WO2023194665A1 - Turbine à gaz à hélice non carénée comprenant un canal d'air de refroidissement et un canal d'éjection de vanne de décharge variable - Google Patents

Turbine à gaz à hélice non carénée comprenant un canal d'air de refroidissement et un canal d'éjection de vanne de décharge variable Download PDF

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WO2023194665A1
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cooling
gas turbine
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inlet
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Tom EVERAETS
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Safran Aircraft Engines
General Electric Company
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    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit

Definitions

  • Unducted propeller gas turbine comprising a cooling air channel and a variable wastegate ejection channel.
  • the invention relates to an unducted propeller propulsion gas turbine and in particular to air cooling in these systems.
  • the invention is of particular interest when applied to gas turbomachines for aircraft propulsion.
  • a gas turbine 10 comprising a fan composed of an unducted upstream propeller and, downstream, an unducted downstream propeller or fixed rectifier.
  • upstream and downstream are defined in relation to the general flow direction of the gases through the gas turbine.
  • the propulsion system extends along an axis and successively comprises, in the direction of gas flow in the turbomachine, the fan, an air inlet configured to supply air:
  • a compression section which may include a low pressure compressor and a high pressure compressor
  • a turbine section which may include a high pressure turbine
  • the air entering through the air inlet is finally expelled from the gas turbine through a main outlet, located downstream of the low-pressure turbine.
  • the upstream propeller and the low pressure compressor are driven in rotation by the low pressure turbine via a first transmission shaft, while the high pressure compressor is driven in rotation by the high pressure turbine via a second transmission shaft.
  • a flow of air is compressed by the low and high pressure compressors and feeds combustion in the combustion chamber.
  • combustion the expansion of the combustion gases drives the high and low pressure turbines.
  • the air propelled by the upstream propeller and the combustion gases leaving through the gas outlet downstream of the turbines exert a reaction thrust on the propulsion system and, through it, on a vehicle or machine such as an aircraft .
  • a speed reduction box is driven by the first transmission shaft. It in turn drives the upstream propeller which rotates at a reduced rotation speed compared to the rotation speed of the transmission shaft.
  • a moving blade wheel placed in the channel is driven by the transmission shaft.
  • the moving impeller includes a plurality of compression vanes and downstream increases the pressure of the air flowing in the channel.
  • Upstream and/or downstream of the moving blade wheel is a fixed or straightening blade wheel.
  • a complementary channel extends from the channel, downstream of the input rectifier, to a complementary outlet opening onto the exterior of the body of the propulsion system.
  • the complementary channel has an annular shape and extends around the axis of the propulsion system.
  • the air outlet is located downstream of the fixed downstream propeller and upstream of the main outlet.
  • the additional channel makes it possible to cool a heat exchanger, particularly with the aim of cooling the speed reduction box.
  • Such a complementary channel also contributes to part of the engine thrust.
  • An aim of the invention is to propose a simpler structure allowing greater cooling power than in the prior art.
  • the goal is achieved in the context of the present invention thanks to a gas turbine comprising
  • the main channel being configured to supply the compression stage with air
  • cooling channel extending from a cooling inlet opening into the main channel, the cooling inlet being located upstream of the or each compression stage with reference to a direction of air flow
  • variable discharge valve configured to adjust an air flow in the ejection channel.
  • upstream and downstream are defined in relation to the direction of air flow through the gas turbine.
  • the cooling inlet being located upstream of any compression stage in the main channel, all the compression stages located in the main channel are thus grouped downstream of the cooling inlet which makes it possible to simplify the structure compared to the prior art. Furthermore, the air entering the cooling channel is not, contrary to the prior art, heated by a compression stage located in the main channel upstream of the cooling inlet so that the entering air in the cooling channel is colder and offers greater cooling power compared to the prior art.
  • variable discharge valve comprises a rotary valve configured to be rotated
  • variable discharge valve includes a sliding door
  • a flow modulator configured to adjust a flow rate of a flow passing through the cooling inlet of the main channel to the cooling channel
  • the flow modulator is placed at the cooling outlet, the modulator comprising a rotary valve configured to be rotated;
  • the flow modulator comprises a variable section of the cooling channel
  • the flow modulator comprises a rotary valve configured to be rotated around an axis
  • the rotary valve being configured to be rotated between a closed position where the rotary valve covers the cooling inlet and an open position where the rotary valve is at the inside the cooling channel;
  • the axis is placed downstream of the cooling inlet, the rotary valve being configured to be rotated between a closed position where the rotary valve covers the cooling inlet and an open position where the rotary valve is at the outside of the cooling channel;
  • the flow modulator includes a sliding door.
  • the invention further relates to an aircraft comprising a gas turbine as has just been presented.
  • the invention also relates to a method of controlling the gas turbine presented above, the method comprising, when the rotation speed of one of the two propellers exceeds a first predetermined speed, a step of canceling the flow rate. air flowing from the main channel into the ejection channel, and optionally a step of opening the cooling channel so that air flows from the main channel into the cooling channel.
  • the first predetermined speed is equal to 80% of a maximum rotation speed of the propeller
  • the gas turbine comprising a configured flow modulator to adjust a flow rate of a flow passing through the cooling inlet from the main channel to the cooling channel;
  • the second predetermined speed is between 40% and 80% of a maximum propeller rotation speed.
  • Figure 1 is a schematic representation of a turbine gas according to one embodiment of the invention
  • Figures 2 to 9 are schematic representations of a detail of the gas turbine according to different embodiments of the invention.
  • Figure 1 represents a gas turbine 110 according to one embodiment of the invention.
  • the gas turbine 110 extends along an axis A.
  • the gas turbine 110 comprises two non-ducted propellers 121 and 131 which form a fan.
  • the fan is composed of the unducted upstream propeller 121 movable in rotation around the axis A which is located upstream of the downstream propeller 131 non-ducted or fixed rectifier.
  • the gas turbine also includes a main channel 170 which extends through the turbine essentially parallel to the axis of the turbine from a main inlet 170 to a main outlet 180 opening outside the turbine casing.
  • the main channel 171 is configured to circulate a flow of air in a general flow direction of the gases, represented by the arrow G in FIG. 1, from the main inlet 170 towards the main outlet 180 which is therefore located in downstream of the main entrance 170.
  • upstream and downstream are defined in relation to the general flow direction of the gases through the gas turbine.
  • the gas turbine has in its casing the main inlet 170 of the main channel 171.
  • the gas turbine 110 successively comprises in the direction G of gas flow:
  • At least one compression stage forming for example a compression section, the compression section being able to comprise upstream a low pressure compressor 145 and downstream a high pressure compressor 127,
  • compression stage we mean a set of a moving blade wheel (or rotor with moving blades) and a fixed blade wheel (or stator with fixed blades), the moving blade wheel being able to be located upstream or downstream of the fixed blade wheel.
  • This compression stage by rotating the moving blade wheel, can create an increase in air pressure downstream of the stage compared to upstream of the stage.
  • the gas turbine 110 further comprises, downstream of the combustion chamber 128, a turbine section which may comprise upstream a high pressure turbine 129, and downstream a low pressure turbine 150.
  • the turbine gas is also supplied with air through the main channel 171.
  • the main channel 171 is configured to supply air entering through the air inlet 170 to at least one compression stage and the combustion chamber. More precisely, it is the air compressed by the at least one compression stage which is moved in the main channel 171 to the combustion chamber and which ensures its supply. This supply is carried out according to the flow direction G from the main inlet 170 towards the compression stages.
