FR3039213A1 - Turbomachine comportant au moins deux generateurs de gaz et une distribution de flux variable dans la turbine de puissance - Google Patents

Abstract

L'invention concerne une turbomachine, comprenant deux générateurs de gaz (2a, 2b) configurés pour générer un flux primaire qui est délivré par une veine centrale (4) à une turbine de puissance (3), ladite turbine de puissance (3) comportant au moins un rotor (5, 6) entraînant au moins un rotor de soufflante (7, 8), caractérisée en ce qu'elle comporte, en fonction du temps et transversalement autour d'un axe de la turbomachine, d'une part l'incidence du flux primaire, de manière à adapter ladite incidence au fonctionnement de la turbine de puissance (3), d'autre part la section de passage du flux primaire, de manière à adapter ladite section de passage à un état de fonctionnement desdits au moins deux générateurs de gaz(2a, 2b. Elle concerne également un aéronef comportant une telle turbomachine et des méthodes de pilotage de cette turbomachine.

Description

Turbomachine comportant au moins deux générateurs de gaz et une distribution de flux variable dans la turbine de puissance

Domaine de l’invention et état de la technique :

La présente invention se rapporte au domaine des aéronefs tels que des avions, notamment civils, propulsés par une turbomachine intégrée dans le prolongement du fuselage, en aval de celui-ci. Elle concerne plus particulièrement les moyens pour adapter la turbomachine dans ce type d’architecture à des situations particulières de fonctionnement qui doivent être prises en compte pour des questions de sécurité.

Il a été proposé dans la demande de brevet FR-A1-2 997 681, une nouvelle architecture d’aéronef permettant de réduire les nuisances sonores et la consommation de carburant de l’aéronef en limitant la traînée aérodynamique par absorption de la couche limite.

Dans une telle architecture, un aéronef est propulsé par une turbomachine à soufflantes contrarotatives carénées, la turbomachine étant intégrée à l’arrière du fuselage de l’aéronef. Généralement, la turbomachine comprend au moins deux générateurs de gaz qui alimentent une turbine de puissance ayant deux rotors contrarotatifs pour entraîner deux soufflantes disposées en aval des générateurs de gaz. Les générateurs de gaz ont des entrées d’air latérales distinctes pour alimenter chacun d’eux.

En aval des générateurs de gaz, les soufflantes sont disposées dans le prolongement du fuselage de l’aéronef et généralement alimentées par une couronne annulaire reliée à ce dernier, de manière à absorber une partie au moins de la couche limite formée autour du fuselage. Le diamètre des soufflantes est de l’ordre de celui du fuselage dans sa plus grande section. La vitesse de rotation des soufflantes est généralement plus basse que pour des turbomachines classiques, notamment pour que le bout des aubes, dont le rayon est important reste en vitesse subsonique.

La turbine de puissance est donc dimensionnée pour fonctionner en étant alimentée par les deux générateurs de gaz. Dans le cas où un seul des deux générateurs de gaz fonctionne, l’autre étant éteint pour une cause volontaire ou accidentelle, le débit entrant dans la turbine est sensiblement divisé par deux. La section de passage de la veine de la turbine est alors trop grande pour le débit considéré et la vitesse de l’écoulement y est fortement diminuée. La puissance fournie par la turbine, dépendant du débit et de la vitesse du flux qui la traverse, devient trop faible et est, par exemple, nettement inférieure à celle obtenue pour un aéronef avec deux turboréacteurs séparés lorsqu’on arrête l’un d’eux. Il existe donc un besoin d’adapter le fonctionnement de la turbine, notamment sa section de passage des gaz.

De plus, dans le concept d’aéronef envisagé, la position et la forme des entrées d’air peut conduire à alimenter les générateurs de gaz avec un écoulement comportant un fort niveau de distorsion, ce qui rend délicate la stabilité de leur compresseur basse pression. En particulier, des variations trop brutales de la section aérodynamique de passage de la turbine de puissance influent sensiblement sur l’opérabilité du compresseur du générateur de gaz, et peuvent entraîner des risques de pompage dans le ou les générateurs de gaz en fonctionnement.

La présente invention a pour objet d’adapter la turbine au cas où l’un des deux générateurs de gaz serait éteint, en minimisant les inconvénients dus aux contraintes d’opérabilité des générateurs de gaz.

