WO2023148462A1 - Procédé de pilotage d'un moteur à turbine à gaz - Google Patents

Procédé de pilotage d'un moteur à turbine à gaz Download PDF

Info

Publication number
WO2023148462A1
WO2023148462A1 PCT/FR2023/050152 FR2023050152W WO2023148462A1 WO 2023148462 A1 WO2023148462 A1 WO 2023148462A1 FR 2023050152 W FR2023050152 W FR 2023050152W WO 2023148462 A1 WO2023148462 A1 WO 2023148462A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
drive shaft
gas turbine
turbine engine
rotation
electric motor
Prior art date
Application number
PCT/FR2023/050152
Other languages
English (en)
Inventor
Didier René André Escure
Romuald Gentils
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Publication of WO2023148462A1 publication Critical patent/WO2023148462A1/fr

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/34—Turning or inching gear
    • F01D25/36—Turning or inching gear using electric motors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • F01D19/02—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith dependent on temperature of component parts, e.g. of turbine-casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/04—Purpose of the control system to control acceleration (u)

Definitions

  • the invention generally relates to the field of gas turbine engines, and more particularly to a method for controlling a gas turbine engine.
  • gas turbine engines can be used to provide thrust to an aircraft.
  • a gas turbine engine rises in temperature in a substantially homogeneous manner.
  • the gas turbine engine when the gas turbine engine is shut down, for example, after the aircraft has landed at an airport, the gas turbine engine cools heterogeneously. Indeed, some components cool faster than others. If the gas turbine engine is left stationary for a sufficiently long period (for example a day) all the components of the gas turbine engine gradually cool down until they reach the same temperature.
  • the gas turbine engine is restarted after being left idle for a short period (e.g. one hour)
  • some components such as high pressure spool components, still show significant differences/inhomogeneities temperature when restarting. These temperature differences can be the source of thermal expansion phenomena that can lead to deformation of the engine components.
  • the high pressure rotor line can bend between its bearings due to a vertical thermal gradient on these parts. The deflection of the rotor line induces on the one hand a closing of the static clearances between the moving blades and the casings and on the other hand creates an unbalance on the rotor/eccentric mass.
  • the static engine thermal condition combined with a dynamic unbalance response may cause friction between the blades of the high pressure compressor rotor or the high pressure turbine and the casing of the high pressure compressor or the high pressure turbine. If the rotor blades rub against the housing, this can damage the gas turbine engine and cause blade wear. Also, if the casing is coated with abradable material, this abradable material wears out and disappears, which causes an increase in the clearance between the rotor and the stator of the gas turbine engine. This results in degraded engine performance.
  • the document EP3205847 proposes for example to use an electric motor connected to the air starter with a clutch to drive the high pressure drive shaft via a gear train of an accessory box (AGB) at very low speed , below its idle speed: the engine is said to be in “rotisserie”.
  • AGB accessory box
  • EP3205834 and EP3205858 propose using computer models to predict the necessary rotation time in the rotisserie of the electric motor connected to the air starter.
  • An object of the invention is to remedy the aforementioned drawbacks, by proposing a method for controlling a gas turbine engine making it possible to limit the waiting time necessary before restarting the gas turbine engine.
  • the present invention thus relates according to a first aspect to a method for controlling a gas turbine engine, the gas turbine engine comprising a body comprising a compressor, a turbine and a drive shaft, the turbine being clean to drive the compressor via the drive shaft, and an electric motor able to drive the drive shaft in rotation
  • the control method comprising the steps of: a) estimating a temperature gradient between a first part of the body and a second part of the body, b) comparing the estimated temperature gradient with a predefined temperature gradient threshold, and c) if the temperature gradient is less than the predefined temperature gradient threshold, rotating the drive shaft with a rotational speed which varies over time according to a first rotational speed variation profile, d) if the temperature gradient is greater than the predefined temperature gradient threshold, controlling the electric motor to drive in rotation the drive shaft so as to vary the speed of rotation of the drive shaft according to a second profile of variation of speed of rotation over time, such as, when the speed of rotation of the drive shaft is within a critical range of rotational speeds, an
  • the electric motor is a starter-generator.
  • the drive shaft is capable of being driven in rotation about an axis of the gas turbine engine, and the estimated temperature gradient is obtained from temperature measurements in an upper part of the body of the gas turbine engine.
  • gas located above the axis of the gas turbine engine, and measurements of temperature in a lower part of the gas turbine engine body, located below the axis of the gas turbine engine, when the gas turbine engine is attached to an aircraft.
  • the critical interval of rotational speeds includes a rotational speed likely to generate a resonance of the body taking into account a curvature of the drive shaft
  • the critical interval of rotational speeds is defined between a first rotational speed threshold and a second rotational speed threshold, the first rotational speed threshold and the second rotational speed threshold being predetermined and dependent on the turbine engine gas.
  • a power supplied by the electric motor to the drive shaft during step d) when the rotational speed of the drive shaft is included in the critical interval of rotational speeds is determined from the gradient of temperature.
  • the control method comprises a step of measuring a first value of a body vibration parameter, the power supplied by the electric motor being further determined from the first value of the body vibration parameter.
  • the control method comprises a step of starting the gas turbine engine and a step prior to the step of starting the gas turbine engine during which the electric motor rotates the drive shaft so as to rotate the drive shaft at a rotational speed of less than 10 revolutions per minute.
  • the control method comprises a step of controlling the pressure of at least one damping fluid film arranged between the drive shaft and a casing of the gas turbine engine.
  • Step d) comprises the supply of power by the electric motor to the drive shaft when the speed of rotation of the drive shaft is included in the critical interval, a step of measuring a second value of a body vibration parameter and, if the second value of the body vibration parameter is greater than a vibration parameter threshold, the power supplied by the electric motor to the drive shaft is reduced.
  • the casing is a high pressure casing
  • the compressor is a high pressure compressor
  • the turbine is a high pressure turbine
  • the drive shaft is a high pressure drive shaft
  • the gas turbine engine comprises in addition to a low pressure body comprising a fan, a low pressure turbine and a low pressure drive shaft, the low pressure turbine being capable of driving the fan via the low pressure shaft.
  • the invention relates to a gas turbine engine, comprising a body comprising a compressor, a turbine and a drive shaft, the turbine being capable of driving the compressor via the drive shaft , an electric motor capable of driving the drive shaft in rotation, and a control module configured to control the gas turbine engine according to the steps of the method as defined above.
  • the drive shaft is adapted to be driven in rotation around an axis of the gas turbine engine, and comprising at least two temperature sensors, including a first temperature sensor configured to measure a first temperature of a part top of the gas turbine engine casing, located above the axis of the gas turbine engine, and a second temperature sensor configured to measure a second temperature of a lower part of the gas turbine engine casing , located below the centerline of the gas turbine engine, when the gas turbine engine is attached to an aircraft.
  • the invention relates to an aircraft characterized in that it comprises the gas turbine engine described above.
  • FIG. 1 schematically represents a gas turbine engine according to one possible embodiment of the invention
  • FIG. 2 schematically represents the position of the sensors in the gas turbine engine according to a possible embodiment of the invention
  • FIG. 3 schematically represents the steps of a method for controlling a gas turbine engine according to a possible embodiment of the invention
  • FIG. 4 is a diagram schematically representing a speed of rotation of a drive shaft of the gas turbine engine, an acceleration of the rotation of the drive shaft, as a function of time, according to two modes of distinct control of the gas turbine engine and a profile of power delivery by the electric motor to the drive shaft.
  • the present invention relates to a gas turbine engine 1 which comprises a fan 2, a low pressure body 3, a high pressure body 4, a combustion chamber 5 and a gas exhaust nozzle 6 .
  • the high pressure body 4 comprises a high pressure compressor 41, a high pressure turbine 42 and a high pressure drive shaft 43 coupling the high pressure turbine 42 to the high pressure compressor 41.
  • the low pressure body 3 comprises a low pressure compressor 31, a low pressure turbine 32 and a low pressure drive shaft 33 coupling the low pressure turbine 32 to the low pressure compressor 31, and extending inside the shaft. high pressure drive train 43.
  • the high pressure turbine 42 rotates the high pressure compressor 41 via the high pressure drive shaft 43, while the low pressure turbine 32 rotates the low pressure compressor 31 and the fan 2 by the intermediate of the low pressure drive shaft 33.
  • the low pressure drive shaft 33 is rotatably mounted around an axis of rotation X parallel to a longitudinal direction of the gas turbine engine 1.
  • the high pressure drive shaft 43 is rotatably mounted around the axis of rotation X.
  • the low pressure drive shaft 33 and the high pressure drive shaft 43 are coaxial.
  • the high pressure drive shaft 43 extends around the low pressure drive shaft 33.
  • the high pressure compressor 41 comprises a high pressure compressor casing 412, a high pressure compressor stator 414, mounted fixed relative to the high pressure compressor casing 412, and a high pressure compressor rotor 416, capable of being driven in rotation by relative to the high pressure compressor stator 414, around the axis of rotation X.
  • the low pressure compressor 31 comprises a low pressure compressor casing 312, a low pressure compressor stator 314, fixedly mounted relative to the low pressure compressor 312, and a low pressure compressor rotor 316, adapted to be driven in rotation relative to the low pressure compressor stator 314, around the axis of rotation X.
  • the high pressure turbine 42 comprises a high pressure turbine casing 422, a high pressure turbine stator 424, mounted fixed relative to the high pressure turbine casing 422, and a high pressure turbine rotor 426, capable of being driven in rotation by relative to the high pressure turbine stator 424, around the axis of rotation X.
  • the low pressure turbine 32 comprises a low pressure turbine casing 322, a low pressure turbine stator 324, mounted fixed relative to the casing of low pressure turbine 322, and a low pressure turbine rotor 326, capable of being driven in rotation relative to the low pressure turbine stator 324, around the axis of rotation X.
  • fan 2 is driven in rotation by low-pressure turbine 32, which causes air to circulate from upstream to downstream of gas turbine engine 1 .
  • Part of the air passing through fan 2 passes successively through the low pressure compressor 31, the high pressure compressor 41, then is injected into the combustion chamber 5.
  • the air is mixed with fuel.
  • the combustion of the fuel generates exhaust gases which flow successively through the high pressure turbine 42, then through the low pressure turbine 32, and which are evacuated via the exhaust gas nozzle 6.
  • the gas turbine engine 1 comprises bearings 7 which make it possible to guide the high pressure drive shaft 43 and the low pressure drive shaft 33 in rotation.
  • the gas turbine engine 1 comprises two bearings 7 located downstream of the low pressure compressor 31, a bearing 7 upstream of the high pressure compressor 41, a bearing 7 downstream of the high pressure turbine 42 and finally a bearing 7 in downstream of the low pressure turbine 32.
  • These bearings include high pressure body bearings 72 suitable for guiding the high pressure drive shaft 43 in rotation, and low pressure body bearings 74 suitable for guiding the drive shaft in rotation. low pressure drive 33.
  • the high pressure body bearings 72 comprise the bearing 7 located upstream of the high pressure compressor 41 as well as the bearing 7 located downstream of the high pressure turbine 42.
  • each bearing 7 comprises an inner ring 73 and an outer ring 74, and one of the inner ring 73 and the outer ring 74 is fixedly mounted on the casing of the gas turbine engine 14, while that the other of the inner ring 73 and the outer ring 74 is fixedly mounted on the drive shaft 33, 43.
  • the outer ring 74 is fixed to a bearing support integral with the turbine engine casing gas turbine 14. More preferably, the bearing support extends from the outer race 74 to a fixed flange with respect to the gas turbine engine casing 14.
  • the bearings 7 thus constitute interfaces between the drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 and the gas turbine engine casing 14.
  • a damping fluid film 75 is arranged between a bearing 7 and the gas turbine engine casing 14.
  • the film damping fluid 75 is a lubricating film like an oil film. In a certain embodiment, the oil is supplied via a common oil circuit to the bearings 7.
  • the gas turbine engine 1 further comprises an electric motor 15.
  • the electric motor 15 is capable of rotating one of the drive shafts 33, 43.
  • the electric motor 15 makes it possible to rotate one of the drive shafts 33, 43 relative to the casing of the gas turbine engine 14.
  • the electric motor 15 is able to drive the high pressure drive shaft 43 in rotation. 15 can be connected directly to a drive shaft 33, 43 via a transmission gear or be connected to an accessory gearbox 150 (in English, “accessory gearbox” or “AGB”).