  • the gas turbine 110 also includes a cooling channel 173 which extends from a cooling inlet opening into the main channel 171 to a cooling outlet 178 opening outside the gas turbine 110.
  • the inlet cooling is located upstream of the or each compression stage of the main channel 171. In other words, no compression stage is located between the main inlet 170 and the cooling inlet. In other words, any compression stage in the main channel 171 is located downstream of the cooling inlet.
  • the location of the cooling inlet upstream of all the compression stages in the main channel corresponds to an arrangement of the part of the turbine around the cooling inlet according to which any compression stage which would be located upstream of this inlet is replaced by a compression stage in the low-pressure compressor, the cooling inlet being upstream of this low-pressure compressor.
  • Such a configuration is advantageous because on the one hand it occupies less space at the level of the main channel upstream of the combustion chamber and on the other hand it simplifies the structure of the complementary channel, here called cooling channel.
  • the removal of a compression stage upstream of the cooling inlet means the removal of the moving blade wheel and the fixed blade wheel (or rectifier). Such a configuration also makes it possible to obtain a higher overall compression efficiency.
  • the cooling channel 173 is located radially further outside than the main channel 171, that is to say that the main channel is located between the axis A of the gas turbine 110 and the cooling channel 173.
  • the cooling channel 173 may have an annular shape and extend around the axis A of the gas turbine 110.
  • the air outlet 178 is located downstream of the fixed downstream propeller 131 and upstream of the outlet main 180.
  • the gas turbine 110 comprises a heat exchanger 174 located in the cooling channel.
  • Heat exchanger 174 is configured to be cooled by air flowing through the main duct.
  • the heat exchanger can be used in particular to ensure the cooling of a speed reduction box configured to rotate the upstream propeller 121.
  • Different heat exchanger technologies can be considered such as volume exchangers, surface exchangers, heat exchangers. fins, etc.
  • the gas turbine 110 comprises an ejection channel 175 opening into the main channel 170 as well as a variable discharge valve 176 configured to adjust a flow rate of a flow flowing through the channel ejection 175.
  • the ejection inlet of the ejection channel which opens into the main channel 170 is located downstream of at least one compression stage located in the main channel, so that the ejection inlet is located downstream of the cooling inlet and that these inlets are separated by at least one compression stage.
  • the ejection inlet can for example be located downstream of the low-pressure compressor 145.
  • the ejection channel 175 extends from the main channel radially outward.
  • the ejection channel 175 opens into the cooling channel 173 downstream of the ejection inlet and upstream of the cooling outlet 178.
  • the ejection channel 175 opens into the cooling channel 173 so that the air passing through the ejection channel ventilates the heat exchanger.
  • a flow flowing in the direction of flow and passing through the ejection channel ventilates the heat exchanger downstream.
  • the variable discharge valve 176 can be located at the intersection between the ejection channel 175 and the main channel 170. This intersection defines an ejection inlet of the ejection channel 175.
  • variable discharge valve 176 comprises a rotary valve configured to be rotated around a fixed axis, as illustrated in Figures 2 to 5 and 7 to 9.
  • the fixed axis can be located downstream of the ejection channel 175 and placed to rotate the valve between a closed position where the valve covers the ejection inlet thus separating the ejection channel and the main channel, and an open position where the valve is inside the main channel, in this case we speak of a scooping valve.
  • the valve in the open position can be inside the ejection channel, in this case we speak of a non-bailing valve.
  • the valve in the open position can be pressed against a wall of the ejection channel, or even integrate into and make continuity with a wall of the ejection channel.
  • variable discharge valve 176 comprises a sliding door, as illustrated in Figure 6.
  • the sliding door is configured to be translated in a direction parallel to the ejection inlet and presenting a non-zero projection according to the general direction of gas flow.
  • the sliding door can slide downstream to a closed position where the valve covers the ejection inlet thereby separating the ejection channel and the main channel, and upstream to an open position where the sliding door is located upstream of the ejection inlet.
  • the sliding door may slide downstream to an open position where the sliding door is downstream of the ejection inlet, and upstream to a closed position where the valve covers the ejection inlet.
  • the ejection inlet thus separates the ejection channel and the main channel.
  • the turbine 110 comprises a flow modulator 172 configured to adjust a flow rate of a flow passing through the cooling inlet of the main channel 171 to the cooling channel 173.
  • Flow modulator 172 may be located at the intersection between cooling channel 173 and main channel 170, defining the cooling inlet.
  • the ejection channel opens into the cooling channel downstream of the flow modulator 172.
  • the flow modulator 172 When the flow modulator 172 is located at this location, the flow modulator can be in a first option a rotary valve configured to be rotated around a fixed axis denoted B in Figures 2 and 3.
  • This fixed axis can be placed upstream of the cooling inlet.
  • the rotary valve is then configured to be rotated between a closed position 172b where the valve covers the cooling inlet and an open position 172a where the valve is inside the cooling channel, as illustrated in Figure 2.
  • This fixed axis can be placed, alternatively, downstream of the cooling inlet.
  • the rotary valve is then configured to be rotated between a closed position 172d where the valve covers the cooling inlet and an open position 172c where the valve is inside the cooling channel, as illustrated in Figure 3.
  • the flow modulator 172 When the flow modulator 172 is located at the cooling inlet, the flow modulator can be in a second option a sliding door, as illustrated in Figures 5 and 6.
  • the sliding door is configured to be translated according to a direction parallel to the cooling inlet and having a non-zero projection according to the general direction of gas flow.
  • the sliding door can slide downstream to a closed position where the flow modulator covers the cooling inlet thereby separating the cooling channel and the main channel, and upstream to an open position where the sliding door is located upstream of the cooling inlet.
  • the sliding door may slide downstream to an open position where the sliding door is downstream of the ejection inlet, and upstream to a closed position where the valve covers the ejection inlet.
  • the ejection inlet thus separates the ejection channel and the main channel.
  • the flow modulator 172 may comprise a rotary valve configured to be rotated around an axis, and advantageously the axis is placed upstream of the cooling inlet, the rotary valve being configured to be rotated between a closed position where the rotary valve covers the cooling inlet and an open position where the rotary valve is inside the cooling channel 173, or the axis is placed downstream of the cooling inlet, the valve rotary being configured to be rotated between a closed position where the rotary valve covers the cooling inlet and an open position where the rotary valve is outside the cooling channel 173;
  • the flow modulator 172 may include a sliding door.
  • the flow modulator 172 can also be located at the cooling outlet 178, as illustrated in Figure 4. In this case, the ejection channel opens into the cooling channel upstream of the flow modulator 172.
  • the flow modulator 172 is a rotary valve configured to be rotated around a fixed axis. This fixed axis is placed upstream of the cooling outlet 178. The rotary valve is then configured to be rotated between a closed position 172f where the valve covers the cooling outlet and an open position 172e where the valve is at the exterior of the cooling channel, as illustrated in Figure 4.
  • the flow modulator 172 can finally be a variable section of the cooling channel. This variable section can be located at different locations in the cooling channel.
  • the ejection channel can open into the cooling channel either upstream or downstream of the variable section formed by the flow modulator 172.
  • a gas turbine as just described makes it possible to implement a control method according to the invention to optimize the cooling of the heat exchanger 174.
  • the control method comprises, when the rotation speed of a non-ducted propeller exceeds a first predetermined speed, a step of canceling the air flow flowing from the main channel 171 into the channel ejection 175, and optionally a step of opening the cooling channel so that a flow flows through the cooling channel.
