WO2026003451A1 - Turbomachine comprenant un circuit auxiliaire d'alimentation en huile - Google Patents

Turbomachine comprenant un circuit auxiliaire d'alimentation en huile

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WO2026003451A1
WO2026003451A1 PCT/FR2025/050568 FR2025050568W WO2026003451A1 WO 2026003451 A1 WO2026003451 A1 WO 2026003451A1 FR 2025050568 W FR2025050568 W FR 2025050568W WO 2026003451 A1 WO2026003451 A1 WO 2026003451A1
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WO
WIPO (PCT)
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auxiliary
control system
circuit
signal
turbomachine
Prior art date
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Pending
Application number
PCT/FR2025/050568
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English (en)
Inventor
Hugues Louis Gilbert BARBIER
Anthony Julien BADALAMENTI
Sébastien ORIOL
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Safran Helicopter Engines SAS
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Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS, Safran Helicopter Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
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Pending legal-status Critical Current
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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/38—Blade pitch-changing mechanisms fluid, e.g. hydraulic
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/38—Blade pitch-changing mechanisms fluid, e.g. hydraulic
    • B64C11/385—Blade pitch-changing mechanisms fluid, e.g. hydraulic comprising feathering, braking or stopping systems

Definitions

  • TITLE TURBOMACHINE COMPRISING AN AUXILIARY OIL SUPPLY CIRCUIT
  • the invention relates to the field of aircraft turbomachinery comprising variable pitch angle blades, a hydraulic control system for these blades and an auxiliary hydraulic circuit for supplying oil to this control system.
  • An aircraft turbomachine comprises, from upstream to downstream, at least one first rotor, also called the propulsion rotor, such as a propeller when the turbomachine is a turboprop, or an unshod fan when the turbomachine is of the "open rotor" type, or a shod fan when the turbomachine is a turbojet, a compressor, a combustion chamber, and a turbine.
  • the compressor rotor is connected to the turbine rotor and the first rotor by a drive shaft.
  • An airflow is compressed within the compressor, then the compressed air is mixed with fuel and burned in the combustion chamber.
  • the gases formed by combustion pass through the turbine, which drives the compressor rotor and the propulsion rotor.
  • the propeller or fan of the propulsion rotor, as well as the compressor rotor, are equipped with blades that influence the airflow.
  • the propulsion rotor or compressor rotor To adapt the turbomachine to flight conditions, particularly airflow, it is common practice to equip the propulsion rotor or compressor rotor with variable-pitch blades. These variable-pitch blades rotate freely around their axis. of length which allows the angle of the blades to be adapted according to the flight conditions in order to maximize thrust.
  • the turbomachine typically includes a variable pitch angle blade control system which includes a control unit connected to a hydraulic actuator to rotate the blades around their extension axis according to the direction of the airflow.
  • the turbomachine typically includes a control system oil supply system.
  • This supply system includes, for example, a main hydraulic circuit comprising a main reservoir connected to a main pump, allowing oil to be drawn from the main reservoir and circulated to the hydraulic actuator.
  • Certain aircraft flight phases disrupt the oil supply to the hydraulic actuator.
  • the aircraft may experience flight phases during which the gravitational force is zero or negative. These flight phases are referred to in the field of this invention as the "Og condition" when the gravitational force is zero, or the “negative g condition” when the gravitational force is reversed.
  • the oil in the main reservoir under negative g conditions, is pressed against the upper wall of the reservoir opposite the suction port.
  • This suction port located at the bottom of the reservoir, is connected to a main oil supply pump for the pitch control system.
  • the oil and air form a suspension containing air bubbles, and the pump therefore draws air or oil heavily laden with air bubbles, rather than oil.
  • Such a negative g or 0g condition degrades the oil supply to the control system and can even cause the main pump to lose its prime.
  • the hydraulic actuator of the control system is no longer properly supplied with oil.
  • Such a degradation in the oil supply to the control system, and particularly to the hydraulic actuator can render the pitch of the propulsion rotor blades uncontrollable, especially the propeller blades or the unshod fan blades. This can lead to the blades being feathered by a safety system or locked by the safety system in a position different from the setpoint provided by the control unit to the hydraulic actuator. This results in a significant reduction in the turbomachine's thrust and, in some cases, can lead to a loss of control, which is unacceptable.
  • document FR-A1-3127525 proposes an auxiliary oil supply circuit for the control system to supply it when the gravitational force is zero or negative.
  • This auxiliary circuit includes an auxiliary oil reservoir connected to an auxiliary pump that delivers oil to the control system via a hydraulic valve.
  • the hydraulic valve is operated either directly by gravitational force or by the hydraulic pressure in the main supply circuit. Typically, when this pressure is below a threshold pressure, the hydraulic valve fluidly connects the control system to the auxiliary circuit.
  • turbomachine for an aircraft, the turbomachine comprising:
  • auxiliary hydraulic circuit for supplying oil to the control system under conditions of negative or zero gravitational force experienced by the aircraft, the auxiliary circuit comprising:
  • the turbomachine is remarkable in that its control system includes:
  • a sensor configured to acquire a signal representative of the blade pitch angle and transmit this signal
  • control unit configured to transmit a command order to allow oil to be supplied to the control system via the auxiliary circuit if the signal transmitted by the sensor to the control unit corresponds to a decrease in hydraulic pressure in the main circuit.
  • the auxiliary circuit allows the control system to be supplied from the auxiliary tank when the gravitational force is zero (Og condition) or negative (negative g condition).
  • the auxiliary circuit is pressurized hydraulically by means of the control system.
  • the sensor acquires and transmits the signal relating to the blade pitch angle to the control unit.
  • the control unit will transmit a command to pressurize the auxiliary circuit and allow the control system to be supplied from the auxiliary tank under conditions of zero or negative gravitational force.
  • Such an auxiliary circuit control system therefore makes it possible to do without a hydraulic control to activate the auxiliary circuit or a gravitational force sensor, making the implementation of this auxiliary circuit simpler and more reliable.
  • the turbomachine is independent of aircraft data.
  • the invention may include one or more of the following features, taken individually or in combination with each other:
  • the auxiliary circuit further includes a valve located between the auxiliary pump and the control system, the valve being controlled by the control unit, -
  • the valve comprises a body with:
  • valve further comprising a movable part in the body and configured to move in response to the control command from a first position in which the valve inlet is in fluidic communication with the first valve outlet to a second position in which the valve inlet is in fluidic communication with the second valve outlet,
  • the auxiliary pump is electrically driven in response to the control command
  • the auxiliary pump is a positive displacement pump
  • the control unit is configured to determine if the signal transmitted by the sensor represents a feathering of the blades
  • control unit is configured to determine if the signal transmitted by the sensor reflects a difference between a measured blade pitch angle and a setpoint angle.
  • the invention also relates to a method for supplying oil to an aircraft turbomachine according to any one of the preceding characteristics, the method comprising the following steps:
  • Figure 1 is a schematic longitudinal cross-sectional representation of half an aircraft turbomachine according to a first embodiment of the invention
  • FIG.2 Figure 2 is a schematic perspective representation of an aircraft turbomachine according to a second embodiment of the invention
  • Figure 3 is a schematic longitudinal sectional representation of an aircraft turbomachine according to a third embodiment of the invention
  • Figure 4 is a schematic representation of an oil supply system according to the invention when the gravitational force is zero or negative;
  • FIG.5 Figure 5 is a schematic representation of the oil supply system of Figure 4 when the gravitational force is positive;
  • FIG.6 Figure 6 is a schematic representation of an oil supply system according to another embodiment, when the gravitational force is zero or negative;
  • Figure 7 is a schematic representation of the oil supply system of Figure 6, when the gravitational force is positive;
  • Figure 8 is a synoptic diagram of a process according to the invention.