  • the accessory drive unit 150 generally comprises one or more gear trains which are capable of being driven in rotation by mechanical removal by means of a bevel gear on the drive shaft 33, 43 and a radial transmission shaft 151, on which are coupled various accessories such as high pressure fuel pumps, pumps for lubrication, etc...
  • the electric motor 15 can be connected to an accessory drive box 150 , itself connected to a drive shaft 33, 43 to be driven in rotation via a radial transmission shaft 151.
  • the electric motor 15 is a starter-generator.
  • a starter-generator is a motor, usually an electric motor, used to start the gas turbine engine 1.
  • the starter-generator 15 is an electric motor 15 capable of driving the one of the drive shafts 33, 43 in rotation, for example in the case of a gas turbine engine 1 hybrid.
  • Hybrid gas turbine engines operate using both electrical energy and thermal energy from the combustion of the gases in the combustion chamber 5.
  • the present invention does not involve adding to the gas turbine engine 1 a dedicated electric motor 15 but to use an electric motor 15 already present in the gas turbine engine 1 . This makes it possible not to clutter up the gas turbine engine 1, not to weigh it down and not to increase its manufacturing cost.
  • the gas turbine engine 1 comprises at least two temperature sensors 17.
  • the temperature sensors temperature sensors 17 are configured to collect data relating to the temperature of one of the casings 3, 4 of the gas turbine engine 1.
  • the temperature sensors 17 are fixed to the high pressure compressor casing 412 or to the high pressure turbine 422.
  • the two temperature sensors 17 are located on a casing surrounding the primary stream at a distance of less than 20 cm and, more preferably still, at a distance of less than 10 cm from the primary stream.
  • the temperature sensors 17 are located opposite the high pressure compressor 41 or the high pressure turbine 42.
  • the two temperature sensors 17 comprise a first temperature sensor 171 located on an upper part of the body 35, 45 of the gas turbine engine 1 and a second temperature sensor 172 located on a lower part of the body 36, 46 of the gas turbine engine 1 .
  • the first temperature sensor 171 is located on an upper part of the high pressure compressor casing 412 or on an upper part of the high pressure turbine casing 422 and the second temperature sensor 172 is located on a lower part of the high pressure compressor 412 or of the high pressure turbine casing 422.
  • These temperature sensors 17 make it possible to collect different temperature values of the gas turbine engine 1 which will make it possible to calculate a temperature gradient between an upper part of the body 35, 45 of the gas turbine engine 1 and a lower part of the body 36, 46 of the gas turbine engine 1.
  • the terms “high” and “low” are to be interpreted by considering the gas turbine engine 1 mounted fixed on an aircraft 100, the aircraft 100 being placed on horizontal ground.
  • a lower part of the body 36, 46 of the gas turbine engine 1 is located closer to the ground than an upper part of the body 35, 45 of the gas turbine engine 1 when the gas turbine engine gas 1 is attached to the aircraft 100 and the aircraft 100 is placed on the horizontal ground.
  • the two temperature sensors 17 are located relative to each other in diametrically opposite positions relative to the axis of rotation X.
  • the gas turbine engine 1 comprises a rotational speed sensor 18.
  • the rotational speed sensor 18 is configured to measure the rotational speed of the high drive shaft. pressure 43.
  • the rotational speed sensor 18 is for example fixed to the high pressure drive shaft 43.
  • the rotation speed sensor 18 can be fixed on the radial transmission shaft 151 connected to the accessory drive box 150.
  • the rotation speed of the high pressure drive shaft 43 is obtained at from the rotational speed measurement of the radial transmission shaft 151 and a meshing ratio between the high pressure drive shaft 43 and the radial transmission shaft 151.
  • the gas turbine engine 1 comprises a vibration sensor.
  • the vibration sensor 19 is configured to measure a vibration parameter of a body 3, 4 of the gas turbine engine 1.
  • the vibration parameter is for example a displacement, a speed or an acceleration. This vibration parameter is expressed for example in mils DA within the framework of the measurement of a vibration parameter of a low pressure body 3 and in inch/sec PeaK within the framework of the measurement of a vibration parameter of a high pressure body 4.
  • the vibration sensor 19 is for example fixed to a bearing support or to a flange of the low pressure body 3 or of the high pressure body 4.
  • the vibration sensor 19 is thus advantageously positioned so as to capture/characterize gas turbine engine vibrations 1 .
  • the position of the vibration sensor 19 can therefore vary depending on the model of the gas turbine engine 1 .
  • the present invention relates to a method of controlling the gas turbine engine 1.
  • the present method is preferably carried out before the drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 rotates at an idle speed.
  • the idle speed of the drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 (hereinafter referred to as "idle speed of the gas turbine engine 1" for brevity) is typically the minimum and stabilized rotational speed of the engine.
  • the idle speed of the gas turbine engine 1 is a speed of rotation of the drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 when the aircraft 100 is on the ground, stationary or moving, for example for the waiting or taxiing phases.
  • the idle speed of gas turbine engine 1 is typically the speed minimum rotation at which the drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 rotates after the start of the gas turbine engine 1.
  • the start period of the gas turbine engine 1 is that during which a starter - generator is necessary to drive the drive shaft 33, 43 in rotation. It is therefore understood that the idle speed of the gas turbine engine 1 is the speed reached by the gas turbine engine 1 when the starter-generator is off (ie the start-up period is therefore over).
  • the method first comprises a step a) in which a temperature gradient between a first part of the body 35, 45 of the gas turbine engine 1 and the second part of the body 36, 46 is estimated.
  • the temperature gradient is a temperature gradient between the first part of the high pressure body 45 (and not the first part of the low pressure body 35) of the gas turbine engine 1 and the second part of the body high pressure 46 (and not the second part of the low pressure body 36) of the gas turbine engine 1.
  • the temperature gradient is obtained from at least two temperature values which are measured by the two temperature sensors 17 of the gas turbine engine 1 (i.e.
  • the estimated temperature gradient is obtained from temperature values measured in the upper part of the body 35, 45 of the gas turbine engine 1, located above the axis of the gas turbine engine 1, and temperature values measured in the lower part of the body 36, 46 of the gas turbine engine 1, located below the axis of the gas turbine engine 1, when the gas turbine engine 1 is attached to an aircraft 100.
  • the temperature gradient is thus obtained from at least two temperature values including a first temperature value of an upper part of the body 35, 45 of the gas turbine engine 1 and a second value lower body temperature 36, 46 of the gas turbine engine 1.
  • the estimated temperature gradient is estimated from at least two temperature values including a first temperature value of an upper part of the high pressure body 45 (preferably an upper part of the high pressure compressor 415) and a second temperature value of a lower part of the high pressure body 46 (preferably a lower part of the high pressure compressor 417).
  • the estimated temperature gradient is advantageously representative of the temperature variation between the upper part of the high pressure body 45 and the lower part of the high pressure body 46.
  • the temperature of the body 3, 4 of the gas turbine engine 1 becomes heterogeneous. It is in particular the temperature of the high pressure body 4 which becomes heterogeneous. Indeed, in operation of the gas turbine engine 1, the high pressure body 4 is much hotter than the low pressure body 3.
  • the lower part of the high pressure body 46 cools more faster than the upper part of the high pressure body 45. This is simply because the air in the stationary gas turbine engine stratifies, the lighter hot air rises. Thus, the air heated by the components of the gas turbine engine 1 cooling tends to rise. Consequently, the upper part of the high pressure body 45 is heated by hot air while the lower part of the high pressure body 46 is less subject to this phenomenon and therefore cools faster than the upper part of the high pressure body 45.
  • the temperature difference between a point of the upper part of the high pressure body 45 and a point of the lower part of the high pressure body 46 is typically between 30 and 50 degrees.
  • the estimated temperature gradient of the high pressure body 4 is therefore representative of the thermal heterogeneity of the high pressure body 4 due to this phenomenon.
  • step a) of the method is implemented before or during the start-up of the gas turbine engine 1.
  • the start-up of the gas turbine engine 1 comprises, without limitation, the following steps:
  • the gas flows pass through the turbines 32, 42 then leave the gas turbine engine 1 via the exhaust nozzle 6 and the drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 is driven in rotation thanks to these gas flow,
  • the start is complete when the gas turbine engine 1 operates autonomously, that is to say when the drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 rotates without requiring drive by the starter-generator . After the start is completed, the gas turbine engine 1 is considered to be started.
  • the temperature gradient can therefore be estimated even before the start of the gas turbine engine 1, i.e. before the rotational drive of the drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 up to a rotational speed starting. Also, the temperature gradient can be estimated during the start of the gas turbine engine 1 . By estimating the temperature gradient before or during the start of the gas turbine engine 1, the estimated temperature gradient is representative of the temperature heterogeneity of the body 3, 4 of the gas turbine engine 1 during or following a stop of the gas turbine engine 1.
  • the estimation of thermal gradient can be carried out from different types of measurements of temperature values.
  • the measurements can be carried out on the test bench, that is to say when the gas turbine engine 1 is not mounted on an aircraft and it is tested .
  • the measurement of the temperature values for the estimation of the temperature gradient can be carried out when the gas turbine engine 1 is already started to know the evolution of the temperature heterogeneity of the body 3, 4 of the engine gas turbine engine 1 during start-up or following start-up and following shutdown of the gas turbine engine 1 .
  • the measurements of temperature values are carried out in the fleet, that is to say when the gas turbine engine 1 is mounted on an aircraft and the aircraft is in use.
  • the temperature measurements are therefore carried out under "real conditions", ie under traditional conditions of use of a gas turbine engine 1.
  • the temperature values are captured before and during the first moments of rotation of the drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 until a time t (less than 5 min, preferably less than 1 min, even more preferably less than 15 seconds) and depending on the gradient estimated from the measurements, the variation profile is chosen according to step b).
  • the instant t depends on the speed and the position of the modes.
  • the temperature measurements are carried out on a digital twin of the gas turbine engine 1, therefore in a simulated manner.
  • the present method can be implemented on a gas turbine engine 1 under different conditions (test bench, fleet, simulation, etc.) which are not limited to the present description.
  • the estimated temperature gradient is compared with a predefined temperature gradient threshold.
  • the predefined temperature gradient threshold corresponds to a temperature gradient of a body 3, 4 of the gas turbine engine 1 from which a drive shaft 33, 43 of the gas turbine engine 1 is bent in such a way that, when the drive shaft 33, 43 is rotated, damage to the gas turbine engine 1 takes place.
  • the drive shaft 33, 43 concerned is preferably the high pressure drive shaft 43.
  • the predefined temperature gradient threshold corresponds to a temperature gradient of the body 3 or 4 of the turbine engine gas turbine 1 from which the drive shaft 33 or 43 is bent so that, when it is rotated, it vibrates to the point of causing damage to the gas turbine engine 1.
  • the temperature gradient threshold corresponds to a temperature gradient of the body 3, 4 of the gas turbine engine 1 from which the drive shaft 33, 43 is bent in such a way that, when it is driven in rotation, it is likely to generate a resonance of the body 3 or 4, which causes damage to the gas turbine engine 1.
  • the temperature gradient threshold is associated with a bending of a drive shaft 33, 43, bending from which it is estimated that the drive shaft 33, 43 will be bent to the point of generating damage to the gas turbine engine 1 .
  • the estimated temperature gradient allows to determine an estimate of the bending of the drive shaft 33, 43, for example a radius of curvature.
  • the estimated temperature gradient makes it possible to determine an arrow, ie a maximum displacement value, of the drive shaft 33, 43. Then, the arrow makes it possible to determine the bending of the drive shaft 33, 43.
  • the temperature gradient makes it possible to know at what point the drive shaft 33, 43 is bent.
  • a model is used to determine the deflection of the drive shaft 33, 43 as a function of the estimated temperature gradient. By comparing the estimated temperature gradient to the temperature gradient threshold, it is possible to determine whether the drive shaft 33, 43 is bent to such an extent that damage to the gas turbine engine 1 will take place.
  • the drive shaft 33, 43 is driven in rotation with a rotational speed which varies over time according to a first profile rotational speed variation.
  • the first rotational speed variation profile is a conventional rotational speed variation profile for reaching the idle rotational speed of the drive shaft 33, 43.
  • the first rotational speed variation profile over time is a rotational speed variation profile of a conventional drive shaft 33, 43, before reaching an idle rotational speed.