Exposé de l’invention : A cet effet, l’invention concerne une turbomachine comprenant deux générateurs de gaz configurés pour générer un flux primaire qui est délivré par une veine centrale à une turbine de puissance, ladite turbine de puissance comportant au moins un rotor entraînant au moins un rotor de soufflante, caractérisée en ce qu’elle comporte, entre la veine centrale et la turbine de puissance, des premiers moyens de distribution configurés pour faire varier en fonction du temps et transversalement autour d’un axe de la turbomachine, d’une part une incidence du flux primaire, de manière à adapter ladite incidence au fonctionnement de la turbine de puissance, d’autre part une section de passage du flux primaire, de manière à adapter ladite section de passage à des évolutions d’un état de fonctionnement desdits au moins deux générateurs de gaz impactant un débit du flux primaire.

Le terme de variation de manière transversale autour de l’axe s’entend ici par le fait que la section de passage varie de manière sensiblement uniforme et proportionnelle le long d’un rayon partant de l’axe.

De cette manière, en plus du fait que les premiers moyens peuvent jouer le rôle de distributeur habituel en entrée de la turbine, les évolutions d’un état de fonctionnement des générateurs de gaz concernant entre autres le cas d’une extinction d’un générateur de gaz en conservant au moins un générateur de gaz délivrant le flux primaire, la section de passage peut être progressivement adaptée, avec lesdits premiers moyens de distribution, au fonctionnement du au moins un générateur de gaz restant. Lesdits premiers moyens de distribution, par une fermeture rapide mais progressive permettent de lisser la transition de section de passage des gaz ressentie par le au moins un générateur de gaz restant en fonctionnement. Cette progressivité permet une migration maîtrisée du point de fonctionnement du compresseur dudit au moins un générateur de gaz, et ainsi de minimiser les risques de pompage.

De préférence, les premiers moyens de distribution peuvent comporter une couronne d’aubes de stator, sensiblement radiales, à calage variable.

Dans ce cas, la fermeture de la section à sa valeur minimale se fait en augmentant fortement le calage des aubes de stator, appelées également dans la suite aubes de distributeur. Par contre, l’optimisation du débit vers la turbine de puissance pour l’adapter au point de fonctionnement du compresseur du ou des générateurs de gaz en opération, se fait avec de très faibles variations d’angle de calage, de l’ordre de quelque dixièmes de degré.

En mode de fonctionnement nominal de la turbomachine, les premiers moyens de distribution permettent, via une optimisation fine de l’angle de calage des aubes, de l’ordre de quelques dixièmes de degrés, de positionner le point de fonctionnement du compresseur du générateur de gaz dans une zone d’opérabilité saine, dépendante des conditions de vol et du niveau de distorsion.

En cas de panne, les premiers moyens de distribution permettent, via une fermeture rapide mais progressive, correspondant à une amplitude de quelques degrés pour la variation de l’angle de calage des aubes, de lisser la transition de section de passage vers la turbine de puissance et d’assurer une migration maîtrisée du point de fonctionnement du compresseur du générateur de gaz non arrêté, et de minimiser le risque de pompage.

De manière avantageuse, le calage variable des aubes peut être individuel. Cela permet de corriger des distorsions de flux en entrée de la turbine de puissance qui peuvent être importantes notamment lorsqu’un seul des générateurs de gaz reste en fonctionnement.

La turbomachine peut en outre comporter des moyens d’asservissement des premiers moyens de distribution configurés pour faire varier la section de passage en fonction des conditions d’entrée du ou des générateurs de gaz en fonctionnement.

Lorsque le compresseur des générateurs de gaz est soumis à de fortes distorsions de son alimentation en air, même en fonctionnement nominal, notamment pour une turbomachine dont les générateurs de gaz sont à l’intérieur du fuselage avec des entrées d’air fortement coudées, ces moyens d’asservissement peuvent pallier à l’absence de dispositif de contrôle de l’opérabilité des compresseurs. Dans ce cas, une optimisation jouant sur de très faibles variations de section permet de positionner le point de fonctionnement du compresseur du générateur de gaz dans une zone d’opérabilité saine.

Avantageusement, la turbomachine comprend en outre des moyens pour séparer le flux de gaz dans la turbine de puissance en deux veines concentriques autour d’un axe de cette dernière, et des deuxièmes moyens de distribution, qui sont configurés pour obturer ou libérer l’entrée des gaz vers l’une desdites veines concentriques.

