FR3094045A1 - Turbomachine comprising a bypass line for cleaning fluids - Google Patents

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Abstract

L’invention concerne une turbomachine à double flux d’un aéronef, la turbomachine comprenant une veine primaire et une veine secondaire, la turbomachine comprenant en outre un carter de moyeu interne définissant une paroi extérieure de la veine primaire et une paroi intérieure de la veine secondaire,le carter de moyeu interne comprenant une conduite de contournement permettant le passage de fluides de nettoyage,la conduite de contournement présentant une première extrémité et une deuxième extrémité qui débouchent dans la veine primaire respectivement en amont et en aval d’une chambre de combustion de la turbomachine dans un sens d’écoulement des fluides de nettoyage. Figure pour l’abrégé : Fig.3The invention relates to a bypass turbomachine of an aircraft, the turbomachine comprising a primary stream and a secondary stream, the turbomachine further comprising an internal hub casing defining an exterior wall of the primary stream and an interior wall of the stream. secondary, the internal hub casing comprising a bypass pipe allowing the passage of cleaning fluids, the bypass pipe having a first end and a second end which open into the primary stream respectively upstream and downstream of a combustion chamber of the turbomachine in a direction of flow of the cleaning fluids. Figure for the abstract: Fig. 3

Description

Turbomachine comprenant une conduite de contournement pour des fluides de nettoyageTurbomachine comprising a bypass line for cleaning fluids

L’invention concerne la maintenance des turbomachines. L’invention se rapporte à une architecture de turbomachine à double flux permettant un nettoyage optimisé de la veine primaire de la turbomachine, ainsi qu’un procédé de nettoyage associé.The invention relates to the maintenance of turbomachines. The invention relates to a dual-flow turbomachine architecture allowing optimized cleaning of the primary stream of the turbomachine, as well as an associated cleaning method.

On a représenté enFigure 1une turbomachine d’aéronef de type à double flux et à double corps de l’art antérieur, vue en coupe longitudinale selon un axe longitudinal X de la turbomachine. La turbomachine présente une veine primaire 9a et une veine secondaire 9b située radialement à l’extérieur de la veine primaire 9a. Le flux primaire est comprimé par un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4, puis est brûlé au sein d’une chambre de combustion 5 et déplace une turbine haute pression 6 et une turbine basse pression 7.There is shown in Figure 1 an aircraft turbomachine of the turbofan and double body type of the prior art, seen in longitudinal section along a longitudinal axis X of the turbomachine. The turbomachine has a primary stream 9a and a secondary stream 9b located radially outside the primary stream 9a. The primary flow is compressed by a low pressure compressor 3 and a high pressure compressor 4, then is burned within a combustion chamber 5 and moves a high pressure turbine 6 and a low pressure turbine 7.

La veine primaire 9a et la veine secondaire 9b sont ici séparées par un carter de moyeu interne 8 comprenant une paroi radialement interne 80 et une paroi radialement externe 81. Le carter de moyeu interne est fixé à la nacelle par un carter intermédiaire.The primary stream 9a and the secondary stream 9b are here separated by an inner hub casing 8 comprising a radially inner wall 80 and a radially outer wall 81. The inner hub casing is fixed to the nacelle by an intermediate casing.

Les organes de la turbomachine exposés au flux d’air durant le fonctionnement de la turbomachine, notamment les organes tournants à l’intérieur de la veine primaire, peuvent s’encrasser au cours du fonctionnement de l’aéronef. En effet, l’air entrant peut porter des particules susceptibles d’adhérer aux surfaces de contact, par exemple de la poussière. Ce phénomène est connu sous le nom de « fouling ».The components of the turbine engine exposed to the air flow during the operation of the turbine engine, in particular the rotating components inside the primary stream, may become clogged during the operation of the aircraft. Indeed, the incoming air can carry particles likely to adhere to the contact surfaces, for example dust. This phenomenon is known as “fouling”.

En l’absence de nettoyage, les particules ainsi ingérées dans le moteur forment une couche de plus en plus épaisse, par exemple sur les aubages des compresseurs et des turbines. Le fouling compromet donc les performances aérodynamiques de la turbomachine, en termes de débit massique et d’efficacité énergétique des compresseurs. Le fouling présente par ailleurs un impact environnemental important, puisqu’il augmente la consommation de carburant et amplifie les effets négatifs liés à la chaleur des gaz d’échappement.In the absence of cleaning, the particles thus ingested in the engine form an increasingly thick layer, for example on the blades of compressors and turbines. Fouling therefore compromises the aerodynamic performance of the turbomachine, in terms of mass flow and energy efficiency of the compressors. Fouling also has a significant environmental impact, since it increases fuel consumption and amplifies the negative effects related to the heat of the exhaust gases.

