FR3074849A1 - Turbomachine d'aeronef a au moins deux corps comprenant des moyens de derivation de gaz comprimes - Google Patents
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Abstract
Turbomachine (10) d'aéronef à au moins deux corps, comprenant au moins un corps basse pression (20) comprenant une soufflante (40), un compresseur basse pression (22) et une turbine basse pression (24), et au moins un corps haute pression (30) comprenant un compresseur haute pression (32) et une turbine haute pression (34), caractérisée en ce que la turbomachine (10) comprend en outre des moyens de dérivation (50) de gaz comprimés, qui comportent au moins une conduite (52) de dérivation agencée entre le compresseur basse pression (22) et la turbine basse pression (24), pour alimenter directement la turbine basse pression (24) avec des gaz comprimés sortant du compresseur basse pression (22), et au moins une vanne (60) configurée pour laisser passer dans ladite au moins une conduite (52) un débit de gaz comprimés qui est fonction d'un paramètre de régulation de la commande de ladite au moins une vanne (60).
Description
Turbomachine d’aéronef à au moins deux corps comprenant des moyens de dérivation de gaz comprimés
Domaine technique
La présente invention concerne une turbomachine d’aéronef à au moins deux corps comprenant des moyens de dérivation de gaz comprimés.
Etat de la technique
De manière classique, une turbomachine de type à multi-corps, par exemple un turboréacteur du type à double-corps, comprend un ensemble comportant, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. La soufflante a pour rôle de générer un flux d’air dont une partie alimente l’ensemble précité et forme un flux primaire, et une autre partie s’écoule entre l’ensemble et un carter de soufflante et forme un flux d’air secondaire, qui génère une majeure partie de la poussée de la turbomachine..
Le compresseur et la turbine basse pression, respectivement haute pression, sont constitués d’un premier ensemble de pièces fixes constituant un stator et d’un second ensemble de pièces, susceptible d’être mis en rotation par rapport au stator, constituant un rotor.
L’ensemble comprenant la soufflante, le compresseur basse pression, la turbine basse pression, et l’arbre les reliant est appelé corps basse pression, et l’ensemble comprenant le compresseur haute pression et la turbine haute pression, et l’arbre les reliant est appelé corps haute pression.
La turbine du corps basse pression tourne à une première vitesse et la turbine du corps haute pression tourne à une vitesse différente de celle de la turbine basse pression. Les arbres des deux corps sont concentriques et l’arbre du corps basse pression traverse par l’intérieur l’arbre du corps haute pression.
Cependant, les turbomachines à double-corps actuelles présentant des taux de compression global, également appelé « overall pressure ratio » en anglais (dont l’acronyme est OPR), et taux de dilution, également appelé « bypass ratio » en anglais (ou BPR), élevés, par exemple un taux de compression global supérieur à 35 et un taux de dilution supérieur à 10, présentent des niveaux de température en sortie de turbine basse pression élevés lorsque la turbomachine est à un régime de faible puissance. Cette élévation de la température est principalement due à un comportement thermodynamique d’ensemble lié à la combinaison de températures maximales des différents composants élevées et de taux de compression et détente faibles en conditions de fonctionnement de faible puissance. Ce comportement thermodynamique est majoritairement indépendant des technologies des composants de la turbomachine, comme par exemple des niveaux de rendement desdits composants, mais dépend des choix structurant le taux de compression global et le taux de dilution de la turbomachine. Cette augmentation de la température est particulièrement marquée sur les turbomachines du type à double-corps telles que décrites précédemment.
En conséquence, la tenue thermique des matériaux et des modules, c’est-à-dire sous-ensembles, de la turbomachine liés à l’arrière corps est compromise.
En outre, les sous-systèmes situés à l’arrière corps de la turbomachine, tels que les tuyères, la ventilation ou la pressurisation des enceintes de lubrification, sont moins robustes et davantage sollicités en fatigue thermique, ce qui conduit à une diminution de la durée de vie de ces sous-systèmes, ainsi qu’à une augmentation des coûts de maintenance de la turbomachine.
De plus, l’arbre du corps basse pression peut être affecté par des phénomènes de déformation liée au gradient thermique à l’arrêt de la turbomachine, également appelés « rotor bow » en anglais, et par des phénomènes de blocage en rotation du rotor basse pression lié à la dilatation thermique, également appelés « rotor lock » en anglais. Ces phénomènes induisent des procédures spécifiques d’arrêt et de démarrage de l’ensemble propulsif, ce qui nuit à la fluidité des opérations au sol des compagnies aériennes entre deux vols successifs.