  • a turbomachine 1, 1', 1" for an aircraft is shown, for example, in Figures 1 to 3.
  • the turbomachine 1, 1, 1" comprises a first rotor 2 connected to an engine M extending around a longitudinal axis X.
  • the engine M includes from upstream to downstream in the direction of flow of a main airflow F along the longitudinal axis X, a compressor such as a low pressure compressor 3 and a high pressure compressor 4, a combustion chamber 5, a turbine such as a high pressure turbine 6 and a low pressure turbine 7, and a nozzle 8.
  • the rotor of the high-pressure turbine 6 is connected to the rotor of the high-pressure compressor 4 by a high-pressure shaft 9.
  • the rotor of the low-pressure turbine 7 is connected to the rotor of the low-pressure compressor 3 by a low-pressure shaft 10.
  • the low-pressure shaft 10 and high-pressure shaft 9 are supported by bearings 12a.
  • the bearings 12a are contained within a lubrication chamber 12 for lubrication.
  • an upstream bearing 120a is arranged radially between an upstream end of the low-pressure shaft 10 and an upstream bearing support 120b, and a downstream bearing 120a' is arranged downstream of the upstream bearing 120a and radially between the low-pressure shaft 10 and a downstream bearing support 120b'.
  • the lubrication chamber 12 is annular.
  • the upstream and downstream bearings 120a and 120a' are arranged within the lubrication chamber 12.
  • the first rotor 2 is driven in rotation by a rotor shaft 100.
  • the rotor shaft 100 is connected to the low-pressure shaft 10.
  • the low-pressure shaft 10 drives the rotor shaft 100 in rotation.
  • the low-pressure shaft 10 is connected to the rotor shaft 100 by a speed reducer 11. This allows the first rotor 2 to be driven at a speed lower than the rotational speed of the low-pressure shaft 10.
  • the speed reducer 11 is, for example, arranged in the lubrication chamber 12 between the upstream bearing 120a and the downstream bearing 120a’.
  • the main airflow F passes through the turbomachine 1, 1’, 1” and splits into a primary airflow F1 which passes through the engine M within a primary duct and a secondary airflow F2 which passes through the first rotor 2 in a secondary duct surrounding the primary duct.
  • the turbomachine 1, 1', 1" includes blades 2a which allow action to be exerted on the main airflow F, the primary airflow F1 or the airflow secondary F2.
  • the rotors of the low pressure 3 and high pressure 4 compressors include vanes 2a which allow the primary airflow F1 to be compressed upstream of the combustion chamber 5.
  • the 2a blades can be fixed in rotation around the longitudinal axis X or mobile in rotation around the longitudinal axis X or an axis parallel to the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 1 is a turbofan engine.
  • the first rotor 2 is a shrouded fan arranged upstream of the engine M.
  • the fan comprises blades 2a.
  • the fan blades 2a are rotatable about the longitudinal axis X. They are, for example, supported by a disk centered on the longitudinal axis X and driven in rotation by the rotor shaft 100.
  • the blades 2a are arranged inside a fan casing 2b.
  • the casing 2b is surrounded by a nacelle (not shown).
  • the turbomachine 1' is a turbojet engine with an unfaired fan.
  • the first rotor 2 is a fan comprising blades 2a.
  • the fan is arranged downstream of the engine M (not visible in this figure).
  • the fan is rotatable about the longitudinal axis X.
  • the fan blades 2a are supported by a disk that rotates about the longitudinal axis X.
  • a stator 2' is optionally arranged downstream of the fan to straighten the secondary airflow F2.
  • the stator 2' forms a fixed blade about the longitudinal axis X. It comprises blades 2a that may have variable pitch.
  • the blades 2a are mounted outside the nacelle.
  • the turbomachine 1 is a turboprop.
  • the first rotor 2 is a propeller arranged upstream of the engine M.
  • the propeller rotates about a propeller axis H parallel to the axis longitudinal X and includes blades 2a.
  • the blades 2a are carried by a disk centered on the helix axis H.
  • the blades 2a are for example at least two in number and regularly distributed on the disk.
  • the blades 2a extend radially with respect to the longitudinal axis X. They typically comprise a blade extending along an aspect ratio Z transverse to the longitudinal axis X and a mounting element for attaching to the disk.
  • the mounting element is, for example, a mounting foot or a platform.
  • the blades 2a have a variable pitch angle. By variable pitch angle, it is understood that the blades 2a are rotatable about their aspect ratio Z. Changing the pitch of the blades 2a allows the orientation of the blades to be adapted to the airflow and thus maximizes the thrust force of the turbomachine 1, 1', 1".
  • the turbomachine 1, 1', 1" includes a control system 13 for the variable pitch-angle blades 2a.
  • the control system 13 comprises a control unit 13a and at least one oil-supplied hydraulic actuator 13b.
  • the control unit 13a is, for example, fixed in rotation around the longitudinal axis X.
  • the control unit 13a is, for example, connected to a stator of the turbomachine 1, 1’, 1”.
  • the control unit 13a is known in the field of the invention by the acronym PCU for “Pitch Control Unit” in English.
  • the hydraulic actuator 13b is, for example, a hydraulic cylinder comprising a movable rod connected to the vanes 2a, possibly via a motion transformation mechanism.
  • the translational movement of the rod allows the vanes 2a to rotate around their axis of extension Z.
  • the hydraulic actuator 13b is supplied with oil.
  • the translational movement of the rod is controlled by the control unit 13a, which supplies oil to the hydraulic actuator 13b.
  • the hydraulic actuator 13b rotates around the longitudinal axis X or an axis parallel to the longitudinal axis X.
  • the hydraulic actuator 13b is, for example, rotationally fixed to the blades 2a.
  • the hydraulic actuator 13b is, for example, arranged upstream of the control unit 13a.
  • the control system 13 advantageously includes an oil transfer device 13c from the control unit 13a to the hydraulic actuator 13b.
  • the oil transfer device 13c ensures the transfer of oil from the stationary control unit 13a to the rotating hydraulic actuator 13b.
  • the oil transfer device 13c is known by the acronym OTB for "Oil Transfer Bearing.”
  • the oil transfer device 13c is, for example, arranged within the lubrication chamber 12.
  • the turbomachine 1, T, 1 includes an oil supply system 14 for the control system 13.
  • the supply system 14 includes a main circuit 15 and an auxiliary circuit 16 for supplying oil to the control system 13.
  • the supply system 14 may further include an oil recovery circuit 17 from the control system 13.
  • the main circuit 15 is a hydraulic circuit. It comprises a main reservoir 18 and a main pump 19 connected to the main reservoir 18 and to the control system 13.
  • the main pump 19 is a hydraulic pump.
  • the main pump 19 is dedicated to supplying oil to the pitch control system 13 and is commonly referred to as a "pitch pump" in English within the field of this invention.
  • the main pump 19 is, for example, a positive displacement pump. Positive displacement pumps can, for example, have a fixed displacement or a variable displacement.
  • the main circuit 15 may include an additional pump 20 mounted between the main reservoir 18 and the main pump 19, in order to ensure sufficient oil pressure at the inlet of the main pump 19.
  • the main circuit 15 may also include a heat exchanger 21 located between the additional pump 20 and the main pump 19.
  • the heat exchanger 21 is, for example, of the oil/fuel type.