  • the non-ducted propeller mentioned above is the upstream propeller 121 which is mobile. This propeller compresses the downstream air including the air entering the main channel, and in particular the incoming air passing from the main channel to the cooling channel.
  • a step of opening the cooling channel makes it possible to configure the modulator 172 to allow the passage of air so that a flow flows from the main channel 171 into the cooling channel 173.
  • Figure 7 illustrates the situation where the gas turbine includes the flow modulator 172 at the cooling inlet, the flow modulator 172 being configured to let air pass between the main channel 171 and the cooling channel 173.
  • the step of canceling the flow rate of the flow flowing through the ejection channel is carried out by controlling the variable discharge valve 176 to close the passage between the main channel and the ejection channel.
  • the discharge valve 176 blocks the passage of air between the main channel 171 and the ejection channel 175.
  • an air flow F1 passes from the main channel to the cooling channel 173, while no air flow passes from the main channel to the ejection channel 175.
  • the air flow F2 which passes through the exchanger 174, flow F2 which is the extension of air flow F1, allows the exchanger 174 to be ventilated and cooled.
  • the first predetermined speed corresponds to a speed beyond which the open cooling channel is traversed by a sufficient air flow to cool the heat exchanger 174 satisfactorily.
  • This air flow at through the cooling channel is ensured by the compression of the blade root of the upstream propeller 121 and by the dynamic flight pressure. These two pressure factors allow ventilation of the exchanger.
  • the first predetermined speed may correspond to a cruising speed of an aircraft set in motion by the gas turbine.
  • Cruise speed corresponds to the speed reached in normal flight of the aircraft between takeoff and landing.
  • the first predetermined speed can be equal to 80% of the maximum rotation speed of the propeller.
  • the flow rate in the cooling channel necessary to guarantee sufficient ventilation of the exchanger is reduced. Indeed, the absence of the moving compression blade wheel makes the air flow passing from the main channel to the cooling channel cooler and at the same flow rate, the cooling power is greater.
  • the air flow F1, F2 through the cooling channel also depends on the section of the cooling outlet 178 opening outside the gas turbine 110. This section of the cooling outlet 178 is dimensioned to meet the need cooling.
  • the method can be applied to a gas turbine comprising a flow modulator 172 as presented above.
  • the method may include a step of adapting an air flow rate passing through the cooling inlet of the main channel 171 to the cooling channel 173 in relation to a cooling requirement of the heat exchanger 174.
  • the supply of the third flow is actively regulated by the flow modulator, which makes it possible to optimize performance according to the cooling needs of the engine.
  • the method further comprises with respect to the first implementation, when the rotation speed of the non-ducted propeller is lower than the first predetermined speed and exceeds a second predetermined speed, a step of partial opening of the discharge valve so that a flow flows through the ejection channel.
  • Figure 8 illustrates this situation.
  • the air flow F3 passing from the main channel 171 to the cooling channel 173 via the cooling inlet is not sufficient to cool the heat exchanger 174.
  • the discharge valve 176 is activated to open the air passage between the main channel and the ejection inlet of the ejection channel.
  • a second air flow F4 compressed by at least one compression stage 145 located upstream of the ejection inlet flows through the ejection channel 175.
  • This second flow F4 opens into the cooling channel on or upstream of the heat exchanger 174.
  • the overall flow F5 flowing through the heat exchanger 174 is the sum of the flows F3 and F4. In this way, the exchanger can be cooled satisfactorily despite the reduction in the rotation speed of the propeller.
  • the geometry of the cooling channel and the ejection channel can be designed so as to favor the flow in the cooling channel by exploiting the Venturi effect produced in the cooling channel by the flow of the second flow in the channel. 'ejection.
  • the second predetermined speed may correspond to a speed of an aircraft set in motion by the gas turbine during takeoff or idling during descent.
  • the second predetermined speed is then between 40% and 80% of the maximum rotation speed of the propeller.
  • the method can be applied to a gas turbine comprising a flow modulator 172 which is placed in the cooling channel 173 more upstream than the position where the ejection channel 175 opens into the cooling channel 173.
  • the method can additionally comprise with respect to the second implementation, when the rotation speed of the non-ducted propeller is lower than the first predetermined speed and exceeds a second predetermined speed, or well when the dynamic pressure at the inlet of the main channel 170 falls below a minimum value, a step of reducing the air flow passing through the cooling inlet of the main channel 171 to the cooling channel 173.
  • the reduction in flow is produced by the flow modulator 172 which is partially closed to reduce the flow passing from the main channel to the cooling channel.
  • the second flow produced by the ejection channel allows additional cooling of the exchanger, but it can also be sufficient on its own to cool the exchanger 174 as desired. Indeed, when the rotation speed of the propeller is reduced, the heating of the engine is also reduced. The cooling requirement can therefore be low enough so that the air flow passing through the ejection channel is sufficient. In this case, it is possible to close the flow modulator 172. As it is placed upstream of the ejection channel, its closure is not reduced by the flow of air from the ejection channel 175 in the ejection channel. cooling 173. The closure of the modulator can be complete so that there is no flow of air passing from the main channel 171 into the cooling channel 173. This also makes it possible to avoid a backflow of the flow passing through the cooling channel 173. ejection channel 175 and which would then pass through the cooling channel 173 upstream, that is to say towards the cooling inlet.
  • the method is applied to a gas turbine comprising a flow modulator 172 which is placed in the cooling channel more upstream than the position where the ejection channel opens into the cooling channel.
  • This third implementation comprises, in addition to the steps of the method according to the first implementation and/or according to the second implementation, when the rotation speed of the non-ducted propeller is less than the second predetermined speed or when the dynamic pressure at the inlet of the main channel 170 falls below a minimum value, a step of completely opening the ejection channel 175 and a step of canceling an air flow passing through the cooling inlet from the main channel to the cooling channel 173.
  • the flow rate of air passing through the cooling channel produces even weaker ventilation and cooling of the heat exchanger 174.
  • the second flow passing through the ejection channel is then the only one to allow sufficient cooling of the exchanger.
  • variable discharge valve 176 is then configured to maximize the air flow F6 passing from the main channel 171 to the ejection channel 175.
  • the flow modulator 172 is then configured to cancel the air flow passing from the main channel into the cooling channel through the cooling inlet. As the flow modulator is placed upstream of the ejection channel, its closure does not reduce the air flow from the ejection channel into the cooling channel.
  • the overall flow F7 flowing through the heat exchanger 174 is the extension of the flow F6.
  • the second implementation can comprise, when the rotation speed of the propeller is lower than the first predetermined speed and higher than a second predetermined speed, a step of partially opening the variable discharge valve 176 so as to that air flows from the main channel 171 to the ejection channel 175, and optionally, if the ejection channel 175 opens into the cooling channel 173 downstream of the flow modulator 176, a step of reducing an air flow passing through the cooling inlet from the main channel 171 to the cooling channel 173.
  • control method may further comprise, when the rotation speed of the non-ducted propeller is less than a second predetermined speed less than the first predetermined speed or when the dynamic pressure at the inlet of the main channel 170 passes into below a minimum value, a step of completely opening the ejection channel 175 and a step of canceling an air flow passing through the cooling inlet of the main channel 171 to the cooling channel 173, the second predetermined speed which can be between 40% and 80% of a maximum speed of rotation of the propeller.