Les deux veines concentriques de la turbine de puissance ont de préférence des sections de passage sensiblement comparables. De cette façon, le débit passant dans une veine est sensiblement comparable au débit de gaz fourni par l’un ou l’autre des générateurs. Les deuxièmes moyens de distribution permettent de ne faire passer le débit de gaz que dans une seule des veines concentriques, en particulier si l’un des générateurs de gaz s’arrête. Dans ce cas, la turbine peut fonctionner sensiblement de la même façon qu’une turbine non séparée en conditions nominales d’utilisation. La puissance fournie est diminuée à cause du débit moindre mais il ne s’y ajoute pas l’effet d’une chute sensible de la vitesse de l’écoulement incident sur les aubes.

De préférence, les premiers moyens de distribution sont agencés pour faire varier la section de passage du flux primaire jusqu’à une valeur minimale sensiblement égale ou inférieure à la section de passage dans la deuxième veine concentrique.

De la sorte, la fermeture rapide des premiers moyens permet de lisser la transition de section de passage avant de fermer les deuxièmes moyens de distribution pour obstruer la première veine. Une réouverture, au moins partielle, des premiers moyens de distribution peut être programmée lors de la fermeture des deuxièmes moyens de distribution pour maintenir un débit de gaz adapté au fonctionnement du générateur de gaz restant. La réouverture des premiers moyens de distribution permet de faire fonctionner la turbine de puissance sans entraîner de fortes distorsions dans la veine concentrique ouverte.

Les premiers moyens de distribution peuvent être situés en aval des deuxièmes moyens de distribution suivant l’écoulement des gaz.

Avantageusement, la première veine desdites veines concentriques est radialement interne par rapport à la deuxième veine. L’invention concerne également un aéronef propulsé par une turbomachine telle que décrite précédemment, la turbine de puissance et ledit au moins un rotor de soufflante étant disposées à l’arrière d’un fuselage de l’aéronef, dans le prolongement de celui-ci.

Notamment, lesdits générateurs peuvent être alimentés eux-mêmes par des entrées d’air distinctes disposées en périphérie du fuselage de l’aéronef. L’invention concerne aussi un procédé de gestion de panne d’une turbomachine telle qu’elle a été décrite, pour le passage d’un fonctionnement avec deux générateurs de gaz à un seul, comprenant une étape a) de fermeture, de préférence rapide mais progressive, des premiers moyens de distribution, de manière à adapter le débit dans la turbine de puissance à l’unique générateur de gaz en fonctionnement, et une étape b) consistant à fermer les deuxièmes moyens de distribution tout en ré-ouvrant les premiers moyens de distribution, de manière à faire fonctionner la turbine de puissance avec une seule veine concentrique tout en maintenant le débit adapté au fonctionnement d’un seul générateur de gaz.

Elle concerne aussi une procédé de pilotage de ladite turbomachine dans lequel la position des premiers moyens de distribution est pilotée en fonction de paramètres influençant l’opérabilité des compresseurs basse pression des générateurs de gaz

Brève description des figures :

La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels :

La figure 1 présente une vue schématique en coupe longitudinale de la partie arrière d’un aéronef équipé d’un turboréacteur selon l’invention ;

La figure 2 présente une vue schématique d’une demi-coupe longitudinale du turboréacteur selon l’invention au niveau de la turbine de puissance dans un premier mode de fonctionnement ;

La figure 3 présente une vue schématique de dessus d’une demi-coupe longitudinale du turboréacteur selon l’invention au niveau de la turbine de puissance dans un deuxième mode de fonctionnement ; et

La figure 4 présente une vue schématique en coupe longitudinale d’un mode de réalisation d’un dispositif de distribution réglable de l’écoulement primaire à l’entrée de la turbine de puissance.

Description d’un mode de réalisation : L’invention s’applique en particulier, sans que ce soit limitatif, à un aéronef tel qu’un avion comportant une turbomachine du type de celle représentée sur la figure 1.

Comme représenté sur la figure 1, la turbomachine est centrée sur l’axe longitudinal XX du fuselage 1 de l’aéronef. Cette turbomachine comprend, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz, deux générateurs de gaz distincts 2a, 2b alimentant simultanément une unique turbine de puissance 3. La turbomachine est installée à l’extrémité avale du fuselage 1 de l’aéronef.

Dans ce document, les dénominations axiales et radiales se réfèrent à l’axe XX du fuselage et du turboréacteur. De même, les termes amont et aval se réfèrent à la direction de l’écoulement principal le long de cet axe.