Pour combattre les effets du fouling, une opération de nettoyage de l’intérieur de la turbomachine, appelée « water wash » selon la terminologie anglosaxonne courante, peut être pratiquée pendant les cycles de maintenance de l’aéronef. Une méthode simple de water wash consiste à faire rentrer de l’eau de nettoyage à l’intérieur de la turbomachine, au niveau d’une entrée de la veine primaire et d’une entrée de la veine secondaire, à l’aide de tuyaux.To combat the effects of fouling, a cleaning operation inside the turbomachine, called “water wash” according to common English terminology, can be carried out during aircraft maintenance cycles. A simple method of water wash consists in bringing cleaning water inside the turbomachine, at the level of an inlet of the primary stream and an inlet of the secondary stream, using pipes .

La maintenance water wash est habituellement pratiquée dans un centre de nettoyage, l’aéronef comprenant la turbomachine à nettoyer étant alors immobilisé au sol. En général, la turbomachine est alors commandée dans un mode de ventilation lente, afin de mieux répartir les fluides de nettoyage en aval de la soufflante.Water wash maintenance is usually carried out in a cleaning centre, the aircraft comprising the turbine engine to be cleaned then being immobilized on the ground. In general, the turbine engine is then controlled in a slow ventilation mode, in order to better distribute the cleaning fluids downstream of the fan.

Des vannes de déchargement de la turbomachine sont généralement en position ouverte dans le mode de régulation en ventilation lente. Ainsi, une grande partie des fluides de nettoyage passe par les vannes de déchargement en direction de la veine secondaire. Les fluides de nettoyage sont alors répartis sur tout le plan radial de la turbomachine et le nettoyage des éléments localisés à l’intérieur de la veine primaire est peu efficace.Unloading valves of the turbomachine are generally in the open position in the slow ventilation regulation mode. Thus, a large part of the cleaning fluids passes through the unloading valves in the direction of the secondary vein. The cleaning fluids are then distributed over the entire radial plane of the turbomachine and the cleaning of the elements located inside the primary stream is not very effective.

Une possibilité consiste à réaliser l’opération de nettoyage en cours de vol de l’aéronef, évitant ainsi de longues immobilisations au sol de l’aéronef. Un avantage de cette possibilité est d’utiliser de l’eau de pluie comme fluide de nettoyage naturel, dans le cas où l’aéronef est dans un environnement pluvieux.One possibility consists in carrying out the cleaning operation during the flight of the aircraft, thus avoiding long immobilizations on the ground of the aircraft. An advantage of this possibility is to use rainwater as a natural cleaning fluid, in case the aircraft is in a rainy environment.

Le nettoyage en vol peut être réalisé à chambre de combustion allumée. Dans ce dernier cas, une difficulté est d’éviter une extinction de la chambre. A titre d’illustration, laFigure 2représente une turbomachine d’architecture similaire à celle de la turbomachine de la Figure 1. Dans cette turbomachine, une vanne 23 permet de dévier de l’air entre les compresseurs basse pression et haute pression et une vanne 24 permet de prélever de l’air en sortie de compresseur haute pression. La vanne de déchargement 23 et la vanne de prélèvement 24 sont maintenues fermées durant l’ingestion des fluides de nettoyage, ce qui permet d’accroître la partie Fa du flux de fluides de nettoyage passant par une entrée 36 de la veine primaire, par rapport à la partie Fb du flux de fluides de nettoyage passant par la veine secondaire.In-flight cleaning can be carried out with the combustion chamber lit. In the latter case, a difficulty is to avoid extinguishing the chamber. By way of illustration, FIG. 2 represents a turbomachine with an architecture similar to that of the turbomachine of FIG. 1. In this turbomachine, a valve 23 makes it possible to divert air between the low pressure and high pressure compressors and a valve 24 makes it possible to take air from the outlet of the high pressure compressor. The unloading valve 23 and the sampling valve 24 are kept closed during the ingestion of the cleaning fluids, which makes it possible to increase the part Fa of the flow of cleaning fluids passing through an inlet 36 of the primary vein, compared to to the Fb part of the flow of cleaning fluids passing through the secondary vein.