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Abstract

Turbine à gaz (110) comprenant - deux hélices non carénées, - un canal principal (171), - au moins un étage de compression (145) situé dans le canal principal (171), - un canal de refroidissement (173) s'étendant depuis une entrée de refroidissement débouchant dans le canal principal (171), l'entrée de refroidissement étant située en amont du ou de chaque étage de compression (145), - un échangeur thermique (174) situé dans le canal de refroidissement (173), - un canal d'éjection (175) débouchant dans le canal principal (170) et dans le canal de refroidissement (173) de sorte que l'air passant à travers le canal d'éjection (175) ventile l'échangeur thermique (174), et - une vanne de décharge variable (176) configurée pour régler un débit d'air dans le canal d'éjection (175).

Description

Description
Titre de l’invention : Turbine à gaz à hélice non carénée comprenant un canal d’air de refroidissement et un canal d’éjection de vanne de décharge variable.
DOMAINE DE L'INVENTION
L’invention concerne une turbine à gaz de propulsion à hélice non carénée et en particulier le refroidissement par air dans ces systèmes. L’invention présente un intérêt particulier lorsqu’elle est appliquée aux turbomachines à gaz pour une propulsion d’aéronef.
ETAT DE LA TECHNIQUE
On connaît une turbine à gaz 10 comprenant une soufflante composée d’une hélice amont non carénée et, en aval, d’une hélice aval non carénée ou redresseur fixe.
Les termes amont et aval se définissent par rapport au sens d’écoulement général des gaz au travers de la turbine à gaz.
Le système de propulsion s’étend selon un axe et comporte successivement, dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, la soufflante, une entrée d’air configuré pour alimenter en air :
- une section de compression pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression,
- une chambre de combustion,
- une section de turbine pouvant comprendre une turbine haute pression, et
- une turbine basse pression.
L’air entrant par l’entrée d’air est finalement expulsé de la turbine à gaz par une sortie principale, située en aval de la turbine basse-pression.
L’hélice amont et le compresseur basse pression sont entraînés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un premier arbre de transmission, tandis que le compresseur haute pression est entraîné en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un deuxième arbre de transmission.
En fonctionnement, un écoulement d'air est comprimé par les compresseurs basse et haute pression et alimente une combustion dans la chambre de combustion, dont l'expansion des gaz de combustion entraîne les turbines haute et basse pression. L'air propulsé par l’hélice amont et les gaz de combustion sortant par la sortie de gaz en aval des turbines exercent une poussée de réaction sur le système de propulsion et, à travers lui, sur un véhicule ou engin tel qu'un aéronef.
Une boîte de réduction de vitesse est entraînée par le premier arbre de transmission. Elle entraîne à son tour l’hélice amont qui tourne avec une vitesse de rotation réduite par rapport à la vitesse de rotation de l’arbre de transmission.
L’air entrant par l’entrée d’air s’écoule à travers un canal jusqu’au compresseur basse-pression. En amont du compresseur basse-pression, une roue d’aubes mobiles placée dans le canal est entraînée par l’arbre de transmission. La roue d’aubes mobiles comprend une pluralité d’aubes de compression et augmente en aval la pression de l’air circulant dans le canal. En amont et/ou en aval de la roue d’aubes mobiles se trouve une roue d’aubes fixes ou redresseur. Un canal complémentaire s’étend depuis le canal, en aval du redresseur d’entrée, jusqu’à une sortie complémentaire donnant sur l’extérieur du corps du système de propulsion. Le canal complémentaire présente une forme annulaire et s’étend autour de l’axe du système de propulsion. La sortie d’air est située en aval de l’hélice aval fixe et en amont de la sortie principale.
Le canal complémentaire permet de refroidir un échangeur thermique, notamment dans l’objectif de refroidir la boîte de réduction de vitesse. Un tel canal complémentaire participe également à une partie de la poussée du moteur.
Cependant, un tel canal complémentaire complexifie la structure du système de propulsion.
Il existe donc un besoin d’une structure du canal complémentaire plus simple et qui assure une fonction de refroidissement.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un but de l’invention est de proposer une structure plus simple permettant une puissance de refroidissement plus importante que dans l’art antérieur. Le but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à une turbine à gaz comprenant
- deux hélices non carénées,
- un canal principal,
- au moins un étage de compression situé dans le canal principal, le canal principal étant configuré pour alimenter l’étage de compression en air,
- un canal de refroidissement s’étendant depuis une entrée de refroidissement débouchant dans le canal principal, l’entrée de refroidissement étant située en amont du ou de chaque étage de compression par référence à un sens d’écoulement de l'air,
- un échangeur thermique situé dans le canal de refroidissement,
- un canal d’éjection débouchant dans le canal principal et dans le canal de refroidissement de sorte que l'air passant à travers le canal d’éjection ventile l’échangeur thermique, et
- une vanne de décharge variable configurée pour régler un débit d'air dans le canal d’éjection.
Les termes amont et aval se définissent par rapport au sens d’écoulement de l’air au travers de la turbine à gaz.
L’entrée de refroidissement étant située en amont de tout étage de compression dans le canal principal, tous les étages de compression situés dans le canal principal sont ainsi regroupés en aval de l’entrée de refroidissement ce qui permet de simplifier la structure par rapport à l’art antérieur. De plus, l’air entrant dans le canal de refroidissement n’est pas, contrairement à l’art antérieur, chauffé par un étage de compression situé dans le canal principal en amont de l’entrée de refroidissement de sorte que l’air entrant dans le canal de refroidissement est plus froid et offre une puissance de refroidissement supérieure par rapport à l’art antérieur.
On peut également prévoir les caractéristiques suivantes dans la turbine à gaz :
- une chambre de combustion située en aval de l’étage de compression par rapport au sens d’écoulement de l'air,
- le canal principal s’étendant depuis une entrée principale qui est située entre les deux hélices, - le sens d’écoulement de l'air dirigé de l’entrée principale vers l’étage de compression,
- le canal de refroidissement s’étendant depuis l’entrée de refroidissement jusqu’à une sortie de refroidissement débouchant à l’extérieur de la turbine à gaz située en aval des hélices non carénées
- le canal d’éjection débouchant dans le canal principal en aval de l’étage de compression.
Une telle turbine à gaz est avantageusement et optionnellement complété par les différentes caractéristiques suivantes prises seules ou en combinaison :
- la vanne de décharge variable comprend une vanne rotative configurée pour être mise en rotation ;
- la vanne de décharge variable comprend une porte coulissante ;
- un modulateur de flux configuré pour régler un débit d’un flux passant par l’entrée de refroidissement du canal principal au canal de refroidissement ;
- le modulateur de flux est placé à l’entrée de refroidissement ;
- le modulateur de flux est placé à la sortie de refroidissement, le modulateur comprenant une vanne rotative configurée pour être mise en rotation ;
- le modulateur de flux comprend une section variable du canal de refroidissement ;
- le modulateur de flux comprend une vanne rotative configurée pour être mise en rotation autour d’un axe ;
- l’axe est placé en amont de l’entrée de refroidissement, la vanne rotative étant configurée pour être mise en rotation entre une position fermée où la vanne rotative recouvre l’entrée de refroidissement et une position ouverte où la vanne rotative est à l’intérieur du canal de refroidissement ;
-l’axe est placé en aval de l’entrée de refroidissement, la vanne rotative étant configurée pour être mise en rotation entre une position fermée où la vanne rotative recouvre l’entrée de refroidissement et une position ouverte où la vanne rotative est à l’extérieur du canal de refroidissement ; et - le modulateur de flux comprend une porte coulissante.