De façon connue en soi, chaque générateur de gaz 2a, 2b comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine haute pression (non représentés sur les figures).

Chaque générateur de gaz 2a, 2b est logé à l’intérieur d’une veine d’écoulement primaire 3a, 3b. Des entrées d’air distinctes 4a, 4b sont prévues pour ces veines 3a, 3b afin d’alimenter chaque générateur de gaz 2a, 2b. Sur l’exemple présenté, les entrées d’air 4a, 4b sont reliées au fuselage 1 de l’aéronef, en amont des générateurs de gaz 2a, 2b, et leur paroi interne est directement intégrée au fuselage 1. Elles absorbent ainsi une partie de la couche limite formée autour du fuselage 1 de l’aéronef. Dans une autre configuration, non représentée, les entrées d’air latérales alimentant chacun des générateurs de gaz peuvent être, au contraire, écartées du fuselage 1 de l’aéronef, de manière à minimiser ce phénomène d’absorption de la couche limite et à faciliter le fonctionnement des générateurs de gaz. Il est également envisageable d’utiliser plus de deux générateurs de gaz, par exemple trois pour alimenter la turbine de puissance 3.

De préférence, les deux veines d’écoulement primaires 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent sur l’axe longitudinal XX et forment entre elles un V ouvert vers l’amont, dont l’angle d’ouverture est de préférence compris entre 80° et 120°.

Les deux veines d’écoulement primaires 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent dans une veine primaire centrale 4 qui alimente la turbine de puissance 3. Un mélangeur (non représenté sur les figures) est de préférence positionné au niveau de la zone de convergence des deux veines 3a, 3b, logeant les générateurs de gaz 2a, 2b. Ce mélangeur a pour fonction de mélanger les flux gazeux issus des deux générateurs de gaz 2a, 2b pour créer un flux gazeux unique homogène en sortie de la veine centrale primaire 4.

Sur l’exemple présenté, la turbine de puissance 3, qui est alimentée par ce flux primaire en sortie de la veine centrale 4, est munie de deux rotors 5, 6 de turbine contrarotatifs pour entraîner de façon contrarotative deux rotors de soufflantes 7, 8. Ces rotors de turbine 5, 6 sont coaxiaux et centrés sur l’axe longitudinal XX. Ils tournent autour d’un carter central 9 fixé à la structure de l’aéronef.

Ici, un premier rotor 5 de turbine correspond à des aubes liées à un corps tubulaire 5a séparant la veine d’écoulement primaire, dans la turbine de puissance 3, de la veine d’écoulement secondaire, dans laquelle se trouvent les rotors de soufflantes 7,8. Les aubes et le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 sont reliées aux paliers de support du rotor 5 sur le carter intérieur 9 par des bras support 10 qui traversent la veine primaire en amont de la turbine de puissance 3.

Sur le même exemple, le deuxième rotor 6 correspond à des aubes liées à une paroi radialement intérieure de la veine primaire dans la turbine 3 et intercalées longitudinalement entre les aubes du premier rotor 5.

En aval de la turbine de puissance 3, la partie radialement interne du deuxième rotor 6 se prolonge par un corps central 11. D’autre part, elle est reliée, par des bras support 12, à un anneau 13 de support des aubes du rotor de la soufflante aval 8. De plus, cet anneau 13 prolonge le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 et comporte une extension vers l’arrière, de façon à former, avec le corps central 11, une tuyère d’éjection primaire, en sortie de la turbine de puissance 3.

Sur l’exemple présenté, un premier rotor de soufflante 7, amont, est positionné au niveau de l’entrée de la turbine de puissance 3. Il est relié au premier rotor 5 au niveau des bras 10 qui soutiennent en amont le corps extérieur cylindrique 5a. Cette soufflante amont 7 tourne donc à la même vitesse que le premier rotor 5 de la turbine de puissance 3.

Sur le même exemple, le deuxième rotor de soufflante 8, aval, est positionné au niveau de la sortie de la turbine de puissance 3. Il est relié au deuxième rotor 6 de turbine de puissance 3 au niveau de l’anneau de support 13 et des bras 12 qui le soutiennent. Ce rotor de soufflante aval 8 tourne donc à la même vitesse que le deuxième rotor 6 de la turbine de puissance 3.