  • Such conditions can therefore lead to a drop in hydraulic pressure in the main circuit 15 and prevent the blades 2a from being set according to the control unit 13a setpoint.
  • the turbomachine 1, 1', 1" advantageously includes a blade safety system 2a.
  • the safety system includes, for example, a unit for feathering the blades 2a in response to a decrease in hydraulic pressure in the main circuit 15 or a unit for locking the pitch angle of the blades 2a in response to a decrease in hydraulic pressure in the main circuit 15.
  • the feathering unit includes, for example, weights that allow the blades 2a to be positioned in the feathered position when a decrease in hydraulic pressure occurs in the main circuit 15.
  • the safety shutdown of the blades 2a may result in a loss of thrust, and it is necessary to supply oil to the control system 13 during the second phase of operation of the turbomachine 1.
  • the auxiliary circuit 16 provides the supply to the control system 13 in this second phase of operation of the turbomachine 1, 1’, 1”.
  • the auxiliary circuit 16 includes an auxiliary tank 22 and an auxiliary pump 23.
  • the auxiliary pump 23 includes an inlet 23a connected to the auxiliary tank
  • the auxiliary pump 22 22 and an output 23b connected to the control system 13.
  • the auxiliary pump 23b connected to the control system 13.
  • volumetric pump 23 is preferably a volumetric pump.
  • the auxiliary pump 23 is, according to a first embodiment, mechanically driven. According to this example, it can be driven by the low-pressure shaft 10 or the high-pressure shaft 9.
  • the auxiliary pump 23 is electrically driven.
  • the turbomachine 1, 1', 1'" includes an electric motor for driving the auxiliary pump 23.
  • the auxiliary pump 23 can be driven continuously, i.e. in both operating phases of the turbomachine 1, 1’, 1” or according to the operating phases of the turbomachine 1, 1’, 1”.
  • the auxiliary pump 23 can be driven according to a first regime in the first operating phase of the turbomachine 1, 1’, 1” and according to a second regime higher than the first regime in the second operating phase of the turbomachine 1, 1’, 1”, a pump regime corresponding to a pump flow rate.
  • the auxiliary tank 20 is configured to deliver oil during the second operating phase of the turbomachine 1, 1', 1".
  • the auxiliary tank 20 is therefore configured to deliver oil under 0g and/or negative g conditions. It includes a suction port preferably located in the upper part of the auxiliary tank 23 and connected to the auxiliary pump 23. This ensures oil suction when the latter is under negative pressure. upper part of the auxiliary tank 23 when the aircraft experiences a negative gravitational force.
  • the auxiliary tank 22 is connected to the main tank 18 by a pipe 22a. This ensures the evacuation of oil from the auxiliary tank 22 in the first phase of operation in particular.
  • the recovery circuit 17 fluidly connects the control system 13 to the auxiliary tank 22. This minimizes oil losses while filling the auxiliary tank 22.
  • the turbomachine 1, T, 1” further includes a control system for the supply of the auxiliary circuit 16.
  • the control system includes a sensor 24 and a control unit 25.
  • the sensor 24 is configured to acquire a signal S1 relating to the angle of pitch of the blades 2a and transmit this signal S1 to the control unit 25.
  • Sensor 24 is a position sensor configured to measure the position of the foot or platform of blades 2a.
  • sensor 24 is of the electromagnetic type.
  • sensor 24 is a linear LVDT (Linear Variable Differential Transformer). Sensor 24 measures the position of the foot or platform of the blades 2a according to the position of the hydraulic actuator 13b.
  • linear LVDT Linear Variable Differential Transformer
  • the control unit 25 includes a computer.
  • the computer is typically a FADEC (for "Full Authority Digital Engine Control").
  • the control unit 25 is configured to transmit a control order 01 for oil supply from the control system 13 via the auxiliary circuit 16 according to the signal S1 from the sensor 24.
  • the command order 01 is addressed according to a first embodiment to the auxiliary pump 23 which is electrically activated in response to the command order 01.
  • the auxiliary circuit 16 may include a check valve mounted between the auxiliary pump 23 and the control system 13.
  • the control unit 25 is configured to determine whether the signal S1 represents a feathering of the blades 2a.
  • the sensor 24 measures the position of the blades 2a, and the control unit determines whether this position is representative of a feathered position of the blades 2a according to the aircraft's flight conditions. A feathered position of the blades 2a under conditions where the blades 2a should be in a different position indicates a decrease in pressure in the main circuit 15.
  • the control unit 25 is configured to determine whether the signal S1 indicates a difference between the measured blade pitch angle 2a and a setpoint angle.
  • the sensor 24 measures the position of the blades 2a, and the control unit 25 compares this position to a setpoint value imposed by the control unit 13a of the control system 13. If a difference is detected by the control unit 25, then the hydraulic actuator 13b has locked in response to a decrease in pressure in the main circuit 15.
  • the auxiliary circuit 16 may include a hydraulic valve 26.
  • the valve 26 It is a 3/2 distributor, meaning it has three ports and two positions. Valve 26, for example, is spring-returned.
  • the valve 26 has a body having an inlet 26a connected to the outlet 23b of the auxiliary pump 23 and a first outlet 26b connected to the auxiliary tank 22 and a second outlet 26c connected to the control system 13.
  • the second outlet 26c is connected for example to the outlet of the main pump 19.
  • the valve 26 further includes a movable member in the body configured to move between a first position in which the inlet 26a of the valve 26 is in fluidic communication with the first outlet 26b of the valve 26 and a second position in which the inlet 26a of the valve 26 is in fluidic communication with the second outlet 26c of the valve 26.
  • the valve 26 includes, for example, a return spring enabling the movable member to be returned from the second position to the first position.
  • the auxiliary pump 23 draws oil from the auxiliary reservoir 22 and the oil is redirected to the auxiliary reservoir 22.
  • the oil supply to the control circuit 13 is ensured by the main pump 19 which allows the circulation of the oil in the main circuit 15.
  • the auxiliary pump 23 draws oil from the auxiliary reservoir 22 and the oil is conveyed to the control system 13.
  • the auxiliary pump 23 can therefore be active.
  • the auxiliary pump 23 In the first position, the auxiliary pump 23 can be in the first operating mode, and in the second position, the auxiliary pump 23 can be in the second operating mode. Preferably, the auxiliary pump 23 therefore remains active regardless of the position of the moving part of the valve 26. This eliminates the need for priming time for the auxiliary pump 23 and ensures a rapid oil supply to the control system 13 during the second phase of operation of the turbomachine 1, 1', 1”.
  • the difference in operating conditions helps to minimize electrical energy consumption when the power requirements of the control system 13 by the auxiliary circuit 16 are low.
  • the valve 26 when the turbomachine 1, 1', 1" is in the first operating phase, particularly when the aircraft is in a so-called “normal" flight phase (i.e., under positive g conditions), the valve 26 is in the first position and the auxiliary pump 23 can be in the first operating regime.
  • the turbomachine 1, 1', 1" is in the second operating phase, particularly when the aircraft is in a flight phase in which the gravitational force is zero (referred to as "0g") or negative (referred to as "negative g"), the valve 26 is in the second position and the auxiliary pump 23 can be in the second operating regime, which is higher than the first regime. This ensures the oil supply to the control system 13 from the auxiliary reservoir 22 and prevents any interruption in the oil supply to the control system 13 under these conditions.
  • valve 26 is controlled by the control unit 25 according to the signal S1 transmitted by the sensor 24.
  • the process includes the following steps:
  • step (b) transmit to control unit 25 the signal S1 measured in step (a),
  • the auxiliary circuit 16 ensures a continuous oil supply to the control system 13 in response to a drop in hydraulic pressure in the main circuit 15.
