FR3007461A1

FR3007461A1 - Procede et systeme de demarrage d'une turbomachine d'aeronef.

Info

Publication number: FR3007461A1
Application number: FR1356054A
Authority: FR
Inventors: Patrick Zaccaria; Philippe Chareyre; Pio Fernandez-Lopez; Carlos Casado-Montero
Original assignee: Airbus Operations SL; Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SL; Airbus Operations SAS; General Electric Co
Priority date: 2013-06-25
Filing date: 2013-06-25
Publication date: 2014-12-26
Anticipated expiration: 2033-06-25
Also published as: FR3007461B1; US10125690B2; US20140373553A1

Abstract

- Procédé et système de démarrage d'une turbomachine d'aéronef. - Le système de démarrage (1) comporte un système de commande (16) commandant une ouverture partielle d'une vanne (9) d'une alimentation en air d'une turbine de démarrage (11), pendant une première phase du démarrage, ladite turbine de démarrage (11) étant apte à faire tourner un rotor (2) de la turbomachine (3) en vue du démarrage, afin d'éviter au rotor (2) de rencontrer des fréquences critiques de la turbomachine (3).

Description

La présente invention concerne un procédé et un système de démarrage d'une turbomachine d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. Elle s'applique à un système de démarrage du type comprenant : - une source de ventilation, notamment une unité de puissance auxiliaire de type APU (« Auxilliary Power Unit » en anglais), qui est apte à générer un débit d'air et qui comporte un compresseur alimenté par un circuit d'admission d'air régulé par au moins une vanne d'entrée commandable ; et - une turbine de démarrage qui est alimentée par ladite source de ventilation via une liaison pneumatique et qui est apte à produire, lorsqu'elle est soumise à un débit de fluide, un effort mécanique permettant de faire tourner un rotor du moteur (turbomachine) de l'aéronef en vue du démarrage. Le moteur est ensuite allumé, de façon usuelle, après injection de carburant dans les éléments appropriés du moteur, qui ont été mis en rotation par le rotor. On sait que, lors d'un cycle d'exploitation d'un avion, notamment d'un avion de transport court-courrier ou moyen-courrier, l'avion se pose sur un aéroport généralement pour faire débarquer les passagers et faire embarquer d'autres passagers avant de partir vers une autre destination. Ce changement de passagers dure généralement entre trente minutes et une heure et trente minutes. Durant ce temps, les moteurs de l'avion, qui sont arrêtés (pour des raisons de sécurité), restent chauds et n'ont pas le temps de refroidir complètement. On estime que, généralement, un moteur est froid après environ une heure et trente minutes d'arrêt. Ainsi, durant le temps d'attente, un gradient thermique au niveau du rotor ou des rotors du moteur provoque la dilatation de certaines aubes et/ou du ou des rotors, qui se déforment (provoquant une réduction du jeu axial ou diamétral par rapport à l'axe de rotation normal de l'aubage, une dilatation des aubes,...).

Lors du redémarrage, si le moteur n'a pas eu le temps de refroidir suffisamment, les extrémités de certaines aubes du rotor risquent de frotter sur le carter ou un aubage va être un peu dévié de son axe de rotation. Ce phénomène appelé rotor arqué (pour « bowed rotor » en anglais) dure jusqu'à ce que la température entre les aubages devienne uniforme du fait du fonctionnement (rotation et réduction des gradients thermiques internes, réalignement des parties tournantes) du moteur. La rotation de parties tournantes non correctement alignées du moteur engendre des vibrations dues au balourd. Ces vibrations deviennent particulièrement pénalisantes lorsque la vitesse de rotation des parties tournantes (rotor) se rapproche d'une fréquence (ou vitesse) critique du moteur, du fait de l'amplification particulière des frottements rotor/stator au voisinage des résonances vibratoires. Le phénomène précité provoque une augmentation sensible de la consommation de carburant en raison d'une perte d'efficacité aérodynamique notamment de différents éléments du moteur, et ceci de manière irréversible (usure des extrémités des aubes). La présente invention a pour objet d'empêcher (ou tout au moins de limiter) de telles vibrations très pénalisantes dues au balourd lors du démarrage d'une turbomachine. Elle concerne un procédé de démarrage d'une turbomachine d'aéronef, à l'aide d'un système de démarrage du type comprenant au moins : - une source de ventilation apte à générer un débit d'air et pourvue d'un compresseur alimenté par un circuit d'admission d'air régulé par au moins une vanne d'entrée, ladite vanne d'entrée étant apte à être commandée ; et - au moins une turbine de démarrage alimentée par ladite source de ventilation via une liaison pneumatique, ladite turbine de démarrage étant apte à produire, lorsqu'elle est soumise à un débit d'air, un effort mécanique permettant de faire tourner un rotor de la turbomachine en vue du démarrage.