Afin de minimiser l’augmentation de la température en sortie de la turbine basse pression, les niveaux de poussée de la turbomachine à un régime de faible puissance sont artificiellement augmentés, ce qui compromet la capacité de descente de l’aéronef en vol dans lequel la turbomachine est intégrée et augmente la sollicitation des freins de l’avion au sol.
La présente invention propose une solution simple, efficace et économique à ces problèmes.
Exposé de l’invention
A cet effet, l’invention concerne une turbomachine d’aéronef à au moins deux corps, comprenant au moins un corps basse pression comprenant une soufflante, un compresseur basse pression et une turbine basse pression, et au moins un corps haute pression comprenant un compresseur haute pression et une turbine haute pression, caractérisée en ce que la turbomachine comprend en outre des moyens de dérivation de gaz comprimés, qui comportent au moins une conduite de dérivation agencée entre le compresseur basse pression, et en particulier la sortie du compresseur basse pression, et la turbine basse pression, pour alimenter directement la turbine basse pression avec des gaz comprimés sortant du compresseur basse pression, et au moins une vanne configurée pour laisser passer dans ladite au moins une conduite un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre de régulation de la commande de ladite au moins une vanne.
Le paramètre de régulation de la commande de ladite au moins une vanne peut être un paramètre représentatif d’une température des gaz en sortie du compresseur basse pression et/ou d’une température des gaz en sortie de la turbine basse pression.
Avantageusement, les moyens de dérivation et la vanne de la turbomachine selon l’invention permettent une réduction de la température de sortie de la turbine basse pression, notamment due à une modification de la relation entre le débit d’air et les transformations énergétiques entre les différents éléments de la turbomachine, tels que les compresseurs basse et haute pression et les turbines basse et haute pression.
Selon un mode de réalisation, la au moins une conduite de dérivation est agencée entre une sortie du compresseur basse pression et une entrée de la turbine basse pression.
Selon un autre mode de réalisation, la au moins une conduite de dérivation est agencée entre une sortie du compresseur basse pression et un étage intermédiaire de la turbine basse pression.
Afin de réintroduire les gaz comprimés dans la turbine basse pression, il est nécessaire que la pression totale en sortie du compresseur basse pression soit supérieure à la pression totale en entrée de la turbine basse pression. De façon avantageuse, la réintroduction des gaz comprimés au niveau d’un étage intermédiaire de la turbine basse pression permet d’éviter cette contrainte.
La turbomachine peut comprendre un ensemble de conduites de dérivation, au moins une conduite de dérivation étant agencée entre une sortie du compresseur basse pression et une entrée de la turbine basse pression, et au moins une conduite de dérivation étant agencée entre une sortie du compresseur basse pression et un étage intermédiaire de la turbine basse pression.
Selon un mode de réalisation, la au moins une conduite de dérivation s’étend dans un espace situé radialement à l’intérieur des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire. Ceci permet avantageusement de minimiser l’impact de la masse additionnelle due aux moyens de dérivation.
Selon un autre mode de réalisation, la au moins une conduite de dérivation s’étend dans un espace situé entre des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire.
La turbomachine peut comprendre un ensemble de conduites de dérivation, au moins une conduite de dérivation s’étendant dans un espace situé radialement à l’intérieur des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire, et au moins une conduite de dérivation s’étendant dans un espace situé entre des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire.
Les moyens de dérivation peuvent comprendre une rangée annulaire de conduites de dérivation s’étendant autour d’un axe longitudinal de la turbomachine.
Selon un mode de réalisation, la au moins une vanne est du type tout ou rien. Alternativement, la vanne est à débit variable.
Selon un autre mode de réalisation, la au moins une vanne est du type active et pilotée. Dans ce cas, la turbomachine peut comprendre un dispositif configuré pour commander l’ouverture au moins partielle de ladite au moins une vanne lorsque la turbomachine est à un régime de faible puissance, et pour commander la fermeture de ladite au moins une vanne lorsque la turbomachine est à un régime différent.
De façon alternative, la au moins une vanne est du type passive et comporte par exemple un actuateur à mémoire de forme.
De façon avantageuse, la vanne du type passive comportant un actuateur à mémoire de forme permet d’assurer une robustesse des moyens de dérivation face aux évolutions de température de sortie de turbine basse pression, et ainsi d’assurer une activation de la dérivation exclusivement aux phases de régime de faible puissance de la turbomachine.