  • auxiliary circuit 16 is simple and reliable. It eliminates the need for gravitational force sensors and hydraulic control.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne une turbomachine (1, 1', 1'') comprenant : - un système de commande (13) hydraulique de l'angle de calage des aubes (2a), - un circuit principal (15) hydraulique d'alimentation en huile du système de commande (13), et - un circuit auxiliaire (16) hydraulique d'alimentation en huile du système de commande (13), et - un système de contrôle de l'alimentation en huile du circuit auxiliaire (16) comprenant : - un capteur (24) configuré pour acquérir un signal (S1) représentatif de l'angle de calage des aubes et transmettre ce signal (S1), et - une unité de contrôle (25) configurée pour transmettre un ordre de commande (O1) pour autoriser une alimentation en huile du système de commande (13) par le circuit auxiliaire (16) si le signal (S1) transmis par le capteur (24) à l'unité de contrôle (25) correspond à une diminution d'une pression hydraulique dans le circuit principal (15).

Description

DESCRIPTION
TITRE : TURBOMACHINE COMPRENANT UN CIRCUIT AUXILIAIRE D’ALIMENTATION EN HUILE
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne le domaine des turbomachines d’aéronef comprenant des aubes à angle de calage variable, un système de commande hydraulique de ces aubes et un circuit auxiliaire hydraulique d’alimentation en huile de ce système de commande.
Arrière-plan technique
Une turbomachine pour un aéronef comprend d’amont en aval, au moins un premier rotor, également appelé rotor propulseur, tel qu’une hélice lorsque la turbomachine est un turbopropulseur, ou encore une soufflante non carénée lorsque la turbomachine est de type « open rotor » ou une soufflante carénée lorsque la turbomachine est un turboréacteur, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine. Le rotor du compresseur est relié au rotor de la turbine et au premier rotor par un arbre d’entrainement.
Un flux d’air est comprimé au sein du compresseur puis l’air comprimé est mélangé à un carburant et brûlé au sein de la chambre de combustion. Les gaz formés par la combustion traversent la turbine qui permet d’entrainer le rotor du compresseur et le rotor propulseur.
L’hélice ou la soufflante du rotor propulseur ainsi que le rotor du compresseur, sont équipés d’aubes qui permettent d’exercer une action sur le flux d’air. Afin d’adapter la turbomachine aux conditions de vols, en particulier au flux d’air, il est connu d’équiper d’aubes à angle de calage variable le rotor propulseur ou encore le rotor du compresseur. Les aubes à angle de calage variable sont ainsi mobiles en rotation autour de leur axe d’allongement ce qui permet d’adapter l’angle de calage des aubes selon les conditions de vol afin de maximiser la poussée.
Pour modifier cet angle de calage, la turbomachine comprend typiquement un système de commande des aubes à angle de calage variable qui comprend une unité de commande reliée à un actionneur hydraulique pour déplacer en rotation les aubes autour de leur axe d’allongement selon l’orientation du flux d’air.
Pour alimenter en huile le système de commande et notamment l’actionneur hydraulique, la turbomachine comprend typiquement un système d’alimentation en huile du système de commande. Ce système d’alimentation comprend par exemple un circuit principal hydraulique comprenant un réservoir principal relié à une pompe principale permettant l’aspiration de l’huile à partir du réservoir principal et la circulation de cette huile jusqu’à l’actionneur hydraulique.
Certaines phases de vol d’aéronef perturbent l’alimentation en huile de l’actionneur hydraulique. En effet, l’aéronef peut expérimenter des phases de vol durant lesquelles la force gravitationnelle est nulle ou négative. Ces phases de vol sont appelées dans le domaine de l’invention « condition Og » lorsque la force gravitationnelle est nulle ou « condition de g négatif » lorsque la force gravitationnelle est inversée. Durant de telles phases de vol, l’huile contenue dans le réservoir principal se retrouve, en condition de g négatif, plaquée sur la paroi supérieure du réservoir opposée au port d’aspiration, ce port d’aspiration localisé au fond du réservoir étant relié à une pompe principale d’alimentation en huile du système de commande du calage de pas. En condition de Og, l’huile et l’air forment une suspension chargée de bulles d’air, et la pompe n’aspire donc plus de l’huile mais de l’air ou de l’huile fortement chargée de bulles d’air. Une telle condition de g négatif ou de Og dégrade l’alimentation en huile du système de commande, et peut même provoquer un désamorçage de la pompe principale. Dans tous les cas, l’actionneur hydraulique du système de commande n’est plus correctement alimenté en huile. Une telle dégradation de l’alimentation en huile du système de commande et notamment de l’actionneur hydraulique peut rendre incontrôlable le calage des aubes du rotor propulseur, en particulier les pales de l’hélice ou de la soufflante non carénée, ce qui peut conduire à la mise en drapeau des aubes par un système de sécurité ou un verrouillage des aubes par le système de sécurité dans une position qui est différente de la position de consigne délivré par l’unité de commande à l’actionneur hydraulique. Ceci a pour conséquence de diminuer significativement la poussée de la turbomachine et dans certains cas, peut entrainer une perte de contrôle de celle-ci, ce qui n’est pas acceptable.
Dans ce cadre, le document FR-A1 -3127525 propose un circuit auxiliaire d’alimentation en huile du système de commande pour alimenter ce système de commande lorsque la force gravitationnelle est nulle ou négative. Ce circuit auxiliaire comprend un réservoir auxiliaire d’huile relié à une pompe auxiliaire qui délivre de l’huile au système de commande par l’intermédiaire d’une vanne hydraulique.
Selon ce document, la vanne hydraulique est pilotée soit directement par la force gravitationnelle soit par la pression hydraulique dans le circuit principal d’alimentation. Typiquement, lorsque cette pression est inférieure à une pression seuil, la vanne hydraulique relie fluidiquement le système de commande au circuit auxiliaire.
Bien que cette solution présente l’avantage d’assurer une alimentation continue du système de commande, indépendamment de la force gravitationnelle, elle ne donne pas entière satisfaction. En effet, une vanne pilotée par la force gravitationnelle implique d’équiper l’aéronef d’un capteur de force gravitationnelle. Or, une telle solution rend la turbomachine dépendante des données de l’aéronef, notamment de celles fournies par un tel capteur. Aussi, un système d’actionnement hydraulique est complexe à mettre en œuvre et peut manquer de fiabilité.
Par conséquent, il existe un besoin de fournir une turbomachine d’aéronef qui assure une alimentation en huile du système de commande des aubes à angle de calage variable durant les phases de vol pendant lesquelles la force gravitationnelle est nulle ou négative de façon simple et fiable.
Résumé de l'invention
A cet effet, l’invention propose une turbomachine pour un aéronef, la turbomachine comprenant :
- des aubes à angle de calage variable,
- un système de commande hydraulique de l’angle de calage des aubes,
- un système d’alimentation en huile du système de commande comprenant
- un circuit principal hydraulique d’alimentation en huile du système de commande dans des conditions de force gravitationnelle positive subie par l’aéronef, et
- un circuit auxiliaire hydraulique d’alimentation en huile du système de commande dans des conditions de force gravitationnelle négative ou nulle subie par l’aéronef, le circuit auxiliaire comprenant :
- un réservoir auxiliaire, et
- une pompe auxiliaire reliée au réservoir auxiliaire et au système de commande, et
- un système de contrôle de l’alimentation en huile du circuit auxiliaire.
