FR2955896A1 - Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur - Google Patents

Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur Download PDF

Info

Publication number
FR2955896A1
FR2955896A1 FR1050642A FR1050642A FR2955896A1 FR 2955896 A1 FR2955896 A1 FR 2955896A1 FR 1050642 A FR1050642 A FR 1050642A FR 1050642 A FR1050642 A FR 1050642A FR 2955896 A1 FR2955896 A1 FR 2955896A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
air
equipment
turbojet
fan
turbojet engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR1050642A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2955896B1 (fr
Inventor
Nicolas Alain Bader
Lucie Mathilde Dawson
Franck Serge Jacques Liotte
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
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to FR1050642A priority Critical patent/FR2955896B1/fr
Publication of FR2955896A1 publication Critical patent/FR2955896A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2955896B1 publication Critical patent/FR2955896B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un procédé et un circuit de ventilation d'équipements d'un turboréacteur, le turboréacteur comprenant une zone froide ayant une soufflante en amont d'une zone chaude, les équipements (28) du turboréacteur étant disposés dans un espace (26) disponible au voisinage de la zone chaude. Le procédé consiste, pendant le fonctionnement du turboréacteur, à prélever de l'air en aval de la soufflante pour l'acheminer par un circuit de ventilation vers l'espace du turboréacteur où sont disposés les équipements pour y être déchargé, le débit d'air prélevé étant régulé par l'intermédiaire d'une vanne de régulation du débit d'air (36), et, après l'arrêt du turboréacteur, à entretenir une circulation forcée d'air dans le circuit de ventilation jusqu'à ce que la température des équipements redescende à une valeur prédéterminée.