Toutefois, les fluides de nettoyage Fa qui s’écoulent au sein de la veine primaire sont susceptibles d’empêcher la combustion du carburant dans la chambre. On parle aussi d’une « extinction » de la chambre. Ce phénomène est à éviter en cours de vol, sous peine d’engendrer une perte soudaine de poussée de l’aéronef comprenant la turbomachine.However, the cleaning fluids Fa which flow within the primary vein are liable to prevent the combustion of the fuel in the chamber. There is also talk of an “extinction” of the chamber. This phenomenon should be avoided during flight, otherwise it could cause a sudden loss of thrust in the aircraft including the turbine engine.

Aucun des procédés de nettoyage de l’état de la technique ne permet donc un nettoyage efficace de la veine primaire, notamment en cours de vol de l’aéronef, avec un niveau acceptable de risque d’extinction de la chambre de combustion.None of the cleaning methods of the state of the art therefore allows effective cleaning of the primary stream, in particular during flight of the aircraft, with an acceptable level of risk of extinction of the combustion chamber.

Il existe donc un besoin pour une turbomachine adaptée pour un nettoyage optimisé de la veine primaire pendant des opérations de « water-wash » dans un mode à chambre de combustion allumée, avec un risque limité d’extinction de la chambre de combustion.There is therefore a need for a turbomachine suitable for optimized cleaning of the primary stream during “water-wash” operations in a mode with an on combustion chamber, with a limited risk of extinguishing the combustion chamber.

De préférence, la turbomachine recherchée est d’architecture simple, et de masse et de volume additionnels faibles du fait des contraintes strictes de charge utile et d’encombrement dans le domaine aéronautique. La consommation de fluide de nettoyage est de préférence limitée.Preferably, the desired turbomachine is of simple architecture, and of low additional mass and volume due to the strict constraints of payload and size in the aeronautical field. The consumption of cleaning fluid is preferably limited.

A ce titre, un premier objet de l’invention est une turbomachine à double flux d’un aéronef, la turbomachine comprenant une veine primaire et une veine secondaire, la turbomachine comprenant en outre un carter de moyeu interne définissant une paroi extérieure de la veine primaire et une paroi intérieure de la veine secondaire,
le carter de moyeu interne comprenant une conduite de contournement permettant le passage de fluides de nettoyage,
la conduite de contournement présentant une première extrémité et une deuxième extrémité qui débouchent dans la veine primaire respectivement en amont et en aval d’une chambre de combustion de la turbomachine dans un sens d’écoulement des fluides de nettoyage.As such, a first object of the invention is a dual-flow turbomachine of an aircraft, the turbomachine comprising a primary stream and a secondary stream, the turbomachine further comprising an internal hub casing defining an outer wall of the stream primary and an inner wall of the secondary vein,
the internal hub casing comprising a bypass pipe allowing the passage of cleaning fluids,
the bypass pipe having a first end and a second end which open into the primary stream respectively upstream and downstream of a combustion chamber of the turbomachine in a direction of flow of the cleaning fluids.

La turbomachine de l’invention comprend donc une conduite de contournement permettant à des fluides de nettoyage injectés en amont d’une entrée de veine primaire de s’écouler d’un point de la veine primaire situé en amont de la chambre à un point de la veine primaire situé en aval de la chambre, en contournant la chambre. La conduite de contournement forme ainsi un chemin de dérivation pour les fluides. Si le point auquel les fluides de nettoyage sont réinjectés est en amont d’une turbine, les fluides déviés demeurent utiles au nettoyage de la turbine.The turbomachine of the invention therefore comprises a bypass pipe allowing cleaning fluids injected upstream of a primary stream inlet to flow from a point of the primary stream located upstream of the chamber to a point of the primary vein located downstream of the chamber, bypassing the chamber. The bypass line thus forms a diversion path for the fluids. If the point at which the cleaning fluids are reinjected is upstream of an impeller, the diverted fluids remain useful for cleaning the impeller.

Ce détournement du volume de fluide de nettoyage injecté en entrée de veine primaire a pour effet de réduire fortement les risques d’extinction de la chambre de combustion, dans le cas où l’opération de water-wash est réalisée alors que la chambre de combustion est allumée – par exemple en cours de vol de l’aéronef.This diversion of the volume of cleaning fluid injected at the primary stream inlet has the effect of greatly reducing the risks of extinguishing the combustion chamber, in the case where the water-wash operation is carried out while the combustion chamber is on – for example during flight of the aircraft.