La turbomachine est remarquable en ce que le système de contrôle comprend :
- un capteur configuré pour acquérir un signal représentatif de l’angle de calage des aubes et transmettre ce signal, et
- une unité de contrôle configurée pour transmettre un ordre de commande pour autoriser une alimentation en huile du système de commande par le circuit auxiliaire si le signal transmis par le capteur à l’unité de contrôle correspond à une diminution d’une pression hydraulique dans le circuit principal. Le circuit auxiliaire permet d’alimenter le système de commande à partir du réservoir auxiliaire lorsque la force gravitationnelle est nulle (condition de Og) ou négative (condition de g négatif).
Ceci permet d’alimenter en continue le système de commande, indépendamment de la force gravitationnelle subie par l’aéronef, et donc de limiter les situations de mises en drapeau ou de verrouillage du pas des aubes par sécurité.
Selon l’invention, le circuit auxiliaire est mis sous pression hydraulique grâce au système de contrôle.
Le capteur permet d’acquérir et de transmettre le signal relatif à l’angle de calage des aubes à l’unité de contrôle. Selon l’interprétation de ce signal par cette unité de contrôle, en particulier lorsque le signal traduit une chute de pression du circuit principal symptomatique d’une force gravitationnelle nulle ou négative subie par l’aéronef, l’ordre de commande sera transmis par l’unité de commande pour mettre sous pression le circuit auxiliaire et autoriser l’alimentation du système de commande à partir du réservoir auxiliaire en condition de force gravitationnelle nulle ou négative.
Un tel système de commande du circuit auxiliaire permet donc d s’affranchir d’une commande hydraulique pour activer le circuit auxiliaire ou d’un capteur de force gravitationnelle, rendant la mise en œuvre de ce circuit auxiliaire plus simple et fiable.
Grâce à une telle solution, la turbomachine est indépendante des données de l’aéronef.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le circuit auxiliaire comprend en outre une vanne située entre la pompe auxiliaire et le système de commande, la vanne étant pilotée par l’unité de contrôle, - la vanne comprend un corps présentant :
- une entrée reliée à une sortie de la pompe auxiliaire,
- une première sortie reliée au réservoir auxiliaire, et
- une seconde sortie reliée au système de commande, la vanne comprenant en outre un organe mobile dans le corps et configuré pour se déplacer en réponse à l’ordre de commande à partir d’une première position dans laquelle l’entrée de la vanne est en communication fluidique avec la première sortie de la vanne jusqu’à une seconde position dans laquelle l’entrée de la vanne est en communication fluidique avec la seconde sortie de la vanne,
- la pompe auxiliaire est entraînée mécaniquement,
- la pompe auxiliaire est entraînée électriquement,
- la pompe auxiliaire est entraînée électriquement en réponse à l’ordre de commande,
- la pompe auxiliaire est une pompe volumétrique,
- l’unité de contrôle est configurée pour déterminer si le signal transmis par le capteur représente une mise en drapeau des aubes,
- l’unité de contrôle est configurée pour déterminer si le signal transmis par le capteur traduit un écart entre un angle de calage des aubes mesuré et un angle de consigne.
L’invention concerne également un procédé d’alimentation en huile d’une turbomachine d’aéronef selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes, le procédé comprenant les étapes suivantes:
(a) acquérir le signal représentatif de l’angle de calage des aubes,
(b) transmettre à l’unité de contrôle ce signal,
(c) déterminer si ce signal correspond à une diminution d’une pression hydraulique dans le circuit principal, et
(d) transmettre l’ordre de commande pour autoriser une alimentation en huile du système de commande par le circuit auxiliaire si le signal correspond à une diminution d’une pression hydraulique dans le circuit principal. Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig.1] la figure 1 est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une demi-turbomachine d’aéronef selon un premier mode de réalisation de l’invention;
[Fig.2] la figure 2 est une représentation schématique en perspective d’une turbomachine d’aéronef selon un second mode de réalisation de l’invention; [Fig.3] la figure 3 est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine d’aéronef selon un troisième mode de réalisation de l’invention;
[Fig.4] la figure 4 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en huile selon l’invention lorsque la force gravitationnelle est nulle ou négative;
[Fig.5] la figure 5 est une représentation schématique du système d’alimentation en huile de la figure 4 lorsque la force gravitationnelle est positive;
[Fig.6] la figure 6 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en huile selon un autre mode de réalisation, lorsque la force gravitationnelle est nulle ou négative ;
[Fig.7] la figure 7 est une représentation schématique du système d’alimentation en huile de la figure 6, lorsque la force gravitationnelle est positive;
[Fig.8] la figure 8 est un schéma synoptique d’un procédé selon l’invention.
Description détaillée de l'invention
Une turbomachine 1 , 1 ’,1 ” pour un aéronef est représentée par exemple sur les figures 1 à 3. La turbomachine 1 , 1 , 1 ” comprend un premier rotor 2 relié à un moteur M s’étendant autour d’un axe longitudinal X. Le moteur M comprend d’amont en aval dans le sens d’écoulement d’un flux d’air principal F le long de l’axe longitudinal X, un compresseur tel qu’un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine telle qu’une turbine haute pression 6 et une turbine basse pression 7, et une tuyère 8.
Le rotor de la turbine haute pression 6 est relié au rotor du compresseur haute pression 4 par un arbre haute pression 9. Le rotor de la turbine basse pression 7 est relié au rotor du compresseur basse pression 3 par un arbre basse pression 10.
Les arbres basse pression 10 et haute pression 9 sont soutenus par des paliers 12a. Les paliers 12a sont contenus dans une enceinte de lubrification 12 pour leur lubrification. Par exemple, un palier amont 120a est agencé radialement entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 10 et un support palier amont 120b et un palier aval 120a’ est agencé en aval du palier amont 120a et radialement entre l’arbre basse pression 10 et un support palier aval 120b’. L’enceinte de lubrification 12 est annulaire. Les paliers amont et aval 120a, 120a’ sont agencés dans l’enceinte de lubrification 12.
Le premier rotor 2 est entrainé en rotation par un arbre de rotor 100. L’arbre de rotor 100 est relié à l’arbre basse pression 10. L’arbre basse pression 10 entraine en rotation l’arbre de rotor 100. Avantageusement, l’arbre basse pression 10 est relié à l’arbre de rotor 100 par un réducteur de vitesse 11. Ceci permet d’entrainer le premier rotor 2 à une vitesse inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 10. Le réducteur de vitesse 11 est par exemple agencé dans l’enceinte de lubrification 12 entre le palier amont 120a et le palier aval 120a’.
Le flux d’air principal F traverse la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” et se divise en un flux d’air primaire F1 qui traverse le moteur M au sein d’une veine primaire et en un flux d’air secondaire F2 qui traverse le premier rotor 2 dans une veine secondaire entourant la veine primaire.
La turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” comprend des aubes 2a qui permettent d’exercer une action sur le flux d’air principal F, le flux d’air primaire F1 ou le flux d’air secondaire F2. Par exemple, les rotors des compresseurs basse pression 3 et haute pression 4 comprennent des aubes 2a qui permettent de comprimer le flux d’air primaire F1 en amont de la chambre de combustion 5.
De manière générale, les aubes 2a peuvent être fixes en rotation autour de l’axe longitudinal X ou mobiles en rotation autour de l’axe longitudinal X ou d’un axe parallèle à l’axe longitudinal X.
