for different blade settings of the rectifier 121.
  • Zone 81 corresponds to the operating points of the low pressure compressor 120 which are optimal for the point. in view of its efficiency, these therefore not being excessively far from the margin 72.
  • the operating line 82 is then plotted for a constant reduced flow W25R of the high pressure compressor 130 (estimated via the parameters of the high pressure compressor 130).
  • step (b)) a reduced speed N1 R (calculated via the parameters of step (a)) of the low pressure compressor 120.
  • the corresponding operating point is located at the intersection of the curve 93 and the operating line 82.
  • the blade setting of the r The privileged rectifier 121 is the one which corresponds to the curve 93.
  • FIG. 4 schematically illustrates a control system 1 according to a preferred embodiment of the invention and perfectly suited to be integrated into the aircraft turbomachine 100 illustrated in FIG. 1.
  • the control system 1 comprises measuring means 21, 22 to take the measures required in steps (a) and (b) of the method of the invention, as well as a means 23 for measuring the variable timing of the blades of the stator 121 by measuring the position of the cylinder of the timing system 123.
  • the control system 1 also comprises a logic unit 10 and electronic connections 31, 32, 33 with the measuring means 21, 22, 23 so that the latter can transmit their measurements to the logic unit 10.
  • the logic unit 10 is configured so as to implement step (c) of the control method according to the invention, preferably by direct application of a programmed calibration law to the parameters measured in steps (a) and (b).
  • the logic unit 10 is also configured to compare the variable timing of the blades thus determined by step (c) and the measurement of the variable timing of the blades of the rectifier 121 by the measuring means 23, so as to control this variable timing and to determine the need to adjust it.
  • the control system 1 finally comprises a control unit 12 mechanically connected to the jack of the timing system 123 so as to be able to modify the variable timing of the blades of the rectifier 121.
  • This control unit 12 receives its instructions from the logic unit 10 under the form of a signal 11 generated by the latter when the check carried out on the variable timing has updated a need to adjust it.
  • the representation of FIG. 4 is in no way limitative of the number of measurement means and of measured parameters.
  • the invention relates to a method of controlling a variable timing of blades of a stator of a low pressure compressor of an aircraft turbomachine on the basis of a plurality of parameters obtained beforehand relating to this. low-pressure compressor and to a high-pressure compressor located downstream of the low-pressure compressor, along a motor axis.
  • the present invention also relates to a control system for implementing this control method.

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Abstract

L'invention concerne une méthode de contrôle d'un calage variable d'aubes d'un redresseur (121) d'un compresseur basse pression (120) d'une turbomachine d'aéronef (100) sur base d'une pluralité de paramètres obtenus au préalable relatifs à ce compresseur basse pression et à un compresseur haute pression (130) situé en aval du compresseur basse pression, le long d'un axe moteur. L'invention concerne également un système de contrôle (1) pour mettre en oeuvre cette méthode de contrôle.

Description

Méthode et système de contrôle d’un calage variable d’aubes d’un redresseur d’un compresseur basse pression d’une turbomachine d’aéronef
Domaine technique La présente invention concerne à la fois une méthode et un système de contrôle d’un calage variable d’aubes d’un redresseur d’un compresseur basse pression d’une turbomachine d’aéronef.
Art antérieur
Généralement, une turbomachine d’aéronef comprend au moins un compresseur pour aspirer et comprimer de l’air pour l’amener à des vitesse, pression et température adaptées, préalablement à son acheminement dans une chambre de combustion. Un tel compresseur comprend typiquement une pluralité d’étages alignés le long d’un axe moteur. Chaque étage est constitué d’un organe mobile (ou partie rotorique) et d’un organe fixe (ou partie statorique), cet organe fixe étant appelé dans le cas présent « redresseur ». Les organes mobiles et fixes des étages sont ainsi alternés le long de l’axe moteur. Chaque tel organe est constitué d’un aubage, c’est-à-dire un anneau d’aubes agencées autour de l’axe moteur. Des paramètres tels que les dimensions et la géométrie de surface des aubes sont déterminés pour que les conditions de fonctionnement de chaque étage soit adaptées à celles des étages en amont et/ou en aval le long de l’axe moteur. En particulier, les aubages mobiles apportent une énergie en augmentant la vitesse relative de l’écoulement d’un flux d’air traversant le compresseur, et les aubages fixes ramènent l’écoulement parallèlement à l’axe moteur tout en augmentant la pression et en diminuant la vitesse absolue de l’écoulement. Chaque aube fixe a un profil aérodynamique donné et présente un angle dit « de calage » par rapport à l’axe moteur pour imposer un sens d’écoulement. Ces notions sont connues d’un homme du métier. Il est connu dans certains cas de munir un ou plusieurs redresseurs d’un compresseur d’un système de calage variable pour modifier ledit angle de calage de ses aubes, de façon à optimiser l’écoulement du flux d’air entre des étages du compresseur et à améliorer l’opérabilité et la stabilité du compresseur. Ces aubes sont alors dites à « calage variable ». Ce système de calage variable comprend en général un anneau couplé mécaniquement aux aubes et ajusté extérieurement autour d’un carter du compresseur, ainsi qu’une unité de déplacement, typiquement un ou plusieurs vérins, pour déplacer cet anneau, et modifier en conséquence de façon synchronisée le calage des aubes. Un tel anneau est généralement appelé « anneau VSV ». Il est connu d’un homme du métier d’utiliser de tels systèmes de calage variable notamment pour certains redresseurs d’un compresseur haute pression d’une turbomachine d’aéronef à deux compresseurs. Le document EP 2 486 244 B1 propose de déterminer un calage des aubes d’un redresseur d’un compresseur haute pression en fonction du débit de carburant dans le cadre particulier d’une turbomachine d’aéronef fonctionnant en régime stabilisé. Le document EP 2 148044 A2 propose aussi de déterminer un tel calage d’aubes en fonction de paramètres de fonctionnement du compresseur haute pression.