Les deux rotors soufflantes 7, 8 sont ici carénés par une nacelle 14 fixée à la structure de l’aéronef. Cette nacelle 14 est notamment fixée, ici, à l’empennage vertical de l’aéronef, non représenté sur les figures. Les soufflantes présentent un diamètre externe D qui correspond sensiblement au diamètre externe le plus élevé du fuselage 1 de l’aéronef. L’air entrant dans les soufflantes 7, 8 étant en partie composé de la couche limite du fuselage de l’aéronef, la vitesse en entrée est peu élevée par rapport à des soufflantes classiques de turbomachine et la vitesse en sortie est également plus basse à taux de compression identique, ce qui améliore les performances propulsives et acoustiques de ces soufflantes. Par ailleurs, l’important diamètre externe D des soufflantes 7, 8 entraîne que leur vitesse de rotation, comme celle des rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3, restera également peu élevée par rapport à une turbomachine classique.

Ici, en référence à la figure 2, les aubes de turbine des deux rotors 5, 6 ainsi que les bras support 10, 12 de ces rotors qui traversent l’écoulement primaire, sont par exemple équipés de nageoires 15 ayant une extension circonférentielle, sensiblement à mi chemin des extrémités radiales de la veine d’écoulement primaire.

La forme des nageoires 15 permet de séparer la veine de l’écoulement primaire en une veine radialement interne 16 et une veine radialement externe 17, les deux veines étant de révolution autour de l’axe longitudinal XX. La figure 4 permet de se représenter la forme de ces nageoires 15 sur un bras support 10 du premier rotor 5. De telles nageoires 15 forment ici la séparation entre les veines interne 16 et externe 17, de manière continue dans le sens circonférentiel mais laissent longitudinalement un espace entre elles, de manière à permettre la rotation différentielle des étages successifs de la turbine. En cela, elles sont comparables aux viroles 18, 19, qui sont situées au pied et au bout des aubes ou des bras dans la turbine 3 et qui reconstituent les parois internes et externe du passage de l’écoulement primaire dans la turbine de puissance 3. Ces viroles 18, 19, ainsi que la nageoire 15 sont représentée sur le bras support 10 du premier rotor 5 dans la figure 4.

En référence à la figure 4, un dispositif est mis en place pour distribuer l’écoulement primaire venant de la veine centrale 4 entre les veines interne 16 et externe 17 de la turbine de puissance 3.

Ici un module de distribution 20, fixé par sa périphérie externe à une structure de la turbomachine ou de l’aéronef et par sa périphérie interne au carter central 9 relie la veine centrale 4 à la turbine de puissance. Une virole tronconique externe 22, s’évasant vers l’arrière, forme le raccord entre la paroi radialement extérieure de la veine centrale 4 et la paroi radialement extérieure de la veine externe 17 de la turbine 3. Une virole tronconique interne 21, s’évasant également vers l’arrière forme, partant d’un bord amont 29, ici sensiblement circulaire et ayant un rayon déterminé R, se raccorde à la paroi radialement interne de la veine interne 16 de la turbine 3.

Une virole tronconique intermédiaire 23 est installée radialement entre les viroles tronconiques externe 22 et interne 21, de manière à séparer la veine entre les deux viroles 21, 22 d’extrémité en deux veines de section sensiblement égale et à se raccorder, dans sa partie aval, aux nageoires 15 sur le bras 10 du premier rotor 5. De cette manière, les viroles tronconiques 21, 22, 23 prolongent vers l’amont les veines interne 16 et externe 17 de la turbine de puissance 3.

La virole tronconique intermédiaire 23 peut être maintenue en place par des bras structuraux 24 traversant radialement le module distributeur 20 et maintenant le carter central 9 de la turbine de puissance à la structure de l’aéronef. Ces bras structuraux 24 sont par exemple représentés partiellement en traits discontinus sur la figure 4.

Selon un premier aspect de l’invention, le module de distribution 20 comporte une couronne d’aubes de stator 25 à calage variable et sensiblement radiales, s’étendant radialement entre la virole interne 21 et la virole externe 22. Cette couronne d’aubes à calage variable 25, ou aubes de distributeur 25, joue un rôle de distributeur en entrée des rotors de la turbine de puissance 3.

Il entre dans les connaissances de l’homme du métier de réaliser de telles aubes de distributeur 25 en entrée d’une turbine et d’adapter leur profil ainsi que leur angle de calage pour optimiser le fonctionnement de la turbomachine. L’homme du métier connaît également des moyens pour pouvoir faire varier ledit angle de calage, autrement dit pour faire tourner ces aubes de distributeur 25, chacune autour d’un axe les traversant et sensiblement perpendiculaire, dans un plan méridien, aux viroles interne 21 et externes 22.