Description

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général de la ventilation d'équipements disposés au voisinage de la zone chaude d'un turboréacteur.
Un turboréacteur comprend un grand nombre d'équipements annexes. Il s'agit en particulier des différents accessoires du boîtier AGB (pour « Accessory GearBox »), tels que les pompes pour la production d'énergie hydraulique, l'alimentation en carburant, la lubrification, les générateurs électriques pour la production de puissance électrique, etc., ainsi que l'unité hydromécanique du turboréacteur (ou HMU pour « Hydromechanical Unit ») qui permet de commander les servovalves utilisées pour doser le débit de carburant envoyé vers les vérins hydrauliques d'actionnement de géométries variables du turboréacteur et les vannes à air du circuit d'air moteur.
De tels équipements sont sensibles à la chaleur et doivent donc être disposés de préférence au voisinage de la zone froide du turboréacteur, c'est-à-dire autour de la soufflante de celui-ci, afin d'éviter de voir leur fiabilité affectée par les fortes contraintes thermiques auxquelles ils sont soumis. Or, pour des turboréacteurs ayant un taux de dilution élevé, disposer des équipements autour de la soufflante contribuerait à augmenter la traînée des turboréacteurs. Aussi, il est devenu courant de positionner certains équipements au voisinage de la zone chaude du turboréacteur. Cette zone chaude qui se situe typiquement en aval de la zone froide (notamment autour du compresseur haute pression du turboréacteur et de la chambre de combustion) offre de l'espace disponible pour loger les équipements du turboréacteur. Pour limiter la température des équipements pendant le fonctionnement du turboréacteur, il est connu de disposer des écrans thermiques autour du compresseur haute pression et de ventiler l'espace où sont disposés les équipements par prélèvement d'air frais issu de la soufflante. Cependant, après l'arrêt du moteur, il n'y a plus d'air frais qui est acheminé vers les équipements pour les ventiler et ces derniers montent en température avant de se refroidir progressivement. Pour tenter de remédier à cet inconvénient, certains types de turboréacteurs à grand diamètre disposent d'un dispositif de cheminée permettant l'évacuation d'une grande partie de la chaleur par le haut (par un phénomène de ventilation naturelle). Mais sur d'autres types de turboréacteurs, la mise en place d'un tel dispositif de cheminée n'est pas possible ou n'assure pas une convection naturelle suffisante.
Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un procédé et un dispositif de ventilation active des équipements d'un turboréacteur permettant de limiter efficacement la montée en température des équipements, notamment après l'arrêt du turboréacteur. Ce but est atteint grâce à un procédé de ventilation d'équipements d'un turboréacteur, le turboréacteur comprenant une zone froide ayant une soufflante en amont d'une zone chaude, les équipements du turboréacteur étant disposés dans un espace disponible au voisinage de la zone chaude, le procédé consistant, pendant le fonctionnement du turboréacteur, à prélever de l'air en aval de la soufflante pour l'acheminer par un circuit de ventilation vers l'espace du turboréacteur où sont disposés les équipements pour y être déchargé, le débit d'air prélevé étant régulé par l'intermédiaire d'une vanne de régulation du débit d'air, caractérisé en ce qu'il consiste en outre, après l'arrêt du turboréacteur, à entretenir une circulation forcée d'air dans le circuit de ventilation jusqu'à ce que la température des équipements redescende à une valeur prédéterminée.
Selon le procédé selon l'invention, de l'air frais est acheminé vers les équipements pendant le fonctionnement du turboréacteur, mais également après son arrêt. Ainsi, il est possible de limiter efficacement la montée en température des équipements à l'arrêt du turboréacteur, et ce quelles que soient les dimensions du turboréacteur. Ce procédé est en effet simple de mise en oeuvre puisqu'il utilise le même circuit de ventilation des équipements pour les phases de fonctionnement et d'arrêt du turboréacteur. Selon une disposition avantageuse, la circulation forcée d'air dans le circuit d'air après l'arrêt du turboréacteur est obtenue par 35 l'intermédiaire d'un ventilateur disposé dans le circuit d'air en amont de la vanne de régulation de débit, le ventilateur étant activé après l'arrêt du turboréacteur et désactivé pendant le fonctionnement du turboréacteur. Le ventilateur et sa vitesse de rotation sont dimensionnés de sorte à créer en entrée de la vanne de régulation une pression supérieure à la pression en sortie du circuit de ventilation (c'est-à-dire la pression ambiante) à laquelle s'ajoutent les pertes de charge du circuit pour le débit d'air demandé. Par ailleurs, après l'arrêt du turboréacteur, le ventilateur est activé sur une durée prédéterminée à l'avance pour permettre que la température des équipements redescende à une valeur également prédéterminée. Pendant les phases de fonctionnement du turboréacteur, le ventilateur est désactivé et fonctionne donc en autorotation. La perte de charge du ventilateur dans son fonctionnement en autorotation est optimisée et prise en compte lors de la conception du circuit d'air pour en limiter les impacts néfastes sur la ventilation des équipements. L'air alimentant le circuit de ventilation peut provenir d'un prélèvement dans une veine d'écoulement du flux froid du turboréacteur ou d'un prélèvement dans une veine d'écoulement du flux chaud du turboréacteur.