Il est désiré que les turbomachines d’aéronef présentent un meilleur rendement. Une piste pour y arriver est d’accroître la vitesse de rotation du compresseur basse pression. En particulier, il est prévu d’accroître sa vitesse de rotation d’au moins 50%. Les phénomènes aérodynamiques et mécaniques résultants sont susceptibles d’être assez différents de ceux rencontrés jusqu’ici, et nécessitent des adaptations dans la conception même du compresseur basse pression. Une de ces adaptations consiste à intégrer un système de calage variable sur au moins un des redresseurs du compresseur basse pression dans le but d’optimiser et de réguler l’écoulement du flux d’air. De tels systèmes de calage variable prévoient généralement un calage des aubes sur base du régime même du compresseur basse pression. Résumé de l’invention
Un objet de la présente invention est de fournir une méthode de contrôle d’un calage variable d’aubes d’un redresseur d’un compresseur basse pression d’une turbomachine d’aéronef permettant d’accroître le rendement de ce dernier.
À cet effet, la présente invention propose une méthode de contrôle (et/ou méthode d’ajustement) d’un calage variable d’aubes d’un redresseur d’un compresseur basse pression d’une turbomachine d’aéronef, pour une turbomachine d’aéronef comprenant également un compresseur haute pression situé en aval du compresseur basse pression, le long d’un axe moteur de la turbomachine d’aéronef. La méthode comprend les étapes suivantes :
(a) obtenir les paramètres suivants : une vitesse de rotation du compresseur basse pression, une température en entrée du compresseur basse pression ; (b) obtenir en outre les paramètres additionnels suivants : une vitesse de rotation du compresseur haute pression, une température en sortie du compresseur basse pression ;
(c) déterminer un calage variable des aubes en fonction des paramètres des étape (a) et (b) ; (d) ajuster le calage variable des aubes en fonction de la détermination de l’étape (c).
L’étape (c) comprend les sous-étape suivantes :
(i) calculer une vitesse de rotation réduite du compresseur basse pression en fonction de chacun des paramètres de l’étape (a) ; (ii) estimer un débit réduit du compresseur haute pression en fonction de chacun des paramètres de l’étape (b) ;
(iii) déterminer le calage variable des aubes en fonction de : la vitesse de rotation réduite calculée à la sous-étape (i), et le débit réduit estimé à la sous-étape (ii). La méthode selon l’invention permet de déterminer, de contrôler et d’ajuster le calage variable des aubes de façon à réduire la marge minimale nécessaire entre la ligne de fonctionnement du compresseur basse pression et sa ligne de pompage dans son champ de fonctionnement, et donc d’accroître le rendement de ce compresseur.
L’origine de cet effet technique avantageux est maintenant exposée. Alors qu’il paraît intuitif de déterminer un calage variable des aubes sur base des paramètres relatifs au compresseur basse pression tels que ceux de l’étape (a), l’invention propose avantageusement de tenir également compte des paramètres relatifs au compresseur haute pression de l’étape (b). L’intérêt de tenir compte de ces paramètres, en particulier via le calcul de l’étape (c), est qu’ils influent sur le débit réduit du compresseur haute pression et impactent donc significativement le débit réduit du compresseur basse pression. En tenir compte permet de réduire l’incertitude sur le fonctionnement du compresseur basse pression et notamment de réduire la marge minimale qui est nécessaire entre la ligne de fonctionnement de ce compresseur et sa ligne de pompage dans son champ de fonctionnement. Dès lors, il est possible d’ajuster le calage variable des aubes à l’étape (d) selon la détermination de l’étape (c) de façon à accroître le rendement du compresseur basse pression par une réduction de la marge minimale susdite. De préférence, ce rendement est accru de 1 à 2% par rapport à un calage des aubes qui ne serait déterminé que sur base des paramètres de l’étape (a).
L’invention se distingue en particulier des méthodes de contrôle du calage variable d’aubes pour un compresseur haute pression selon l’état de la technique qui ne prennent essentiellement en compte, dans le contrôle, que des paramètres liés au comportement propre du compresseur haute pression et pas à celui d’autres compresseurs, et ce notamment car il n’existe pas d’autres compresseurs en aval du compresseur haute pression dans une turbomachine d’aéronef axiale.