Selon l'invention, ledit procédé comprend au moins deux étapes successives : - une première étape (représentant un mode de prévention), au cours de laquelle ladite vanne d'entrée est ouverte partiellement de sorte que la source de ventilation transmet un débit d'air limité à ladite turbine de démarrage, ce débit d'air limité étant tel que ladite turbine de démarrage fait tourner ledit rotor à une vitesse de rotation qui est inférieure à une vitesse critique ; et - une seconde étape (représentant un mode principal), au cours de laquelle ladite vanne d'entrée est complètement ouverte de sorte que la source de ventilation transmet un débit d'air maximal à ladite turbine de démarrage. Ainsi, au début du démarrage pendant ladite première étape, en raison d'une ouverture uniquement partielle de la vanne d'entrée, le rotor est entraîné à une vitesse de rotation qui est inférieure à une vitesse (ou fréquence) critique, à savoir à la fréquence critique la plus faible (rencontrée en premier) lorsqu'il en existe plusieurs, ce qui permet d'éviter les vibrations très pénalisantes dues au balourd lorsque la vitesse de rotation des parties tournantes se rapproche d'une fréquence critique du moteur. Pendant cette première étape, la température redevient uniforme au niveau du rotor et des parties tournantes de la turbomachine, et les déformations ainsi que le balourd des parties tournantes diminuent. Ladite seconde étape (au cours de laquelle la vanne d'entrée est complètement ouverte de sorte que le régime (ou vitesse de rotation) du rotor est augmenté jusqu'à un régime maximal, cette augmentation entraînant le franchissement d'une ou de plusieurs fréquences critiques), est uniquement mise en oeuvre lorsque le balourd des parties tournantes est devenu suffisamment faible pour que ce franchissement de fréquence(s) critique(s) du moteur ne soit plus pénalisant, comme précisé ci-dessous. Ainsi, la présente invention permet de remédier à l'inconvénient précité et d'empêcher (ou tout au moins de limiter) des vibrations très pénalisantes, en évitant de rencontrer des fréquences critiques du moteur tant qu'un phénomène de type « rotor arqué » significatif subsiste.