  • the drive shaft 33, 43 is driven in rotation with a rotational speed which increases over time due to an acceleration applied to the drive shaft 33, 43 by the starter-generator.
  • an acceleration is applied to the drive shaft 33, 43 by the starter-generator during starting to allow the drive shaft 33, 43 to accelerate until it reaches a slow rotation speed.
  • An example of a first rotational speed variation profile C1 is illustrated in FIG. 4. Curves C1 and C2 in FIG. 4 illustrate changes in the rotational speed as a function of time.
  • the starter-generator 15 is controlled to drive the drive shaft 33, 43 in rotation so as to vary the speed of rotation of the drive shaft 33, 43 according to a second profile of rotation speed variation over time such that, when the speed of rotation of the drive shaft 33, 43 is included in a critical interval of rotational speeds, an acceleration of the rotation of the drive shaft 33, 43 is greater than an acceleration of the rotation of the drive shaft 33, 43 according to the first rotational speed variation profile in the same critical range of rotational speeds.
  • step d) damage to the gas turbine engine 1 takes place when the speed of rotation of the curved drive shaft 33, 43 is included in a critical range of rotation speeds because the drive shaft 33, 43 , and therefore the body 3, 4, vibrates more intensely. More particularly, if the curved drive shaft 33, 43 rotates at a speed comprised in the critical range of rotational speeds, the body 3, 4 is likely to come into resonance. Thanks to the implementation of step d), the drive shaft 33, 43 rotates for the shortest time possible according to a speed of rotation included in the critical range of speeds of rotation, which makes it possible to limit the damage of the gas turbine engine 1.
  • the period during which the drive shaft 33, 43 rotates at a rotational speed within the critical range of rotational speeds is reduced compared to the conventional drive profile of the drive shaft 33, 43. It follows that the harmful consequences (ie degradation of the gas turbine engine 1) of the curved drive shaft 33, 43 will be reduced.
  • step d) consists in controlling the motor electric 15 for, when the speed of rotation of the drive shaft 33, 43 is included in the critical range of speeds of rotation, to accelerate the drive shaft 33, 43, if the temperature gradient is greater than the temperature gradient threshold.
  • the rotational speed of the drive shaft 33, 43 varies according to a second rotational speed variation profile over time which is different from the first rotational speed variation profile over time. Indeed, if the speed of rotation of the drive shaft 33, 43 varies according to the second rotation speed variation profile, then the speed of the drive shaft 33, 43, when it is included in the critical interval of rotational speeds increases more rapidly than if the rotational speed of the drive shaft 33, 43 varied according to the first profile.
  • FIG. 4 An example of a second rotational speed variation profile C2 is illustrated in FIG. 4. If the temperature gradient is greater than the temperature gradient threshold, the drive shaft 33, 43 is accelerated, when its rotational speed is included in the critical range of rotational speeds, by the electric motor 15 and this acceleration is greater than an acceleration of the drive shaft 33, 43 if the temperature gradient was lower than the temperature gradient threshold. To apply this acceleration, the electric motor 15 applies power to the drive shaft 33, 43.
  • Curve C3 of Figure 4 illustrates this application of power.
  • Curve C3 is a schematic binary curve (state A when no power is applied and state B when power is applied) which schematizes the supply of power to the drive shaft 33, 43 when the speed of rotation of the drive shaft 33, 43 reaches the lower limit of the critical range of rotational speed.
  • the present method does not require the aircraft 100 to wait on the tarmac while the temperature of the body 3, 4 becomes uniform before being able to start the gas turbine engine 1 of the aircraft 100.
  • step d) of the present method is implemented during the start-up process of the gas turbine engine 1.
  • the control method which has just been described therefore makes it possible to limit the damage to the gas turbine engine 1 caused by the thermal heterogeneity of the body 3, 4 without preventing the gas turbine engine 1 from starting.
  • step d) the electric motor 15 accelerates the drive shaft 33, 43 to pass the critical range of rotational speeds more quickly.
  • the critical rotational speed interval is the set of rotational speeds comprised between a first rotational speed threshold and a second rotational speed threshold.
  • the first rotational speed threshold is the lower limit of the critical interval of rotational speeds.
  • the second rotational speed threshold is the upper limit of the critical interval of rotational speeds.
  • the electric motor 15 can accelerate the drive shaft 33, 43 when the latter rotates at a speed of 3500 revolutions per minute until the drive shaft 33, 43 reaches a speed of 7000 Rotations per minute.
  • the rotation speed sensor 18 makes it possible to detect when the drive shaft 33, 43 is rotating at a rotation speed equal to the first rotation speed threshold or to the second rotation speed threshold. It is therefore understood that, if the estimated temperature gradient is greater than the predefined temperature gradient threshold, the electric motor 15 accelerates the drive shaft 33, 43 as soon as the drive shaft 33, 43 rotates at a speed rotation equal to the first rotation speed threshold.
  • the rotational speed increases faster according to the second rotational speed variation profile than according to the first rotational speed variation profile.
  • the first and second rotational speed thresholds are preferably predetermined and depend on the gas turbine engine 1.
  • the critical interval of rotational speeds depends on the type (i.e. of the model) of the gas turbine engine 1.
  • the speed of rotation liable to generate resonance of the body (3, 4), which would cause damage to the gas turbine engine 1 depends on the geometry of the gas turbine engine 1 and therefore on the type of gas turbine engine 1
  • the first and second rotation speed thresholds are predetermined for a gas turbine engine 1 .
  • the electric motor 15 is configured to supply, apply power to the drive shaft 33, 43 and makes it possible to accelerate the rotation of the drive shaft 33, 43. From the power applied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 derives directly from the rotational acceleration of the drive shaft 33, 43 caused by the electric motor 15. More specifically, the greater the power applied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43, the greater the acceleration of the rotation of the drive shaft 33, 43 is important.
  • the power applied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 depends first of all on the electric motor 15 used. Indeed, the power applied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 cannot exceed the maximum power applicable by the electric motor 15. In one embodiment, the power applied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 is fixed. For example, the electric motor 15 applies a constant power of 350 kW to the drive shaft 33, 43.
  • a power supplied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 during step d) when the speed of rotation of the drive shaft 33, 43 is included in the critical interval of rotational speeds is determined from the temperature gradient.
  • the power supplied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 depends on the bending of the drive shaft 33, 43 caused by the temperature gradient.
  • the greater the temperature gradient the greater the bending of the drive shaft 33, 43 and the greater the vibrations of the body 3, 4 are likely to be when the drive shaft 33, 43 rotates at a speed of rotation comprised in the critical range of speeds of rotation. Consequently, the greater the temperature gradient, the greater the damage to the gas turbine engine 1 is likely to be.
  • the drive shaft 33, 43 it is all the more desirable for the drive shaft 33, 43 to rotate for the shortest possible time range at a rotational speed comprised in the critical interval of rotational speeds.
  • the temperature gradient is large, it is desired to more intensely accelerate the speed of rotation of the drive shaft 33, 43 when the drive shaft 33, 43 rotates at a speed of rotation comprised within the critical range of rotational speeds.
  • the temperature gradient is low, the damage to the gas turbine engine 1 is less significant and it is not as necessary for the drive shaft 33, 43 to rotate for the shortest possible time range at a rotational speed within the critical interval of rotational speeds.
  • the greater the temperature gradient the greater the power applied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 is important to further accelerate the rotation of the drive shaft 33, 43 in the critical range of rotational speeds.
  • the method comprises a step of measuring a first value of a vibration parameter of the body 3, 4, and the power supplied by the electric motor (15) is further determined from the first value of the body vibration parameter (3.4).
  • the power applied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 is determined according to at least one measurement of at least one vibration parameter of a body 3, 4 of the gas turbine engine 1 .
  • the value of the vibration parameter makes it possible to estimate the intensity of the vibrations of the body 3, 4 when the drive shaft 33, 43 will rotate at a rotational speed within the critical speed range.
  • the power supplied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 is adapted to this estimation of vibration intensity.
  • the power supplied by the electric motor 15 to the drive shaft 33, 43 is adapted so as not to cause additional vibrations which would generate a degradation of the gas turbine engine 1.
  • the acceleration of the The drive shaft 33, 43 controlled by the electric motor 15 can result in vibrations of the body 3, 4 and therefore damage to the gas turbine engine 1. It is therefore desirable that the intensity of the vibrations due to the acceleration of the drive shaft 33, 43 not exceed a vibration parameter threshold and therefore that the acceleration of the drive shaft 33, 43 must not exceed a certain corresponding acceleration threshold. Consequently, during the implementation of step d), second values of a vibration parameter of the body 3, 4 are measured by a vibration sensor 18 then are compared with the vibration parameter threshold.
  • the electric motor 15 is controlled so that the power supplied to the drive shaft 33, 43 is reduced and, therefore, the rotational acceleration of the drive shaft 33, 43 is decreased.
  • the method for controlling the gas turbine engine 1 comprises a step aO), prior to step a), during which the electric motor 15 rotates the drive shaft 33 , 43 so as to rotate the drive shaft 33, 43 with a low rotational speed, less than 10 revolutions per minute.
  • the slowed rotation speed is less than 5 rotations per minute.
  • the slowed rotation speed is less than 2 rotations per minute.
  • step aO) is implemented before starting the gas turbine engine, that is to say when the gas turbine engine is stopped.
  • Step aO) is for example implemented when the aircraft 100 is stationary, on the tarmac. Step aO) makes it possible to limit the thermal heterogenization, i.e.
  • the method further comprises a step of controlling the pressure of at least one damping fluid film 75 placed between the shaft drive 33, 43 and the casing of the gas turbine engine 14.
  • these damping fluid films whose pressure is controlled are preferably located between the high-pressure body bearings 4 and the high-pressure body casing 4.
  • these damping fluid films are lubricating layers such as oil. The purpose of these damping fluid films is to dampen the vibrations of the drive shaft 33, 43. Indeed, when the drive shaft 33, 43 vibrates, as for example when it is bent, all the components mounted on the drive shaft 33, 43 vibrate, and this causes damage to the gas turbine engine 1. It is therefore desired to dampen these vibrations.
  • the damping fluid films between the bearings 7 and the casing of the gas turbine engine 14 are provided for this purpose.
  • the pressure of the damping fluid films is generally variable because it depends on the speed of rotation of the drive shaft 33, 43.
  • the pressure of the damping fluid films can vary between two and eight bars.
  • the damping fluid films do not always optimally dampen the vibrations of the drive shaft 33, 43. Consequently, advantageously, the pressure of the damping fluid films is controlled.
  • the pressure can for example be controlled by an electric pump 20.
  • the damping fluid film 75 consists of a damping fluid, such as oil
  • the electric pump 20 is connected to the circuit of the damping fluid to control its pressure.
  • the electric pump 20 is connected to the damping fluid circuit supplying damping fluid to the damping fluid films of the high-pressure body bearings 4.
  • the damping fluid circuit for the damping fluid films of the high-pressure body bearings 72 and low pressure body bearings 74 separate at some point to provide a damping fluid path for the high pressure body bearing damping fluid films 72 and a damping fluid path for the low body bearing damping fluid films pressure 74.
  • the electric pump 20 is only connected to the damping fluid circuit for the damping fluid films of the high-pressure body bearings 72 to control the pressure of the damping fluid films of the high-pressure body bearings 72. Controlling the pressure means to control the pressure.
  • the damping of the vibrations of the drive shaft 33, 43 is adapted to the intensity of the vibrations of the drive shaft 33, 43. For example, if the vibrations intensify, it may be necessary to increase the pressure of the damping fluid film 75 so that it is capable of absorbing these vibrations as much as possible. Thus, controlling the pressure makes it possible to limit the vibrations of the drive shaft 33, 43, which may be due to the fact that the drive shaft 33, 43 is curved. Consequently, the damage caused by these vibrations is limited.
  • the body 3, 4 and the drive shaft 33, 43 is a question of the body 3, 4 and the drive shaft 33, 43.
  • the body 3, 4 in question is the high pressure body 4 and the drive shaft 33, 43 is therefore the high pressure drive shaft 43.
  • the thermal heterogenization during the cooling of the gas turbine engine is greater for the high pressure body 4 than for the low pressure body 3. It is therefore the high pressure drive shaft 43 which is more likely to be bent to the point that the high pressure body 4 is likely to enter into resonance.
  • the present method applies especially to the high pressure body 4.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