La turbomachine d’aéronef pour laquelle la méthode s’applique est de préférence munie d’une turbine haute pression et d’une turbine basse pression agencées en aval du compresseur haute pression, le long de l’axe moteur, et couplées mécaniquement aux compresseurs haute et basse pression de façon respective, via des arbres (mécaniques) respectifs, pour leur transmettre leur puissance mécanique. Par ailleurs, tel que connu classiquement d’un homme du métier, les vitesses de rotation respectives des compresseurs basse et haute pression sont préférentiellement généralement différentes.
La vitesse de rotation réduite du compresseur basse pression (ci-après notée N1R) calculée à la sous-étape (i) est de préférence exprimée comme le quotient de la vitesse de rotation du compresseur (ci-après notée N1) par la racine carrée de la température en entrée du compresseur (ci-après notée VT2), c’est-à- dire N1 R = N1L/T2. Le débit réduit du compresseur haute pression dépend quant à lui directement de la vitesse de rotation réduite du compresseur haute pression (ci-après notée N2R) qui est exprimée préférentiellement comme le quotient de la vitesse de rotation de ce compresseur (ci-après notée N2) par la racine carrée de la température en sortie du compresseur basse pression (ci-après notée VT25), c’est-à-dire N2R = N2/VT25.
La sous-étape (iii) comprend de préférence les sous-étapes suivantes : (iii.1 ) déterminer une ligne de fonctionnement du compresseur basse pression dans un champ de fonctionnement de ce dernier, pour la vitesse de rotation réduite calculée à la sous-étape (i) et pour le débit réduit estimé à la sous-étape (ii) appliqué en sortie du compresseur basse pression ;
(111.2) définir une ligne de pompage et une marge minimale au pompage du compresseur basse pression dans le champ de fonctionnement ;
(111.3) déterminer une position de rendement optimal du compresseur basse pression sur la ligne de fonctionnement, en tenant compte de la marge minimale au pompage ;
(111.4) déterminer le calage variable des aubes associé à la position de rendement optimal déterminée à la sous-étape (iii.3).
Cette implémentation préférée de la sous-étape (iii) permet de tenir pleinement compte d’une succession des deux compresseurs le long de l’axe moteur et donc de l’influence entre leur débit réduit respectif. En effet, le débit réduit du compresseur basse pression (ci-après noté W2R) s’exprime par le quotient du produit du débit réel du compresseur basse pression (ci-après noté W2) et de la racine carrée de la température en entrée du compresseur basse pression, sur la pression en entrée du compresseur basse pression (ci-après notée P2), c’est-à-dire, W2R = W2 VT2 / P2. En appliquant le débit réduit du compresseur haute pression (ci-après noté W25R) estimé en sous-étape (ii) en sortie du compresseur basse pression, pour une vitesse de rotation constante (donc sur une iso-vitesse du champ de fonctionnement), il suit que ce débit réduit correspond au quotient du produit du débit réel du compresseur basse pression et de la racine carrée de la température en sortie du compresseur basse pression, sur la pression en sortie du compresseur basse pression (ci-après notée P25), c’est-à-dire, W25R = W2 VT25 / P25. Etant donné que le taux de compression du compresseur basse pression n’est autre que le quotient des pressions P25/P2, il est rendu possible de déterminer le calage variable des aubes associé à un positionnement optimal du point de fonctionnement du compresseur basse pression dans son champ de fonctionnement, optimisant ainsi son rendement. Alternativement, de façon plus compacte, en notant Q ce calage variable, il est obtenu l’expression Q = f(W25R) où f est une fonction (susceptible de dépendre des paramètres de l’étape (a)).
Dans le cadre de ce document, il est rappelé que le terme « ligne de fonctionnement » du compresseur fait préférentiellement référence à une ligne du champ de fonctionnement du compresseur (ce champ comprenant les points de coordonnées (débit réduit, taux de compression)) sur laquelle se place des points de fonctionnement du compresseur, faisant de telle sorte correspondre ensemble un débit réduit et un taux de compression du compresseur, pour une vitesse de rotation (en d’autres termes, un régime) constante du compresseur. De façon pratique, une telle ligne de fonctionnement est déterminée par des essais à des vitesses de rotation données du compresseur. Une telle ligne de fonctionnement du compresseur coupe dès lors les courbes d’iso-vitesses de son champ de fonctionnement. Il est également rappelé que le terme « ligne de pompage » fait préférentiellement référence à une ligne du champ de fonctionnement du compresseur comprenant des points auxquels le rendement du compresseur chute suite à un décrochage aérodynamique des aubes. Il est important d’éviter qu’un tel décrochage se produise (et donc que cette ligne de pompage soit atteinte) car, dans ce cas, le compresseur serait susceptible de ne plus pouvoir assurer un niveau de pression suffisant, altérant alors dangereusement le fonctionnement global de la turbomachine d’aéronef. Etant donné que la ligne de pompage est généralement déterminée par des essais à des vitesses de rotation données du compresseur, sa définition comprend certaines incertitudes, et notamment des incertitudes liées à des paramètres de fonctionnement en temps réel du compresseur. Il est donc nécessaire de garder une distance de sécurité (appelée « marge » ou « marge au pompage » dans le cadre de ce document et selon la terminologie de l’homme du métier) entre les lignes de pompage et de fonctionnement du compresseur car cette dernière est susceptible de varier lors du fonctionnement du compresseur. Toutes les notions rappelées ci-dessus sont classiques et connues d’un homme du métier aérodynamicien de compresseur. L’invention propose avantageusement de tenir pleinement compte de tous les paramètres des étapes (a) et (b) dans le calage variable des aubes de façon à réduire le requis de marge permettant ainsi à la ligne de fonctionnement du compresseur d’être plus proche de la ligne de pompage, et donc d’optimiser le rendement du compresseur.