Dans un premier mode de réalisation, ladite première étape est mise en oeuvre pendant une durée prédéterminée, au terme de laquelle ladite seconde étape est mise en oeuvre En outre, dans un second mode de réalisation, ledit procédé comporte, de plus, une étape de détermination d'une durée dite durée de palier, antérieure à ladite première étape, et ladite première étape est mise en oeuvre pendant une durée égale à ladite durée de palier. De préférence, ladite étape de détermination d'une durée de palier consiste à mesurer la valeur d'au moins l'un des paramètres suivants : la durée d'extinction de la turbomachine, une pression extérieure et une température extérieure, et à calculer la durée de palier à l'aide de ladite valeur mesurée. Par ailleurs, dans un troisième mode de réalisation, lors de ladite première étape, une surveillance est réalisée pour vérifier si au moins une condition représentative de l'absence d'une déformation d'origine thermomécanique au niveau de la turbomachine est remplie, et ladite seconde étape est mise en oeuvre dès que l'on détecte qu'une telle condition est remplie. Avantageusement, ladite surveillance consiste à mesurer la valeur d'au moins un paramètre, de préférence une vibration sur le corps de la turbomachine, à comparer cette valeur mesurée à une valeur prédéterminée, et à en déduire le cas échéant une détection de ladite condition représentative de l'absence d'une déformation. Par ailleurs, dans une première variante de réalisation, durant ladite première étape, la vanne d'entrée est amenée et maintenue dans une position d'ouverture partielle présentant un angle d'ouverture de vanne prédéterminé, tandis que, dans une seconde variante de réalisation, ledit procédé comporte, de plus, une étape de détermination d'un angle d'ouverture de vanne, antérieure à ladite première étape, et durant ladite première étape, la vanne d'entrée est amenée et maintenue dans une position d'ouverture présentant l'angle d'ouverture de vanne ainsi déterminé.

La présente invention concerne également un système de démarrage d'une turbomachine d'aéronef.

Selon l'invention, ledit système de démarrage du type comprenant : - une source de ventilation apte à générer un débit d'air et pourvue d'un compresseur alimenté par un circuit d'admission d'air régulé par au moins une vanne d'entrée, ladite vanne d'entrée étant apte à être commandée ; - au moins une turbine de démarrage alimentée par ladite source de ventilation via une liaison pneumatique, ladite turbine de démarrage étant apte à produire, lorsqu'elle est soumise à un débit de fluide, un effort mécanique permettant de faire tourner un rotor de la turbomachine en vue du démarrage ; et - un système de commande apte à commander au moins ladite vanne d'entrée, est remarquable en ce que ledit système de commande est configuré pour commander une ouverture partielle de ladite vanne d'entrée, pendant une première phase du démarrage, de sorte que la source de ventilation transmet alors un débit d'air limité à ladite turbine de démarrage, ce débit d'air limité étant tel que ladite turbine de démarrage fait tourner ledit rotor à une vitesse de rotation qui est inférieure à une vitesse critique, et pour commander une ouverture complète de ladite vanne d'entrée, pendant une seconde phase du démarrage, de sorte que la source de ventilation transmet alors un débit d'air maximal à ladite turbine de démarrage (de sorte que le système de démarrage fonctionne de façon usuelle). Ainsi, grâce à l'invention, le système de commande dudit système de démarrage est configuré, comme précisé ci-dessous, pour commander une ouverture partielle de ladite vanne d'entrée, pendant une première phase du démarrage (correspondant à ladite première étape du procédé), afin d'éviter de rencontrer des fréquences critiques du rotor de la turbomachine tant qu'un phénomène de type « rotor arqué » reste significatif. Ledit système de démarrage peut comporter au moins certains des éléments suivants, pris individuellement ou en combinaison : - au moins un premier capteur pour mesurer un premier paramètre permettant de fournir une information relative à une déformation d'origine thermomécanique avant la mise en rotation du rotor, la valeur mesurée dudit premier paramètre étant fournie au système de commande pour déterminer une durée de palier ; et - au moins un second capteur pour mesurer un second paramètre permettant de fournir une information relative à une déformation d'origine thermomécanique au cours de la mise en rotation du rotor, la valeur mesurée dudit second paramètre étant fournie au système de commande pour déterminer une condition représentative de l'absence d'une déformation (afin de commuter du mode de prévention au mode principal).

En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit système de commande comprend une première et une seconde unités de commande reliées ensemble, ladite première unité de commande est configurée pour recevoir des données, réaliser des traitements et transmettre une information de commande à ladite seconde unité de commande, et ladite seconde unité de commande est configurée pour commander l'ouverture de ladite vanne d'entrée en fonction de l'information de commande reçue de ladite première unité de commande. La présente invention concerne également une turbomachine d'aéronef pourvue d'un rotor, en particulier un turboréacteur à double flux, qui comporte un système de démarrage tel que celui décrit ci-dessus. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un système de démarrage d'une turbomachine, qui illustre un mode de réalisation de l'invention. La figure 2 est un graphique illustrant le régime de rotation présentant un palier, lors de la mise en oeuvre de l'invention. La figure 3 montre un mode de réalisation particulier de moyens de détection faisant partie d'un système de démarrage.