La conduite de contournement est positionnée dans le volume interne du carter de moyeu interne. L’intégration de la canalisation de contournement ne génère pas d’encombrement supplémentaire dans la veine primaire et la veine secondaire.The bypass line is positioned within the internal volume of the inner hub shell. The integration of the bypass pipeline does not generate additional congestion in the primary vein and the secondary vein.

En outre, la conduite de contournement a un impact très limité sur la masse et la complexité du moteur.Additionally, bypass driving has a very limited impact on engine mass and complexity.

De manière optionnelle et non limitative, la turbomachine de l’invention présente les caractéristiques suivantes, prises seules ou en l’une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles :Optionally and without limitation, the turbomachine of the invention has the following characteristics, taken alone or in any of their technically possible combinations:

- la conduite de contournement comprend une porte présentant une position ouverte et une position fermée, la porte en position fermée obturant la conduite de contournement ;- the bypass pipe comprises a door having an open position and a closed position, the door in the closed position closing off the bypass pipe;

- la turbomachine comprend un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, la première extrémité étant localisée axialement entre une sortie du compresseur basse pression et une entrée du compresseur haute pression ;- the turbomachine comprises a low pressure compressor and a high pressure compressor, the first end being located axially between an outlet of the low pressure compressor and an inlet of the high pressure compressor;

- la turbomachine comprend un compresseur haute pression, la première extrémité étant localisée axialement entre une sortie du compresseur haute pression et une entrée de la chambre de combustion ;- the turbomachine comprises a high pressure compressor, the first end being located axially between an outlet of the high pressure compressor and an inlet of the combustion chamber;

- la turbomachine comprend une turbine basse pression, la deuxième extrémité étant localisée au niveau d’une sortie de la turbine basse pression ;- the turbomachine comprises a low pressure turbine, the second end being located at an outlet of the low pressure turbine;

- la turbomachine comprend une turbine haute pression, la deuxième extrémité étant localisée au niveau d’une sortie de la turbine haute pression ;- the turbomachine comprises a high pressure turbine, the second end being located at an outlet of the high pressure turbine;

- le carter de moyeu interne comprend en outre une conduite de déchargement présentant une première extrémité de déchargement commune avec la première extrémité de la conduite de contournement, la conduite de déchargement présentant en outre une deuxième extrémité de déchargement débouchant dans la veine secondaire ;- the inner hub casing further comprises an unloading pipe having a first unloading end common with the first end of the bypass pipe, the unloading pipe further having a second unloading end opening into the secondary stream;

- la conduite de déchargement comprend une vanne de déchargement présentant une configuration ouverte et une configuration fermée, la vanne de déchargement en configuration fermée obturant la conduite de déchargement ;- the unloading pipe comprises an unloading valve having an open configuration and a closed configuration, the unloading valve in the closed configuration closing off the unloading pipe;

- la porte est mécaniquement indépendante de la vanne de déchargement ;- the door is mechanically independent of the unloading valve;

- la porte et la vanne de déchargement sont mobiles en rotation et solidaires en rotation ;- the door and the unloading valve are mobile in rotation and integral in rotation;

- le carter de moyeu interne comprend en outre une conduite de prélèvement présentant une première extrémité de prélèvement commune avec la première extrémité de la conduite de contournement ;- the inner hub casing further comprises a tapping pipe having a first tapping end common with the first end of the bypass pipe;

- la turbomachine comprend en outre un calculateur, le calculateur comprenant un module de commande de la porte, ledit module étant configuré pour fonctionner sélectivement dans un mode de contournement de la chambre de combustion ou dans un mode sans contournement de la chambre de combustion, ledit module étant configuré pour commander un maintien de la porte en position au moins partiellement ouverte dans le mode de contournement de la chambre de combustion.- the turbomachine further comprises a computer, the computer comprising a door control module, said module being configured to operate selectively in a mode of bypassing the combustion chamber or in a mode without bypassing the combustion chamber, said module being configured to control the holding of the door in the at least partially open position in the bypass mode of the combustion chamber.

Un deuxième objet de l’invention est un procédé de nettoyage d’une turbomachine d’un aéronef, la turbomachine étant définie comme ci-avant, le procédé comprenant des étapes de :
- détection, par le module de commande de la porte de conduite de contournement de la turbomachine, d’une commande de passage en mode de contournement de la chambre de combustion,
- ouverture au moins partielle de la porte, permettant à des fluides de nettoyage admis à une entrée de la veine primaire de s’écouler dans la conduite de contournement de la turbomachine et de contourner la chambre de combustion.A second object of the invention is a method for cleaning an aircraft turbine engine, the turbine engine being defined as above, the method comprising steps of:
- detection, by the turbomachine bypass control door control module, of a command to switch to combustion chamber bypass mode,
- at least partial opening of the door, allowing cleaning fluids admitted to an inlet of the primary stream to flow into the bypass pipe of the turbomachine and to bypass the combustion chamber.