L'invention a également pour objet un circuit de ventilation d'équipements d'un turboréacteur, le turboréacteur comprenant une zone froide ayant une soufflante en amont d'une zone chaude, les équipements du turboréacteur étant disposés dans un espace disponible au voisinage de la zone chaude, le circuit de ventilation comprenant un conduit d'air s'ouvrant en aval de la soufflante pour prélever de l'air et débouchant dans l'espace du turboréacteur où sont disposés les équipements pour y décharger l'air prélevé, le circuit de ventilation comportant une vanne de régulation du débit d'air pour réguler le débit d'air prélevé, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un ventilateur disposé en amont de la vanne de régulation du débit d'air pour entretenir après l'arrêt du turboréacteur une circulation forcée d'air dans le conduit d'air jusqu'à ce que la température des équipements redescende à une valeur prédéterminée. Le ventilateur peut être disposé dans le conduit d'air entre la zone de prélèvement d'air en aval de la soufflante et la vanne de régulation du débit d'air. Dans ce cas, le circuit de ventilation peut comprendre en outre un conduit de dérivation s'ouvrant dans le conduit d'air en amont du ventilateur et débouchant dans le conduit d'air en aval de celui-ci. Alternativement, le ventilateur peut être disposé dans un conduit d'air auxiliaire parallèle au conduit d'air et reliant la zone de prélèvement d'air en aval de la soufflante à la vanne de régulation du débit d'air. Dans ce cas, la vanne de régulation du débit d'air peut être une vanne trois voies. Le conduit auxiliaire peut déboucher dans le conduit d'air en amont de la vanne de régulation du débit d'air. L'invention a encore pour objet un turboréacteur comprenant un circuit de ventilation tel que défini ci-dessus.
Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif. Sur les figures - la figure 1 est une vue en coupe d'un turboréacteur équipé d'un circuit de ventilation selon un mode de réalisation de l'invention ; - la figure 2 est une vue fonctionnelle du circuit de ventilation de la figure 1 ; et - les figures 3 à 5 sont des vues fonctionnelles de circuits de ventilation selon d'autres modes de réalisation.
Description détaillée de modes de réalisation La figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'un turboréacteur 10 d'aéronef du type à double corps et double flux. Le turboréacteur est entouré d'une nacelle 12. De façon connue en soi, le turboréacteur comprend, d'amont en aval, une soufflante 14, un compresseur basse pression 16, un compresseur haute pression 18, une chambre de combustion 20, une turbine haute pression 22 et une turbine basse pression 24. Le turboréacteur 10 tel que décrit brièvement ci-dessus comprend une zone froide ZF (incluant notamment la soufflante 14 et le compresseur basse pression 16) en amont d'une zone chaude Zc (incluant notamment le compresseur haute pression 18 et la chambre de combustion 20).
Au sein de la zone chaude 4, est délimité un espace 26 où sont disposés différents équipements 28 du turboréacteur (tels que des accessoires de l'AGB, le HMU, etc.). Sur l'exemple de la figure 1, cet espace est situé au voisinage du compresseur haute pression 18. Cet espace 26 communique avec l'extérieur du turboréacteur (c'est-à-dire qu'il est soumis à la pression ambiante). Pour ventiler ces équipements 28 afin de limiter leur montée en température, il est prévu, conformément à l'invention, de réaliser un prélèvement d'air en aval de la soufflante 14 pour l'acheminer par un circuit de ventilation vers l'espace 26 où sont disposés les équipements. A cet effet, le circuit de ventilation des figures 1 et 2 comprend une écope 32 s'ouvrant dans la veine 30 d'écoulement du flux froid du turboréacteur (située en aval de la soufflante 14) et débouchant dans au moins un conduit d'air 34, ce dernier débouchant à son tour dans l'espace 26 où sont disposés les équipements pour y être déchargé (par exemple par l'intermédiaire d'une pluralité de tubes percés non représentés sur la figure 1). L'écope peut être remplacée par une connexion à une sortie de vanne de décharge à air. Dans ce cas, le prélèvement d'air s'effectue