Le système de démarrage 1 illustrant l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à mettre en rotation un rotor 2 d'une turbomachine 3 d'un aéronef, en vue du démarrage de la turbomachine 3. Dans un mode de réalisation préféré, ladite turbomachine 3 est un turboréacteur d'aéronef à double flux. De façon usuelle et générale, un tel turboréacteur comprend : - un attelage haute pression 4 pourvu d'un compresseur haute pression 4A et d'une turbine haute pression 4B reliés ensemble par l'intermédiaire de l'axe 2A dudit rotor 2 ; et - un attelage basse pression 5 pourvu d'un compresseur basse pression 5A et d'une turbine basse pression 5B. Ledit système de démarrage 1 est du type comprenant : - une source de ventilation 6, notamment une unité de puissance auxiliaire de type APU (« Auxilliary Power Unit » en anglais). Cette source de ventilation 6 est apte à générer un débit d'air et comporte un compresseur 7 usuel (non décrit davantage), qui est alimenté par un circuit d'admission d'air 8 régulé par au moins une vanne d'entrée 9 commandable, par exemple de type IGV (« Inlet Guide Vane » en anglais). La source de ventilation 6 est mise en fonctionnement, de façon usuelle, par le pilote avant la procédure de mise en route du moteur (turbomachine 3) ; et - un dispositif de démarrage 10 comprenant une turbine de démarrage 11 qui est alimentée par ladite source de ventilation 6 via une liaison pneumatique (tuyau) 12. Cette liaison pneumatique 12 comprend au moins une vanne de démarrage 13 commandable, par exemple une vanne démarreur de type SAV (pour « Starter Air Valve » en anglais), qui est agencée en amont de la turbine de démarrage 11 (dans le sens d'écoulement de l'air, indiqué par des flèches sur la liaison 12 de la figure 1). La turbine de démarrage 11 est apte à produire, lorsqu'elle est soumise à un débit d'air (provenant de la source de ventilation 6), un effort mécanique (illustré par une flèche 14 sur la figure 1) permettant de faire tourner le rotor 2 de la turbomachine 3 comme illustré par une flèche 15, afin de le mettre en route.

Cette rotation du rotor 2 (le rotor haute pression du moteur) permet, de façon usuelle, de comprimer l'air qui parvient dans la chambre de combustion du moteur. Le moteur est ensuite allumé, par injection de carburant dans la chambre de combustion, et par inflammation du mélange air/carburant.

Ledit système de démarrage 1 comprend, de plus, un système de commande 16 apte à commander notamment ladite vanne d'entrée 9. Dans le mode de réalisation de la figure 1, ce système de commande 16 comprend deux unités de commande 17 et 18 reliées ensemble, par l'intermédiaire d'une liaison 19. L'unité de commande 18, notamment une unité de contrôle moteur de type ECU (« Engine Control Unit » en anglais), est destinée en particulier à commander ladite vanne de démarrage 13 via une liaison 20. De façon usuelle et générale, une unité de commande 18 de type ECU est un calculateur dédié au fonctionnement du moteur qui commande des actionneurs dans le moteur pour le contrôler, via des signaux envoyés par des capteurs du moteur et de l'aéronef, et des commandes du pilote. Cette unité de commande 18 est notamment configurée pour recevoir des données, réaliser des traitements et transmettre une information de commande à l'unité de commande 17. Ladite unité de commande 17, notamment un régulateur électronique de type ECB (« Electronic control board » en anglais), est configurée, quant à elle, pour commander l'ouverture de la vanne d'entrée 9 en fonction de l'information de commande reçue de ladite unité de commande 18. Cette information de commande prend la forme d'un indicateur, comme précisé ci-dessous. Selon l'invention, ledit système de commande 16 est configuré : - pour commander une ouverture partielle de la vanne d'entrée 9, pendant une première phase du démarrage, de sorte que la source de ventilation 6 transmet alors un débit d'air limité à ladite turbine de démarrage 11, via le tuyau 12 et la vanne de démarrage 13 qui est ouverte. Ce débit d'air limité est tel que la turbine de démarrage 11 fait tourner ledit rotor 2 à une vitesse de rotation qui est inférieure à une vitesse critique ; et - pour commander une ouverture complète de ladite vanne d'entrée 9, pendant une seconde phase du démarrage, de sorte que la source de ventilation 6 transmet alors un débit d'air maximal à ladite turbine de démarrage 11 (conformément à un fonctionnement usuel).