De préférence, les moyens de dérivation sont configurés pour dévier au plus 40% du débit massique total de gaz comprimés sortant dudit compresseur basse pression. Ceci permet avantageusement d’assurer une marge au pompage (notion bien connue de l’homme du métier) des compresseurs basse et haute pression élevée indépendante de l’opération effectuée par la turbomachine, c’est-à-dire indépendamment du fait que la turbomachine fonctionne en régime de faible puissance ou à un régime différent. En outre, l’activation des moyens de dérivation conduit à une augmentation de la marge au pompage du compresseur haute pression.
L’invention concerne également un procédé de dérivation de gaz comprimés dans une turbomachine selon l’invention, le procédé comprenant une étape consistant à :
c) commander la au moins une vanne pour laisser passer dans ladite au moins une conduite un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre de régulation de la commande de ladite au moins une vanne.
L’étape c) peut comprendre une sous-étape consistant à commander la au moins une vanne pour laisser passer dans ladite au moins une conduite un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre représentatif d’une température des gaz en sortie du compresseur basse pression et/ou d’une température des gaz en sortie de la turbine basse pression.
Le procédé peut comprendre, préalablement à l’étape c), des étapes consistant à :
a) agencer la au moins une conduite de dérivation entre le compresseur basse pression et la turbine basse pression pour alimenter directement la turbine basse pression avec des gaz comprimés sortant du compresseur basse pression,
b) agencer la au moins une vanne pour laisser passer dans ladite au moins une conduite un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre de régulation de la commande de ladite au moins une vanne.
Selon un mode de réalisation, l’étape a) comprend la sous-étape consistant à :
d) agencer ladite au moins une conduite de dérivation entre une sortie du compresseur basse pression et une entrée de la turbine basse pression.
En variante, l’étape a) comprend la sous-étape consistant à :
e) agencer ladite au moins une conduite de dérivation entre une sortie du compresseur basse pression et un étage intermédiaire de la turbine basse pression.
Selon un mode de réalisation, l’étape a) comprend la sous-étape consistant à :
f) agencer ladite au moins une conduite de dérivation dans un espace situé radialement à l’intérieur des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire.
L’étape a) peut comprendre la sous-étape consistant à :
g) agencer ladite au moins une conduite de dérivation dans un espace situé entre des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire.
En variante, l’étape a) comprend la sous-étape consistant à :
h) agencer une rangée annulaire de conduites de dérivation autour d’un axe longitudinal de la turbomachine.
Selon un mode de réalisation, l’étape c) comprend les sous-étapes consistant à :
i) commander l’ouverture au moins partielle de ladite au moins une vanne lorsque la turbomachine est à un régime de faible puissance, et
j) commander la fermeture de ladite au moins une vanne lorsque la turbomachine est à un régime différent.
De préférence, l’étape c) comprend la sous-étape consistant à :
k) commander la au moins une vanne pour laisser passer dans ladite au moins une conduite de dérivation au plus 40% du débit massique total de gaz comprimés sortant dudit compresseur basse pression.
Description des figures
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- les figures 1 à 4 sont des vues schématiques en coupe d’une turbomachine d’aéronef selon des modes de réalisation de l’invention, et
- la figure 5 représente un organigramme d’un procédé de dérivation de gaz comprimés d’une turbomachine d’aéronef à au moins deux corps selon l’invention.
Description détaillée
Les figures 1 à 4 représentent des exemples de réalisation d’une turbomachine, ici un turboréacteur, d’aéronef selon l’invention.
La turbomachine 10 est du type à multi-corps, notamment à double-corps, et comprend au moins un corps basse pression 20 comprenant une soufflante 40, un compresseur basse pression 22 et une turbine basse pression 24, et au moins un corps haute pression 30 comprenant un compresseur haute pression 32 et une turbine haute pression 34. Les arbres des deux corps 20, 30 sont concentriques et l’arbre du corps basse pression traverse par l’intérieur l’arbre du corps haute pression 36, visible sur les figures 1 à 4.
De manière classique, le turboréacteur comprend un ensemble comprenant un corps basse pression 20, une chambre de compression 12 et un corps haute pression 30. La soufflante 40 est située à une extrémité de l’ensemble et est entourée par un carter de soufflante 42. La turbine basse pression 24 entraîne en rotation la soufflante 40 et le compresseur basse pression 22.
La turbomachine 10 comprend des moyens de dérivation 50 de gaz comprimés qui comportent au moins une conduite 52 de dérivation agencée entre le compresseur basse pression 22, et plus précisément la sortie du compresseur basse pression 22, et la turbine basse pression 24.
Une conduite 52 de dérivation peut comporter un ou plusieurs embranchements de sorte à se diviser en une pluralité de sous-conduites 54, comme représenté sur la figure 3. Une conduite 52 de dérivation peut également consister en un regroupement d’une pluralité de sous-conduites 54. En particulier, la turbomachine 10 peut comprendre un ensemble de conduites 52 de dérivation, chaque conduite 52 de dérivation pouvant prendre la forme de plusieurs sous-conduites 54 et/ou pouvant prendre la forme de regroupements de sous-conduites 54.