dans la veine d'écoulement du flux chaud du turboréacteur, dans une zone comprise entre les compresseurs basse et haute pression. Une vanne de régulation du débit d'air 36 est intercalée dans le conduit d'air 34 entre l'écope 32 et l'espace 26. Cette vanne (par exemple une vanne du type papillon à commande électrique) est commandée pour doser le débit d'air venant ventiler les équipements 28 en fonction de différents paramètres de fonctionnement du turboréacteur. Le circuit de ventilation du mode de réalisation des figures 1 et 2 comprend également un ventilateur 38 disposé dans le conduit d'air 34 en aval de l'écope 32 et en amont de la vanne de régulation du débit d'air 36. Ce ventilateur a pour fonction d'entretenir, après l'arrêt du turboréacteur, une circulation forcée d'air dans le conduit d'air jusqu'à ce que la température des équipements 28 redescende à une valeur prédéterminée. Le ventilateur 38 est par exemple du type à moteur électrique asynchrone ou synchrone. Il est alimenté en puissance électrique, soit par l'intermédiaire des groupes auxiliaires de puissance (ou APU pour « Auxiliary Power Unit »), soit par le groupe d'alimentation au sol fournie par l'aéroport où est stationné l'avion, soit sur les batteries avion. Enfin, le déclenchement de ce ventilateur peut être commandé directement depuis le cockpit de l'avion par l'intermédiaire par exemple d'un simple contacteur. Il peut également se mettre en route de façon automatique après l'arrêt du turboréacteur et en cas de détection de conditions chaudes par le calculateur du turboréacteur ou de l'avion. Le fonctionnement de ce circuit de ventilation est le suivant. Lors des phases de fonctionnement du turboréacteur, l'alimentation électrique du ventilateur 38 est coupée, celui-ci tourne alors en autorotation. L'air pressurisé par la soufflante 14 du turboréacteur pénètre dans le conduit d'air 34 par l'écope et vient ventiler les équipements 28 présents dans l'espace 26 pour les refroidir. Le débit d'air nécessaire à cette ventilation est régulé par la vanne 36.
Une fois l'avion au sol, et après l'arrêt du turboréacteur, la pression dans la veine 30 d'écoulement du flux froid est égale à la pression à l'intérieur de l'espace 26 (elle-même égale à la pression ambiante) de sorte que l'air prélevé dans cette veine ne s'écoule plus naturellement au travers du conduit d'air 34. Le pilote ou le calculateur du turboréacteur ou de l'avion active donc le ventilateur 38 pour entretenir une circulation forcée d'air dans le conduit d'air 34. Le ventilateur est maintenu activé jusqu'à ce que la température des équipements 28 redescende à une valeur prédéterminée. L'arrêt du ventilateur peut donc être automatique (le fonctionnement du ventilateur est à durée limitée et prédéterminée) ou commandé par le pilote. Typiquement, l'alimentation du ventilateur peut être coupée lorsque les équipements atteignent une température de l'ordre de 130°C environ. Différentes variantes du circuit de ventilation peuvent être envisagées.
Ainsi, dans le mode de réalisation de la figure 3, le circuit de ventilation se distingue de celui illustré par les figures 1 et 2 notamment en ce que le ventilateur 38 est disposé dans un conduit d'air auxiliaire 40 qui est parallèle au conduit d'air 34 et qui relie également la veine 30 d'écoulement du flux froid à la vanne 36'.
Dans ce cas, la vanne 36' est une vanne trois voies (avec deux entrées qui sont reliées aux conduits d'air 34 et 40, et une sortie qui est reliée à l'espace 26 où sont disposés les équipements 28). En fonctionnement du turboréacteur, le débit d'air prélevé est régulé en jouant sur les positions intermédiaires des deux entrées de la vanne 36' avec sa sortie.
Ce circuit de ventilation présente l'avantage par rapport au précédent qu'en fonctionnement du turboréacteur, le débit d'air prélevé dans la veine 30 contourne le ventilateur 38 de sorte que les pertes de charge liées à la présence de celui-ci dans le conduit d'air sont nulles. En revanche, ce circuit de ventilation nécessite une vanne 36' de conception plus élaborée (donc plus souvent sujette à des pannes) et d'encombrement plus important. Le circuit de ventilation du mode de réalisation de la figure 4 se distingue de celui de la figure 3 notamment en ce que le conduit d'air auxiliaire 40 débouche dans le conduit d'air 34 en amont de la vanne 36, celle-ci étant une simple vanne du type papillon. Ce circuit de ventilation présente les avantages à la fois de celui du mode de réalisation des figures 1 et 2 (car avec une vanne à conception simple et de faible encombrement) et de celui du mode de réalisation de la figure 3 (le ventilateur 38 est contourné lors du fonctionnement du turboréacteur). Toutefois, pour obtenir un tel fonctionnement de ce circuit de ventilation, il est important de veiller à ce que le flux d'air emprunte bien le conduit d'air auxiliaire 40 