La vanne d'entrée 9 destinée à réguler le circuit d'admission d'air 8 peut être réalisée de différentes manières et permet de réguler la quantité d'air qui circule dans le tuyau 12. Son angle d'ouverture est ajusté avec précision par un actionneur, ledit angle d'ouverture pouvant être piloté dans toute la plage disponible. Cet angle d'ouverture est contrôlé par l'unité de commande 17. Ce système de démarrage 1 permet de mettre en oeuvre un procédé particulier de mise en rotation du rotor 2 et de démarrage de la turbomachine 3. Selon l'invention, ce procédé comprend les étapes successives suivantes, au cours desquelles la vanne de démarrage 13 est (complètement) ouverte, à savoir : - une première étape (représentant un mode de prévention), au cours de laquelle la vanne d'entrée 9 est commandée par le système de commande 16 de façon à être partiellement ouverte de sorte que la source de ventilation 6 transmet un débit d'air limité à ladite turbine de démarrage 11. Ce débit d'air limité est tel que la turbine de démarrage 11 fait tourner le rotor 2 à une vitesse de rotation qui est inférieure à une première vitesse critique (c'est-à-dire à la vitesse critique la plus faible, qui est rencontrée en premier lors de la montée en régime lorsqu'ils existent plusieurs vitesses critiques successives), et ceci à une marge de sécurité près ; et - une seconde étape (représentant un mode principal) succédant à ladite première étape (ou mode de prévention), au cours de laquelle ladite vanne d'entrée 9 est commandée par le système de commande 16 de façon à être complètement ouverte de sorte que la source de ventilation 6 transmet alors un débit d'air maximal à ladite turbine de démarrage 11.

Ainsi, au début de la mise en rotation (ou démarrage) pendant ladite première étape (de prévention), et ceci tant que subsiste un risque de génération de vibrations pénalisantes dues au balourd lors du franchissement de vitesses critiques, uniquement un débit d'air limité est transmis à la turbine de démarrage 11 de sorte que le régime de rotation est limité. On crée ainsi, pendant la durée TO de ladite première étape, une limitation du régime (ou vitesse) de rotation R à un palier R1, inférieur (à une marge près) à la première fréquence critique (correspondant à un régime Rc) de la turbomachine 3, comme illustré schématiquement sur la figure 2 (qui montre le régime R en fonction du temps t). Pendant cette durée TO, la température devient relativement uniforme au niveau du rotor 2 et des parties tournantes de la turbomachine 3, et les déformations ainsi que le balourd des parties tournantes diminuent. Quant à la seconde étape (mode principal), au cours de laquelle un débit d'air maximal (généré par la source de ventilation 6) est transmis à la turbine de démarrage 11 de sorte que le régime maximal R2 est atteint, est mise en oeuvre lorsque le gradient de température a été suffisamment réduit et que le balourd des parties tournantes est devenu suffisamment faible pour que le franchissement de fréquence(s) critique(s) du moteur ne soit plus pénalisant. La vanne d'entrée 9 permet donc, par un contrôle adéquat, de créer un palier R1 autorisant un débit d'air limité en entrée de la turbine de démarrage 11. De plus, lors du déclenchement du mode de prévention, et lors de la commutation du mode de prévention au mode principal, par l'ouverture progressive de la vanne d'entrée 9 (de la position fermée jusqu'à la position d'ouverture partielle, ou de cette dernière jusqu'à son ouverture complète), on obtient une variation du débit d'alimentation d'air permettant une augmentation progressive de la vitesse de rotation. Dans une première variante de réalisation, durant ladite première étape de prévention, la vanne d'entrée 9 est amenée et maintenue dans une position d'ouverture partielle présentant un angle d'ouverture de vanne qui est prédéterminé.