DESCRIPTION GENERALE DES FIGURESGENERAL DESCRIPTION OF FIGURES

D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, qui doit être lue en regard des Figures 1 et 2 déjà discutées ci-avant ainsi que des autres dessins annexés parmi lesquels :Other characteristics, objects and advantages of the invention will become apparent from the description which follows, which is purely illustrative and not limiting, which must be read with regard to Figures 1 and 2 already discussed above as well as the other appended drawings among which :

La Figure 3 représente schématiquement une moitié haute de turbomachine vue en coupe longitudinale, selon un mode de réalisation de l’invention dans lequel la turbomachine comprend deux conduites de contournement pour des fluides de nettoyage ;The FIG. 3 schematically represents an upper half of the turbine engine seen in longitudinal section, according to an embodiment of the invention in which the turbine engine comprises two bypass lines for cleaning fluids;

La Figure 4 représente des éléments fonctionnels de la turbomachine de la Figure 3 ;The Figure 4 shows functional elements of the turbomachine of Figure 3;

La Figure 5a est un schéma représentatif d’une première position pour une porte de conduite de contournement et pour une vanne de déchargement ;The Figure 5a is a representative diagram of a first position for a bypass pipe gate and for an unloading valve;

La Figure 5b est un schéma représentatif d’une deuxième position pour la porte de conduite de contournement et pour la vanne de déchargement de la Figure 5a ;The Figure 5b is a representative diagram of a second position for the bypass pipe gate and for the unloading valve of Figure 5a;

La Figure 5c est un schéma représentatif d’une troisième position pour la porte de conduite de contournement et pour la vanne de déchargement de la Figure 5a ;The Figure 5c is a representative diagram of a third position for the bypass pipe gate and for the unloading valve of Figure 5a;

La Figure 6a représente schématiquement une partie de moitié haute de turbomachine vue en coupe longitudinale selon un autre mode de réalisation, dans lequel une porte de conduite de contournement et une vanne de déchargement sont solidaires et se trouvent dans une première position ;The FIG. 6a schematically represents a portion of the upper half of the turbomachine seen in longitudinal section according to another embodiment, in which a bypass pipe door and an unloading valve are integral and are located in a first position;

La Figure 6b représente schématiquement la porte de conduite de contournement et la vanne de déchargement de la Figure 6a dans une deuxième position ;The Figure 6b schematically shows the bypass pipe gate and unloading valve of Figure 6a in a second position;

La Figure 7 illustre les étapes d’un procédé de nettoyage d’une veine primaire de turbomachine selon un exemple de réalisation de l’invention.The FIG. 7 illustrates the steps of a method for cleaning a turbomachine primary stream according to an example embodiment of the invention.

DESCRIPTION DETAILLEE DE MODES DE REALISATION DE L'INVENTIONDETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS OF THE INVENTION

Dans la description ci-après et sur les figures annexées, des éléments similaires sont désignés par les mêmes références alphanumériques.In the description below and in the appended figures, similar elements are designated by the same alphanumeric references.

Turbomachine à conduite de contournementBypass-driving turbomachinery

On a représenté enFigure 3une turbomachine 1 à double corps et à double flux d’un aéronef. Conformément à un exemple de réalisation de l’invention, cette turbomachine est d’architecture générale similaire à celle des turbomachines des Figures 1 et 2 et comporte en outre des conduites de contournement.There is shown in Figure 3 a turbomachine 1 with double body and double flow of an aircraft. In accordance with an exemplary embodiment of the invention, this turbomachine has a general architecture similar to that of the turbomachines of FIGS. 1 and 2 and further comprises bypass lines.

La turbomachine représentée comporte ainsi une veine primaire 9a dont une paroi radialement externe est délimitée par une paroi interne du carter de moyeu interne 8 et une veine secondaire 9b dont une paroi radialement interne est délimitée par une paroi externe du carter de moyeu interne 8. La masse d’air aspirée par la soufflante est divisée en un flux primaire, qui circule dans la veine primaire 9a, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans la veine secondaire 9b.The turbomachine shown thus comprises a primary stream 9a, a radially outer wall of which is delimited by an inner wall of the inner hub casing 8 and a secondary stream 9b, a radially inner wall of which is delimited by an outer wall of the inner hub casing 8. mass of air sucked in by the fan is divided into a primary flow, which circulates in the primary vein 9a, and a secondary flow, which is concentric with the primary flow and circulates in the secondary vein 9b.