lorsque le ventilateur est actif. Enfin, le circuit de ventilation du mode de réalisation de la figure 5 se rapproche de celui décrit en liaison avec les figures 1 et 2. Il s'en distingue toutefois en ce qu'il est également prévu un conduit de dérivation 42 s'ouvrant dans le conduit d'air 34 en amont du ventilateur 38 et débouchant dans le conduit d'air en aval de celui-ci. Ce conduit de dérivation 42 est équipé d'un dispositif de contournement 44 (bypass) permettant, quand le ventilateur 38 est désactivé et que la perte de charge liée à sa présence dans le conduit d'air 34 dépasse un seuil prédéterminé, que le débit d'air prélevé dans la veine 30 contourne le ventilateur en empruntant le conduit de dérivation 42 pour atteindre l'espace 26 où sont disposés les équipements 28 à ventiler.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Procédé de ventilation d'équipements d'un turboréacteur, le turboréacteur comprenant une zone froide (ZF) ayant une soufflante (14) en amont d'une zone chaude (Zc), les équipements (28) du turboréacteur étant disposés dans un espace (26) disponible au voisinage de la zone chaude, le procédé consistant, pendant le fonctionnement du turboréacteur, à prélever de l'air en aval de la soufflante pour l'acheminer par un circuit de ventilation vers l'espace du turboréacteur où sont disposés les équipements pour y être déchargé, le débit d'air prélevé étant régulé par l'intermédiaire d'une vanne de régulation du débit d'air (36 ; 36'), caractérisé en ce qu'il consiste en outre, après l'arrêt du turboréacteur, à entretenir une circulation forcée d'air dans le circuit de ventilation jusqu'à ce que la température des équipements redescende à une valeur prédéterminée.
  2. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la circulation forcée d'air dans le circuit d'air après l'arrêt du turboréacteur est obtenue par l'intermédiaire d'un ventilateur (38) disposé dans le circuit d'air en amont de la vanne de régulation de débit, le ventilateur étant activé après l'arrêt du turboréacteur et désactivé pendant le fonctionnement du turboréacteur.
  3. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, dans lequel l'air alimentant le circuit de ventilation provient d'un prélèvement dans une veine (30) d'écoulement du flux froid du turboréacteur ou d'un prélèvement dans une veine d'écoulement du flux chaud du turboréacteur.
  4. 4. Circuit de ventilation d'équipements d'un turboréacteur, le turboréacteur comprenant une zone froide (ZF) ayant une soufflante (14) en amont d'une zone chaude (Zc), les équipements (28) du turboréacteur étant disposés dans un espace (26) disponible au voisinage de la zone chaude, le circuit de ventilation comprenant un conduit d'air (34) s'ouvrant en aval de la soufflante pour prélever de l'air et débouchant dans l'espace du turboréacteur où sont disposés les équipements pour y décharger l'air prélevé, le circuit de ventilation comportant une vanne de régulation dudébit d'air (36 ; 36') pour réguler le débit d'air prélevé, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un ventilateur (38) disposé en amont de la vanne de régulation du débit d'air pour entretenir après l'arrêt du turboréacteur une circulation forcée d'air dans le conduit d'air jusqu'à ce que la température des équipements redescende à une valeur prédéterminée.
  5. 5. Circuit selon la revendication 4, dans lequel le ventilateur (38) est disposé dans le conduit d'air (34) entre la zone de prélèvement d'air en aval de la soufflante et la vanne de régulation du débit d'air (36).
  6. 6. Circuit selon la revendication 5, comprenant en outre un conduit de dérivation (42) s'ouvrant dans le conduit d'air (34) en amont du ventilateur (38) et débouchant dans le conduit d'air en aval de celui-ci. 15
  7. 7. Circuit selon la revendication 4, dans lequel le ventilateur (38) est disposé dans un conduit d'air auxiliaire (40) parallèle au conduit d'air et reliant la zone de prélèvement d'air en aval de la soufflante à la vanne de régulation du débit d'air (36'). 20
  8. 8. Circuit selon la revendication 7, dans lequel la vanne de régulation du débit d'air (36') est une vanne trois voies.
  9. 9. Circuit selon la revendication 7, dans lequel le conduit auxiliaire (40) débouche dans le conduit d'air (34) en amont de la vanne 25 de régulation du débit d'air (36).
  10. 10. Turboréacteur comprenant un circuit de ventilation selon l'une quelconque des revendications 4 à 9.10
FR1050642A 2010-01-29 2010-01-29 Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur Active FR2955896B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1050642A FR2955896B1 (fr) 2010-01-29 2010-01-29 Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1050642A FR2955896B1 (fr) 2010-01-29 2010-01-29 Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2955896A1 true FR2955896A1 (fr) 2011-08-05
FR2955896B1 FR2955896B1 (fr) 2013-08-16