Ici, selon l’invention, l’angle de calage des aubes de distributeur 25 peut être réglé entre des valeurs relativement faibles, de l’ordre de quelques dixièmes de degrés, correspondant à une optimisation en fonctionnement normal de la turbomachine, des valeurs importantes, correspondant au fait de fermer la section de passage des gaz pour ne laisser passer, avantageusement, qu’un débit sensiblement égal à la moitié du débit nominal, correspondant au fonctionnement d’un seul générateur de gaz.

En fonction de leur calage, les aubes du distributeur 25 remplissent donc deux fonctions, une première fonction de distributeur consistant à adapter l’incidence du flux primaire avant qu’il ne passe entre les aubes du premier étage de rotor dans la turbine de puissance, et une deuxième fonction consistant à faire varier transversalement la section de passage du flux primaire vers la turbine. Par variation transversale de la section de passage, on entend ici le fait que la variation est sensiblement homogène en proportion le long d’un rayon.

En ce qui concerne l’interaction avec la virole intermédiaire 23, les aubes de distributeur 25 peuvent être séparées en deux demi volets, entraînés par le même axe de rotation mais s’étendant, pour l’un entre la virole interne 21 et la virole intermédiaire 23, pour l’autre entre la virole intermédiaire 23 et la virole externe 22.

Dans une variante non représentée sur les figures, les aubes de distributeur 25 peuvent être positionnées en fin de la veine centrale 4 mais en amont des viroles, notamment d’un dispositif décrit ci-après pour contrôler le passage dans les veines concentriques 16, 17 de la turbine de puissance 3. Dans ce cas, les aubes de distributeur 25 peuvent être réalisées d’un seul tenant car elles n’ont pas à traverser la virole intermédiaire 23.

Par ailleurs, les mouvements des aubes de distributeur 25 sont commandés par des actionneurs, non représentés, permettant de faire varier l’angle de calage de manière continue mais rapide entre ses valeurs extrêmes.

De préférence, la turbomachine comporte également des moyens d’asservissement non représentés pour optimiser l’angle de calage des aubes de distributeur 25 au point de fonctionnement du compresseur basse pression des générateurs de gaz 2a, 2b. Ces moyens d’asservissement peuvent comporter des capteurs de paramètres de fonctionnement du compresseur basse pression et de paramètres de l’écoulement après le mélangeur, et un calculateur avec des algorithmes conçus pour envoyer les commandes appropriées aux actionneurs des aubes de distributeur 25.

Selon un deuxième aspect de l’invention, des deuxièmes moyens de distribution sont installés pour pouvoir fermer ou ouvrir l’alimentation en gaz de l’une des veines concentriques 16,17 de la turbine de puissance 3.

Un exemple de réalisation de ces moyens, où ils sont installés en entrée du module distributeur 20, est décrit ci-après en référence aux figures 2, 3 et 4.

Sur cet exemple de réalisation, la virole tronconique intermédiaire 23 se prolonge vers l’avant, dans la veine centrale 4, suivant une inclinaison constante, jusqu’à un bord amont 26 situé à une distance axiale L en amont du bord amont 27 de la virole interne 21. Le bord amont 26 de la virole intermédiaire 23 est sensiblement circulaire, avec un rayon R sensiblement égal à celui du bord amont 27 de la virole interne 21.

Par ailleurs, une pièce de révolution 28 en forme de dôme ferme la veine centrale 4 jusqu’au rayon R déterminé auquel s’arrête la virole tronconique interne 21. En correspondance avec cette caractéristique, la pièce de révolution 28 est mobile en translation le long de l’axe longitudinal XX. Elle peut être bougée par des actionneurs 29, représentés sur les figures 2 et 3 et qui peuvent de trouver dans le fuselage 1 de l’aéronef en avant du turboréacteur. Elle peut être positionnée, comme, c’est illustré sur la figure 4, soit dans une position 28 où elle se raccorde avec le bord amont 27 de la virole interne 21, soit dans une position 28’ où elle se raccorde avec le bord amont 26 de la virole intermédiaire 23.