En outre, dans une seconde variante de réalisation, on prévoit une étape de détermination d'un angle d'ouverture de vanne, antérieure à ladite première étape, et durant ladite première étape, la vanne d'entrée 9 est amenée et maintenue dans une position d'ouverture présentant l'angle d'ouverture de vanne ainsi déterminé. L'unité de commande 17 ajuste la position de la vanne d'entrée 9 conformément à des valeurs tabulées stockées dans une mémoire non volatile de ladite unité de commande 17. Dans un mode de réalisation simplifié, lors de la mise en rotation du rotor 2, le système de commande 16 commute le système de démarrage 1 dans le mode de prévention, puis au bout d'un temps TO qui est prédéterminé, le commute dans le mode principal. A titre d'illustration, pour empêcher un phénomène de type « rotor arqué », une durée TO de l'ordre de 25 à 50 secondes est compatible avec la diminution du gradient thermique interne correspondant (dans les aubages du rotor et dans des cavités internes du moteur). Dans un mode de réalisation évolué, on prévoit de plus une étape de détermination d'une durée dite durée de palier, antérieure à ladite première étape de prévention, et ladite première étape de prévention est mise en oeuvre pendant une durée égale à la durée de palier ainsi déterminée.

Pour ce faire, le système 1 comporte une unité de détection 22 qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 23 à l'unité de commande 18, comme représenté sur la figure 3, et qui est configurée pour mesurer la valeur d'au moins un paramètre permettant de fournir une information relative à une déformation d'origine thermomécanique de parties de la turbomachine 3 avant la mise en rotation du rotor 2. Ladite unité de détection 22 comprend, à cet effet, au moins un capteur, et de préférence une pluralité de capteurs CA1 à CAN, N étant un entier supérieur à 1. A titre d'illustration, ladite unité de détection 22 peut comporter, comme capteurs CA1 à CAN, au moins certains des capteurs suivants : - une horloge pour déterminer le temps d'arrêt de la turbomachine 3. Au- dessus d'une certaine durée (par exemple au-dessus de 1h30 pour le phénomène de type « rotor arqué » précité), on considère que le rotor 2 est froid et qu'il n'existe pas de risque de déformation ; - un ou plusieurs capteurs de température de la turbomachine 3 et/ou de l'extérieur de la turbomachine 3; - un ou plusieurs capteurs de pression ; et - une ou plusieurs sondes anémométriques. La ou les valeurs mesurées par l'unité de détection 22 sont transmises à un élément de calcul 24 qui est, par exemple, intégré dans l'unité de commande 18. Cet élément de calcul 24 détermine la durée de palier à l'aide de la ou des valeurs mesurées, en particulier en fonction de la durée d'extinction du moteur et de conditions de pression et de température extérieures. Ce calcul est réalisé au moment de l'activation de la séquence de démarrage du moteur par l'équipage de l'aéronef (alors que le moteur n'a donc pas encore commencé à tourner). Durant le palier (étape de prévention), l'indicateur envoyé par l'unité de commande 18 à l'unité de commande 17 via la liaison 19, est un booléen. Cet indicateur mis à 1 est significatif du fait que les parties tournantes du moteur affichent un balourd qui dégraderait l'état du moteur si on franchissait les fréquences critiques du moteur dans ces conditions.