La turbomachine comprend une première conduite de contournement 10. La conduite de contournement s’étend dans le carter de moyeu interne 8 et est radialement située entre la veine primaire et la veine secondaire. La conduite 10 comprend une première extrémité 12 qui débouche dans la veine primaire 9a via un orifice pratiqué dans la paroi interne du carter de moyeu interne. Elle comprend en outre une deuxième extrémité 13 qui débouche dans la veine primaire 9a via un autre orifice pratiqué dans la paroi interne du carter de moyeu interne.The turbomachine comprises a first bypass pipe 10. The bypass pipe extends in the inner hub casing 8 and is located radially between the primary stream and the secondary stream. The pipe 10 comprises a first end 12 which opens into the primary stream 9a via an orifice made in the internal wall of the internal hub casing. It further comprises a second end 13 which opens into the primary vein 9a via another orifice formed in the internal wall of the internal hub casing.

La conduite de contournement 10 est adaptée pour recevoir et laisser s’écouler des fluides de nettoyage, notamment des fluides de nettoyage reçus depuis l’entrée de la veine primaire. La conduite 10 est préférentiellement dimensionnée en tenant compte de la pression de sortie souhaitée pour le passage des fluides de nettoyage, qui doit être suffisante pour traiter efficacement les éléments à nettoyer.The bypass pipe 10 is adapted to receive and let flow cleaning fluids, in particular cleaning fluids received from the inlet of the primary stream. The pipe 10 is preferably dimensioned taking into account the desired outlet pressure for the passage of the cleaning fluids, which must be sufficient to effectively treat the elements to be cleaned.

A ce titre, la conduite 10 présente avantageusement une section d’entrée importante, par exemple comprise entre 1 et 20 centimètres carrés, préférentiellement entre 6 et 10 centimètres carrés, par exemple égale à 10 centimètres carrés pour permettre une pression de sortie des fluides de nettoyage de l’ordre de 30 bars.As such, the pipe 10 advantageously has a large inlet section, for example between 1 and 20 square centimeters, preferably between 6 and 10 square centimeters, for example equal to 10 square centimeters to allow a fluid outlet pressure of cleaning of the order of 30 bars.

La conduite de contournement présente dans cet exemple une forme tubulaire. Une paroi latérale de la conduite 10 est fabriquée en un matériau étanche aux fluides, par exemple en un matériau polymère.The bypass pipe has in this example a tubular shape. A side wall of conduit 10 is made of a fluid-tight material, such as a polymeric material.

La première extrémité 12 est située en amont de la chambre de combustion 5 dans un sens d’écoulement des fluides de nettoyage Fa circulant dans la veine primaire. La deuxième extrémité 13 est située en aval de la chambre de combustion. Sur les figures, un sens de l’amont vers l’aval correspond à un sens de la gauche vers la droite.The first end 12 is located upstream of the combustion chamber 5 in a direction of flow of the cleaning fluids Fa circulating in the primary stream. The second end 13 is located downstream of the combustion chamber. In the figures, a direction from upstream to downstream corresponds to a direction from left to right.

On notera que la conduite 10 peut admettre non seulement des fluides de nettoyage (tels que de l’eau) mais également d’autres fluides tels que de l’air mis en mouvement par les parties mobiles de la turbomachine lorsque la turbomachine est en fonctionnement.It will be noted that the pipe 10 can admit not only cleaning fluids (such as water) but also other fluids such as air set in motion by the moving parts of the turbomachine when the turbomachine is in operation. .