Les conduites 52 ou sous-conduites 54 de dérivation peuvent présenter le même diamètre. Le diamètre des conduites 52 ou sous-conduites 54 de dérivation peut varier le long de ladite conduite 52 ou sous-conduite 54. Par exemple, deux sous-conduites 54 d’une conduite 52 de dérivation peuvent présenter des diamètres différents au niveau de l’embranchement de ladite conduite 52 ou du regroupement desdites sousconduites 54.
Une conduite 52 ou sous-conduite de dérivation peut être de forme annulaire et centrée sur un axe longitudinal de la turbomachine, noté A sur les figures 1 à 4. Une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation peut s’étendre sur un secteur angulaire autour de l’axe longitudinal A de la turbomachine. Une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation peut présenter toute forme de section, notamment une section circulaire, ovale ou polygonale.
Les moyens de dérivation 50 peuvent comprendre une rangée annulaire de conduites 52 ou sous-conduites de dérivation s’étendant autour de l’axe longitudinal A de la turbomachine. Les conduites 52 ou sous-conduites de dérivation peuvent être régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal A de la turbomachine. Les conduites 52 ou sous-conduites de dérivation peuvent être réparties de façon symétrique autour de l’axe longitudinal A de la turbomachine.
Les moyens de dérivation 50 sont configurés pour alimenter directement la turbine basse pression 24 avec des gaz comprimés sortant du compresseur basse pression 22. Par le terme « directement », on entend que les moyens de dérivation 50 sont configurés pour alimenter la turbine basse pression 24 avec des gaz comprimés sortant du compresseur basse pression 22 sans qu’il n’y ait d’organe de la turbomachine sur le chemin des gaz comprimés entre la turbine basse pression 24 et le compresseur basse pression 22. Autrement dit, les gaz comprimés déviés sont acheminés du compresseur basse pression 22 sans obstacle, et sans détour via un autre organe de la turbomachine, à la turbine basse pression 24.
La turbomachine 10 comprend également au moins une vanne 60 configurée pour laisser passer dans au moins une conduite 52 de dérivation un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre de régulation de la commande de la vanne 60.
Une vanne 60 peut être configurée pour laisser passer dans un ensemble de conduites de dérivation, c’est-à-dire dans une pluralité de conduites 52 et/ou sousconduites 54 de dérivation, un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre de régulation de la commande de la vanne 60.
La turbomachine 10 peut comprendre une pluralité de vannes 60, chaque vanne étant configurée pour laisser passer dans un ensemble de conduites 52 de dérivation ou dans une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre de régulation de la commande de la vanne 60.
Le paramètre de régulation de la commande de la vanne 60peut être un paramètre représentatif d’une température des gaz en sortie du compresseur basse pression 22 et/ou d’une température des gaz en sortie de la turbine basse pression 24. En particulier, le paramètre de régulation de la commande de la vanne 60 peut comprendre n’importe quel paramètre ou combinaison de paramètres permettant d’obtenir un paramètre représentatif d’une température des gaz en sortie du compresseur basse pression 22 et/ou d’une température des gaz en sortie de la turbine basse pression 24.
Le paramètre de régulation de la commande de la vanne 60 peut être mesuré ou estimé sur la base de mesures effectuées par un ou plusieurs capteurs.
En particulier, une conduite 52 ou sous-conduite de dérivation dérive au moins une partie des gaz comprimés sortant du compresseur basse pression 22, afin d’éviter le passage de ces gaz comprimés dans le compresseur haute pression 32, la chambre de combustion 12, la turbine haute pression 34. Les gaz comprimés ainsi déviés sont revalorisés au travers de la turbine basse pression 24 et contribuent à la détente dans la turbine basse pression 24. Le fonctionnement énergétique de l’ensemble formé par le compresseur haute pression 32, la chambre de combustion 12, la turbine haute pression 34 est découplé du corps basse pression 20, qui sont généralement corrélés par la transmission de l’intégralité du débit du flux primaire du compression basse pression 22 vers le compresseur haute pression 32, puis de la turbine haute pression 34 vers la turbine basse pression 24.
De façon avantageuse, les moyens de dérivation 50 et la vanne 60 de la turbomachine selon l’invention permettent une réduction de la température de sortie de turbine basse pression de l’ordre de 10 à 25 Kelvin.