Procédé de pilotage d'un moteur à turbine à gaz (1 ) comprenant un corps (3, 4) comprenant un compresseur (31, 41 ), une turbine (32, 42) et un arbre (33, 43), la turbine étant propre à entrainer le compresseur via l'arbre, et un moteur électrique (15) propre à entrainer l'arbre en rotation, d'étapes : a) estimer un gradient de température entre une première et une deuxième partie du corps, b) comparer le gradient à un seuil, c) si le gradient est inférieur au seuil, entrainer l'arbre avec une vitesse variant selon un premier profil, d) si le gradient est supérieur au seuil, commander le moteur électrique pour entrainer l'arbre de manière à faire varier sa vitesse selon un deuxième profil, tel que, lorsque la vitesse de l'arbre est comprise dans un intervalle critique, une accélération de l'arbre est supérieure à une accélération selon le premier profil dans le même intervalle critique.

Description

Procédé de pilotage d’un moteur à turbine à gaz
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
L’invention concerne de manière générale le domaine des moteurs à turbine à gaz, et plus particulièrement d’un procédé de pilotage d’un moteur à turbine à gaz.
ETAT DE L’ART
D’une manière connue, les moteurs à turbine à gaz peuvent être utilisés pour fournir une poussée à un aéronef.
Lors de son fonctionnement, un moteur à turbine à gaz monte en température de manière sensiblement homogène.
Cependant, lorsque le moteur à turbine à gaz est arrêté, par exemple, après que l’aéronef ait atterri dans un aéroport, le moteur à turbine à gaz refroidit de manière hétérogène. En effet, certains composants refroidissent plus rapidement que d’autres. Si le moteur à turbine à gaz est laissé à l’arrêt sur une période suffisamment longue (par exemple une journée) l’ensemble des composants du moteur à turbine à gaz refroidissent progressivement jusqu’à atteindre la même température.
En revanche, si le moteur à turbine à gaz est redémarré après avoir été laissé à l’arrêt sur une courte période (par exemple une heure), certains composants, tels que les composants du corps haute pression, présentent encore des différences importantes / hétérogénéités de température lors du redémarrage. Ces différences de température peuvent être à la source de phénomènes de dilatation thermique pouvant entraîner une déformation des composants du moteur. Par exemple, la ligne rotor haute pression peut fléchir entre ses paliers du fait d’un gradient thermique vertical sur ces parties. Le fléchissement de la ligne rotor induit d’une part une fermeture des jeux statiques entre les aubes mobiles et les carters et créé d’autre part un balourd sur le rotor/masse excentrée. Si le moteur à turbine à gaz est redémarré alors que l’arbre d’entrainement haute pression est courbé, la situation thermique statique de moteur cumulée à une réponse dynamique au balourd peut entraîner un frottement entre les aubes du rotor du compresseur haute pression ou de la turbine haute pression et le carter du compresseur haute pression ou de la turbine haute pression. Si les aubes du rotor frottent contre le carter, cela risque d’endommager le moteur à turbine à gaz et de générer une usure des aubes. Aussi, si le carter est revêtu de matériau abradable, ce matériau abradable s’use et disparait, ce qui engendre une augmentation du jeu entre le rotor et le stator du moteur à turbine à gaz. Cela entraîne une dégradation des performances du moteur.
Plusieurs solutions ont déjà été envisagées pour limiter ces hétérogénéités de température. Le document EP3205847 propose par exemple d’utiliser un moteur électrique connecté au démarreur à air avec un embrayage pour entraîner l’arbre d’entrainement haute pression via un train d’engrenage d’un boitier d’accessoire (AGB) à très bas régime, en dessous de sa vitesse de ralenti : le moteur est dit en « rôtisserie >>. La rotation lente du moteur permet d’ homogénéiser la température des composants du moteur.
Il est également connu du document EP3415729 de contrôler un moteur électrique via un calculateur FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Le FADEC contrôle alors le fonctionnement du moteur à turbine à gaz et du moteur électrique. Lorsque le FADEC est mis partiellement en veille, ce qui correspond à un arrêt de l’aéronef, le moteur électrique fait tourner l’arbre d’entrainement à vitesse réduite, i.e. en rôtisserie.
Les documents EP3205834 et EP3205858 proposent d’utiliser des modèles informatiques pour prévoir la durée nécessaire de rotation en rôtisserie du moteur électrique connecté au démarreur à air.
Ces solutions connues visent à homogénéiser la température des composants du moteur à turbine à gaz pour éviter que l’arbre d’entrainement ne soit courbé, en l’entrainant en rotation, à basse vitesse, lorsque l’aéronef est à l’arrêt, i.e. le moteur à turbine à gaz est éteint. Cependant, ces solutions nécessitent que l’aéronef reste à l’arrêt pendant la durée nécessaire pour que la température des composants du moteur à turbine à gaz soit homogénéisée ce qui signifie qu’il faut attendre une certaine durée avant de pouvoir démarrer à nouveau le moteur à turbine à gaz. En outre, les solutions de l’état de la technique impliquent l’utilisation de systèmes dédiés.
EXPOSE DE L'INVENTION Un but de l’invention est de remédier aux inconvénients précités, en proposant un procédé de pilotage d’un moteur à turbine à gaz permettant de limiter le temps d’attente nécessaire avant de redémarrer le moteur à turbine à gaz.
La présente invention se rapporte ainsi selon un premier aspect à un procédé de pilotage d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant un corps comprenant un compresseur, une turbine et un arbre d’entrainement, la turbine étant propre à entrainer le compresseur par l’intermédiaire de l’arbre d’entrainement, et un moteur électrique propre à entrainer l’arbre d’entrainement en rotation, le procédé de pilotage comprenant les étapes de : a) estimer un gradient de température entre une première partie du corps et une deuxième partie du corps, b) comparer le gradient de température estimé à un seuil de gradient de température prédéfini, et c) si le gradient de température est inférieur au seuil de gradient de température prédéfini, entrainer en rotation l’arbre d’entrainement avec une vitesse de rotation qui varie au cours du temps selon un premier profil de variation de vitesse de rotation, d) si le gradient de température est supérieur au seuil de gradient de température prédéfini, commander le moteur électrique pour entrainer en rotation l’arbre d’entrainement de manière à faire varier la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement selon un deuxième profil de variation de vitesse de rotation au cours du temps, tel que, lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement est comprise dans un intervalle critique de vitesses de rotation, une accélération de la rotation de l’arbre d’entrainement est supérieure à une accélération de la rotation de l’arbre d’entrainement selon le premier profil de variation de vitesse de rotation dans le même intervalle critique de vitesses de rotation.
Selon des caractéristiques avantageuses et non limitatives, prises seules ou dans une quelconque combinaison :
Le moteur électrique est un démarreur-générateur.
L’arbre d’entrainement est propre à être entraîné en rotation autour d’un axe du moteur à turbine à gaz, et le gradient de température estimé est obtenu à partir de mesures de température dans une partie haute du corps du moteur à turbine à gaz, située au-dessus de l’axe du moteur à turbine à gaz, et de mesures de température dans une partie basse du corps du moteur à turbine à gaz, située au- dessous de l’axe du moteur à turbine à gaz, lorsque le moteur à turbine à gaz est attaché à un aéronef.
L’intervalle critique de vitesses de rotation inclut une vitesse de rotation susceptible de générer une entrée en résonance du corps compte tenu d’une courbure de l’arbre d’entrainement
L’intervalle critique de vitesses de rotation est défini entre un premier seuil de vitesse de rotation et un deuxième seuil de vitesse de rotation, le premier seuil de vitesse de rotation et le deuxième seuil de vitesse de rotation étant prédéterminés et dépendant du moteur à turbine à gaz.
Une puissance fournie par le moteur électrique à l’arbre d’entrainement lors de l’étape d) lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement est comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation est déterminée à partir du gradient de température.
Le procédé de pilotage comprend une étape de mesurer une première valeur d’un paramètre de vibration du corps, la puissance fournie par le moteur électrique étant déterminée en outre à partir de la première valeur du paramètre de vibration du corps.
Le procédé de pilotage comprend une étape de démarrage du moteur à turbine à gaz et une étape préalable à l’étape de démarrage du moteur à turbine à gaz au cours de laquelle le moteur électrique entraine en rotation l’arbre d’entrainement de manière à faire tourner l’arbre d’entrainement à une vitesse de rotation inférieure à 10 tours par minute.
Le procédé de pilotage comprend une étape de piloter la pression d’au moins un film fluide amortisseur disposé entre l’arbre d’entrainement et un carter du moteur à turbine à gaz.
L’étape d) comprend la fourniture d’une puissance par le moteur électrique à l’arbre d’entrainement lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement est comprise dans l’intervalle critique, une étape de mesurer une deuxième valeur d’un paramètre de vibration du corps et, si la deuxième valeur du paramètre de vibration du corps est supérieure à un seuil de paramètre de vibration, la puissance fournie par le moteur électrique à l’arbre d’entrainement est diminuée. Le corps est un corps haute pression, le compresseur est un compresseur haute pression, la turbine est une turbine haute pression et l’arbre d’entrainement est un arbre d’entrainement haute pression, et dans lequel le moteur à turbine à gaz comprend en outre un corps basse pression comprenant une soufflante, une turbine basse pression et un arbre d’entrainement basse pression, la turbine basse pression étant propre à entrainer la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre basse pression.
Selon un deuxième aspect, l’invention concerne moteur à turbine à gaz, comprenant un corps comprenant un compresseur, une turbine et un arbre d’entrainement, la turbine étant propre à entrainer le compresseur par l’intermédiaire de l’arbre d’entrainement, un moteur électrique propre à entrainer l’arbre d’entrainement en rotation, et un module de commande configuré pour piloter le moteur à turbine à gaz selon les étapes du procédé tel que précédemment défini.
Selon des caractéristiques avantageuses et non limitatives, prises seules ou dans une quelconque combinaison :
L’arbre d’entrainement est propre à être entraîné en rotation autour d’un axe du moteur à turbine à gaz, et comprenant au moins deux capteurs de température, incluant un premier capteur de température configuré pour mesurer une première température d’une partie haute du corps du moteur à turbine à gaz, située au-dessus de l’axe du moteur à turbine à gaz, et un deuxième capteur de température configuré pour mesurer une deuxième température d’une partie basse du corps du moteur à turbine à gaz, située au-dessous de l’axe du moteur à turbine à gaz, lorsque le moteur à turbine à gaz est attaché à un aéronef.
Selon un troisième aspect, l’invention concerne un aéronef caractérisé en ce qu’il comprend le moteur à turbine à gaz décrit précédemment. PRESENTATION DES FIGURES
D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre d’un mode de réalisation préférentiel. Cette description sera donnée en référence aux figures annexées dont :
La figure 1 représente de manière schématique, un moteur à turbine à gaz selon un mode de réalisation possible de l'invention ;
La figure 2 représente de manière schématique, la position des capteurs dans le moteur à turbine à gaz selon un mode de réalisation possible de l'invention ;
La figure 3 représente de manière schématique des étapes d’un procédé de pilotage d’un moteur à turbine à gaz selon un mode de réalisation possible de l'invention ;
La figure 4 est un diagramme représentant de manière schématique une vitesse de rotation d’un arbre d’entrainement du moteur à turbine à gaz, une accélération de la rotation de l’arbre d’entrainement, en fonction du temps, selon deux modes de pilotage distincts du moteur à turbine à gaz et un profil de fourniture de puissance par le moteur électrique à l’arbre d’entrainement.
DESCRIPTION DETAILLEE
Turbomachine
En référence à la Figure 1 , la présente invention concerne un moteur à turbine à gaz 1 qui comprend une soufflante 2, un corps basse pression 3, un corps haute pression 4, une chambre de combustion 5 et une tuyère d’échappement des gaz 6.
Le corps haute pression 4 comprend un compresseur haute pression 41 , une turbine haute pression 42 et un arbre d’entrainement haute pression 43 couplant la turbine haute pression 42 au compresseur haute pression 41 . Le corps basse pression 3 comprend un compresseur basse pression 31 , une turbine basse pression 32 et un arbre d’entrainement basse pression 33 couplant la turbine basse pression 32 au compresseur basse pression 31 , et s’étendant à l’intérieur de l’arbre d’entrainement haute pression 43. La turbine haute pression 42 entraine en rotation le compresseur haute pression 41 par l’intermédiaire de l’arbre d’entrainement haute pression 43, tandis que la turbine basse pression 32 entraine en rotation le compresseur basse pression 31 et la soufflante 2 par l’intermédiaire de l’arbre d’entrainement basse pression 33.
L’arbre d’entrainement basse pression 33 est monté rotatif autour d’un axe de rotation X parallèle à une direction longitudinale du moteur à turbine à gaz 1 . De même, l’arbre d’entrainement haute pression 43 est monté rotatif autour de l’axe de rotation X. L’arbre d’entrainement basse pression 33 et l’arbre d’entrainement haute pression 43 sont coaxiaux. L’arbre d’entrainement haute pression 43 s’étend autour de l’arbre d’entrainement basse pression 33.
Le compresseur haute pression 41 comprend un carter de compresseur haute pression 412, un stator de compresseur haute pression 414, monté fixe par rapport au carter de compresseur haute pression 412, et un rotor de compresseur haute pression 416, propre à être entraîné en rotation par rapport au stator de compresseur haute pression 414, autour de l’axe de rotation X. De même, le compresseur basse pression 31 comprend un carter de compresseur basse pression 312, un stator de compresseur basse pression 314, monté fixe par rapport au carter de compresseur basse pression 312, et un rotor de compresseur basse pression 316, propre à être entraîné en rotation par rapport au stator de compresseur basse pression 314, autour de l’axe de rotation X.
La turbine haute pression 42 comprend un carter de turbine haute pression 422, un stator de turbine haute pression 424, monté fixe par rapport au carter de turbine haute pression 422, et un rotor de turbine haute pression 426, propre à être entraîné en rotation par rapport au stator de turbine haute pression 424, autour de l’axe de rotation X. De même, La turbine basse pression 32 comprend un carter de turbine basse pression 322, un stator de turbine basse pression 324, monté fixe par rapport au carter de turbine basse pression 322, et un rotor de turbine basse pression 326, propre à être entraîné en rotation par rapport au stator de turbine basse pression 324, autour de l’axe de rotation X.
En fonctionnement, la soufflante 2 est entraînée en rotation par la turbine basse pression 32, ce qui entraîne une circulation de l’air depuis l’amont vers l’aval du moteur à turbine à gaz 1 . Une partie de l’air qui traverse la soufflante 2 (flux primaire ou veine primaire) passe successivement à travers le compresseur basse pression 31 , le compresseur haute pression 41 , puis est injecté dans la chambre de combustion 5. Dans la chambre de combustion 5, l’air est mélangé avec du carburant. La combustion du carburant génère des gaz d’échappement qui circulent successivement à travers la turbine haute pression 42, puis à travers la turbine basse pression 32, et qui sont évacués via la tuyère de gaz d’échappement 6.