Selon un premier mode de réalisation représenté sur la figure 1 , la turbomachine 1 est un turboréacteur à double flux. Selon ce mode de réalisation, le premier rotor 2 est une soufflante carénée qui est agencée à l’amont du moteur M. La soufflante comprend des aubes 2a. Les aubes 2a de la soufflante sont mobiles en rotation autour de l’axe longitudinal X. Elles sont par exemple portées par un disque centré sur l’axe longitudinal X et entrainé en rotation par l’arbre de rotor 100. Les aubes 2a sont agencées à l’intérieur d’un carter 2b de soufflante. Le carter 2b est entouré d’une nacelle (non représentée).
Selon un second mode de réalisation représenté sur la figure 2, la turbomachine 1 ’ est un turboréacteur à soufflante non carénée. Selon ce mode de réalisation, le premier rotor 2 est une soufflante qui comprend des aubes 2a. Selon ce mode de réalisation, la soufflante est agencée en aval du moteur M (non visible sur cette figure). La soufflante est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. Les aubes 2a de la soufflante sont portées par un disque mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. En outre, selon ce mode de réalisation, un redresseur 2’ est optionnellement agencé en aval de la soufflante afin de redresser le flux d’air secondaire F2. Le redresseur 2’ forme un aubage fixe autour de l’axe longitudinal X. Il comprend des aubes 2a qui peuvent être à calage variable. Les aubes 2a sont montées à l’extérieur de la nacelle.
Selon un troisième mode de réalisation représenté sur la figure 3, la turbomachine 1 ” est un turbopropulseur. Selon ce mode de réalisation, le premier rotor 2 est une hélice qui est agencée en amont du moteur M. L’hélice est mobile en rotation autour d’un axe d’hélice H parallèle à l’axe longitudinal X et comprend des aubes 2a. Les aubes 2a sont portées par un disque centré sur l’axe d’hélice H. Les aubes 2a sont par exemple au nombre d’au moins deux et régulièrement réparties sur le disque.
Les aubes 2a s’étendent radialement par rapport à l’axe longitudinal X. Elles comprennent typiquement une pale s’étendant selon un axe d’allongement Z transversal à l’axe longitudinal X et un élément de fixation au disque. L’élément de fixation est par exemple un pied de fixation ou une plateforme. Selon l’invention, les aubes 2a sont à angle de calage variable. Par angle de calage variable, il est entendu que les aubes 2a sont mobiles en rotation autour de leur axe d’allongement Z. Le changement de pas des aubes 2a permet d’adapter l’orientation des aubes selon le flux d’air et ainsi de maximiser la force de poussée de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”.
Afin de contrôler l’angle de calage des aubes 2a, la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” selon l’invention comprend un système de commande 13 des aubes 2a à angle de calage variable. Le système de commande 13 comprend une unité de commande 13a et au moins un actionneur hydraulique 13b alimenté en huile.
L’unité de commande 13a est par exemple fixe en rotation autour de l’axe longitudinal X. L’unité de commande 13a est par exemple reliée à un stator de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”. L’unité de commande 13a est connue dans le domaine de l’invention sous l’acronyme PCU pour « Pitch Control Unit » en langue anglaise.
L’actionneur hydraulique 13b est par exemple un vérin hydraulique comprenant une tige mobile en translation reliée aux aubes 2a éventuellement via un mécanisme de transformation du mouvement. Le mouvement de translation de la tige permet de déplacer en rotation les aubes 2a autour de leur axe d’allongement Z. L’actionneur hydraulique 13b est alimenté en huile. Le déplacement en translation de la tige mobile est commandé par l’unité de commande 13a qui alimente en huile l’actionneur hydraulique 13b. L’actionneur hydraulique 13b est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X ou d’un axe parallèle à l’axe longitudinal X. L’actionneur hydraulique 13b est par exemple solidaire en rotation des aubes 2a. L’actionneur hydraulique 13b est par exemple agencé en amont de l’unité de commande 13a.
Le système de commande 13 comprend avantageusement un dispositif de transfert d’huile 13c de l’unité de commande 13a vers l’actionneur hydraulique 13b. Le dispositif de transfert d’huile 13c assure le transfert d’huile de l’unité de commande 13a qui est fixe vers l’actionneur hydraulique 13b qui est mobile en rotation. Le dispositif de transfert d’huile 13c est connu sous l’acronyme OTB pour « Oil Transfer Bearing » en langue anglaise. Le dispositif de transfert d’huile 13c est par exemple agencé dans l’enceinte de lubrification 12.
En outre, selon l’invention, la turbomachine 1 , T, 1 ” comprend un système d’alimentation 14 en huile du système de commande 13.
Le système d’alimentation 14 comprend un circuit principal 15 et un circuit auxiliaire 16 d’alimentation en huile du système de commande 13. Le système d’alimentation 14 peut en outre comprendre un circuit de récupération 17 d’huile du système de commande 13.
Le circuit principal 15 est un circuit hydraulique. Il comprend un réservoir principal 18 et une pompe principale 19 reliée au réservoir principale 18 et au système de commande 13. La pompe principale 19 est une pompe hydraulique. La pompe principale 19 est dédiée à l’alimentation en huile du système de commande 13 du calage de pas, et est couramment dénommée « pitch pump » en langue anglaise dans le domaine de l’invention. La pompe principale 19 est par exemple une pompe volumétrique. La pompe volumétrique est par exemple à cylindrée fixe ou à cylindrée variable.
Avantageusement, le circuit principal 15 peut comprendre une pompe supplémentaire 20 montée entre le réservoir principal 18 et la pompe principale 19, afin de garantir une pression d’huile suffisante à l’entrée de la pompe principale 19. Le circuit principal 15 peut comprendre également un échangeur 21 situé entre la pompe supplémentaire 20 et la pompe principale 19. L’échangeur 21 est par exemple de type huile/carburant. Durant une première phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 1 ”, en particulier lorsque la force gravitationnelle subie par l’aéronef est positive, la pompe principale 19 aspire l’huile à partir du réservoir principale 18 et permet la circulation de l’huile dans le circuit principal 15 jusqu’au système de commande 13.
Durant une seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”, en particulier lorsque la force gravitationnelle subie par l’aéronef est nulle ou négative, typiquement un vol en gravité négative (ou inversée), l’huile est plaquée dans la partie supérieure du réservoir principal 18 tandis que la partie inférieure reliée à la pompe principale 19 est occupée par de l’air. En cas de gravité nulle ou négative, un mélange air-huile peut également être en suspension dans le réservoir principal 18. La pompe principale 19 risque donc d’aspirer de l’air ou de l’huile fortement chargée de bulles d’air. Ceci n’est pas acceptable car le système de commande 13 doit être alimenté en huile relativement exempte de bulles d’air afin de ne pas compromettre le fonctionnement de l’unité de commande 13a et donc de l’actionneur hydraulique 13b qui commande le pas des aubes 2a. Aussi, la présence d’air peut conduire au désamorçage de la pompe principale 19.
De telles conditions peuvent donc conduire à une chute de la pression hydraulique dans le circuit principal 15 et empêcher le calage des aubes 2a selon la consigne de l’unité de commande 13a.
Dans ce cadre, la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” comprend avantageusement un système de mise en sécurité des aubes 2a. Le système de mise en sécurité comprend par exemple une unité de mise en drapeau des aubes 2a en réponse à une diminution de la pression hydraulique dans le circuit principal 15 ou une unité de verrouillage de l’angle de calage des aubes 2a en réponse à une diminution de la pression hydraulique dans le circuit principal 15. L’unité de mise en drapeau comprend par exemple des masselottes qui permet de positionner les aubes 2a en position drapeau lorsqu’une diminution de la pression hydraulique dans le circuit principal 15 survient. La mise en sécurité des aubes 2a peut entrainer une perte de poussée et il convient d’alimenter en huile le système de commande 13 durant la seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 1
Dans ce cadre, le circuit auxiliaire 16 assure l’alimentation du système de commande 13 dans cette seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”. Le circuit auxiliaire 16 comprend un réservoir auxiliaire 22 et une pompe auxiliaire 23.