La marge minimale est de préférence définie à la sous-étape (iii.2) en fonction d’une évaluation préalable : d'une incertitude de fabrication du compresseur basse pression, et/ou d’un vieillissement du compresseur basse pression, et/ou d’une incertitude de mesure d’un régime de la turbomachine d’aéronef, et/ou d’une distorsion de conditions aérodynamiques en entrée du compression basse pression, et/ou d’une incertitude (de mesure) sur les paramètres des étape (a) et (b), et/ou d’une incertitude de mesure du calage variable des aubes.
À défaut de connaître avec précision la ligne de pompage, comme la zone d’incertitude de son positionnement dans le champ de fonctionnement du compresseur basse pression dépend de paramètres relatifs à la fabrication, au fonctionnement et au vieillissement de ce compresseur, tels que ceux qui sont mentionnés ci-dessus, il est possible de définir une marge au pompage prenant pleinement en compte l’incertitude et les variations en temps réel de la ligne de pompage.
Comme mentionné plus haut, le débit réduit du compresseur haute pression dépend directement de la vitesse de rotation réduite du compresseur haute pression qui est exprimée en fonction des paramètres de l’étape (b). Toutefois, le débit réduit du compresseur haute pression est susceptible de dépendre d’autres paramètres tels qu’un : calage variable d’aubes du compresseur haute pression lorsque ce dernier en comporte, et/ou prélèvement en puissance sur un arbre du compresseur haute pression, lorsque cela s’applique, et/ou prélèvement d’air en sortie du compresseur basse pression et/ou dans le compresseur haute pression, lorsque cela s’applique.
Chacun de ces paramètres est susceptible de modifier la ligne de fonctionnement du compresseur haute pression et d’impacter aussi la ligne de fonctionnement du compresseur basse pression. En effet, par exemple, une augmentation de prélèvement en air en sortie du compresseur basse pression (VBV) et/ou dans le compresseur haute pression (typiquement pour une pressurisation de la cabine de l’aéronef) engendre une baisse de la ligne de fonctionnement du compresseur haute pression, et donc une augmentation de son débit réduit. De façon semblable, une augmentation de prélèvement en puissance sur un arbre du compresseur haute pression (typiquement pour un besoin de puissance électrique de l’aéronef) engendre une montée de la ligne de fonctionnement du compresseur haute pression, et donc une diminution de son débit réduit. Tel qu’expliqué ci-dessus, cette modification du débit réduit du compresseur haute pression influence alors le débit réduit du compresseur basse pression et donc sa ligne de fonctionnement. C’est la raison pour laquelle, les paramètres de l’étape (b) comprennent, de préférence, au moins un quelconque parmi ces autres paramètres, plus préférentiellement plusieurs d’entre eux, et plus préférentiellement encore, tous. La prise en compte de ces paramètres a donc pour effet d’accroître la précision avec laquelle le débit réduit du compresseur haute pression peut être déterminé et donc aussi d’améliorer la précision de la détermination du calage variable des aubes et limitant par la même occasion la marge minimale au pompage nécessaire.
Les paramètres des étapes (a) et (b) sont préférentiellement obtenus par mesures. Chacun des trois paramètres susmentionnés sont mesurés de façon préférée et respective par une mesure de position d’au moins un vérin (dans le cas d’un système de calage variable muni d’un anneau VSV), par une mesure électrotechnique sur une génératrice de la turbomachine d’aéronef et/ou en sortie d’aéronef, et par une mesure de position d’au moins une vanne associée audit prélèvement d’air. Il est à noter que les techniques de prise de mesures de la vitesse de rotation ainsi que de la température en entrée et/ou en sortie d’un compresseur, par exemple, au moyen de capteurs dédiés, sont très largement connues d’un homme du métier.
De façon plus générale et préférée, les paramètres mesurés à l’étape (b) comprennent tout paramètre technique dont est susceptible de dépendre le débit réduit du compresseur haute pression. Comme expliqué précédemment, cette approche se distingue fortement de celle du contrôle de calage variable des aubes d’un compresseur haute pression car elle propose avantageusement de tenir compte de ces paramètres de l’étape (b) influençant le fonctionnement du compresseur haute pression, et donc de ne pas se limiter aux seuls paramètres de l’étape (a) relatifs au fonctionnement du compresseur basse pression.
Selon un mode réalisation particulier de la méthode selon l’invention, lorsque la turbomachine d’aéronef comprend une soufflante munie d’un calage variable, la méthode comprend une étape (a’) de mesure de ce calage variable de la soufflante et la détermination du calage variable des aubes à l’étape (c) se fait aussi sur base de cette mesure du calage variable de la soufflante.
Un autre objet de la présente invention est de fournir un système de contrôle d’un calage variable d’aubes d’un redresseur d’un compresseur basse pression d’une turbomachine d’aéronef permettant d’accroître le rendement de ce dernier.