La réintroduction des gaz comprimés peut être effectuée en entrée de la turbine basse pression 24. Dans ce cas, au moins une conduite 52 de dérivation est agencée entre une sortie du compresseur basse pression 22 et une entrée de la turbine basse pression 24, comme représenté sur les figures 1 et 4.
Si l’architecture de la turbomachine conduit à des niveaux de pression totale en sortie du compresseur basse pression inférieurs à la pression totale en entrée de la turbine basse pression, la réintroduction des gaz comprimés peut être effectuée à un étage intermédiaire de la turbine basse pression 24. La réintroduction des gaz comprimés est réalisée au niveau d’une partie fixe de la turbine basse pression. Comme illustré sur la figure 2, au moins une conduite 52 de dérivation est alors agencée entre une sortie du compresseur basse pression 22 et l’étage intermédiaire de la turbine basse pression 24.
Selon une variante, la turbomachine 10 peut être une architecture à double dérivation et comprendre un ensemble de conduites 52 de dérivation, dont au moins une conduite 52 ou sous-conduite de dérivation est agencée entre une sortie du compresseur basse pression 22 et une entrée de la turbine basse pression 24, et au moins une conduite 52 ou sous-conduite de dérivation est agencée entre une sortie du compresseur basse pression 22 et un étage intermédiaire de la turbine basse pression 24.
De préférence, ces conduites 52 ou sous-conduites de dérivation sont associées à des clapets anti-retour permettant une sélection automatique de la conduite 52 ou sous-conduite de dérivation à utiliser selon le niveau de pression en sortie du compresseur basse pression 22 par rapport au niveau de pression en entrée de la turbine basse pression 24.
Comme représenté sur la figure 3, une conduite 52 se divise en deux sousconduites 54 en amont de l’entrée de la turbine basse pression 24, de sorte qu’une sous-conduite 54 de dérivation relie l’embranchement de la conduite 52 à une entrée de la turbine basse pression 24 et qu’une autre sous-conduite 54 de dérivation relie l’embranchement de la conduite 52 de dérivation à un étage intermédiaire de la turbine basse pression 24.
La ou les conduites 52 ou sous-conduites 54 de dérivation peuvent s’étendre dans un espace situé radialement à l’intérieur des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire, comme représenté sur la figure 4. Autrement dit, les gaz comprimés peuvent être déviés de manière interne aux veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire. La ou les conduites 52 ou sous-conduites 54 de dérivation sont agencées pour prélever les gaz comprimés au rayon interne de la veine annulaire d’écoulement de flux primaire en sortie du compresseur basse pression 22. Les gaz comprimés déviés sont ensuite acheminés à l’entrée de la turbine basse pression via les enceintes des arbres des corps basse pression 20 et haute pression 30.
Comme représenté sur les figures 1 à 3, la ou les conduites 52 ou sous-conduites 54 de dérivation peuvent s’étendre dans un espace situé entre des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire. Autrement dit, les gaz comprimés peuvent être déviés de manière externe aux veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire. La ou les conduites 52 ou sous-conduites 54 de dérivation sont agencées pour prélever les gaz comprimés en circonférence de la veine annulaire d’écoulement de flux secondaire en sortie du compresseur basse pression 22. Les gaz comprimés déviés sont ensuite acheminés en périphérie de l’entrée de la turbine basse pression via la ou les conduites 52 ou sous-conduites 54 de dérivation qui constituent un système de canalisation supplémentaire entourant le corps haute pression 30.
Selon une variante, la turbomachine 10 peut comprendre un ensemble de conduites 52 de dérivation, au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation s’étendant dans un espace situé entre des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire, par exemple une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation agencée entre une sortie du compresseur basse pression 22 et un étage intermédiaire de la turbine basse pression 24, et au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation s’étendant dans un espace situé radialement à l’intérieur des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire, par exemple une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation agencée entre une sortie du compresseur basse pression 22 et une entrée de la turbine basse pression 24.
La vanne 60 peut être du type tout ou rien. Autrement dit, la dérivation peut être activée de manière discrète, c’est-à-dire que la vanne 60 est configurée pour permettre une ouverture et une fermeture pleine de la au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation.
Alternativement, la vanne peut être à débit variable. Autrement dit, la dérivation peut être activée de manière progressive, c’est-à-dire que la vanne 60 est configurée pour permettre une ouverture continue de la au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation.
La vanne 60 peut être du type active et pilotée.
Comme représenté sur les figures 1 à 4, la turbomachine peut comprendre un dispositif 68 configuré pour commander l’ouverture au moins partielle de ladite vanne 60 lorsque la turbomachine est à un régime de faible puissance, et pour commander la fermeture de la vanne 60 lorsque la turbomachine est à un régime différent. Un régime de faible puissance correspond à un régime ralenti de la turbomachine, correspondant typiquement à des niveaux de régime corrigé de corps basse pression inférieurs à 70%.