Family

ID=42671879

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1050642A Active FR2955896B1 (fr) 2010-01-29 2010-01-29 Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR2955896B1 (fr)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3019855A1 (fr) * 2014-04-14 2015-10-16 Airbus Operations Sas Ensemble propulsif d'aeronef comprenant une vanne d'air a debit variable
FR3027958A1 (fr) * 2014-10-30 2016-05-06 Snecma Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur par thermoelectricite
EP2900965A4 (fr) * 2012-09-28 2016-05-25 United Technologies Corp Système de gestion thermique de moteur à turbine à gaz pour échangeur thermique utilisant un écoulement dérivé
EP3228836A1 (fr) * 2016-04-05 2017-10-11 United Technologies Corporation Compartiment de compresseur basse pression conditionné pour moteur de turbine à gaz
WO2018013347A1 (fr) * 2016-07-12 2018-01-18 General Electric Company Procédé et système de réduction de flux thermique de retour par refroidissement actif
CN112855351A (zh) * 2021-03-11 2021-05-28 广东粤电中山热电厂有限公司 一种壳体冷却供气***及方法
US11047306B1 (en) 2020-02-25 2021-06-29 General Electric Company Gas turbine engine reverse bleed for coking abatement
US11536198B2 (en) 2021-01-28 2022-12-27 General Electric Company Gas turbine engine cooling system control

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5127222A (en) * 1989-01-23 1992-07-07 United Technologies Corporation Buffer region for the nacelle of a gas turbine engine
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
EP1669551A2 (fr) * 2004-12-07 2006-06-14 United Technologies Corporation Moteur à turbine à gaz avec flux d'air supplémentaire pour le refroidisseur d'huile
WO2008045054A1 (fr) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Flux modulaire à travers un système de refroidissement de moteur à turbine à gaz
EP1944475A2 (fr) * 2007-01-08 2008-07-16 Pratt & Whitney Rocketdyne Inc. Système d'échange de chaleur
FR2915519A1 (fr) * 2007-04-30 2008-10-31 Snecma Sa Ensemble moteur pour aeronef comprenant un ou plusieurs caloducs pour le refroidissement d'une partie chaude

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5127222A (en) * 1989-01-23 1992-07-07 United Technologies Corporation Buffer region for the nacelle of a gas turbine engine
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
EP1669551A2 (fr) * 2004-12-07 2006-06-14 United Technologies Corporation Moteur à turbine à gaz avec flux d'air supplémentaire pour le refroidisseur d'huile
WO2008045054A1 (fr) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Flux modulaire à travers un système de refroidissement de moteur à turbine à gaz
EP1944475A2 (fr) * 2007-01-08 2008-07-16 Pratt & Whitney Rocketdyne Inc. Système d'échange de chaleur
FR2915519A1 (fr) * 2007-04-30 2008-10-31 Snecma Sa Ensemble moteur pour aeronef comprenant un ou plusieurs caloducs pour le refroidissement d'une partie chaude