À cet effet, l’invention propose un système de contrôle (et/ou système d’ajustement) pour mettre en œuvre la méthode de contrôle selon l’invention, comprenant : des moyens de mesure pour :
• déterminer les paramètres des étapes (a) et (b) de la méthode susdite,
• mettre œuvre l’étape (a’) de la méthode lorsque cette dernière comprend cette étape, et
• mesurer le calage variable des aubes ; une unité logique couplée aux moyens de mesure pour recevoir des mesures de ceux-ci, et configurée pour mettre en œuvre l’étape (c) de la méthode; une unité de commande couplée à l’unité logique pour ajuster un calage des aubes sur base d’une détermination de calage variable fournie par l’unité logique.
Les modes de réalisation préférés et les avantages de la méthode de contrôle selon l’invention se transposent mutatis mutandis au présent système de contrôle. En particulier, ce système permet de déterminer et d’ajuster le calage variable des aubes de façon à accroître le rendement du compresseur basse pression. Pour un système de calage des aubes muni d’un anneau VSV, l’unité de commande agit préférentiellement directement sur au moins un vérin du système de calage variable, de façon à modifier la position de l’anneau VSV et donc le calage des aubes du redresseur.
Selon un mode de réalisation préféré du système de contrôle, l’unité logique est connectée électroniquement aux moyens de mesure pour recevoir des mesures de ceux-ci, et configurée pour générer un signal correspondant à une instruction de variation du calage variable des aubes lorsque le calage variable des aubes mesuré par les moyens de mesure et celui déterminé à l’étape (c) de la méthode ne correspondent pas. Préférentiellement, l’unité de commande est connectée électroniquement à l’unité logique pour recevoir le signal, et configurée pour commander mécaniquement l’instruction.
La présente invention propose aussi une turbomachine d’aéronef comprenant un compresseur basse pression et un compresseur haute pression situé en aval du compresseur basse pression, le long d’un axe moteur, le compresseur basse pression comprenant au moins un redresseur comprenant des aubes et un système de calage variable de ces aubes, et comprenant en outre le système de contrôle selon l’invention.
Les modes de réalisation préférés et les avantages du système de contrôle selon la présente invention se transposent mutatis mutandis à la turbomachine d’aéronef selon l’invention.
L’usage, dans le présent document, du verbe « comprendre », de ses variantes, ainsi que ses conjugaisons, ne peut en aucune façon exclure la présence d’éléments autres que ceux mentionnés. L’usage, dans le présent document, de l’article indéfini « un », « une », ou de l’article défini « le », « la » ou « G », pour introduire un élément n’exclut pas la présence d’une pluralité de ces éléments. Les termes « premier », « deuxième », « troisième », et ainsi de suite, sont, quant à eux, utilisés dans le cadre de ce document exclusivement pour différencier différents éléments semblables, et ce sans impliquer d'ordre entre ces éléments.
Il est rappelé que la présente invention concerne le domaine technique des compresseurs d’une turbomachine d’aéronef. Celui-ci est très particulier et fait intervenir des contraintes techniques spécifiques aux compresseurs. En particulier, il a lieu de ne pas confondre et/ou amalgamer ce domaine technique à celui distinct des turbines d’une turbomachine d’aéronef. Il est notamment rappelé que l’objet d’un compresseur est de compresser de l’air pénétrant dans la turbomachine d’aéronef, à l’entrée de celle-ci, alors que celui d’une turbine est de détendre un gaz à la sortie de la chambre de combustion de la turbomachine d’aéronef. Les rôles, positions et contraintes techniques (par exemple, les vitesses de rotations, les températures, l’exposition à des débris extérieurs, ...) associées au fonctionnement d’un compresseur et d’une turbine d’une turbomachine d’aéronef sont notamment complètement différents. Un homme du métier intéressé par le domaine technique des compresseurs de turbomachines d’aéronef, et a fortiori dans le contexte technique de la présente invention très particulier introduit dans l’art antérieur, ne consulterait pas et ne s’inspirerait pas d’un document de l’état de la technique relatif aux turbines de turbomachines d’aéronef pour développer une invention relative aux compresseurs sans qu’il ressorte clairement de cet état de la technique comment prendre en compte les nombreuses différences techniques entre ces domaines techniques.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles : la figure 1 illustre une vue schématique d’une coupe bidimensionnelle d’un mode de réalisation d’une turbomachine d’aéronef sur laquelle il est prévu d’intégrer le système de contrôle selon l’invention ; les figures 2 et 3 illustrent schématiquement un champ de fonctionnement d’un compresseur basse pression d’une turbomachine d’aéronef ; la figure 4 illustre une vue schématique d’un système de contrôle selon un mode de réalisation préféré de l’invention.
Les dessins des figures ne sont pas à l’échelle. Généralement, des éléments semblables sont dénotés par des références semblables dans les figures. Dans le cadre de ce document, les éléments identiques ou analogues peuvent porter les mêmes références. En outre, la présence de numéros ou lettres de référence aux dessins ne peut être considérée comme limitative. Description détaillée de modes de réalisation particuliers de l’invention
Cette partie du texte présente une description détaillée de modes de réalisation préférés de la présente invention. Cette dernière est décrite avec des réalisations particulières et des références à des figures mais l’invention n’est pas limitée par celles-ci. En particulier, les dessins ou figures décrits ci-dessous ne sont que schématiques et ne sont pas limitants.