L’invention porte en outre sur un aéronef comprenant une turbine à gaz telle qu’on vient de la présenter.
L’invention porte également sur un procédé de commande de la turbine à gaz présentée ci-avant, le procédé comprenant, lorsque la vitesse de rotation d’une parmi les deux hélices dépasse une première vitesse prédéterminée, une étape d’annulation du débit d’air s’écoulant du canal principal dans le canal d’éjection, et optionnellement une étape d’ouverture du canal de refroidissement de sorte que de l’air s’écoule du canal principal dans le canal de refroidissement.
Un tel procédé est avantageusement et optionnellement complété par les différentes caractéristiques suivantes prises seules ou en combinaison :
- la première vitesse prédéterminée est égale à 80% d’une vitesse maximale de rotation de l’hélice ;
- une étape d’adaptation d’un débit d’air passant par l’entrée de refroidissement du canal principal au canal de refroidissement par rapport à un besoin en refroidissement de l’échangeur thermique, la turbine à gaz comprenant un modulateur de flux configuré pour régler un débit d’un flux passant par l’entrée de refroidissement du canal principal au canal de refroidissement ;
- lorsque la vitesse de rotation de l’hélice est inférieure à la première vitesse prédéterminée et supérieure à une deuxième vitesse prédéterminée, une étape d’ouverture partielle de la vanne de décharge variable de sorte que de l’air s’écoule du canal principal au canal d’éjection ;
- lorsque la vitesse de rotation de l’hélice non carénée est inférieure à la première vitesse prédéterminée et supérieure à une deuxième vitesse prédéterminée, une étape de diminution d’un débit d’air passant par l’entrée de refroidissement du canal principal au canal de refroidissement, le canal d’éjection de la turbine à gaz débouchant dans le canal de refroidissement en aval du modulateur de flux ; - lorsque la vitesse de rotation de l’hélice non carénée est inférieure à une deuxième vitesse prédéterminée inférieure à la première vitesse prédéterminée ou lorsque la pression dynamique en amont du canal principal passe sous une valeur minimale, une étape d’ouverture totale du canal d’éjection et une étape d’annulation d’un débit d’air passant par l’entrée de refroidissement du canal principal au canal de refroidissement, le canal d’éjection débouchant dans le canal de refroidissement en aval du modulateur de flux ; et
- la deuxième vitesse prédéterminée est comprise entre 40% et 80% d’une vitesse maximale de rotation de l’hélice.
DESCRIPTION DES FIGURES
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une représentation schématique d’une turbine à gaz selon un mode de réalisation de l’invention ; les figures 2 à 9 sont des représentations schématiques d’un détail de la turbine à gaz selon différents modes de réalisation de l’invention.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Turbine à az
La figure 1 représente d’une turbine à gaz 110 selon un mode de réalisation de l’invention.
La turbine à gaz 110 s’étend selon un axe A. La turbine à gaz 110 comprend deux hélices 121 et 131 non carénées qui forment une soufflante. En particulier la soufflante est composée de l’hélice amont 121 non carénée mobile en rotation autour de l’axe A qui est située en amont de l’hélice aval 131 non carénée ou redresseur fixe. La turbine à gaz comprend également un canal principal 170 qui s’étend à travers la turbine essentiellement parallèlement à l’axe de la turbine depuis une entrée principale 170 jusqu’à une sortie principale 180 débouchant à l’extérieur du carter de la turbine.
Le canal principal 171 est configuré pour faire circuler un flux d’air selon un sens d’écoulement général des gaz, représenté par la flèche G dans la figure 1 , de l’entrée principale 170 vers la sortie principale 180 qui est donc située en aval de l’entrée principale 170.
Les termes amont et aval se définissent par rapport au sens d’écoulement général des gaz au travers de la turbine à gaz.
Entre les deux hélices, c’est-à-dire en aval d’une hélice amont 121 et en amont d’une hélice aval 131 , la turbine à gaz présente dans son carter l’entrée principale 170 du canal principal 171.
Dans ce même mode de réalisation de l’invention, et tout au long du canal principal 171 , la turbine à gaz 110 comporte successivement dans le sens G d’écoulement des gaz:
- au moins un étage de compression formant par exemple une section de compression, la section de compression pouvant comprendre en amont un compresseur basse pression 145 et en aval un compresseur haute pression 127,
- une chambre de combustion 128.
On entend par étage de compression un ensemble d’une roue d’aubes mobiles (ou rotor avec des aubes mobiles) et d’une roue d’aubes fixes (ou stator avec des aubes fixes), la roue d’aubes mobiles pouvant être située en amont ou en aval de la roue d’aubes fixes. Cet étage de compression, par la mise en rotation de la roue d’aubes mobiles peut créer une augmentation de pression d’air à l’aval de l’étage par rapport à l’amont de l’étage.
Dans le canal principal 171 , la turbine à gaz 110 comporte, en outre, en aval de la chambre de combustion 128 une section de turbine pouvant comprendre en amont une turbine haute pression 129, et en aval une turbine basse pression 150. La turbine à gaz est également alimentée en air par le canal principal 171 . Le canal principal 171 est configuré pour alimenter en air entrant par l’entrée d’air 170 au moins un étage de compression et la chambre de combustion. Plus précisément c’est l’air comprimé par l’au moins un étage de compression qui est déplacé dans le canal principal 171 jusqu’à la chambre de combustion et qui en assure l’alimentation. Cette alimentation s’effectue selon le sens d’écoulement G de l’entrée principale 170 vers les étages de compression.
La turbine à gaz 110 comprend aussi un canal de refroidissement 173 qui s’étend depuis une entrée de refroidissement débouchant dans le canal principal 171 jusqu’à une sortie de refroidissement 178 débouchant à l’extérieur de la turbine à gaz 110. L’entrée de refroidissement est située en amont du ou de chaque étage de compression du canal principal 171. Autrement dit, aucun étage de compression ne se situe entre l’entrée principale 170 et l’entrée de refroidissement. Autrement dit encore, tout étage de compression dans le canal principal 171 se trouve en aval de l’entrée de refroidissement.
La localisation de l’entrée de refroidissement en amont de tous les étages de compression dans le canal principal correspond à un arrangement de la partie de la turbine autour de l’entrée de refroidissement selon lequel tout étage de compression qui serait situé en amont de cette entrée est remplacé par un étage de compression dans le compresseur basse-pression, l’entrée de refroidissement étant en amont de ce compresseur basse-pression. Une telle configuration est avantageuse car d’une part elle occupe moins de place au niveau du canal principal en amont de la chambre de combustion et d’autre part elle simplifie la structure du canal complémentaire, dénommé ici canal de refroidissement. En effet, la suppression d’un étage de compression en amont de l’entrée de refroidissement signifie la suppression de la roue d’aubes mobiles et de la roue d’aubes fixes (ou redresseur). Une telle configuration permet également d’obtenir un rendement global de compression supérieur.
Le canal de refroidissement 173 est localisé radialement plus à l’extérieur que le canal principal 171 , c’est-à-dire que le canal principal se situe entre l’axe A de la turbine à gaz 110 et le canal de refroidissement 173. Le canal de refroidissement 173 peut présenter une forme annulaire et s’étendre autour de l’axe A de la turbine à gaz 110. La sortie d’air 178 est située en aval de l’hélice aval 131 fixe et en amont de la sortie principale 180. Toujours dans le même mode de réalisation de l’invention illustré en figure 1 , la turbine à gaz 110 comprend un échangeur thermique 174 situé dans le canal de refroidissement. L’échangeur thermique 174 est configuré pour être refroidi par l’air s’écoulant à travers le conduit principal. L’échangeur thermique peut être notamment utilisé pour assurer le refroidissement d’une boîte de réduction de vitesse configurée pour entraîner en rotation l’hélice amont 121. Différentes technologies d’échangeur thermique peuvent être envisagées comme les échangeurs volumiques, surfaciques, les échangeurs à ailettes, etc...