En référence à la figure 2, lorsque la pièce 28 est positionnée vers l’arrière par les actionneurs 29, le flux d’air primaire venant de la veine centrale 4 se sépare, ainsi que s’est indiqué par les deux flèches provenant de la veine centrale, en deux flux répartis entre les veines interne 16 et externe 17 de la turbine de puissance 3. Cela correspond au cas, où le flux venant de la veine centrale 4 est le mélange de sortie des deux générateurs de gaz 2a, 2b en fonctionnement.

En référence à la figure 3, lorsque la pièce 28 est positionnée vers l’avant, dans la position 28’, par les actionneurs 29, le flux d’air primaire venant de la veine centrale 4 ne passe que dans la veine externe 17 de la turbine de puissance 3, ainsi que s’est indiqué par la flèche provenant de la veine centrale 4. Cela correspond au cas, où le flux venant de la veine centrale ne provient que d’un générateur de gaz, 2a ou 2b.

Des méthodes de pilotage de la turbomachine ainsi équipée vont maintenant être brièvement décrites.

Lorsque la turbomachine fonctionne de façon nominale avec ses deux générateurs de gaz en opération, les actionneurs des aubes de distributeur 25, sous le contrôle des moyens d’asservissement, peuvent faire varier légèrement, de l’ordre de quelques dixièmes de degré, l’angle de calage des aubes de distributeur 25. Cela permet d’adapter le flux entrant dans la turbomachine au fonctionnement des compresseurs des générateurs de gaz, suivant les phases de vol et/ou les caractéristiques du flux d’air entrant dans les entrées d’air 4a, 4b.

En cas de perte accidentelle de l’un des générateurs de gaz, une méthode pour passer, sur un tel aéronef, en fonctionnement de la turbomachine avec un seul générateur de gaz peut comporter une première étape de mise en position rapide mais progressive de l’angle de calage des aubes de distributeurs 25 à sa position maximale. Cela permet d’adapter adapter rapidement mais progressivement le débit dans la turbine de puissance 3 à l’unique de générateur de gaz en fonctionnement car les moyens d’asservissement peuvent contrôler la variation de section de passage des gaz pour éviter un pompage ou une extinction, du générateur de gaz rescapé. Cela se fait sans déplacer la pièce mobile 28. La fin de cette étape peut correspondre par exemple à une première position des aubes de distributeur 25 représentée sur la figure 2.

Ensuite dans une seconde étape, la pièce centrale 28 est déplacée vers l’avant, en position 28’, pour fermer l’entrée d’écoulement primaire dans la veine interne 16 tout en faisant tourner les aubes de distributeur 25 pour les faire revenir à un angle de calage faible et, ainsi, maintenir le débit adapté au fonctionnement dudit générateur de gaz dans la turbine de puissance 3. La fin de cette deuxième étape peut correspondre à la position des aubes de distributeur 25 représentée sur la figure 3, avec un faible angle de calage pour minimiser les perturbations du flux de gaz primaire passant dans la seule veine externe 17. Dans une variante de réalisation, la variation de calage des aubes du distributeur 25 peut être faite individuellement. Cela permet de gérer une distorsion locale ou circonférentielle du flux entrant dans la turbine de puissance 3. Le problème se pose particulièrement dans ce moteur ou dans le cas d’une extinction d’un générateur de gaz on aura une forte disparité azimutale du flux entrant dans la turbine de puissance.

La succession de ces deux étapes permet de lisser les variations de débit pendant la phase transitoire pour permettre au générateur de gaz restant en service de s’adapter, et d’aboutir à une configuration où la turbine de puissance 3 travaille de manière optimale. L’invention a été présentée dans le cas de deux générateurs de gaz. Dans le cas, non représenté de plusieurs générateurs de gaz, par exemple trois, une variante de l’invention consiste à modifier la répartition des sections de passage entre les veines interne 16 et externe 17 de la turbine de puissance 3, de manière à ce que la section de passage restante lorsque la veine interne 16 est occultée corresponde au débit du nombre de générateurs de gaz moins un. Dans le cas de trois générateurs de gaz, les rapports des sections de passage par rapport à la section de passage globale sont respectivement de un tiers et deux tiers, pour la veine interne 16 et pour la veine externe 17. Dans ce cas, la virole intermédiaire 23 sur les bras structuraux en entrée de la turbine est rapprochée en conséquence de la virole interne 21 et la distance axiale L de son bord amont 30 au bord amont 29 de la virole interne 21 est diminué d’autant. Pour occulter la veine interne, la pièce tronconique 24 doit donc se déplacer d’une distance moindre mais le principe de fonctionnement de cette variante reste identique au précédent. La configuration des aubes à calage variable du distributeur 25, quant à elle, peut rester la même dans cette variante. En cas d’extinction d’un générateur de gaz, la méthode de pilotage de la turbomachine reste sensiblement la même que dans le cas précédent, ce seront les lois de variation temporelle du calage des aubes du distributeur 25 et les bornes des amplitudes du calage qui seront adaptées. En particulier, l’amplitude maximale du calage des aubes du distributeur est de préférence adaptée pour permettre une diminution de la section de passage du flux primaire sensiblement égale à la diminution de section de passage correspondant à la fermeture de la veine occultable.