Plusieurs références sont représentées sur certaines de ces figures essentiellement comme repères géométriques abstraits dans le but de quantifier et/ou visualiser des propriétés de modes de réalisation de l’invention. Par exemple, la référence Z désigne ci-après une direction parallèle à l’axe le long duquel sont assemblés les étages d’un compresseur d’une turbomachine d’aéronef. Cet axe correspond préférentiellement à l’« axe moteur » de la turbomachine d’aéronef et est dirigé d’« amont » en « aval ». Les termes « en entrée » et « en sortie » d’un compresseur » font, quant à eux, référence aux extrémités respectivement amont et aval du compresseur. Dans le cadre de ce document, il est également fait référence aux directions qui suivent :
- « axiale » consistant de préférence en une direction parallèle à l’axe moteur,
- « circonférentielle » consistant de préférence en une direction essentiellement elliptique, préférentiellement circulaire, autour de à l’axe moteur; et
- « radiale » consistant de préférence en une direction perpendiculaire à l’axe moteur.
Les termes « axialement » et « radialement » sont respectivement dérivés des termes « axial » et « radial » avec une signification préférentielle analogue. Les termes « circonférentielle » et « radiale » font préférentiellement référence à un système de coordonnées polaires connu d’un homme du métier dans chaque plan perpendiculaire à l’axe moteur. La figure 1 comprend un repère qui illustre de façon schématique ces directions axiale Z, radiale R et circonférentielle C.
La figure 1 illustre une coupe d’une turbomachine d’aéronef 100 sur laquelle il est prévu d’intégrer le système de contrôle selon l’invention. Il s’agit plus précisément d’une turbomachine axiale à double flux comprenant de façon successive, le long de l’axe moteur, une soufflante 110, un compresseur basse pression 120, un compresseur haute pression 130, une chambre de combustion 160, une turbine haute pression 140 et une turbine basse pression 150. Ces éléments sont connus d’un homme du métier. En fonctionnement, la puissance mécanique des turbines basse 150 et haute 140 pression est transmise via des arbres 101 et 102 aux compresseurs basse 120 et haute 130 pression respectivement, ainsi qu’à la soufflante 110 via l’arbre 101. Les rotors de ces compresseurs tournent autour de l’axe moteur leur permettant d’aspirer et de comprimer de l’air pour l’amener à des vitesse, pression et température adaptées, jusqu’à l’entrée de la chambre de combustion 160. La soufflante 110 permet de générer des flux d’air primaire 106 et secondaire 107 en amont du compresseur basse pression 120. Le flux d’air primaire 106 est principalement destiné à traverser axialement la turbomachine d’aéronef 100, alimentant par cette occasion la chambre de combustion 160, alors que le flux d’air secondaire 107 est principalement destiné à générer une réaction de poussée nécessaire au vol de l’aéronef. Bien que non référencés de façon systématique sur la figure 1 , chaque compresseur et chaque turbine comprend un ou plusieurs étages et chaque étage comprend un aubage fixe et un aubage mobile apte à être mis en rotation autour de l’axe moteur. Pour le compresseur basse pression 120, ces aubages fixes et mobiles sont respectivement référencés par 121 et 122. Dans la figure illustrée, des aubages fixes du compresseurs haute pression 130 situé en amont de ce dernier sont munis d’un système de calage variable 133 des aubes. Conformément à l’exposé de la section d’art antérieur, le compresseur basse pression 120 est prévu pour une vitesse de rotation plus élevée que ceux qui sont actuellement utilisés, et il est muni d’un système de calage variable 123 sur un aubage fixe 121 en amont du compresseur basse pression 120. Il est à noter que cette représentation n’est aucunement limitative du nombre ou de la position des systèmes de calage variable qu’est susceptible de comprendre le compresseur basse pression 120. Le système de calage variable 123 comprend de préférence un anneau VSV et au moins un vérin couplé mécaniquement à l’anneau. Etant donné que la vitesse de la soufflante 110 est limitée, il peut être nécessaire d’adjoindre un réducteur 111 pour réduire sa vitesse de rotation par rapport à celle de l’arbre 101 auquel elle est associée, de la turbine 150 et du compresseur 120 basse pression. Par ailleurs, dans le cas où la soufflante 110 est de grand diamètre (et plus particulièrement dans le cas d’une turbomachine d’aéronef du type UHBR), il peut être également prévu d’adjoindre un système de calage variable 112 à la soufflante 110.