Pour réguler l’admission de fluides par la conduite de contournement 10 (par exemple des fluides de nettoyage de préférence à l’état liquide), la conduite 10 comporte de façon préférentielle une porte 14. Cette porte peut adopter une position fermée illustrée en Figure 3, dans laquelle la porte 14 traverse le volume interne de la conduite 10, et une position ouverte. La conduite 10 met ainsi les deux extrémités 12 et 13 en communication de fluide lorsque la porte 14 est totalement ou partiellement ouverte et ne met pas les deux extrémités 12 et 13 en communication de fluide lorsque la porte 14 est fermée. Des exemples de conception de la porte 14 seront donnés en relation aux figures décrites ci-après.To regulate the admission of fluids through the bypass pipe 10 (for example cleaning fluids preferably in the liquid state), the pipe 10 preferably comprises a door 14. This door can adopt a closed position illustrated in FIG. 3, in which the door 14 passes through the internal volume of the conduit 10, and an open position. The pipe 10 thus puts the two ends 12 and 13 in fluid communication when the door 14 is completely or partially open and does not put the two ends 12 and 13 in fluid communication when the door 14 is closed. Design examples of the door 14 will be given in relation to the figures described below.

La première extrémité 12 est située en un point de la veine primaire en amont de la chambre de combustion. La position illustrée sur la Figure 3, immédiatement à la sortie du compresseur basse pression 3, c’est-à-dire à une position axiale après le dernier étage de compresseur haute pression dans le sens d’écoulement de fluide, est avantageuse. En effet, la pression de l’air en sortie du compresseur 3, en cours de fonctionnement du moteur, dépasse la pression en sortie de turbine basse pression. Ainsi, un sens d’écoulement de l’air dans la conduite 10 est de l’amont vers l’aval.The first end 12 is located at a point in the primary stream upstream of the combustion chamber. The position illustrated in Figure 3, immediately at the outlet of the low pressure compressor 3, i.e. at an axial position after the last high pressure compressor stage in the direction of fluid flow, is advantageous. Indeed, the pressure of the air at the outlet of the compressor 3, during engine operation, exceeds the pressure at the outlet of the low pressure turbine. Thus, one direction of air flow in pipe 10 is from upstream to downstream.

Un autre avantage est qu’un volume de fluide de nettoyage (par exemple de l’eau) injecté en entrée de veine primaire peut participer au décrassement des aubes du compresseur 3 avant d’emprunter le chemin de dérivation formé par la conduite 10 et d’être réinjecté en sortie de conduite.Another advantage is that a volume of cleaning fluid (for example water) injected at the inlet of the primary stream can participate in the cleaning of the blades of the compressor 3 before taking the bypass path formed by the pipe 10 and d be reinjected at the pipe outlet.

La deuxième extrémité 13 peut être située en tout point de la veine primaire en aval de la chambre de combustion. L’extrémité 13 est ici positionnée au niveau de la sortie de la turbine basse pression 7.The second end 13 can be located at any point of the primary stream downstream of the combustion chamber. The end 13 is here positioned at the outlet of the low pressure turbine 7.

De préférence, la deuxième extrémité 13 débouche au voisinage des têtes d’aubes d’un étage de la turbine basse pression 7. Ainsi, des fluides de nettoyage transitant par la conduite de contournement 10 participent efficacement au décrassement des têtes d’aubes.Preferably, the second end 13 opens in the vicinity of the blade tips of a stage of the low pressure turbine 7. Thus, cleaning fluids transiting through the bypass pipe 10 participate effectively in the cleaning of the blade tips.

De façon avantageuse, la turbomachine comprend une vanne de déchargement de type vanne VBV (pour « Variable Bleed Valve ») qui permet de dévier de l’air entre les compresseurs basse pression 3 et haute pression 4 en évacuant ledit air vers la veine secondaire. La vanne VBV permet ainsi un contrôle de la quantité d’air en entrée du compresseur haute pression 4. A titre d’exemple, la vanne VBV peut être ouverte pour évacuer des flux d’air en sortie de compresseur, afin d’éviter un phénomène de pompage au niveau des compresseurs et un éventuel décrochage, notamment en cas de changement de régime moteur.Advantageously, the turbomachine comprises an unloading valve of the VBV valve type (for “Variable Bleed Valve”) which makes it possible to divert air between the low pressure 3 and high pressure 4 compressors by evacuating said air towards the secondary stream. The valve VBV thus allows control of the quantity of air at the inlet of the high pressure compressor 4. By way of example, the valve VBV can be opened to evacuate flows of air at the compressor outlet, in order to avoid a surge phenomenon at the level of the compressors and a possible stall, in particular in the event of a change in engine speed.

La vanne VBV comporte une conduite de déchargement dont une première extrémité 22 débouche sur la veine primaire en sortie de compresseur haute pression 3, et dont une deuxième extrémité débouche sur la veine secondaire par un orifice de la paroi externe du carter de moyeu interne.The VBV valve comprises an unloading pipe, a first end 22 of which opens onto the primary stream at the outlet of the high-pressure compressor 3, and a second end of which opens into the secondary stream via an orifice in the outer wall of the inner hub casing.