Claims (10)

1. Revendications

   1. Turbomachine, comprenant au moins deux générateurs de gaz (2a, 2b) configurés pour générer un flux primaire qui est délivré par une veine centrale (4) à une turbine de puissance (3), ladite turbine de puissance (3) comportant au moins un rotor (5, 6) entraînant au moins un rotor de soufflante (7, 8), caractérisée en ce qu’elle comporte, entre la veine centrale (4) et la turbine de puissance (3), des premiers moyens de distribution (25) configurés pour faire varier en fonction du temps et transversalement autour d’un axe de la turbomachine, d’une part une incidence du flux primaire, de manière à adapter ladite incidence au fonctionnement de la turbine de puissance (3), d’autre part une section de passage du flux primaire, de manière à adapter ladite section de passage à des évolutions d’un état de fonctionnement desdits au moins deux générateurs de gaz (2a, 2b) impactant un débit du flux primaire.
2. 2. Turbomachine selon la revendication précédente, dans laquelle les premiers moyens de distribution (25) comportent une couronne d’aubes de stator, sensiblement radiales, à calage variable.
3. 3. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, comportant des moyens d’asservissement des premiers moyens de distribution (25) configurés pour faire varier la section de passage en fonction des conditions d’entrée du ou des générateurs de gaz (2a, 2b) en fonctionnement.
4. 4. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, comprenant en outre des moyens (15) pour séparer le flux de gaz dans la turbine de puissance (3) en une première (16) et une deuxième (17) veines concentriques autour d’un axe (XX) de cette dernière, et des deuxièmes moyens de distribution (26, 27, 28), qui sont configurés pour obturer ou libérer l’entrée des gaz vers la première (16) desdites veines concentriques.
5. 5. Turbomachine selon la revendication 4, dans laquelle les premiers moyens de distribution (25) sont agencés pour faire varier la section de passage du flux primaire jusqu’à une valeur minimale sensiblement égale ou inférieure à la section de passage dans la deuxième veine concentrique (17).
6. 6. Turbomachine selon l’une des revendications 4 ou 5, dans laquelle les premiers moyens de distribution (25) sont situés en aval des deuxièmes moyens de distribution (26, 27, 28) suivant l’écoulement des gaz.
7. 7. Turbomachine selon l’une des revendications 4 à 6, dans laquelle la première veine (16) desdites veines concentriques est radialement interne par rapport à la deuxième veine (17).
8. 8. Aéronef propulsé par une turbomachine selon l‘une des revendications précédentes, la turbine de puissance (3) et ledit au moins un rotor de soufflante (7,8) étant disposés à l’arrière d’un fuselage (1) de l’aéronef, dans le prolongement de celui-ci.
9. 9. Procédé de gestion de panne d’une turbomachine, pour le passage d’un fonctionnement avec deux générateurs de gaz (2a, 2b) à un seul, selon l’une des revendications 4 à 6, comprenant une étape a) de fermeture, de préférence rapide mais progressive, des premiers moyens de distribution (25), de manière à adapter le débit dans la turbine de puissance à l’unique générateur de gaz en fonctionnement, et une étape b) consistant à fermer les deuxièmes moyens de distribution (26, 27, 28) tout en ré-ouvrant les premiers moyens de distribution (25), de manière à faire fonctionner la turbine de puissance (3) avec une seule veine concentrique (16) tout en maintenant le débit adapté au fonctionnement d’un seul générateur de gaz.
10. 10. Procédé de pilotage d’une turbomachine selon l’une des revendications 4 à 6, dans lequel la position des premiers moyens de distribution (25) est pilotée en fonction de paramètres influençant d’opérabilité des compresseurs basse pression des générateurs de gaz (2a, 2b).