La figure 2 illustre une configuration du champ de fonctionnement 99 du compresseur basse pression 120. Les axes 97 et 98 indiquent de façon respective le débit réduit W2R = W2 VT2 / P2 et le taux de compression P25/P2 du compresseur basse pression 120. Une ligne de pompage 71 est estimée et une marge (au pompage) minimale 72 est définie. Des courbes d’iso-vitesses croissantes 90A, 90B, 90C sont représentées. Sur une de ces courbes 90A, 90B, 90C, un point de fonctionnement d’une ligne de fonctionnement 80 du compresseur basse pression 120 est donnée par le débit réduit en sortie de ce dernier, à savoir W25R = W2 VT25 / P25, qui correspond essentiellement au débit réduit du compresseur haute pression 130. Ainsi, une variation de ce débit réduit W25R va affecter la ligne de fonctionnement 80 du compresseur basse pression 120 et donc son débit réduit W2R. Par exemple, il est illustré en figure 2 que, sur une même courbe d’iso-vitesse, pour un débit réduit W25R plus grand du compresseur haute pression 130, la ligne de fonctionnement 80’ migre et le taux de compression du compresseur basse pression 120 devient plus faible et donc plus éloigné de la ligne de pompage 71 , affectant ainsi les performances du compresseur basse pression 120. Cet exemple l’importance de tenir compte des paramètres de l’étape (b) relatif au compresseur haute pression 130 lors de la détermination du calage variable des aubes d’un aubage fixe 121 (aussi appelé « redresseur ») du compresseur basse pression 120. Cette prise en compte de paramètres relatifs au fonctionnement du compresseur haute pression 130 dans le contrôle du calage variable des aubes du redresseur 121 du compresseur basse pression 120 est au cœur de l’invention et se distingue particulièrement de la pratique en matière de contrôle de calage variable pour le compresseur haute pression 130, un tel contrôle reposant généralement uniquement sur la prise en compte de paramètres associés au fonctionnement de ce même compresseur.
La figure 3 illustre une configuration du champ de fonctionnement 99 du compresseur basse pression 120. Les références identiques à celles de la figure 2 correspondent à des éléments identiques. Dans cette configuration, les courbes 91 , 92, 93 et 94 représentent des courbes d’une même iso-vitesse pour des calages d’aubes différents du redresseur 121. La zone 81 correspond aux points de fonctionnements du compresseur basse pression 120 optimaux du point de vue de son rendement, ceux-ci n’étant donc pas éloignés de façon excessive de la marge 72. La ligne de fonctionnement 82 est alors tracée pour un débit réduit W25R constant du compresseur haute pression 130 (estimé via les paramètres de l’étape (b)) une vitesse réduite N1 R (calculée via les paramètres de l’étape (a)) du compresseur basse pression 120. Ainsi, il est possible de déterminer le calage des aubes du redresseur 121 qui respecte à la fois la marge minimale 72 tout en procurant les meilleures performances au compresseur basse pression 120. Dans le cas de la figure 3, le point de fonctionnement correspondant est situé à l’intersection de la courbe 93 et de la ligne de fonctionnement 82. D’où, le calage des aubes du redresseur 121 privilégié est celui qui correspond à la courbe 93.
La figure 4 illustre schématiquement un système de contrôle 1 selon un mode de réalisation préféré de l’invention et parfaitement adapté pour être intégré dans la turbomachine d’aéronef 100 illustrée en figure 1. Le système de contrôle 1 comprend des moyens de mesures 21 , 22 pour prendre les mesures requises aux étapes (a) et (b) de la méthode de l’invention, ainsi qu’un moyen de mesure 23 du calage variable des aubes du redresseur 121 par une mesure de position du vérin du système de calage 123. Le système de contrôle 1 comprend aussi une unité logique 10 et des connexions électroniques 31 , 32, 33 avec les moyens de mesure 21 , 22, 23 pour que ceux-ci puissent transmettre leurs mesures à l’unité logique 10. L’unité logique 10 est configurée de façon à mettre en œuvre l’étape (c) de la méthode de contrôle selon l’invention, préférentiellement par une application directe d’une loi de calage programmée sur les paramètres mesurés aux étapes (a) et (b). L’unité logique 10 est aussi configurée pour comparer le calage variable des aubes ainsi déterminé par l’étape (c) et la mesure du calage variable des aubes du redresseur 121 par le moyen de mesure 23, de façon à contrôler ce calage variable et à déterminer la nécessité de l’ajuster. Le système de contrôle 1 comprend enfin une unité de commande 12 connectée mécaniquement au vérin du système de calage 123 de façon à pouvoir modifier le calage variable des aubes du redresseur 121. Cette unité de commande 12 reçoit ses instructions de l’unité logique 10 sous la forme d’un signal 11 générée par cette dernière lorsque le contrôle effectué sur le calage variable à mis à jour une nécessité d’ajuster celui-ci. La représentation de la figure 4 n’est aucunement limitative du nombre de moyens de mesures et de paramètres mesurés.
En résumé, l’invention concerne une méthode de contrôle d’un calage variable d’aubes d’un redresseur d’un compresseur basse pression d’une turbomachine d’aéronef sur base d’une pluralité de paramètres obtenus au préalable relatifs à ce compresseur basse pression et à un compresseur haute pression situé en aval du compresseur basse pression, le long d’un axe moteur. La présente invention concerne également un système de contrôle pour mettre en œuvre cette méthode de contrôle.
La présente invention a été décrite en relation avec des modes de réalisations spécifiques, qui ont une valeur purement illustrative et ne doivent pas être considérés comme limitatifs. D’une manière générale, il apparaîtra évident pour un homme du métier que la présente invention n’est pas limitée aux exemples illustrés et/ou décrits ci-dessus.