Préférentiellement, le moteur à turbine à gaz 1 comprend des paliers 7 qui permettent de guider l’arbre d’entrainement haute pression 43 et l’arbre d’entrainement basse pression 33 en rotation. Typiquement, le moteur à turbine à gaz 1 comprend deux paliers 7 situés en aval du compresseur basse pression 31 , un palier 7 en amont du compresseur haute pression 41 , un palier 7 en aval de la turbine haute pression 42 et enfin un palier 7 en aval de la turbine basse pression 32. Ces paliers incluent des paliers de corps haute pression 72 propres à guider en rotation l’arbre d’entrainement haute pression 43, et des paliers de corps basse pression 74 propres à guider en rotation l’arbre d’entrainement basse pression 33. En général, les paliers de corps haute pression 72 comprennent le palier 7 situé en amont du compresseur haute pression 41 ainsi que le palier 7 situé en aval de la turbine haute pression 42. Quant aux paliers 7 de corps basse pression 3, ils comprennent les deux paliers 7 situés en aval du compresseur basse pression 31 et le palier 7 situé en aval de la turbine basse pression 32. Les paliers 7 sont des paliers lisses ou des paliers à roulements. Avantageusement, les paliers 7 sont interposés entre un carter du moteur à turbine à gaz 14 et l’arbre d’entrainement 33, 43 qu’ils supportent. En d’autres termes, chaque palier 7 comprend une bague interne 73 et une bague externe 74, et l’une de la bague interne 73 et de la bague externe 74 est montée fixe sur le carter du moteur à turbine à gaz 14, tandis que l’autre de la bague interne 73 et de la bague externe 74 est montée fixe sur l’arbre d’entrainement 33, 43. De préférence, la bague externe 74 est fixée à un support de palier solidaire du carter de moteur à turbine à gaz 14. De préférence encore, le support de palier s’étend de la bague externe 74 à une bride fixe par rapport au carter de moteur à turbine à gaz 14. Les paliers 7 constituent ainsi des interfaces entre l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 et le carter de moteur à turbine à gaz 14. Préférentiellement, un film fluide amortisseur 75 est disposée entre un palier 7 et le carter du moteur à turbine à gaz 14. De préférence, le film fluide amortisseur 75 est un film lubrifiant comme un film d’huile. Dans un certain mode de réalisation, l’huile est apportée via un circuit d’huile commun aux paliers 7.
Le moteur à turbine à gaz 1 comprend en outre un moteur électrique 15. Le moteur électrique 15 est apte à entrainer en rotation l’un des arbres d’entrainement 33, 43. En d’autres termes, le moteur électrique 15 permet de faire tourner l’un des arbres d’entrainement 33, 43 par rapport au carter du moteur à turbine à gaz 14. De préférence, le moteur électrique 15 est apte à entrainer en rotation l’arbre d’entrainement haute pression 43. Le moteur électrique 15 peut être relié directement à un arbre d’entrainement 33, 43 via un engrenage de transmission ou être raccordé à un boîtier d’entrainement d'accessoires 150 (en anglais, « accessory gearbox » ou « AGB »). Le boîtier d’entrainement d’accessoires 150 comprend généralement un ou plusieurs trains d'engrenages qui sont propres à être entraînés en rotation par un prélèvement mécanique au moyen d'un renvoi d'angle sur l’arbre d’entrainement 33, 43 et d’un arbre radial de transmission 151 , sur lequel viennent se coupler différents accessoires tels que des pompes de carburant haute pression, des pompes pour la lubrification, etc... Le moteur électrique 15 peut être raccordé à un boitier d’entrainement accessoires 150, lui-même relié à un arbre d’entrainement 33, 43 à entrainer en rotation via un arbre radial de transmission 151.
Dans un mode de réalisation, le moteur électrique 15 est un démarreur- générateur. Un démarreur-générateur est un moteur, le plus souvent un moteur électrique, servant à la mise en marche du moteur à turbine à gaz 1. Dans un mode de réalisation, le démarreur-générateur 15 est un moteur électrique 15 apte à entrainer l’un des arbres d’entrainement 33, 43 en rotation, par exemple dans le cas d’un moteur à turbine à gaz 1 hybride. Les moteurs à turbine à gaz hybrides fonctionnent à la fois grâce à l’énergie électrique et à l’énergie thermique issue de la combustion des gaz dans la chambre de combustion 5. De préférence, la présente invention n’implique pas d’ajouter au moteur à turbine à gaz 1 un moteur électrique 15 dédié mais d’utiliser un moteur électrique 15 déjà présent dans le moteur à turbine à gaz 1 . Cela permet de ne pas encombrer le moteur à turbine à gaz 1 , de ne pas l’alourdir et de ne pas augmenter son coût de fabrication.
De préférence, en référence à la Figure 2, le moteur à turbine à gaz 1 comprend au moins deux capteurs de température 17. Les capteurs de température 17 sont configurés pour recueillir des données relatives à la température de l’un des corps 3, 4 du moteur à turbine à gaz 1. De préférence, les capteurs de température 17 sont fixés au carter de compresseur haute pression 412 ou au carter de turbine haute pression 422.
Préférentiellement, les deux capteurs de température 17 sont situés sur un carter entourant la veine primaire à une distance de moins de 20 cm et, préférentiellement encore, à une distance de moins de 10 cm de la veine primaire. Les capteurs de température 17 sont situés en vis-à-vis du compresseur haute pression 41 ou de la turbine haute pression 42.
De préférence, les deux capteurs de température 17 comprennent un premier capteur de température 171 situé sur une partie haute du corps 35, 45 du moteur à turbine à gaz 1 et un deuxième capteur de température 172 situé sur une partie basse du corps 36, 46 du moteur à turbine à gaz 1 .
Plus précisément, le premier capteur de température 171 est situé sur une partie haute du carter de compresseur haute pression 412 ou sur une partie haute du carter de turbine haute pression 422 et le deuxième capteur de température 172 est situé sur une partie basse du carter du compresseur haute pression 412 ou du carter de turbine haute pression 422. Ces capteurs de température 17 permettent de recueillir différentes valeurs de température du moteur à turbine à gaz 1 qui permettront de calculer un gradient de température entre une partie haute du corps 35, 45 du moteur à turbine à gaz 1 et une partie basse du corps 36, 46 du moteur à turbine à gaz 1 . Les termes « haute >> et « basse >> sont à interpréter en considérant le moteur à turbine à gaz 1 monté fixe sur un aéronef 100, l’aéronef 100 étant posé sur un sol horizontal. En d’autres termes, une partie basse du corps 36, 46 du moteur à turbine à gaz 1 est située plus proche du sol qu’une partie haute du corps 35, 45 du moteur à turbine à gaz 1 lorsque le moteur à turbine à gaz 1 est attaché à l’aéronef 100 et que l’aéronef 100 est posé sur le sol horizontal. De préférence, les deux capteurs de température 17 sont situés l’un par rapport à l’autre en des positions diamétralement opposées par rapport à l’axe de rotation X.
En outre, avantageusement, le moteur à turbine à gaz 1 comprend un capteur de vitesse de rotation 18. De préférence, le capteur de vitesse de rotation 18 est configuré pour mesurer la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement haute pression 43. Le capteur de vitesse de rotation 18 est par exemple fixé à l’arbre d’entrainement haute pression 43.
Alternativement, le capteur de vitesse de rotation 18 peut être fixé sur l’arbre radial de transmission 151 relié au boitier d’entrainement accessoires 150. Dans ce cas, la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement haute pression 43 est obtenue à partir de la mesure de vitesse de rotation de l’arbre radial de transmission 151 et un rapport d’engrènement entre l’arbre d’entrainement haute pression 43 et l’arbre radial de transmission 151.
Enfin, de préférence, le moteur à turbine à gaz 1 comprend un capteur de vibration. Le capteur de vibration 19 est configuré pour mesurer un paramètre de vibrations d’un corps 3, 4 du moteur à turbine à gaz 1 . Le paramètre de vibration est par exemple un déplacement, une vitesse ou une accélération. Ce paramètre de vibration s’exprime par exemple en mils DA dans le cadre de la mesure d’un paramètre de vibrations d’un corps basse pression 3 et en inch/sec PeaK dans le cadre de la mesure d’un paramètre de vibrations d’un corps haute pression 4. Le capteur de vibration 19 est par exemple fixé à un support de palier ou à une bride du corps basse pression 3 ou du corps haute pression 4. Le capteur de vibration 19 est ainsi avantageusement positionné de sorte à bien capter/ caractériser les vibrations du moteur à turbine à gaz 1 . La position du capteur de vibration 19 peut donc varier en fonction du modèle de du moteur à turbine à gaz 1 .
Procédé
En référence à la Figure 3, la présente invention concerne un procédé de pilotage du moteur à turbine à gaz 1 . Le présent procédé est de préférence mis en oeuvre avant que l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 tourne à une vitesse de rotation de ralenti. La vitesse de rotation au ralenti de l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 (ci-après nommée « vitesse de ralenti du moteur à turbine à gaz 1 >> dans un souci de concision) est typiquement la vitesse de rotation minimale et stabilisée du moteur. La vitesse de ralenti du moteur à turbine à gaz 1 est une vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 lorsque l’aéronef 100 est au sol, à l’arrêt ou en déplacement, par exemple pour les phases d’attente ou de roulage (en anglais taxiing). La vitesse de ralenti du moteur à turbine à gaz 1 est typiquement la vitesse de rotation minimale à laquelle l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 tourne après le démarrage du moteur à turbine à gaz 1. La période de démarrage du moteur à turbine à gaz 1 est celle durant laquelle un démarreur- générateur est nécessaire pour entrainer l’arbre d’entrainement 33, 43 en rotation. On comprend donc que la vitesse de ralenti du moteur à turbine à gaz 1 est la vitesse atteinte par le moteur à turbine à gaz 1 lorsque le démarreur-générateur est éteint (i.e. la période de démarrage est donc terminée).
Le procédé comprend tout d’abord une étape a) dans laquelle un gradient de température entre une première partie du corps 35, 45 du moteur à turbine à gaz 1 et la deuxième partie du corps 36, 46 est estimé. De préférence et plus précisément, le gradient de température est un gradient de température entre la première partie du corps haute pression 45 (et non pas la première partie du corps basse pression 35) du moteur à turbine à gaz 1 et la deuxième partie du corps haute pression 46 (et non pas la deuxième partie du corps basse pression 36) du moteur à turbine à gaz 1 . De préférence, le gradient de température est obtenu à partir d’au moins deux valeurs de température qui sont mesurées par les deux capteurs de température 17 du moteur à turbine à gaz 1 (i.e. le premier capteur de température 171 situé sur la première partie du corps 35, 45 du moteur à turbine à gaz 1 et le deuxième capteur de température 172 situé sur la deuxième partie du corps 36, 46 du moteur à turbine à gaz 1 ). De préférence encore, la première partie du corps haute pression 45 du moteur à turbine à gaz 1 est une partie haute du corps haute pression 45 du moteur à turbine à gaz 1 et la deuxième partie du corps haute pression 46 du moteur à turbine à gaz 1 est une partie basse du corps haute pression 46 du moteur à turbine à gaz 1 .
Ainsi, préférentiellement, le gradient de température estimé est obtenu à partir de de valeurs de température mesurées dans la partie haute du corps 35, 45 du moteur à turbine à gaz 1 , située au-dessus de l’axe du moteur à turbine à gaz 1 , et de valeurs de température mesurées dans la partie basse du corps 36, 46 du moteur à turbine à gaz 1 , située au-dessous de l’axe du moteur à turbine à gaz 1 , lorsque le moteur à turbine à gaz 1 est attaché à un aéronef 100. Le gradient de température est ainsi obtenu à partir d’au moins deux valeurs de température dont une première valeur de température d’une partie haute du corps 35, 45 du moteur à turbine à gaz 1 et une deuxième valeur de température d’une partie basse du corps 36, 46 du moteur à turbine à gaz 1 . De préférence, le gradient de température estimé est estimé à partir d’au moins deux valeurs de température dont une première valeur de température d’une partie haute du corps haute pression 45 (de préférence une partie haute du compresseur haute pression 415) et une deuxième valeur de température d’une partie basse du corps haute pression 46 (de préférence une partie basse du compresseur haute pression 417). Ainsi, le gradient de température estimé est avantageusement représentatif de la variation de température entre la partie haute du corps haute pression 45 et la partie basse du corps haute pression 46. Suite à l’arrêt du moteur à turbine à gaz 1 , la température des corps 3, 4 du moteur à turbine à gaz 1 devient hétérogène. C’est en particulier la température du corps haute pression 4 qui devient hétérogène. En effet, en fonctionnement du moteur à turbine à gaz 1 , le corps haute pression 4 est bien plus chaud que le corps basse pression 3. Pendant le refroidissement du moteur à turbine à gaz 1 , la partie basse du corps haute pression 46 refroidit plus vite que la partie haute du corps haute pression 45. Cela s’explique simplement par le fait que l’air dans le moteur à turbine à gaz à l’arrêt se stratifie, l’air chaud plus léger monte. Ainsi, l’air chauffé par les composants du moteur à turbine à gaz 1 se refroidissant a tendance à monter. Par conséquent, la partie haute du corps haute pression 45 est chauffée par de l’air chaud tandis que la partie basse du corps haute pression 46 est moins sujette à ce phénomène et refroidit donc plus vite que la partie haute du corps haute pression 45. Après environ une heure à deux heures d’arrêt du moteur à turbine à gaz 1 , la différence de température entre un point de la partie haute du corps haute pression 45 et un point de la partie basse du corps haute pression 46 est typiquement comprise entre 30 et 50 degrés. Le gradient de température du corps haute pression 4 estimé est donc représentatif de l’hétérogénéité thermique du corps haute pression 4 dû à ce phénomène.
Préférentiellement, l’étape a) du procédé est mise en oeuvre avant ou pendant le démarrage du moteur à turbine à gaz 1. Typiquement, le démarrage du moteur à turbine à gaz 1 comprend, de façon non limitative, les étapes suivantes :
Entrainement en rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 , de préférence par le démarreur-générateur, jusqu’une vitesse de rotation de démarrage, Compression d’air ambiant par les compresseurs 31 , 41 en rotation et entrée de l’air comprimé dans la chambre de combustion 5 dans laquelle du carburant est injecté,
Combustion du mélange air comprimé-carburant engendrant des flux de gaz fortement dilatés,
Les flux de gaz traversent les turbines 32, 42 puis sortent du moteur à turbine à gaz 1 via la tuyère d’échappement 6 et l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 est entraîné en rotation grâce à ces flux de gaz,
Extinction du démarreur-générateur.
Le démarrage est terminé lorsque le moteur à turbine à gaz 1 fonctionne de façon autonome c’est-à-dire lorsque l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 tourne sans nécessiter un entrainement par le démarreur-générateur. Une fois le démarrage terminé, on considère que le moteur à turbine à gaz 1 est démarré.
Le gradient de température peut donc être estimé avant même le démarrage du moteur à turbine à gaz 1 , i.e. avant l’entrainement en rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 jusqu’une vitesse de rotation de démarrage. Aussi, le gradient de température peut être estimé pendant le démarrage du moteur à turbine à gaz 1 . En estimant le gradient de température avant ou pendant le démarrage du moteur à turbine à gaz 1 , le gradient de température estimé est représentatif de l’hétérogénéité de température du corps 3, 4 du moteur à turbine à gaz 1 pendant ou suite à un arrêt du moteur à turbine à gaz 1.