Selon ce même mode de réalisation, la turbine à gaz 110 comprend un canal d’éjection 175 débouchant dans le canal principal 170 ainsi qu’une vanne de décharge variable 176 configurée pour régler un débit d’un flux s’écoulant à travers le canal d’éjection 175.
L’entrée d’éjection du canal d’éjection qui débouche sur le canal principal 170 est situé en aval d’au moins un étage de compression situé dans le canal principal, de sorte que l’entrée d’éjection est située en aval de l’entrée de refroidissement et que ces entrées sont séparées par au moins un étage de compression. L’entrée d’éjection peut par exemple se situer en aval du compresseur basse-pression 145.
Le canal d’éjection 175 s’étend depuis le canal principal radialement vers l’extérieur.
Le canal d’éjection 175 débouche dans le canal de refroidissement 173 en aval de l’entrée d’éjection et en amont de la sortie de refroidissement 178.
Le canal d’éjection 175 débouche dans le canal de refroidissement 173 de sorte que l'air passant à travers le canal d’éjection ventile l’échangeur thermique. Autrement dit, un flux s’écoulant selon le sens d’écoulement et passant à travers le canal d’éjection ventile en aval l’échangeur thermique. Cela correspond au canal d’éjection 175 qui débouche dans le canal de refroidissement 173 sur ou en amont de l’échangeur thermique 174, c’est-à- dire que la position dans le canal de refroidissement 173 où le canal d’éjection 175 est débouchant est la position de l’échangeur thermique 174 dans le canal de refroidissement ou bien une position plus en amont que la position de l’échangeur thermique 174 dans le canal de refroidissement. La vanne de décharge variable 176 peut être localisée à l’intersection entre le canal d’éjection 175 et le canal principal 170. Cette intersection définit une entrée d’éjection du canal d’éjection 175.
Selon un aspect particulier de l’invention, la vanne de décharge variable 176 comprend une vanne rotative configurée pour être mise en rotation autour d’un axe fixe, comme illustré sur les figures 2 à 5 et 7 à 9.
L’axe fixe peut être localisé en aval du canal d’éjection 175 et placé pour mettre en rotation la vanne entre une position fermée où la vanne couvre l’entrée d’éjection séparant ainsi le canal d’éjection et le canal principal, et une position ouverte où la vanne est à l’intérieur du canal principal, on parle dans ce cas de vanne écopante. En variante, dans la position ouverte la vanne peut être à l’intérieur du canal d’éjection, on parle dans ce cas de vanne non- écopante. Dans cette variante, la vanne dans la position ouverte peut se trouver plaquée contre une paroi du canal d’éjection, voire s’intégrer dans et faire continuité avec une paroi du canal d’éjection.
Selon un autre aspect particulier de l’invention, la vanne de décharge variable 176 comprend une porte coulissante, comme illustré sur la figure 6. La porte coulissante est configurée pour être mise en translation selon une direction parallèle à l’entrée d’éjection et présentant une projection non nulle selon la direction générale d’écoulement des gaz. La porte coulissante peut coulisser vers l’aval jusqu’à une position fermée où la vanne couvre l’entrée d’éjection séparant ainsi le canal d’éjection et le canal principal, et vers l’amont jusqu’à une position ouverte où la porte coulissante se situe en amont de l’entrée d’éjection. En variante, La porte coulissante peut coulisser vers l’aval jusqu’à une position ouverte où la porte coulissante se situe en aval de l’entrée d’éjection, et vers l’amont jusqu’à une position fermée où la vanne couvre l’entrée d’éjection séparant ainsi le canal d’éjection et le canal principal.
En option des mises en oeuvre de l’invention précédemment présentées, la turbine 110 comprend un modulateur de flux 172 configuré pour régler un débit d’un flux passant par l’entrée de refroidissement du canal principal 171 au canal de refroidissement 173. Le modulateur de flux 172 peut être localisé à l’intersection entre le canal de refroidissement 173 et le canal principal 170, définissant l’entrée de refroidissement.
Dans ce cas, le canal d’éjection débouche dans le canal de refroidissement en aval du modulateur de flux 172.
Lorsque le modulateur de flux 172 est localisé à cet endroit, le modulateur de flux peut être dans une première option une vanne rotative configurée pour être mise en rotation autour d’un axe fixe noté B sur les figures 2 et 3.
Cet axe fixe peut être placé en amont de l’entrée de refroidissement. La vanne rotative est alors configurée pour être mise en rotation entre une position fermée 172b où la soupape recouvre l’entrée de refroidissement et une position ouverte 172a où la soupape est à l’intérieur du canal de refroidissement, comme illustré en figure 2.
Cet axe fixe peut être placé, en variante, en aval de l’entrée de refroidissement. La vanne rotative est alors configurée pour être mise en rotation entre une position fermée 172d où la soupape recouvre l’entrée de refroidissement et une position ouverte 172c où la soupape est à l’intérieur du canal de refroidissement, comme illustré en figure 3.
Lorsque le modulateur de flux 172 est localisé à l’entrée de refroidissement, le modulateur de flux peut être dans une deuxième option une porte coulissante, comme illustré sur les figures 5 et 6. La porte coulissante est configurée pour être mise en translation selon une direction parallèle à l’entrée de refroidissement et présentant une projection non nulle selon la direction générale d’écoulement des gaz. La porte coulissante peut coulisser vers l’aval jusqu’à une position fermée où le modulateur de flux couvre l’entrée de refroidissement séparant ainsi le canal de refroidissement et le canal principal, et vers l’amont jusqu’à une position ouverte où la porte coulissante se situe en amont de l’entrée de refroidissement. En variante, La porte coulissante peut coulisser vers l’aval jusqu’à une position ouverte où la porte coulissante se situe en aval de l’entrée d’éjection, et vers l’amont jusqu’à une position fermée où la vanne couvre l’entrée d’éjection séparant ainsi le canal d’éjection et le canal principal. En résumé, lorsque le modulateur de flux 172 est placé à l’entrée de refroidissement :
- le modulateur de flux 172 peut comprendre une vanne rotative configurée pour être mise en rotation autour d’un axe, et avantageusement l’axe est placé en amont de l’entrée de refroidissement, la vanne rotative étant configurée pour être mise en rotation entre une position fermée où la vanne rotative recouvre l’entrée de refroidissement et une position ouverte où la vanne rotative est à l’intérieur du canal de refroidissement 173, ou bien l’axe est placé en aval de l’entrée de refroidissement, la vanne rotative étant configurée pour être mise en rotation entre une position fermée où la vanne rotative recouvre l’entrée de refroidissement et une position ouverte où la vanne rotative est à l’extérieur du canal de refroidissement 173 ;
-le modulateur de flux 172 peut comprendre une porte coulissante.
Le modulateur de flux 172 peut aussi être localisé à la sortie de refroidissement 178, comme illustré en figure 4. Dans ce cas, le canal d’éjection débouche dans le canal de refroidissement en amont du modulateur de flux 172.