Par ailleurs, dans un autre mode de réalisation, la fin du mode de prévention est déterminée par le système de commande 16, en fonction de données recueillies au niveau de la turbomachine 3. Ces données sont comparées à un seuil et le franchissement de ce seuil (dans un sens ou dans l'autre en fonction de la donnée considérée) provoque la commutation du système de démarrage 1 par le système de commande 16 dans le mode principal (et donc la fin du mode de prévention). Ces informations sont obtenues lorsque le rotor 2 est entraîné en rotation, les deux vannes 9 et 13 étant ouvertes. Pour ce faire, le système 1 comporte une unité de détection 25 qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 26 à l'unité de commande 18, comme représenté sur la figure 3, et qui est configurée pour mesurer la valeur d'au moins un paramètre permettant de fournir une information relative à une déformation d'origine thermomécanique dudit rotor 2 au cours de la mise en rotation (étape de prévention). Cette unité de détection 25 comprend au moins un capteur CB. Dans un mode de réalisation préféré, ce capteur CB est un capteur de vibrations mécaniques significatives d'une déformation, et de préférence un accéléromètre installé sur le corps du moteur principal. Le signal électrique de ce capteur CB est transmis par l'intermédiaire d'une liaison 26 à un calculateur 27 qui est, par exemple intégré, dans l'unité de commande 18. Ce calculateur 27 compare la valeur mesurée (relative à la vibration du rotor 2 haute pression dans le cas d'un turboréacteur à double jet) à une valeur de seuil prédéterminée, et en déduit le cas échéant une détection de la condition précitée de commutation de mode. Ladite seconde étape est mise en oeuvre dès qu'une telle condition est détectée, c'est-à-dire dès que la vibration mesurée devient inférieure à un seuil prédéterminé, qui indique que le balourd a été résorbé, et qu'il n'est donc plus nécessaire de maintenir un palier intermédiaire R1.