A noter que l’estimation de gradient thermique peut être réalisée à partir de différents types de mesures de valeurs de températures. Par exemple, selon un premier mode de réalisation, les mesures peuvent être réalisées au banc d’essai, c’est-à-dire lorsque le moteur à turbine à gaz 1 n’est pas monté sur un aéronef et qu’il est testé. Dans ce cas, la mesure des valeurs de température pour l’estimation du gradient de température peut être effectuée lorsque le moteur à turbine à gaz 1 est déjà démarré pour connaître l’évolution de l’hétérogénéité de température du corps 3, 4 du moteur à turbine à gaz 1 pendant le démarrage ou suite au démarrage et suite à un arrêt du moteur à turbine à gaz 1 . Selon un second mode de réalisation, les mesures de valeurs de température sont réalisées en flotte, c’est-à-dire lorsque que moteur à turbine à gaz 1 est monté sur un aéronef et que l’aéronef est utilisé. Les mesures de température sont donc réalisées en « conditions réelles », i.e. dans des conditions d’utilisation traditionnelles d’un moteur à turbine à gaz 1. Dans ce cas, on capte les valeurs de température avant et pendant les premiers instants de la mise en rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 jusqu’à un instant t (inférieur à 5 min, préférentiellement inférieur à 1 min, encore plus préférentiellement inférieur à 15 secondes) et en fonction du gradient estimé à partir à partir des mesures, on choisit le profil de variation selon l’étape b). L’instant t est fonction du régime et de la position des modes. Selon un troisième mode de réalisation, les mesures de température sont réalisées sur un jumeau numérique du moteur à turbine à gaz 1 , donc de manière simulée. En d’autres termes, le présent procédé peut être mis en oeuvre sur un moteur à turbine à gaz 1 dans différentes conditions (banc d’essai, flotte, simulation...) qui ne se limitent pas à la présente description.
Puis, dans une étape b), le gradient de température estimé est comparé à un seuil de gradient de température prédéfini. Le seuil de gradient de température prédéfini correspond à un gradient de température d’un corps 3, 4 du moteur à turbine à gaz 1 à partir duquel un arbre d’entrainement 33, 43 du moteur à turbine à gaz 1 est courbé de telle sorte que, lorsque l’arbre d’entrainement 33, 43 est entraîné en rotation, des dégradations du moteur à turbine à gaz 1 ont lieu. Ici, l’arbre d’entrainement 33, 43 concerné est de préférence l’arbre d’entrainement haute pression 43. Plus précisément, le seuil de gradient de température prédéfini correspond à un gradient de température du corps 3 ou 4 du moteur à turbine à gaz 1 à partir duquel l’arbre d’entrainement 33 ou 43 est courbé de telle sorte que, lorsqu’il est entraîné en rotation, il entre en vibration au point de causer des dégradations du moteur à turbine à gaz 1. En d’autres termes encore, le seuil de gradient de température correspond à un gradient de température du corps 3, 4 du moteur à turbine à gaz 1 à partir duquel l’arbre d’entrainement 33, 43 est courbé de telle sorte que, lorsqu’il est entraîné en rotation, il est susceptible de générer une entrée en résonance du corps 3 ou 4, ce qui entraîne des dégradations du moteur à turbine à gaz 1 . Ainsi, le seuil de gradient de température est associé à une flexion d’un arbre d’entrainement 33, 43, flexion à partir de laquelle il est estimé que l’arbre d’entrainement 33, 43 sera courbé au point d’engendrer des dégradations du moteur à turbine à gaz 1 . En conséquence, le gradient de température estimé permet de déterminer une estimation de la flexion de l’arbre d’entrainement 33, 43, par exemple un rayon de courbure. Plus précisément, le gradient de température estimé permet de déterminer une flèche, i.e. une valeur maximale de déplacement, de l’arbre d’entrainement 33, 43. Puis, la flèche permet de déterminer la flexion de l’arbre d’entrainement 33, 43. Ainsi, le gradient de température permet de savoir à quel point l’arbre d’entrainement 33, 43 est courbé. De préférence, un modèle est utilisé pour déterminer la flexion de l’arbre d’entrainement 33, 43 en fonction du gradient de température estimé. En comparant le gradient de température estimé au seuil de gradient de température, il est possible de déterminer si l’arbre d’entrainement 33, 43 est courbé à tel point que des dégradations du moteur à turbine à gaz 1 auront lieu.
Si le gradient de température estimé est inférieur au seuil de gradient de température prédéfini, dans une étape c), l’arbre d’entrainement 33, 43 est entraîné en rotation avec une vitesse de rotation qui varie au cours du temps selon un premier profil de variation de vitesse de rotation. Le premier profil de variation de vitesse de rotation est un profil de variation de vitesse de rotation classique pour l’atteinte de la vitesse de rotation de ralenti de l’arbre d’entrainement 33, 43. En fait, si le gradient de température est inférieur au seuil de gradient de température prédéfini, il est estimé que l’arbre d’entrainement 33, 43 n’est pas courbé au point d’être susceptible de générer une entrée en résonance du corps 3, 4 car le corps 3, 4 a suffisamment refroidit et est refroidi de façon suffisamment homogène. En conséquence, le moteur à turbine à gaz 1 est piloté pour fonctionner normalement, c’est-à-dire d’une manière classique de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 1 . Comme expliqué précédemment, le présent procédé est mis en oeuvre avant que le moteur à turbine à gaz 1 fonctionne selon un régime de ralenti, c’est-à-dire avant que l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne à une vitesse de rotation de ralenti. Le premier profil de variation de vitesse de rotation au cours du temps est un profil de variation de vitesse de rotation d’un arbre d’entrainement 33, 43 classique, avant l’atteinte d’une vitesse de rotation de ralenti. Typiquement, l’arbre d’entrainement 33, 43 est entraîné en rotation avec une vitesse de rotation qui augmente au cours du temps en raison d’une accélération appliquée à l’arbre d’entrainement 33, 43 par le démarreur-générateur. Généralement, une accélération est appliquée à l’arbre d’entrainement 33, 43 par le démarreur-générateur pendant le démarrage pour permettre à l’arbre d’entrainement 33, 43 d’accélérer jusqu’à atteindre une vitesse de rotation de ralenti. Un exemple de premier profil de variation de vitesse de rotation C1 est illustré en Figure 4. Les courbes C1 et C2 de la Figure 4 illustrent des évolutions de la vitesse de rotation en fonction du temps.
En revanche, si le gradient de température estimé est supérieur au seuil de gradient de température prédéfini, dans une étape d), le démarreur-générateur 15 est commandé pour entrainer en rotation l’arbre d’entrainement 33, 43 de manière à faire varier la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 selon un deuxième profil de variation de vitesse de rotation au cours du temps tel que, lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 est comprise dans un intervalle critique de vitesses de rotation, une accélération de la rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 est supérieure à une accélération de la rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 selon le premier profil de variation de vitesse de rotation dans le même intervalle critique de vitesses de rotation. En effet, des dégradations du moteur à turbine à gaz 1 ont lieu lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 courbé est comprise dans un intervalle critique de vitesses de rotation car l’arbre d’entrainement 33, 43, et donc le corps 3, 4, vibre plus intensément. Plus particulièrement, si l’arbre d’entrainement 33, 43 courbé tourne selon une vitesse comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation, le corps 3, 4 est susceptible d’entrer en résonnance. Grâce à la mise en oeuvre de l’étape d), l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne le moins longtemps possible selon une vitesse de rotation comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation, ce qui permet de limiter les dégradations du moteur à turbine à gaz 1. En d’autres termes, plus la période durant laquelle la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 est comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation est courte, plus la période durant laquelle l’arbre d’entrainement 33, 43 vibre intensément est courte et plus la période durant laquelle l’arbre d’entrainement 33, 43 génère des dégradations du moteur à turbine à gaz 1 est courte et moins intense. La période durant laquelle l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne à une vitesse de rotation comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation est réduite par rapport au profil classique d’entrainement de l’arbre d’entrainement 33, 43. Il en découle que les conséquences néfastes (i.e. dégradations du moteur à turbine à gaz 1 ) de l’arbre d’entrainement 33, 43 courbé seront réduites. Ainsi, l’étape d) consiste à commander le moteur électrique 15 pour, lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 est comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation, accélérer l’arbre d’entrainement 33, 43, si le gradient de température est supérieur au seuil de gradient de température. Ainsi, la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 varie selon un deuxième profil de variation de vitesse de rotation au cours du temps qui est différent du premier profil de variation de vitesse de rotation au cours du temps. En effet, si la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 varie selon le deuxième profil de variation de vitesse de rotation, alors la vitesse de l’arbre d’entrainement 33, 43, lorsqu’elle est comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation, augmente plus rapidement que si la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 variait selon le premier profil. Un exemple de deuxième profil de variation de vitesse de rotation C2 est illustré en Figure 4. Si le gradient de température est supérieur au seuil de gradient de température, l’arbre d’entrainement 33, 43 est accéléré, lorsque sa vitesse de rotation est comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation, par le moteur électrique 15 et cette accélération est supérieure à une accélération de l’arbre d’entrainement 33, 43 si le gradient de température était inférieur au seuil de gradient de température. Pour appliquer cette accélération, le moteur électrique 15 applique une puissance sur l’arbre d’entrainement 33, 43. La courbe C3 de la Figure 4 illustre cette application de puissance. La courbe C3 est une courbe binaire schématique (état A lorsqu’aucune puissance n’est appliquée et état B lorsqu’une puissance est appliquée) qui schématise la fourniture de la puissance à l’arbre d’entrainement 33, 43 lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 atteint la borne inférieure de l’intervalle critique de vitesse de rotation.
Le présent procédé n’impose pas l’attente de l’aéronef 100 sur le tarmac le temps que la température du corps 3, 4 s’homogénéise avant de pouvoir démarrer le moteur à turbine à gaz 1 de l’aéronef 100. L’étape d) du présent procédé est mise en oeuvre pendant le processus de démarrage du moteur à turbine à gaz 1. Le procédé de pilotage qui vient d’être décrit permet donc de limiter les dégradations du moteur à turbine à gaz 1 causées par l’hétérogénéité thermique du corps 3, 4 sans empêcher le démarrage du moteur à turbine à gaz 1 .
Dans l’étape d), le moteur électrique 15 accélère l’arbre d’entrainement 33, 43 pour passer plus rapidement l’intervalle critique de vitesses de rotation. L’intervalle critique de vitesses de rotation est l’ensemble des vitesses de rotation comprises entre un premier seuil de vitesse de rotation et un deuxième seuil de vitesse de rotation. Le premier seuil de vitesse de rotation est la borne inférieure de l’intervalle critique de vitesses de rotation. Le deuxième seuil de vitesse de rotation est la borne supérieure de l’intervalle critique de vitesses de rotation. Dès que la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 atteint le premier seuil de vitesse de rotation, le moteur électrique 15 accélère l’arbre d’entrainement 33, 43 pour que l’arbre d’entrainement 33, 43 atteigne une vitesse de rotation supérieure au deuxième seuil de vitesse de rotation. Par exemple, le moteur électrique 15 peut accélérer l’arbre d’entrainement 33, 43 lorsque celui-ci tourne à une vitesse de 3500 tours par minute jusqu’à ce que l’arbre d’entrainement 33, 43 atteigne une vitesse de 7000 tours par minute. Le capteur de vitesse de rotation 18 permet de détecter quand l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne à une vitesse de rotation égale au premier seuil de vitesse de rotation ou au deuxième seuil de vitesse de rotation. On comprend donc que, si le gradient de température estimé est supérieur au seuil de gradient de température prédéfini, le moteur électrique 15 accélère l’arbre d’entrainement 33, 43 dès que l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne à une vitesse de rotation égale au premier seuil de vitesse de rotation. Ainsi, entre le premier seuil de vitesse de rotation et le deuxième seuil de vitesse de rotation, la vitesse de rotation augmente plus vite selon le deuxième profil de variation de vitesse de rotation que selon le premier profil de variation de vitesse de rotation.
Les premier et deuxième seuils de vitesse de rotation sont de préférence prédéterminés et dépendent du moteur à turbine à gaz 1. L’intervalle critique de vitesses de rotation dépend du type (i.e. du modèle) du moteur à turbine à gaz 1. La vitesse de rotation susceptible de générer une entrée en résonnance du corps (3, 4), qui causerait des dégradations du moteur à turbine à gaz 1 , dépend de la géométrie du moteur à turbine à gaz 1 et donc du type du moteur à turbine à gaz 1. Ainsi, les premier et deuxième seuils de vitesse de rotation sont prédéterminés pour un moteur à turbine à gaz 1 .
Le moteur électrique 15 est configuré pour fournir, appliquer une puissance à l’arbre d’entrainement 33, 43 et permet d’accélérer la rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43. De la puissance appliquée par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 découle directement l’accélération de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 causée par le moteur électrique 15. Plus précisément, plus la puissance appliquée par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 est importante, plus l’accélération de la rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 est importante. La puissance appliquée par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 dépend tout d’abord du moteur électrique 15 utilisé. En effet, la puissance appliquée par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 ne peut pas dépasser la puissance maximale applicable par le moteur électrique 15. Dans un mode de réalisation, la puissance appliquée par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 est fixe. Par exemple, le moteur électrique 15 applique une puissance constante de 350kW à l’arbre d’entrainement 33, 43.
De préférence, une puissance fournie par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 lors de l’étape d) lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 est comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation est déterminée à partir du gradient de température. De cette manière, la puissance fournie par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 dépend de la flexion de l’arbre de d’entraînement 33,43 causée par le gradient de température. Plus le gradient de température est important, plus la flexion de l’arbre d’entrainement 33, 43 est importante et plus les vibrations du corps 3, 4 sont susceptibles d’être importantes lorsque l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne à une vitesse de rotation comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation. Par conséquent, plus le gradient de température est important, plus les dégradations du moteur à turbine à gaz 1 sont susceptibles d’être importantes. Donc, il est d’autant plus souhaité que l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne durant une plage de temps la plus réduite possible à une vitesse de rotation comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation. Ainsi, si le gradient de température est important, il est souhaité d’accélérer plus intensément la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 lorsque l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne à une vitesse de rotation comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation. Si le gradient de température est faible, les dégradations du moteur à turbine à gaz 1 sont moins importantes et il n’est pas autant nécessaire que l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne durant une plage de temps la plus réduite possible à une vitesse de rotation comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation. En bref, plus le gradient de température est important, plus la puissance appliquée par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 est importante pour plus accélérer la rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 dans l’intervalle critique de vitesses de rotation.