La pompe auxiliaire 23 comprend une entrée 23a reliée au réservoir auxiliaire
22 et une sortie 23b reliée au système de commande 13. La pompe auxiliaire
23 est de manière préférée une pompe volumétrique.
La pompe auxiliaire 23 est selon un premier exemple de réalisation entraînée mécaniquement. Selon cet exemple, elle peut être entraînée par l’arbre basse pression 10 ou l’arbre haute pression 9.
Selon un autre exemple, la pompe auxiliaire 23 est entraînée électriquement. Selon cet exemple, la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ’” comprend un moteur électrique d’entrainement de la pompe auxiliaire 23.
La pompe auxiliaire 23 peut être entraînée en permanence, c’est-à-dire dans les deux phases de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” ou selon les phases de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”. Lorsque la pompe auxiliaire 23 est entraînée en permanence, elle peut être entraînée selon un premier régime dans la première phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” et selon un second régime supérieur au premier régime dans la seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”, un régime de pompe correspondant à un débit de pompe.
Le réservoir auxiliaire 20 est configuré pour délivrer de l’huile durant la seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”. Le réservoir auxiliaire 20 est donc configuré pour délivrer de l’huile en condition de 0g et/ou de g négatif. Il comprend un port d’aspiration situé de préférence en partie haute du réservoir auxiliaire 23 et relié à la pompe auxiliaire 23. Ceci permet d’assurer l’aspiration d’huile lorsque cette dernière est plaquée en partie haute du réservoir auxiliaire 23 lorsque l’aéronef subit une force gravitationnelle négative.
Avantageusement, le réservoir auxiliaire 22 est relié au réservoir principal 18 par une canalisation 22a. Ceci assure l’évacuation de l’huile du réservoir auxiliaire 22 dans la première phase de fonctionnement notamment.
En outre, le circuit de récupération 17 relie fluidiquement le système de commande 13 au réservoir auxiliaire 22. Ceci permet de minimiser les pertes d’huile tout en réalisant le remplissage du réservoir auxiliaire 22.
La turbomachine 1 , T, 1 ” comprend en outre un système de contrôle de l’alimentation du circuit auxiliaire 16. Le système de contrôle comprend un capteur 24 et une unité de contrôle 25.
Le capteur 24 est configuré pour acquérir un signal S1 relatif à l’angle de calage des aubes 2a et transmettre ce signal S1 à l’unité de contrôle 25.
Le capteur 24 est par exemple un capteur de position configuré pour mesurer la position du pied ou de la plateforme des aubes 2a. Le capteur 24 est selon cet exemple de type électromagnétique.
Selon un autre exemple, le capteur 24 est linéaire de type LVDT pour « Linear Variable Differential Transformer » en langue anglaise. Le capteur 24 permet de mesurer la position du pied ou de la plateforme des aubes 2a selon la position de l’actionneur hydraulique 13b.
L’unité de contrôle 25 comprend un calculateur. Le calculateur est typiquement un FADEC (pour «Full Authority Digital Engine Control» en langue anglaise).
L’unité de contrôle 25 est configurée pour transmettre un ordre de commande 01 d’alimentation en huile du système de commande 13 par le circuit auxiliaire 16 selon le signal S1 du capteur 24.
Comme illustré sur la figure 4, lorsque le signal transmis S1 est un signal S11 correspondant à une diminution d’une pression hydraulique dans le circuit principal 15, alors l’ordre de commande 01 d’alimentation en huile du système de commande 13 par le circuit auxiliaire 16 est transmis au circuit auxiliaire 16. Le circuit auxiliaire 16 assure alors l’alimentation du système de commande 13.
Comme illustré sur la figure 5, lorsque le signal transmis S1 est un signal S12 correspondant à une pression hydraulique standard dans le circuit principal 15, alors l’ordre de commande 01 d’alimentation en huile du système de commande 13 par le circuit auxiliaire 16 n’est pas transmis au circuit auxiliaire 16. Le circuit principal 15 assure alors l’alimentation du système de commande 13.
L’ordre de commande 01 est adressé selon un premier mode de réalisation à la pompe auxiliaire 23 qui est activé électriquement en réponse à l’ordre de commande 01 .
Avantageusement, le circuit auxiliaire 16 peut comprendre un clapet antiretour monté entre la pompe auxiliaire 23 et le système de commande 13. Selon un premier mode de réalisation, l’unité de contrôle 25 est configurée pour déterminer si le signal S1 représente une mise en drapeau des aubes 2a. Selon ce mode, le capteur 24 mesure la position des aubes 2a et l’unité de contrôle détermine si cette position est représentative d’une position drapeau des aubes 2a selon les conditions de vol de l’aéronef. Une position drapeau des aubes 2a dans des conditions où les aubes 2a devraient être dans une position différente traduit une diminution de la pression dans le circuit principal 15.
Selon un second mode de réalisation, l’unité de contrôle 25 est configurée pour déterminer si le signal S1 traduit un écart entre l’angle de calage des aubes 2a mesuré et un angle de consigne. Selon ce mode, le capteur 24 mesure la position des aubes 2a et l’unité de contrôle 25 compare cette position à une valeur de consigne imposée par l’unité de commande 13a du système de commande 13. Si un écart est constaté par l’unité de contrôle 25, alors un verrouillage de l’actionneur hydraulique 13b a eu lieu en réponse à une diminution de la pression dans le circuit principal 15.
Selon un mode de réalisation de l’invention illustré sur les figures 6 et 7, le circuit auxiliaire 16 peut comprendre une vanne 26 hydraulique. La vanne 26 est un distributeur 3/2 c’est-à-dire présentant trois orifices et deux positions. La vanne 26 est par exemple à rappel par ressort.
La vanne 26 présente un corps présentant une entrée 26a reliée à la sortie 23b de la pompe auxiliaire 23 et une première sortie 26b reliée au réservoir auxiliaire 22 et une deuxième sortie 26c reliée au système de commande 13. La deuxième sortie 26c est reliée par exemple à la sortie la pompe principale 19.
La vanne 26 comprend en outre un organe mobile dans le corps configuré pour se déplacer entre une première position dans laquelle l’entrée 26a de la vanne 26 est en communication fluidique avec la première sortie 26b de la vanne 26 et une seconde position dans laquelle l’entrée 26a de la vanne 26 est en communication fluidique avec la seconde sortie 26c de la vanne 26. La vanne 26 comprend par exemple un ressort de rappel permettant le rappel de l’organe mobile de la seconde position vers la première position.
On comprend ainsi que dans la première position telle qu’illustrée sur la figure 7, la pompe auxiliaire 23 aspire l’huile à partir du réservoir auxiliaire 22 et l’huile est redirigée vers le réservoir auxiliaire 22. L’alimentation en huile du circuit de commande 13 est assurée par la pompe principale 19 qui permet la circulation de l’huile dans le circuit principal 15. Dans la seconde position telle qu’illustré sur la figure 6, la pompe auxiliaire 23 aspire l’huile à partir du réservoir auxiliaire 22 et l’huile est acheminée jusqu’au système de commande 13.
Quelle que soit la position de l’organe mobile de la vanne 26, la pompe auxiliaire 23 peut donc être active.