Un paramètre de régulation de la commande de la vanne 60 sur la turbomachine peut être la température des gaz en sortie de la turbine basse pression 24. Dans ce cas, comme représenté sur la figure 1, la turbomachine 10 comprend un ou une pluralité de capteurs 62 de température agencés en sortie de la turbine basse pression 24 pour mesurer directement la température en sortie de la turbine basse pression 24. La turbomachine 10 peut comprendre une unité de commande 64 de la vanne 60 configurée pour commander l’ouverture et la fermeture de la vanne en fonction des signaux reçus, c’est-à-dire des mesures de température effectuées, par le ou les capteurs 62 de température. Autrement dit, la vanne 60 est configurée pour laisser passer dans la conduite 52 de dérivation un débit de gaz comprimés qui est fonction directement de la température des gaz en sortie de la turbine basse pression 24.
Le paramètre de régulation de la commande de la vanne 60 sur la turbomachine peut être un paramètre représentatif d’une température des gaz en sortie de la turbine basse pression.
Selon un mode de réalisation, comme représenté sur la figure 2, la turbomachine 10 comprend un ou une pluralité de capteurs 62 de température agencés sur un étage intermédiaire de la turbine basse pression 24, par exemple après le premier étage de détente de la turbine basse pression. Le ou les capteurs 62 de température sont configurés pour mesurer la température au niveau de l’étage intermédiaire de la turbine basse pression 24. La turbomachine comprend également des capteurs (non représentés) de régime de rotation des corps basse pression 20 et haute pression 30. A partir des mesures du ou des capteurs 62 de température de l’étage intermédiaire de la turbine basse pression et du ou des capteurs de régime de rotation des corps basse pression 20 et haute pression 30, on estime, par exemple on reconstitue par calcul, l’évolution de la température en sortie de la turbine basse pression 24.
Selon un autre mode de réalisation, la turbomachine 10 peut comprendre un ou une pluralité de capteurs de pression (non représentés) configurés pour mesurer la pression des gaz comprimés, par exemple en sortie du compresseur basse pression 22, ou en sortie ou en étage intermédiaire de la turbine basse pression 24. A partir des mesures du ou des capteurs de pression, et plus précisément à partir du rapport entre les pressions mesurées par le ou les capteurs, on estime l’évolution de la température en sortie de la turbine basse pression.
La turbomachine 10 peut comprendre une unité de commande 64 de la vanne 60 configurée pour commander l’ouverture et la fermeture de la vanne en fonction de la température estimée en sortie de la turbine basse pression, c’est-à-dire en fonction de l’estimation de l’évolution de la température en sortie de la turbine basse pression 24. Autrement dit, la vanne 60 est configurée pour laisser passer dans la conduite 52 de dérivation un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre représentatif de la température des gaz en sortie de la turbine basse pression 24.
Le paramètre de régulation de la commande de la vanne 60 sur la turbomachine peut être un paramètre représentatif d’une température des gaz en sortie du compresseur basse pression. Dans ce cas, comme représenté sur la figure 3, la turbomachine 10 comprend un ou une pluralité de capteurs 62 de température agencés en sortie du compresseur basse pression 22 et configurés pour mesurer la température en sortie du compresseur basse pression 22. Comme le niveau de température absolu en sortie du compresseur basse pression 22 est représentatif du niveau de puissance global de la turbomachine, la turbomachine 10 peut comprendre une unité de commande 64 de la vanne 60 configurée pour commander l’ouverture et la fermeture de la vanne en fonction des mesures de température effectuées par le ou les capteurs 62 de température. Autrement dit, la vanne 60 est configurée pour laisser passer dans la conduite 52 de dérivation un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre représentatif de la température des gaz en sortie du compresseur basse pression 22.
Afin d’obtenir une estimation précise de la température en sortie de la turbine basse pression 24, la turbomachine 10 peut comprendre à la fois des capteurs 62 agencés en sortie du compresseur basse pression 22 et des capteurs 62 agencés en étage intermédiaire de la turbine basse pression 24. A partir des mesures de ces capteurs 62, on estime l’évolution de la température en sortie de la turbine basse pression 24.