Claims

REVENDICATIONS1 Procédé de démarrage d'une turbomachine d'aéronef, à l'aide d'un système de démarrage (1) comprenant au moins : - une source de ventilation (6) apte à générer un débit d'air et pourvue d'un compresseur (7) alimenté par un circuit d'admission d'air (8) régulé par au moins une vanne d'entrée (9), ladite vanne d'entrée (9) étant apte à être commandée ; et - au moins une turbine de démarrage (11) alimentée par ladite source de ventilation (6) via une liaison pneumatique (12), ladite turbine de démarrage (11) étant apte à produire, lorsqu'elle est soumise à un débit d'air, un effort mécanique permettant de faire tourner un rotor (2) de la turbomachine (3) en vue du démarrage, caractérisé en ce que ledit procédé comprend au moins deux étapes successives : - une première étape, au cours de laquelle ladite vanne d'entrée (9) est ouverte partiellement de sorte que la source de ventilation (6) transmet un débit d'air limité à ladite turbine de démarrage (11), ce débit d'air limité étant tel que ladite turbine de démarrage (11) fait tourner ledit rotor (2) à une vitesse de rotation qui est inférieure à une vitesse critique ; et - une seconde étape, au cours de laquelle ladite vanne d'entrée (9) est complètement ouverte de sorte que la source de ventilation (6) transmet un débit d'air maximal à ladite turbine de démarrage (11).
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite première étape est mise en oeuvre pendant une durée prédéterminée, au terme de laquelle ladite seconde étape est mise en oeuvre.
3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, une étape de détermination d'une durée dite durée de palier, antérieure à ladite première étape, et en ce queladite première étape est mise en oeuvre pendant une durée égale à ladite durée de palier.
4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite étape de détermination d'une durée de palier consiste à mesurer la valeur d'au moins l'un des paramètres suivants : la durée d'extinction de la turbomachine (3), une pression extérieure et une température extérieure, et à calculer la durée de palier à l'aide de ladite valeur mesurée.
5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, lors de ladite première étape, une surveillance est réalisée pour vérifier si au moins une condition représentative de l'absence d'une déformation d'origine thermomécanique au niveau de la turbomachine (3) est remplie, et ladite seconde étape est mise en oeuvre dès que ladite condition est remplie.
6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite surveillance consiste à mesurer la valeur d'au moins un paramètre, à comparer cette valeur mesurée à une valeur prédéterminée, et à en déduire le cas échéant une détection de ladite condition représentative de l'absence d'une déformation.
7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que le paramètre mesuré est une vibration sur le corps de la turbomachine (3).
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que, durant ladite première étape, ladite vanne d'entrée (9) est amenée et maintenue dans une position d'ouverture partielle présentant un angle d'ouverture de vanne prédéterminé.
9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, une étape de détermination d'un angle d'ouverture de vanne, antérieure à ladite première étape, et en ce que, durant ladite première étape, ladite vanne d'entrée (9) est amenée etmaintenue dans une position d'ouverture présentant cet angle d'ouverture de vanne.
10. Système de démarrage d'une turbomachine d'aéronef, ledit système (1) comprenant : - une source de ventilation (6) apte à générer un débit d'air et pourvu d'un compresseur (3) alimenté par un circuit d'admission d'air (8) régulé par au moins une vanne d'entrée (9), ladite vanne d'entrée (9) étant apte à être commandée ; - au moins une turbine de démarrage (11) alimentée par ladite source de ventilation (6) via une liaison pneumatique (12), ladite turbine de démarrage (11) étant apte à produire, lorsqu'elle est soumise à un débit d'air, un effort mécanique permettant de faire tourner un rotor (2) de la turbomachine (3) en vue du démarrage ; et - un système de commande (16) apte à commander au moins ladite vanne d'entrée (9), caractérisé en ce que ledit système de commande (16) est configuré pour commander une ouverture partielle de ladite vanne d'entrée (9), pendant une première phase du démarrage, de sorte que la source de ventilation (6) transmet alors un débit d'air limité à ladite turbine de démarrage (11), ce débit d'air limité étant tel que ladite turbine de démarrage (11) fait tourner ledit rotor (2) à une vitesse de rotation qui est inférieure à une vitesse critique, et pour commander une ouverture complète de ladite vanne d'entrée (9) , pendant une seconde phase du démarrage, de sorte que la source de ventilation (6) transmet alors un débit d'air maximal à ladite turbine de démarrage (11).
11. Système selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, au moins un premier capteur (CA1 à CAN) pour mesurer un premier paramètre permettant de fournir une information relative à une déformation d'origine thermomécanique avant la mise en rotation du rotor, la valeur mesurée dudit premier paramètre (CA1 à CAN) étant fournie au système de commande (16) pour déterminer une durée de palier.
12. Système selon l'une des revendications 10 et 11, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, au moins un second capteur (CB) pour mesurer un second paramètre permettant de fournir une information relative à une déformation d'origine thermomécanique au cours de la mise en rotation du rotor (2), la valeur mesurée dudit second paramètre étant fournie au système de commande (16) pour déterminer une condition de déclenchement d'une commutation.
13. Système selon l'une des revendications 10 à 12, caractérisé en ce que ledit système de commande (16) comprend une première et une seconde unités de commande (17, 18) reliées ensemble, en ce que ladite première unité de commande (18) est configurée pour recevoir des données, réaliser des traitements et transmettre une information de commande à ladite seconde unité de commande(17), et en ce que ladite seconde unité de commande (17) est configurée pour commander l'ouverture de ladite vanne d'entrée (9) en fonction de l'information de commande reçue de ladite première unité de commande (18).
14. Turbomachine d'aéronef pourvue d'un rotor, caractérisée en ce qu'elle comporte un système de démarrage (1) selon l'une quelconque des revendications 10 à 13.