Dans ce cas, le modulateur de flux 172 est une vanne rotative configurée pour être mise en rotation autour d’un axe fixe. Cet axe fixe est placé en amont de la sortie de refroidissement 178. La vanne rotative est alors configurée pour être mise en rotation entre une position fermée 172f où la soupape recouvre la sortie de refroidissement et une position ouverte 172e où la soupape est à l’extérieur du canal de refroidissement, comme illustré en figure 4.
Le modulateur de flux 172 peut enfin être une section variable du canal de refroidissement. Cette section variable peut être située à différents endroits du canal de refroidissement. Le canal d’éjection peut déboucher dans le canal de refroidissement soit en amont soit en aval de la section variable formée par le modulateur de flux 172.
Procédé de commande
Une turbine à gaz comme on vient de la décrire permet de mettre en oeuvre un procédé de commande selon l'invention pour optimiser le refroidissement de l’échangeur thermique 174. Dans une première mise en œuvre, le procédé de commande comprend, lorsque la vitesse de rotation d’une hélice non carénée dépasse une première vitesse prédéterminée, une étape d’annulation du débit d’air s’écoulant du canal principal 171 dans le canal d’éjection 175, et optionnellement une étape d’ouverture du canal de refroidissement de sorte qu’un flux s’écoule à travers le canal de refroidissement.
L’hélice non carénée mentionné plus haut est l’hélice amont 121 qui est mobile. Cette hélice comprime l’air en aval dont l’air entrant dans le canal principal, et en particulier l’air entrant passant du canal principal au canal de refroidissement.
En absence de modulateur de flux 172, l’air passe librement du canal principal 171 au canal de refroidissement 173, aucune étape d’ouverture du canal de refroidissement n’est donc nécessaire.
Dans l’option où un modulateur de flux 172 est présent, une étape d’ouverture du canal de refroidissement permet de configurer le modulateur 172 pour permettre le passage d’air de sorte qu’un flux s’écoule du canal principal 171 dans le canal de refroidissement 173. La figure 7 illustre la situation où la turbine à gaz comprend le modulateur de flux 172 au niveau de l’entrée de refroidissement, le modulateur de flux 172 étant configuré pour laisser passer l’air entre le canal principal 171 et le canal de refroidissement 173.
L’étape d’annulation du débit du flux s’écoulant à travers le canal d’éjection est réalisée par le contrôle de la vanne de décharge variable 176 pour fermer le passage entre le canal principal et le canal d’éjection.
Comme illustré en figure 7, la vanne de décharge 176 bloque le passage de l’air entre le canal principal 171 et le canal d’éjection 175.
Dans cette situation, un flux d’air F1 passe du canal principal au canal de refroidissement 173, alors qu’aucun flux d’air ne passe du canal principal au canal d’éjection 175. Le flux d’air F2 qui traverse l’échangeur 174, flux F2 qui est le prolongement du flux d’air F1 , permet de ventiler et refroidir l’échangeur 174.
La première vitesse prédéterminée correspond à une vitesse au-delà de laquelle le canal de refroidissement ouvert est parcouru par un débit d’air suffisant pour refroidir l’échangeur thermique 174 de manière satisfaisante. Ce débit d’air à travers le canal de refroidissement est assuré par la compression du pied de pale de l’hélice amont 121 et par la pression dynamique de vol. Ces deux facteurs de pression permettent une ventilation de l’échangeur.
La première vitesse prédéterminée peut correspondre à une vitesse de croisière d’un aéronef mis en mouvement par la turbine à gaz. La vitesse de croisière correspond à la vitesse atteinte en vol normal de l’aéronef entre le décollage et l’atterrissage. La première vitesse prédéterminée peut être égale à 80% de la vitesse maximale de rotation de l’hélice.
Par rapport à l’art antérieur dans lequel une roue d’aubes mobiles de compression se situe en amont de l’entrée de refroidissement, le débit dans le canal de refroidissement nécessaire pour garantir une ventilation suffisante de l’échangeur est diminué. En effet, l’absence de la roue d’aubes mobiles de compression rend le flux d’air passant du canal principal au canal de refroidissement plus frais et à débit identique, la puissance de refroidissement est plus importante. Le flux d’air F1 , F2 à travers le canal de refroidissement dépend également de la section de la sortie de refroidissement 178 débouchant à l’extérieur de la turbine à gaz 110. Cette section de la sortie de refroidissement 178 est dimensionnée pour répondre au besoin de refroidissement.
En option dans la première mise en oeuvre, le procédé peut être appliqué à une turbine à gaz comprenant un modulateur de flux 172 tel que présenté plus haut. Dans ce cas, le procédé peut comprendre une étape d’adaptation d’un débit d’air passant par l’entrée de refroidissement du canal principal 171 au canal de refroidissement 173 par rapport à un besoin en refroidissement de l’échangeur thermique 174. L’alimentation du troisième flux est régulée de manière active par le modulateur de flux ce qui permet d’optimiser la performance en fonction des besoins de refroidissement du moteur.
Dans une deuxième mise en oeuvre, le procédé comprend en outre par rapport à la première mise en oeuvre, lorsque la vitesse de rotation de l’hélice non carénée est inférieure à la première vitesse prédéterminée et dépasse une deuxième vitesse prédéterminée, une étape d’ouverture partielle de la vanne de décharge de sorte qu’un flux s’écoule à travers le canal d’éjection. La figure 8 illustre cette situation.
Lorsque la vitesse de l’hélice diminue et prend une valeur en dessous de la première valeur prédéterminée, le débit d’air F3 passant du canal principal 171 au canal de refroidissement 173 par l’entrée de refroidissement n’est pas suffisant pour refroidir l’échangeur thermique 174. Dans ce cas, la vanne de décharge 176 est activée pour ouvrir le passage d’air entre le canal principal et l’entrée d’éjection du canal d’éjection. Un deuxième flux d’air F4 comprimé par au moins un étage de compression 145 située en amont de l’entrée d’éjection s’écoule à travers le canal d’éjection 175. Ce deuxième flux F4 débouche dans le canal de refroidissement sur ou en amont de l’échangeur thermique 174. Le flux global F5 s’écoulant à travers l’échangeur thermique 174 est la somme des flux F3 et F4. De cette manière, l’échangeur peut être refroidi de manière satisfaisante en dépit de la diminution de la vitesse de rotation de l’hélice.
La géométrie du canal de refroidissement et du canal d’éjection peut être dessinée de manière à favoriser l’écoulement dans le canal de refroidissement en exploitant l’effet Venturi produit dans le canal de refroidissement par l’écoulement du deuxième flux dans le canal d’éjection.
La deuxième vitesse prédéterminée peut correspondre à une vitesse d’un aéronef mis en mouvement par la turbine à gaz lors du décollage ou du ralenti de descente. La deuxième vitesse prédéterminée est alors comprise entre 40% et 80% de la vitesse maximale de rotation de l’hélice.