La vanne 60 peut être du type passive et comporter, par exemple un actuateur à mémoire de forme (non représenté). L’actuateur à mémoire de forme est configuré pour se déformer en fonction d’une variation de température de l’air en sortie du compresseur basse pression 22. Autrement dit, la déformation de l’actuateur à mémoire de forme est régie par une variation de température de l’air en sortie du compresseur basse pression
22. La déformation de l’actuateur à mémoire de forme peut être pilotée par le niveau absolu de température en sortie du compresseur basse pression 22, ce dernier étant représentatif du niveau de puissance global de la turbomachine.
Les moyens de dérivation 50 peuvent être configurés pour dévier au plus 40% du débit massique total de gaz comprimés sortant du compresseur basse pression 22. De préférence, les moyens de dérivation 50 sont configurés pour dévier entre 10% et 20% du débit massique total de gaz comprimés sortant du compresseur basse pression 22.
Les étapes d’un procédé de dérivation de gaz comprimés dans une turbomachine d’aéronef telle que décrite précédemment sont représentées sur la figure 5.
Le procédé comprend une étape c) consistant à commander la au moins une vanne 60 pour laisser passer dans ladite au moins une conduite 52 de dérivation un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre de régulation de la commande de la vanne 60.
L’étape c) peut comprendre une sous-étape consistant à commander la au moins une vanne 60 pour laisser passer dans ladite au moins une conduite 52 de dérivation un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre représentatif d’une température des gaz en sortie du compresseur basse pression 22 et/ou d’une température des gaz en sortie de la turbine basse pression 24. Autrement dit, le paramètre de régulation de la commande de la vanne 60 peut être un paramètre représentatif d’une température des gaz en sortie du compresseur basse pression 22 et/ou d’une température des gaz en sortie de la turbine basse pression 24.
Le procédé peut comprendre une étape a) consistant à agencer au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation entre le compresseur basse pression 22 et la turbine basse pression 24 pour alimenter directement la turbine basse pression 24 avec des gaz comprimés sortant du compresseur basse pression 22. Dans le cas où un ensemble de conduites 52 de dérivation est destiné à être agencé entre le compresseur basse pression 22 et la turbine basse pression 24, l’étape a) peut comprendre une sous-étape h) consistant à agencer une rangée annulaire de conduites 52 ou sousconduites 54 de dérivation autour d’un axe longitudinal de la turbomachine.
Au cours de l’étape a), le procédé peut comprendre une sous-étape d) consistant à agencer ladite au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation entre une sortie du compresseur basse pression 22 et une entrée de la turbine basse pression 24.
En variante, au cours de l’étape a), le procédé peut comprendre une sous-étape e) consistant à agencer ladite au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation entre une sortie du compresseur basse pression 22 et un étage intermédiaire de la turbine basse pression 24.
Dans le cas où la turbomachine 10 comprend un ensemble de conduites 52 de dérivation, au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation étant destinée à être agencée entre une sortie du compresseur basse pression 22 et une entrée de la turbine basse pression 24, et au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation étant destinée à être agencée entre une sortie du compresseur basse pression 22 et un étage intermédiaire de la turbine basse pression 24, les sous-étapes d) et e) sont exécutées l’une après l’autre, sans ordre de préférence.
Au cours de l’étape a), le procédé peut comprendre une sous-étape f) consistant à agencer ladite au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation dans un espace situé radialement à l’intérieur des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire.
En variante, au cours de l’étape a), le procédé peut comprendre une sous-étape g) consistant à agencer ladite au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation dans un espace situé entre des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire.
Dans le cas où la turbomachine 10 comprend un ensemble de conduites 52 de dérivation, au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation étant destinée à s’étendre dans un espace situé entre des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire, et au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation étant destinée à s’étendre dans un espace situé radialement à l’intérieur des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire, les sous-étapes f) et g) sont exécutées l’une après l’autre, sans ordre de préférence.
Le procédé peut comprendre une étape b) consistant à agencer au moins une vanne 60 configurée pour laisser passer dans ladite au moins une conduite 52 ou sousconduite 54 de dérivation un débit de gaz comprimés. La vanne 60 peut être du type active et pilotée ou du type passive telle que décrite précédemment.
La vanne 60 peut comprendre un actuateur à mémoire de forme configuré pour se déformer en fonction du niveau absolu de température en sortie du compresseur basse pression 22. Le niveau absolu de température en sortie du compresseur basse pression 22 étant représentatif du niveau de puissance global de la turbomachine, au cours de l’étape c), le procédé peut comprendre une sous-étape i) consistant à commander l’ouverture au moins partielle de ladite vanne 60 lorsque la turbomachine est à un régime de faible puissance, et une sous-étape j) consistant à commander la fermeture de la vanne 60 lorsque la turbomachine est à un régime différent.