Dans un mode de réalisation préférentiel, le procédé comprend une étape de mesurer une première valeur d’un paramètre de vibration du corps 3, 4, et la puissance fournie par le moteur électrique (15) est déterminée en outre à partir de la première valeur du paramètre de vibration du corps (3,4). En d’autres termes, la puissance appliquée par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 est déterminée en fonction d’au moins une mesure d’au moins un paramètre de vibration d’un corps 3, 4 du moteur à turbine à gaz 1 . En fait, lors du démarrage du moteur à turbine à gaz 1 , la valeur du paramètre de vibration permet d’estimer l’intensité des vibrations du corps 3, 4 lorsque l’arbre d’entrainement 33, 43 tournera à une vitesse de rotation comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation. Ainsi, la puissance fournie par le par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 est adaptée à cette estimation d’intensité de vibrations. Le raisonnement est ici le même que dans le paragraphe précédent concernant la détermination de la puissance fournie par moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 à partir du gradient de température. S’il est estimé que les vibrations seront particulièrement intenses, il est souhaité d’accélérer plus intensément la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 lorsque l’arbre d’entrainement 33, 43 tourne à une vitesse de rotation comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation. Ainsi, s’il est estimé que les vibrations seront particulièrement intenses, la puissance fournie par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 doit être plus importante que s’il était estimé que les vibrations seront peu intenses car l’arbre d’entrainement 33, 43 doit plus être accéléré lors du passage de l’intervalle critique de vitesses de rotation.
De préférence, la puissance fournie par le moteur électrique 15 à l’arbre d’entrainement 33, 43 est adaptée pour ne pas causer des vibrations supplémentaires qui généreraient une dégradation du moteur à turbine à gaz 1. En effet, l’accélération de l’arbre d’entrainement 33, 43 commandée par le moteur électrique 15 peut avoir pour conséquence des vibrations du corps 3, 4 et donc des dégradations du moteur à turbine à gaz 1 . Il est donc souhaité que l’intensité des vibrations dues à l’accélération de l’arbre d’entrainement 33, 43 ne dépasse pas un seuil de paramètre de vibration et donc que l’accélération de l’arbre d’entrainement 33, 43 ne doit pas dépasser un certain seuil d’accélération correspondant. Par conséquent, durant la mise en oeuvre de l’étape d), des deuxièmes valeurs d’un paramètre de vibration du corps 3, 4 sont mesurées par un capteur de vibration 18 puis sont comparées au seuil de paramètre de vibration. De telle sorte, il est vérifié que l’intensité des vibrations du corps ne dépassent pas le seuil de paramètre de vibration. Si une deuxième valeur d’un paramètre de vibration du corps 3, 4 est supérieure au seuil de paramètre de vibration, le moteur électrique 15 est commandé pour que la puissance fournie à l’arbre d’entrainement 33, 43 soit diminuée et que, par conséquent, l’accélération de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43 soit diminuée.
Dans un mode de réalisation préférentiel, le procédé de pilotage du moteur à turbine à gaz 1 comprend une étape aO), préalable à l’étape a), au cours de laquelle le moteur électrique 15 entraine en rotation l’arbre d’entrainement 33, 43 de manière à faire tourner l’arbre d’entrainement 33, 43 avec une vitesse de rotation faible, inférieure à 10 tours par minute. Préférentiellement, la vitesse de rotation ralentie est inférieure à 5 tours par minute. De préférence encore, la vitesse de rotation ralentie est inférieure à 2 tours par minute. De préférence, l’étape aO) est mise en oeuvre avant le démarrage du moteur à turbine à gaz, c’est-à-dire lorsque le moteur à turbine à gaz est à l’arrêt. L’étape aO) est par exemple mise en oeuvre lorsque l’aéronef 100 est à l’arrêt, sur le tarmac. L’étape aO) permet de limiter l’hétérogénéisation thermique, i.e. diminuer le gradient de température, du corps 3, 4 et donc de l’arbre d’entrainement 33, 43. En effet, en restant en rotation même lorsque le moteur à turbine à gaz 1 est arrêté, le corps 3, 4 et donc l’arbre d’entrainement 33, 43 se refroidit de façon plus homogène que s’il ne tournait pas. Cette technique est nommée « rôtisserie >>. En combinant l’effet de la rôtisserie et l’accélération de l’arbre d’entrainement 33, 43 mise en oeuvre à l’étape d), les conséquences néfastes de l’arbre d’entrainement 33, 43 courbé sur le moteur à turbine à gaz 1 sont significativement réduites. La rôtisserie permet de limiter la flexion de l’arbre d’entrainement 33, 43 et l’accélération de l’arbre d’entrainement 33, 43 permet de réduire le temps durant lequel l’arbre d’entrainement 33, 43 courbé dégrade le moteur à turbine à gaz 1 .
Préférentiellement, le procédé comprend en outre une étape de pilotage de la pression d’au moins un film fluide amortisseur 75 disposé entre l’arbre d’entrainement 33, 43 et le carter du moteur à turbine à gaz 14. Plus précisément, ces films fluides amortisseurs dont la pression est pilotée se situent de préférence entre les paliers de corps haute pression 4 et le carter de corps haute pression 4. Avantageusement, ces films fluides amortisseurs sont des couches lubrifiantes comme de l’huile. Ces films fluides amortisseurs ont pour but d’amortir les vibrations de l’arbre d’entrainement 33, 43. En effet, lorsque l’arbre d’entrainement 33, 43 vibre, comme par exemple lorsqu’il est courbé, tous les composants montés sur l’arbre d’entrainement 33, 43 vibrent, et cela engendre des dégradations du moteur à turbine à gaz 1. Il est donc souhaité d’amortir ces vibrations. Les films fluides amortisseurs entre les paliers 7 et le carter du moteur à turbine à gaz 14 sont prévus à cet effet. Cependant, la pression des films fluides amortisseurs est en général variable car elle dépend de la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33, 43. Par exemple, la pression des films fluides amortisseurs peut varier entre deux et huit bars. Ainsi, dans l’art antérieur, les films fluides amortisseurs n’amortissent pas toujours de façon optimale les vibrations de l’arbre d’entrainement 33, 43. Par conséquent, avantageusement, la pression des films fluides amortisseurs est pilotée. La pression peut par exemple être pilotée par une pompe électrique 20. Lorsque le film fluide amortisseur 75 est constituée d’un fluide amortisseur, comme de l’huile, la pompe électrique 20 est reliée au circuit du fluide amortisseur pour piloter sa pression. Selon un mode de réalisation particulier, la pompe électrique 20 est reliée au circuit du fluide amortisseur approvisionnant en fluide amortisseur les films fluides amortisseurs des paliers de corps haute pression 4. Le circuit de fluide amortisseur pour les films fluides amortisseurs des paliers de corps haute pression 72 et des paliers de corps basse pression 74 se séparent à un certain point pour donner un circuit de fluide amortisseur pour les films fluides amortisseurs des paliers de corps haute pression 72 et un circuit de fluide amortisseur pour les films fluides amortisseurs des paliers de corps basse pression 74. De telle sorte, la pompe électrique 20 est uniquement reliée au circuit de fluide amortisseur pour les films fluides amortisseurs des paliers de corps haute pression 72 pour piloter la pression des films fluides amortisseurs des paliers de corps haute pression 72. Piloter la pression signifie contrôler la pression. En pilotant la pression des films fluides amortisseurs, l’amortissement des vibrations de l’arbre d’entrainement 33, 43 est adapté à l’intensité des vibrations de l’arbre d’entrainement 33, 43. Par exemple, si les vibrations s’intensifient, il peut être nécessaire d’augmenter la pression du film fluide amortisseur 75 pour que celle-ci soit apte à absorber au maximum ces vibrations. Ainsi, le pilotage de la pression permet de limiter les vibrations de l’arbre d’entrainement 33, 43, qui peuvent être dues au fait que l’arbre d’entrainement 33, 43 soit courbé. En conséquence, les dégradations engendrées par ces vibrations sont limitées.
Dans la présente description, il est question du corps 3, 4 et de l’arbre d’entrainement 33, 43. De préférence, le corps 3, 4 dont il est question est le corps haute pression 4 et l’arbre d’entrainement 33, 43 est donc l’arbre d’entrainement haute pression 43. En effet, comme expliqué précédemment, l’hétérogénéisation thermique lors du refroidissement du moteur à turbine à gaz est plus importante pour le corps haute pression 4 que pour le corps basse pression 3. C’est donc l’arbre d’entrainement haute pression 43 qui sera plus probablement courbé au point que le corps haute pression 4 soit susceptible d’entrer en résonnance. Ainsi, le présent procédé s’applique surtout au corps haute pression 4.
Toutefois, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit et représenté aux figures annexées. Des modifications restent possibles, notamment du point de vue de la constitution des diverses caractéristiques techniques ou par substitution d'équivalents techniques, sans sortir pour autant du domaine de protection de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé de pilotage d’un moteur à turbine à gaz (1 ), le moteur à turbine à gaz (1 ) comprenant un corps (3, 4) comprenant un compresseur (31 , 41 ), une turbine (32, 42) et un arbre d’entrainement (33, 43), la turbine (32, 42) étant propre à entrainer le compresseur (31 , 41 ) par l’intermédiaire de l’arbre d’entrainement (33, 43), et un moteur électrique (15) propre à entrainer l’arbre d’entrainement (33, 43) en rotation, le procédé de pilotage comprenant les étapes de : a) estimer un gradient de température entre une première partie du corps (35, 45) et une deuxième partie du corps (36, 46), b) comparer le gradient de température estimé à un seuil de gradient de température prédéfini, et c) si le gradient de température est inférieur au seuil de gradient de température prédéfini, entrainer en rotation l’arbre d’entrainement (33, 43) avec une vitesse de rotation qui varie au cours du temps selon un premier profil de variation de vitesse de rotation, d) si le gradient de température est supérieur au seuil de gradient de température prédéfini, commander le moteur électrique (15) pour entrainer en rotation l’arbre d’entrainement (33, 43) de manière à faire varier la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (33, 43) selon un deuxième profil de variation de vitesse de rotation au cours du temps, tel que, lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (33, 43) est comprise dans un intervalle critique de vitesses de rotation, une accélération de la rotation de l’arbre d’entrainement (33, 43) est supérieure à une accélération de la rotation de l’arbre d’entrainement (33, 43) selon le premier profil de variation de vitesse de rotation dans le même intervalle critique de vitesses de rotation.
2. Procédé de pilotage selon la revendication 1 , dans lequel le moteur électrique (15) est un démarreur-générateur.
3. Procédé de pilotage selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel l’arbre d’entrainement (33, 43) est propre à être entraîné en rotation autour d’un axe du moteur à turbine à gaz (1 ), et le gradient de température estimé est obtenu à partir de mesures de température dans une partie haute du corps (35, 45) du moteur à turbine à gaz (1 ), située au-dessus de l’axe du moteur à turbine à gaz (1 ), et de mesures de température dans une partie basse du corps (36, 46) du moteur à turbine à gaz (1 ), située au-dessous de l’axe du moteur à turbine à gaz (1 ), lorsque le moteur à turbine à gaz (1 ) est attaché à un aéronef (100).
4. Procédé de pilotage selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l’intervalle critique de vitesses de rotation inclut une vitesse de rotation susceptible de générer une entrée en résonance du corps (3, 4) compte tenu d’une courbure de l’arbre d’entrainement (33, 43).
5. Procédé de pilotage selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel l’intervalle critique de vitesses de rotation est défini entre un premier seuil de vitesse de rotation et un deuxième seuil de vitesse de rotation, le premier seuil de vitesse de rotation et le deuxième seuil de vitesse de rotation étant prédéterminés et dépendant du moteur à turbine à gaz (1 ).
6. Procédé de pilotage selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel une puissance fournie par le moteur électrique (15) à l’arbre d’entrainement (33, 43) lors de l’étape d) lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (33, 43) est comprise dans l’intervalle critique de vitesses de rotation est déterminée à partir du gradient de température.
7. Procédé de pilotage selon la revendication 6, comprenant une étape de mesurer une première valeur d’un paramètre de vibration du corps (3,4), la puissance fournie par le moteur électrique (15) étant déterminée en outre à partir de la première valeur du paramètre de vibration du corps (3,4).
8. Procédé de pilotage selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant une étape de démarrage du moteur à turbine à gaz (1 ) et une étape préalable à l’étape de démarrage du moteur à turbine à gaz (1 ) au cours de laquelle le moteur électrique (15) entraine en rotation l’arbre d’entrainement (33, 43) de manière à faire tourner l’arbre d’entrainement (33, 43) à une vitesse de rotation inférieure à 10 tours par minute.
9. Procédé de pilotage selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, comprenant une étape de piloter la pression d’au moins un film fluide amortisseur (75) disposé entre l’arbre d’entrainement (33, 43) et un carter du moteur à turbine à gaz (1 ).
10. Procédé de pilotage selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel l’étape d) comprend la fourniture d’une puissance par le moteur électrique (15) à l’arbre d’entrainement (33, 43) lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (33, 43) est comprise dans l’intervalle critique, une étape de mesurer une deuxième valeur d’un paramètre de vibration du corps (3,4) et, si la deuxième valeur du paramètre de vibration du corps (3,4) est supérieure à un seuil de paramètre de vibration, la puissance fournie par le moteur électrique (15) à l’arbre d’entrainement (33, 43) est diminuée.
11. Procédé de pilotage selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel le corps (3,4) est un corps haute pression (4), le compresseur (31 , 41 ) est un compresseur haute pression (41 ), la turbine (32, 42) est une turbine haute pression (42) et l’arbre d’entrainement (33, 43) est un arbre d’entrainement haute pression (43), et dans lequel le moteur à turbine à gaz (1 ) comprend en outre un corps basse pression (3) comprenant une soufflante (2), une turbine basse pression (32) et un arbre d’entrainement basse pression (33), la turbine basse pression (32) étant propre à entrainer la soufflante (2) par l’intermédiaire de l’arbre basse pression (33).
12. Moteur à turbine à gaz (1 ), comprenant un corps (3,4) comprenant un compresseur (31 , 41 ), une turbine (32, 42) et un arbre d’entrainement (33, 43), la turbine (32, 42) étant propre à entrainer le compresseur (31 , 41 ) par l’intermédiaire de l’arbre d’entrainement (33, 43), un moteur électrique (15) propre à entrainer l’arbre d’entrainement (33, 43) en rotation, et un module de commande configuré pour piloter le moteur à turbine à gaz (1 ) selon les étapes du procédé défini par l’une des revendications 1 à 11 .
13. Moteur à turbine à gaz (1 ) selon la revendication 12, dans lequel l’arbre d’entrainement (33, 43) est propre à être entraîné en rotation autour d’un axe du moteur à turbine à gaz (1 ), et comprenant au moins deux capteurs de température (17, 171 , 172), incluant un premier capteur de température (171 ) configuré pour mesurer une première température d’une partie haute du corps (35, 45) du moteur à turbine à gaz (1 ), située au-dessus de l’axe du moteur à turbine à gaz (1 ), et un deuxième capteur de température (172) configuré pour mesurer une deuxième température d’une partie basse du corps (36, 46) du moteur à turbine à gaz (1 ), située au-dessous de l’axe du moteur à turbine à gaz (1 ), lorsque le moteur à turbine à gaz (1 ) est attaché à un aéronef (100).
14. Aéronef (100) caractérisé en ce qu’il comprend le moteur à turbine à gaz (1 ) selon l’une des revendications 12 et 13.
PCT/FR2023/050152 2022-02-04 2023-02-06 Procédé de pilotage d'un moteur à turbine à gaz WO2023148462A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR2201009 2022-02-04
FR2201009A FR3132538B1 (fr) 2022-02-04 2022-02-04 Procédé de pilotage d’un moteur à turbine à gaz