En option de la deuxième mise en oeuvre, le procédé peut être appliqué à une turbine à gaz comprenant un modulateur de flux 172 qui est placé dans le canal de refroidissement 173 plus en amont que la position où le canal d’éjection 175 débouche dans le canal de refroidissement 173. Dans ce cas, le procédé peut comprendre en plus par rapport à la deuxième mise en oeuvre, lorsque la vitesse de rotation de l’hélice non carénée est inférieure à la première vitesse prédéterminée et dépasse une deuxième vitesse prédéterminée, ou bien lorsque la pression dynamique en entrée du canal principal 170 passe en dessous d’une valeur minimale, une étape de diminution du flux d’air passant par l’entrée de refroidissement du canal principal 171 au canal de refroidissement 173. La diminution du flux est produite par le modulateur de flux 172 qui est fermé partiellement pour diminuer le flux passant du canal principal au canal de refroidissement. Comme précisé précédemment, le deuxième flux produit par le canal d’éjection permet un refroidissement supplémentaire de l’échangeur, mais il peut être aussi suffisant à lui seul pour refroidir l’échangeur 174 comme souhaité. En effet, lorsque la vitesse de rotation de l’hélice est diminuée, l’échauffement du moteur est également diminué. Le besoin en refroidissement peut donc être suffisamment faible pour que le débit d’air traversant le canal d’éjection soit suffisant. Dans ce cas, il est possible de fermer le modulateur de flux 172. Comme celui-ci est placé en amont du canal d’éjection, sa fermeture ne diminue par l’écoulement d’air du canal d’éjection 175 dans le canal de refroidissement 173. La fermeture du modulateur peut être totale pour qu’il n’y ait aucun flux d’air passant du canal principal 171 dans le canal de refroidissement 173. Cela permet également d’éviter un refoulement du flux passant à travers le du canal d’éjection 175 et qui passerait ensuite à travers le canal de refroidissement 173 vers l’amont, c’est-à-dire vers l’entrée de refroidissement.
Dans une troisième mise en oeuvre, le procédé est appliqué à une turbine à gaz comprenant un modulateur de flux 172 qui est placé dans le canal de refroidissement plus en amont que la position où le canal d’éjection débouche dans le canal de refroidissement. Cette troisième mise en oeuvre comprend, en plus des étapes du procédé selon la première mise en oeuvre et/ou selon la deuxième mise en oeuvre, lorsque la vitesse de rotation de l’hélice non carénée est inférieure à la deuxième vitesse prédéterminée ou bien lorsque la pression dynamique en entrée du canal principal 170 passe en dessous d’une valeur minimale, une étape d’ouverture totale du canal d’éjection 175 et une étape d’annulation d’un flux d’air passant par l’entrée de refroidissement du canal principal au canal de refroidissement 173.
La figure 9 illustre cette situation.
Lorsque la vitesse de l’hélice diminue et prend une valeur en dessous de la deuxième valeur prédéterminée, ou bien lorsque la pression dynamique en entrée du canal principal 170 passe en dessous d’une valeur minimale, le débit d’air traversant le canal de refroidissement produit une ventilation et un refroidissement de l’échangeur thermique 174 encore plus faible. Le deuxième flux passant à travers le canal d’éjection est alors le seul à permettre un refroidissement suffisant de l’échangeur.
La vanne de décharge variable 176 est alors configurée pour maximiser le flux d’air F6 passant du canal principal 171 au canal d’éjection 175.
Le modulateur de flux 172 est alors configuré pour annuler le flux d’air passant du canal principal dans le canal de refroidissement par l’entrée de refroidissement. Comme le modulateur de flux est placé en amont du canal d’éjection, sa fermeture ne diminue par l’écoulement d’air du canal d’éjection dans le canal de refroidissement. Le flux global F7 s’écoulant à travers l’échangeur thermique 174 est le prolongement du flux F6.
En résumé, la deuxième mise en oeuvre peut comprendre, lorsque la vitesse de rotation de l’hélice est inférieure à la première vitesse prédéterminée et supérieure à une deuxième vitesse prédéterminée, une étape d’ouverture partielle de la vanne de décharge variable 176 de sorte que de l’air s’écoule du canal principal 171 au canal d’éjection 175, et optionnellement, si le canal d’éjection 175 débouche dans le canal de refroidissement 173 en aval du modulateur de flux 176, une étape de diminution d’un débit d’air passant par l’entrée de refroidissement du canal principal 171 au canal de refroidissement 173.
De plus, le procédé de commande peut comprendre en outre, lorsque la vitesse de rotation de l’hélice non carénée est inférieure à une deuxième vitesse prédéterminée inférieure à la première vitesse prédéterminée ou bien lorsque la pression dynamique en entrée du canal principal 170 passe en dessous d’une valeur minimale, une étape d’ouverture totale du canal d’éjection 175 et une étape d’annulation d’un débit d’air passant par l’entrée de refroidissement du canal principal 171 au canal de refroidissement 173, la deuxième vitesse prédéterminée pouvant être comprise entre 40% et 80% d’une vitesse maximale de rotation de l’hélice.

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbine à gaz (110) comprenant
- deux hélices non carénées (121 , 131 ),
- un canal principal (171 ),
- au moins un étage de compression (145) situé dans le canal principal (171 ), le canal principal (171 ) étant configuré pour alimenter l’étage de compression (1 5) en air,
- un canal de refroidissement (173) s’étendant depuis une entrée de refroidissement débouchant dans le canal principal (171 ), l’entrée de refroidissement étant située en amont du ou de chaque étage de compression (145) par référence à un sens d’écoulement (G) de l'air,
- un échangeur thermique (174) situé dans le canal de refroidissement (173),
- un canal d’éjection (175) débouchant dans le canal principal (170) et dans le canal de refroidissement (173) de sorte que l'air passant à travers le canal d’éjection (175) ventile l’échangeur thermique (174), et
- une vanne de décharge variable (176) configurée pour régler un débit d'air dans le canal d’éjection (175).
2. Turbine à gaz selon la revendication 1 dans laquelle la vanne de décharge variable (176) comprend une vanne rotative configurée pour être mise en rotation.
3. Turbine à gaz selon la revendication 1 dans laquelle la vanne de décharge variable (176) comprend une porte coulissante.
4. Turbine à gaz selon l’une des revendications précédentes comprenant un modulateur de flux (172) configuré pour régler un débit d’un flux passant par l’entrée de refroidissement du canal principal (171 ) au canal de refroidissement (173).
5. Turbine à gaz selon la revendication 4 dans laquelle le modulateur de flux (172) est placé à l’entrée de refroidissement.
6. Turbine à gaz selon la revendication 4, dans laquelle le modulateur de flux (172) est placé à la sortie de refroidissement (178), le modulateur comprenant une vanne rotative configurée pour être mise en rotation.
7. Turbine à gaz selon l’une des revendications 1 à 3 dans laquelle le modulateur de flux (172) comprend une section variable du canal de refroidissement (173).
8. Aéronef comprenant une turbine à gaz (110) selon l’une des revendications précédentes.
9. Procédé de commande d’une turbine à gaz (110) selon l’une des revendications 1 à 7, comprenant, lorsque la vitesse de rotation d’une parmi les deux hélices dépasse une première vitesse prédéterminée, une étape d’annulation du débit d’air s’écoulant du canal principal (171 ) dans le canal d’éjection (175), et optionnellement une étape d’ouverture du canal de refroidissement (173) de sorte que de l’air s’écoule du canal principal (171 ) dans le canal de refroidissement (173).
10. Procédé selon la revendication 9 dans lequel la première vitesse prédéterminée est égale à 80% d’une vitesse maximale de rotation de l’hélice.
11. Procédé selon l’une des revendications 9 ou 10 de commande d’une turbine à gaz (110) selon l’une des revendications 4 à 7 comprenant une étape d’adaptation d’un débit d’air passant par l’entrée de refroidissement du canal principal (171 ) au canal de refroidissement (173) par rapport à un besoin en refroidissement de l’échangeur thermique (174).
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