Au cours de l’étape c), le procédé peut comprendre une sous-étape k) consistant à commander la au moins une vanne 60 pour laisser passer dans ladite au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation au plus 40% du débit massique total de gaz comprimés sortant du compresseur basse pression 22. De préférence, la au moins une vanne 60 est commandée pour laisser passer dans ladite au moins une conduite 52 ou sous-conduite 54 de dérivation entre 10% et 20% du débit massique total de gaz comprimés sortant du compresseur basse pression 22.
Bien que majoritairement décrite sur une architecture de turboréacteur à double corps carénée comprenant une soufflante, la turbomachine selon l’invention peut être de tout type d’architecture présentant un générateur de gaz à corps multiple incluant, sans limitation, les turbopropulseurs à générateur de gaz à double corps, les turbomoteurs à 5 hélices de propulsion contrarotatives, également désignés par l’expression anglaise « open rotor » ou « unducted fan ».
Claims (12)
1. Turbomachine (10) d’aéronef à au moins deux corps, comprenant au moins un corps basse pression (20) comprenant une soufflante (40), un compresseur basse pression (22) et une turbine basse pression (24), et au moins un corps haute pression (30) comprenant un compresseur haute pression (32) et une turbine haute pression (34), caractérisée en ce que la turbomachine (10) comprend en outre des moyens de dérivation (50) de gaz comprimés, qui comportent au moins une conduite (52) de dérivation agencée entre le compresseur basse pression (22) et la turbine basse pression (24), pour alimenter directement la turbine basse pression (24) avec des gaz comprimés sortant du compresseur basse pression (22), et au moins une vanne (60) configurée pour laisser passer dans ladite au moins une conduite (52) un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre de régulation de la commande de ladite au moins une vanne (60).
2. Turbomachine (10) selon la revendication 1, dans laquelle le paramètre de régulation de la commande de ladite au moins une vanne (60) est un paramètre représentatif d’une température des gaz en sortie du compresseur basse pression (22) et/ou d’une température des gaz en sortie de la turbine basse pression (24).
3. Turbomachine (10) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle ladite au moins une conduite (52) de dérivation est agencée entre une sortie du compresseur basse pression (22) et une entrée de la turbine basse pression (24).
4. Turbomachine (10) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle ladite au moins une conduite (52) de dérivation est agencée entre une sortie du compresseur basse pression (22) et un étage intermédiaire de la turbine basse pression (24).
5. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ladite au moins une conduite (52) de dérivation s’étend dans un espace situé radialement à l’intérieur des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire.
6. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ladite au moins une conduite (52) de dérivation s’étend dans un espace situé entre des veines annulaires d’écoulement de flux primaire et secondaire.
7. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle lesdits moyens de dérivation (50) comprennent une rangée annulaire de conduites (52) de dérivation s’étendant autour d’un axe longitudinal (A) de la turbomachine.
8. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ladite au moins une vanne (60) est du type tout ou rien, ou à débit variable.
9. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ladite au moins une vanne (60) est du type active et pilotée, ou du type passive et comportant par exemple un actuateur à mémoire de forme.
10. Turbomachine (10) selon la revendication précédente, dans laquelle elle comprend un dispositif (68) configuré pour commander l’ouverture au moins partielle de ladite au moins une vanne (60) lorsque la turbomachine est à un régime de faible puissance, et pour commander la fermeture de ladite au moins une vanne (60) lorsque la turbomachine est à un régime différent.
11. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle lesdits moyens de dérivation (50) sont configurés pour dévier au plus 40% du débit massique total de gaz comprimés sortant dudit compresseur basse pression (22).
12. Procédé de dérivation de gaz comprimés dans une turbomachine selon l’une des revendications précédentes, le procédé comprenant une étape consistant à commander la au moins une vanne pour laisser passer dans ladite au moins une conduite (52) un débit de gaz comprimés qui est fonction d’un paramètre de régulation de la commande de ladite au moins une vanne (60).
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|---|---|---|---|---|
| US20120167587A1 (en) * | 2010-12-30 | 2012-07-05 | Robert Earl Clark | Gas turbine engine with bleed air system |
| US20170051679A1 (en) * | 2015-08-18 | 2017-02-23 | General Electric Company | Compressor bleed auxiliary turbine |
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2017
- 2017-12-13 FR FR1762086A patent/FR3074849B1/fr active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120167587A1 (en) * | 2010-12-30 | 2012-07-05 | Robert Earl Clark | Gas turbine engine with bleed air system |
| US20170051679A1 (en) * | 2015-08-18 | 2017-02-23 | General Electric Company | Compressor bleed auxiliary turbine |
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| FR3074849B1 (fr) | 2020-11-06 |
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