Claims

Revendications
1. Méthode de contrôle d’un calage variable d’aubes d’un redresseur (121 ) d’un compresseur basse pression (120) d’une turbomachine d’aéronef (100), pour une turbomachine d’aéronef (100) comprenant également un compresseur haute pression (130) situé en aval dudit compresseur basse pression (120) le long d’un axe moteur de la turbomachine d’aéronef (100), ladite méthode comprenant les étapes suivantes :
(a) obtenir les paramètres suivants :
- une vitesse de rotation du compresseur basse pression (120),
- une température en entrée du compresseur basse pression (120) ;
(b) obtenir en outre les paramètres additionnels suivants :
- une vitesse de rotation du compresseur haute pression (130),
- une température en sortie du compresseur basse pression (120) ;
(c) déterminer un calage variable desdites aubes en fonction des paramètres des étape (a) et (b) ;
(d) ajuster le calage variable desdites aubes en fonction de la détermination de l’étape (c) ; dans laquelle l’étape (c) comprend les sous-étape suivantes :
(i) calculer une vitesse de rotation réduite du compresseur basse pression en fonction de chacun des paramètres de l’étape (a) ;
(ii) estimer un débit réduit du compresseur haute pression en fonction de chacun des paramètres de l’étape (b) ;
(iii) déterminer le calage variable des aubes en fonction de :
- la vitesse de rotation réduite calculée à la sous-étape (i), et
- le débit réduit estimé à la sous-étape (ii).
2. Méthode de contrôle selon la revendication 1 , caractérisée en que la sous- étape (iii) comprend les sous-étapes suivantes :
(iii.1 ) déterminer une ligne de fonctionnement (82) du compresseur basse pression (120) dans un champ de fonctionnement (99) de ce dernier, pour la vitesse de rotation réduite calculée à la sous-étape (i) et pour le débit réduit estimé à la sous-étape (ii) appliqué en sortie du compresseur basse pression (120) ;
(111.2) définir une ligne de pompage (71) et une marge minimale (72) au pompage du compresseur basse pression (120) dans le champ de fonctionnement (99) ;
(111.3) déterminer une position de rendement optimal du compresseur basse pression (120) sur la ligne de fonctionnement (82), en tenant compte de la marge minimale (72) au pompage ;
(111.4) déterminer le calage variable des aubes associé à la position de rendement optimal déterminée à la sous-étape (iii.3).
3. Méthode de contrôle selon la revendication 2, caractérisée en ce que la marge minimale (72) au pompage est définie à la sous-étape (iii.2) en fonction d’une évaluation préalable :
- d’une incertitude de fabrication du compresseur basse pression (120), et/ou
- d’un vieillissement du compresseur basse pression (120), et/ou
- d’une incertitude de mesure d’un régime de la turbomachine d’aéronef (100), et/ou
- d’une distorsion de conditions aérodynamiques en entrée du compression basse pression (120), et/ou
- d’une incertitude sur les paramètres des étape (a) et (b), et/ou
- d’une incertitude de mesure du calage variable des aubes.
4. Méthode de contrôle selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en que les paramètres de l’étape (b) comprennent en outre un calage variable d’aubes du compresseur haute pression (130) lorsque ce dernier en comporte.
5. Méthode de contrôle selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en que les paramètres de l’étape (b) comprennent en outre, lorsque cela s’applique, un prélèvement en puissance sur un arbre (102) du compresseur haute pression (130).
6. Méthode de contrôle selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en que les paramètres de l’étape (b) comprennent en outre, lorsque cela s’applique, un prélèvement d’air en sortie du compresseur basse pression (120) et/ou dans le compresseur haute pression (130).
7. Méthode de contrôle selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en qu’elle comprend une étape (a’) de mesure d’un calage variable d’une soufflante (110) de la turbomachine d’aéronef (100) lorsque cette dernière en comporte, et en ce que la détermination du calage variable des aubes à l’étape (c) se fait aussi sur base de cette mesure du calage variable de la soufflante (110) de la turbomachine d’aéronef (100) lorsque cette dernière en comporte.
8. Système de contrôle (1 ) pour mettre en œuvre la méthode de contrôle selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant :
- des moyens de mesure (21 , 22, 23) pour :
• déterminer les paramètres des étapes (a) et (b) de la méthode susdite,
• mettre œuvre l’étape (a’) de la méthode lorsque cette dernière comprend cette étape, et
• mesurer le calage variable des aubes ;
- une unité logique (10) couplée aux moyens de mesure (21 , 22, 23) pour recevoir des mesures de ceux-ci, et configurée pour mettre en œuvre l’étape (c) de la méthode ; - une unité de commande (12) couplée à l’unité logique (10) pour ajuster un calage des aubes sur base d’une détermination de calage variable fournie par l’unité logique (10).
9. Turbomachine d’aéronef (100) comprenant un compresseur basse pression (120) et un compresseur haute pression (130) situé en aval du compresseur basse pression (120) le long d’un axe moteur, le compresseur basse pression comprenant au moins un redresseur (121) comprenant des aubes et un système de calage variable (123) de ces aubes, caractérisée en ce qu’elle comprend en outre le système de contrôle (1 ) selon la revendication précédente.
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