Dans la première position, la pompe auxiliaire 23 peut être dans le premier régime de fonctionnement et dans la seconde position, la pompe auxiliaire 23 peut être dans le second régime de fonctionnement. Préférablement, la pompe auxiliaire 23 reste donc active quelle que soit la position de l’organe mobile de la vanne 26. Ceci permet de s’affranchir d’un temps d’amorçage de la pompe auxiliaire 23 et de garantir une alimentation rapide en huile du système de commande 13 durant la seconde phase de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ”.
Aussi, la différence de régime permet de minimiser la consommation d’énergie électrique lorsque les besoins d’alimentation du système de commande 13 par le circuit auxiliaire 16 sont faibles.
Ainsi, lorsque la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” est dans la première phase de fonctionnement, notamment lorsque l’aéronef est dans une phase de vol dite « normale » donc en condition de g positif, la vanne 26 est dans la première position et la pompe auxiliaire 23 peut être dans le premier régime de fonctionnement. Lorsque la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” est dans la seconde phase de fonctionnement, notamment lorsque l’aéronef est dans une phase de vol dans laquelle la force gravitationnelle est nulle (appelée « Og ») ou négative (appelée « g négatif »), la vanne 26 est dans la seconde position et la pompe auxiliaire 23 peut être dans le second régime de fonctionnement supérieur au premier régime. Ceci permet d’assurer l’alimentation en huile du système de commande 13 à partir du réservoir auxiliaire 22 et éviter toute interruption d’alimentation en huile du système de commande 13 dans ces conditions.
Selon ce mode de réalisation, la vanne 26 est pilotée par l’unité de contrôle 25 selon le signal S1 transmis par le capteur 24.
En particulier, comme illustré sur la figure 6, lorsque le signal transmis S1 est le signal S11 correspondant à une diminution d’une pression hydraulique dans le circuit principal 15, alors l’ordre de commande 01 de circulation d’huile dans le circuit auxiliaire 16 est transmis à la vanne 26 et le corps mobile est déplacé dans la seconde position.
Comme illustré sur la figure 7, lorsque le signal transmis S1 est le signal S12 correspondant à une pression hydraulique standard dans le circuit principal 15, alors l’ordre de commande 01 de circulation d’huile dans le circuit auxiliaire 16 n’est pas transmis à la vanne 26 et le corps mobile est maintenu dans la première position. La pompe auxiliaire 23 reste active, préférentiellement selon le premier régime de fonctionnement, et l’huile est réacheminée dans le réservoir auxiliaire 22. Un procédé d’alimentation en huile de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” va maintenant être décrit. Le procédé est par exemple illustré sur la figure 8.
Le procédé comprend les étapes suivantes :
(a) acquérir un signal S1 représentatif de l’angle de calage des aubes 2a,
(b) transmettre à l’unité de contrôle 25 le signal S1 mesuré à l’étape (a),
(c) déterminer si le signal S1 correspond à une diminution de la pression hydraulique dans le circuit principal 15, et
(d) transmettre l’ordre de commande 01 pour autoriser l’alimentation en huile du système de commande 13 par le circuit auxiliaire 16 si le signal S1 correspond à une diminution d’une pression hydraulique dans le circuit principal 15.
Grâce à l’invention, il est possible d’assurer une alimentation en huile du système de commande 13 durant toutes les phases de fonctionnement de la turbomachine 1 , 1 ’, 1 ” et notamment durant les phases de vol de l’aéronef en condition de Og ou de g négatif. Le circuit auxiliaire 16 permet d’assurer une alimentation en huile du système de commande 13 en réponse à une chute de la pression hydraulique dans le circuit principal 15.
Grâce au système de contrôle, l’activité du circuit auxiliaire 16 est simple et fiable. Elle permet de s’affranchir de capteurs de la force gravitationnelle et de commande hydraulique.

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbomachine (1 , 1 ’, 1 ”) pour un aéronef, la turbomachine (1 , 1 ’, 1 ”) comprenant :
- des aubes (2a) à angle de calage variable,
- un système de commande (13) hydraulique de l’angle de calage des aubes (2a),
- un système d’alimentation (14) en huile du système de commande (13) comprenant :
- un circuit principal (15) hydraulique d’alimentation en huile du système de commande (13) dans des conditions de force gravitationnelle positive subie par l’aéronef, et
- un circuit auxiliaire (16) hydraulique d’alimentation en huile du système de commande (13) dans des conditions de force gravitationnelle négative ou nulle subie par l’aéronef, le circuit auxiliaire (16) comprenant :
- un réservoir auxiliaire (22), et
- une pompe auxiliaire (23) reliée au réservoir auxiliaire (22) et au système de commande (13), et
- un système de contrôle de l’alimentation en huile du circuit auxiliaire (16), caractérisée en ce que le système de contrôle comprend :
- un capteur (24) configuré pour acquérir un signal (S1 ) représentatif de l’angle de calage des aubes et transmettre ce signal (S1 ), et
- une unité de contrôle (25) configurée pour transmettre un ordre de commande (01 ) pour autoriser une alimentation en huile du système de commande (13) par le circuit auxiliaire (16) si le signal (S1 ) transmis par le capteur (24) à l’unité de contrôle (25) correspond à une diminution d’une pression hydraulique dans le circuit principal (15).
2. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le circuit auxiliaire (16) comprend en outre une vanne (26) située entre la pompe auxiliaire (23) et le système de commande (13), la vanne (26) étant pilotée par l’unité de contrôle (25).
3. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la vanne (26) comprend un corps présentant :
- une entrée (26a) reliée à une sortie (23b) de la pompe auxiliaire (23),
- une première sortie (26b) reliée au réservoir auxiliaire (22), et
- une seconde sortie (26c) reliée au système de commande (13), la vanne (26) comprenant en outre un organe mobile dans le corps et configuré pour se déplacer en réponse à l’ordre de commande (01 ) à partir d’une première position dans laquelle l’entrée (26a) de la vanne (26) est en communication fluidique avec la première sortie (26b) de la vanne (26) jusqu’à une seconde position dans laquelle l’entrée (26a) de la vanne (26) est en communication fluidique avec la seconde sortie (26c) de la vanne (26).
4. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la pompe auxiliaire (23) est entraînée mécaniquement.
5. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la pompe auxiliaire (23) est entraînée électriquement.
6. Turbomachine selon la revendication 1 , caractérisée en ce que la pompe auxiliaire (23) est entraînée électriquement en réponse à l’ordre de commande (01 ).
7. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la pompe auxiliaire (23) est une pompe volumétrique.
8. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’unité de contrôle (25) est configurée pour déterminer si le signal (S1 ) transmis par le capteur (24) représente une mise en drapeau des aubes (2a).
9. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que l’unité de contrôle (25) est configurée pour déterminer si le signal (S1 ) transmis par le capteur (24) traduit un écart entre un angle de calage des aubes (2a) mesuré et un angle de consigne.
10. Procédé d’alimentation en huile d’une turbomachine (1 , T, 1 ”) d’aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, le procédé comprenant les étapes suivantes:
(a) acquérir le signal (S1 ) représentatif de l’angle de calage des aubes (2a),
(b) transmettre à l’unité de contrôle (25) ce signal (S1 ),
(c) déterminer si ce signal (S1 ) correspond à une diminution d’une pression hydraulique dans le circuit principal (15), et
(d) transmettre l’ordre de commande (01 ) pour autoriser une alimentation en huile du système de commande (13) par le circuit auxiliaire (16) si le signal (S1 ) correspond à une diminution d’une pression hydraulique dans le circuit principal (15).
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