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10036329B2 (en) 2012-09-28 2018-07-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine thermal management system for heat exchanger using bypass flow
EP2900965A4 (fr) * 2012-09-28 2016-05-25 United Technologies Corp Système de gestion thermique de moteur à turbine à gaz pour échangeur thermique utilisant un écoulement dérivé
EP2900965B1 (fr) 2012-09-28 2017-11-22 United Technologies Corporation Système de gestion thermique de moteur à turbine à gaz pour échangeur thermique utilisant un écoulement dérivé
FR3019855A1 (fr) * 2014-04-14 2015-10-16 Airbus Operations Sas Ensemble propulsif d'aeronef comprenant une vanne d'air a debit variable
US9835050B2 (en) 2014-04-14 2017-12-05 Airbus Operations (S.A.S.) Aircraft propulsion assembly comprising an air flow valve with a variable flow rate
FR3027958A1 (fr) * 2014-10-30 2016-05-06 Snecma Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur par thermoelectricite
US10927763B2 (en) 2016-04-05 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine
EP3228836A1 (fr) * 2016-04-05 2017-10-11 United Technologies Corporation Compartiment de compresseur basse pression conditionné pour moteur de turbine à gaz
WO2018013347A1 (fr) * 2016-07-12 2018-01-18 General Electric Company Procédé et système de réduction de flux thermique de retour par refroidissement actif
CN109415979A (zh) * 2016-07-12 2019-03-01 通用电气公司 用于通过主动冷却的回放减轻的方法和***
US11047306B1 (en) 2020-02-25 2021-06-29 General Electric Company Gas turbine engine reverse bleed for coking abatement
US11536198B2 (en) 2021-01-28 2022-12-27 General Electric Company Gas turbine engine cooling system control
US12031484B2 (en) 2021-01-28 2024-07-09 General Electric Company Gas turbine engine cooling system control
CN112855351A (zh) * 2021-03-11 2021-05-28 广东粤电中山热电厂有限公司 一种壳体冷却供气***及方法
CN112855351B (zh) * 2021-03-11 2023-10-27 广东粤电中山热电厂有限公司 一种壳体冷却供气***及方法

Also Published As

Publication number Publication date
FR2955896B1 (fr) 2013-08-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2955897A1 (fr) Procede et circuit simplifies de ventilation d'equipements d'un turboreacteur
FR2955896A1 (fr) Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur
US9810158B2 (en) Bleed air systems for use with aircraft and related methods
FR3027958A1 (fr) Procede et circuit de ventilation d'equipements d'un turboreacteur par thermoelectricite
US10054051B2 (en) Bleed air systems for use with aircraft and related methods
EP3224462B1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbomachine alimente par un circuit de decharge
CA2894226C (fr) Dispositif et procede d'augmentation temporaire de puissance
WO2015114265A1 (fr) Alimentation en air d'un circuit de conditionnement d'air d'une cabine d'un aeronef a partir de son turbopropulseur
FR2979671A1 (fr) Circuits d'huile et de carburant dans une turbomachine
EP3418194B1 (fr) Système et procédé de contrôle environnemental d'une cabine d'un aéronef et aéronef équipé d'un tel système de contrôle
EP1936122B1 (fr) Vanne d'isolation du circuit d'huile dans un moteur d'avion
FR2970303A1 (fr) Circuit de carburant de turbomachine aeronautique a vanne de regulation de pression de carburant
FR2942271A1 (fr) Moteur aeronautique avec refroidissement d'un dispositif electrique de demarrage
US20150361886A1 (en) Gas turbine engine lubrication system
WO2015044614A1 (fr) Turbomachine adaptee a fonctionner en mode vireur
FR3017655A1 (fr) Turboreacteur comportant un systeme de prelevement destine a prelever de l'air dans ledit turboreacteur
FR2968041A1 (fr) Dispositif et procede d'alimentation
CA2799673C (fr) Dispositif et procede de regulation d`un turbomoteur, et aeronef
CA2962202A1 (fr) Dispositif et procede de test d'integrite d'un systeme de reactivation rapide d'un turbomoteur d'un helicoptere
EP3942169B1 (fr) Prélèvement de puissance sur corps bp et système d'évacuation de débris
EP3063067B1 (fr) Procédé et système de génération de puissance auxiliaire dans un aéronef
FR2953562A1 (fr) Procede de refroidissement d'equipements disposes au voisinage de la zone chaude d'un turboreacteur et dispositif correspondant
US11719113B2 (en) Cooling system for power cables in a gas turbine engine
FR2960910A1 (fr) Dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion a turbine a gaz
FR3042820A1 (fr) Dispositif de ventilation d'un compartiment de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

CD Change of name or company name

Owner name: SNECMA, FR

Effective date: 20170713

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 12

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 13

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 15