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023148462A1 true WO2023148462A1 (fr) 2023-08-10

Family

ID=82319895

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2023/050152 WO2023148462A1 (fr) 2022-02-04 2023-02-06 Procédé de pilotage d'un moteur à turbine à gaz

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3132538B1 (fr)
WO (1) WO2023148462A1 (fr)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3205834A1 (fr) 2016-02-12 2017-08-16 United Technologies Corporation Atténuation de démarrage de rotor courbé dans un moteur à turbine à gaz
EP3205858A1 (fr) 2016-02-12 2017-08-16 United Technologies Corporation Séquence de démarrage modifiée pour moteur à turbine à gaz
EP3205847A1 (fr) 2016-02-12 2017-08-16 United Technologies Corporation Système d'anti-flexion pour rotor
US20170342908A1 (en) * 2016-05-24 2017-11-30 General Electric Company Turbine engine and method of operating
EP3415729A1 (fr) 2017-06-15 2018-12-19 United Technologies Corporation Système de surveillance et de prévention de rotor courbé de faible puissance
US20200240329A1 (en) * 2015-01-28 2020-07-30 General Electric Company Method of starting a gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20200240329A1 (en) * 2015-01-28 2020-07-30 General Electric Company Method of starting a gas turbine engine
EP3205834A1 (fr) 2016-02-12 2017-08-16 United Technologies Corporation Atténuation de démarrage de rotor courbé dans un moteur à turbine à gaz
EP3205858A1 (fr) 2016-02-12 2017-08-16 United Technologies Corporation Séquence de démarrage modifiée pour moteur à turbine à gaz
EP3205847A1 (fr) 2016-02-12 2017-08-16 United Technologies Corporation Système d'anti-flexion pour rotor
US20170342908A1 (en) * 2016-05-24 2017-11-30 General Electric Company Turbine engine and method of operating
EP3415729A1 (fr) 2017-06-15 2018-12-19 United Technologies Corporation Système de surveillance et de prévention de rotor courbé de faible puissance

Also Published As

Publication number Publication date
FR3132538B1 (fr) 2023-12-22
FR3132538A1 (fr) 2023-08-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2673476B1 (fr) Procede de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine
CA2773047A1 (fr) Pilotage des jeux en sommet d'aubes dans une turbomachine
FR3007460A1 (fr) Procede et systeme de demarrage d'une turbomachine d'aeronef par regulation en temps reel de debit d'air.
FR2932266A1 (fr) Procede de prediction du comportement dynamique d'une structure d'un aeronef
US11162428B2 (en) Method of starting a gas turbine engine
CA2705610A1 (fr) Surveillance d'une pompe haute-pression dans un circuit d'alimentation en carburant d'une turbomachine
FR2871513A1 (fr) Systeme et procede de controle d'un flux d'air dans une turbine a gaz
CA2754090A1 (fr) Element de rotor avec un passage de fluide et un element d'obturation du passage, turbomachine comportant l'element de rotor
CA2923481C (fr) Procede de surveillance d'un degre de cokefaction au niveau de joints par un arbre de generateur de gaz
FR2992354A1 (fr) Procede et dispositif d'ajustement d'une valeur de consigne d'un parametre influencant une poussee d'un moteur a turbine a gaz
WO2023148462A1 (fr) Procédé de pilotage d'un moteur à turbine à gaz
EP2491365B1 (fr) Test de non-extinction pour chambre de combustion de turbomachine
EP3918189B1 (fr) Procédé de régulation de la déformation en flexion d'un arbre de turbomachine a l'arrêt soumis à la chaleur résiduelle de fonctionnement de la turbomachine
FR3097907A1 (fr) Contrôle actif du débit de refroidissement du compresseur haute pression
FR3069632B1 (fr) Dispositif de mesure de l'expansion axiale ou radiale d'un organe tubulaire de turbomachine
FR3088680A1 (fr) Module de turbomachine equipe d'un systeme de regulation de temperature d'un film fluide d'amortissement et procede de regulation active de temperature d'un film d'amortissement des vibrations de la turbomachine
EP3759320A1 (fr) Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d'une turbine haute pression
FR3088681A1 (fr) Module de turbomachine equipe d'un systeme de regulation de pression d'un film fluide d'amortissement et procede de regulation active de pression d'un film d'amortissement des vibrations de la turbomachine
CA2923759C (fr) Surveillance d'un degre de cokefaction au niveau de joints dynamiques par le demarreur
FR3105980A1 (fr) Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d’une turbine haute pression pour la reduction de l’effet de depassement egt
FR3138828A1 (fr) Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef
FR3092140A1 (fr) Turbomachine améliorée comprenant un système inertiel.
EP4222354A1 (fr) Support statorique pour un arbre de soufflante entraine par une boite de reduction de vitesse dans une turbomachine
WO2022008834A1 (fr) Procede de demarrage d'un moteur d'aeronef
FR3122693A1 (fr) Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d’une turbine haute pression pour la reduction de l’impact du givrage

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 23706824

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1