Le contrôle de la vanne VBV permet de garantir, en cours d’opération de la turbomachine, des marges de fonctionnement moteur, par exemple les marges de pompage.The control of the VBV valve makes it possible to guarantee, during operation of the turbomachine, the engine operating margins, for example the surge margins.

On notera que la conduite de la vanne VBV comporte ici une première extrémité commune avec la conduite de contournement 10, l’extrémité 22 de la vanne VBV et l’extrémité 12 de la conduite 10 étant confondues ici. La portion 20 de conduite est ainsi commune entre la conduite de déchargement et la première conduite de contournement.It will be noted that the pipe of the VBV valve here comprises a first common end with the bypass pipe 10, the end 22 of the VBV valve and the end 12 of the pipe 10 being combined here. The pipe portion 20 is thus common between the unloading pipe and the first bypass pipe.

De manière préférentielle, il existe une configuration de la turbomachine où l’intérieur de la conduite de contournement 10 n’est pas en communication de fluide avec la veine secondaire 9b. Ici, la porte 14 est déplaçable pour venir fermer le chemin de déchargement réalisé par la vanne VBV, de sorte que le fluide circulant dans la conduite 10 ne puisse plus s’échapper dans la veine secondaire 9b via la vanne 23.Preferably, there is a configuration of the turbomachine where the interior of the bypass pipe 10 is not in fluid communication with the secondary stream 9b. Here, gate 14 can be moved to close the discharge path created by valve VBV, so that the fluid circulating in line 10 can no longer escape into secondary stream 9b via valve 23.

La vanne VBV comporte une porte 21 au niveau de la jonction avec la veine primaire 9a. Selon la logique de régulation standard, la porte 21 de la vanne VBV est ouverte à faible régime moteur et est fermée à haut régime moteur. Sur la Figure 3, la porte 21 est en position fermée. De façon optionnelle, la porte 21 peut adopter une configuration intermédiaire (partiellement ouverte) en fonction des conditions de pression et de température.The VBV valve has a gate 21 at the junction with the primary vein 9a. According to the standard control logic, gate 21 of the VBV valve is open at low engine speed and is closed at high engine speed. In Figure 3, the door 21 is in the closed position. Optionally, the door 21 can adopt an intermediate configuration (partially open) depending on the pressure and temperature conditions.

Ici, la porte 21 de la vanne VBV et la porte 14 de la première conduite de contournement 10 sont mécaniquement indépendantes. Par « mécaniquement indépendantes », on entend que l’état d’ouverture/fermeture de la porte 21 est commandable de façon séparée de l’état d’ouverture/fermeture de la porte 14.Here, the gate 21 of the VBV valve and the gate 14 of the first bypass pipe 10 are mechanically independent. By “mechanically independent”, it is meant that the open/closed state of door 21 is controllable separately from the open/closed state of door 14.

La turbomachine comprend optionnellement une deuxième conduite de contournement 10’ de la chambre de combustion par des fluides de nettoyage.The turbomachine optionally includes a second pipe 10′ for bypassing the combustion chamber by cleaning fluids.

La deuxième conduite de contournement 10’ s’étend dans le carter de moyeu interne 8, entre la veine primaire et la veine secondaire. La conduite 10’ comprend une première extrémité 12’ qui débouche dans la veine primaire 9a via un orifice pratiqué dans la paroi interne du carter de moyeu interne et comprend une deuxième extrémité 13’ qui débouche dans la veine primaire 9a via un autre orifice de la paroi interne du carter de moyeu interne.The second bypass line 10' extends in the internal hub casing 8, between the primary stream and the secondary stream. The pipe 10' comprises a first end 12' which opens into the primary vein 9a via an orifice made in the internal wall of the internal hub casing and comprises a second end 13' which opens into the primary vein 9a via another orifice of the inner wall of the inner hub shell.

De façon semblable à la conduite 10, la première extrémité 12’ est située en amont de la chambre 5 et la deuxième extrémité 13’ est située en aval de la chambre 5.Similar to pipe 10, first end 12' is located upstream of chamber 5 and second end 13' is located downstream of chamber 5.

Une section d’entrée de la conduite de contournement 10’ est par exemple comprise entre 1 et 20 centimètres carrés, préférentiellement entre 6 et 10 centimètres carrés, par exemple égale à 10 centimètres carrés pour permettre une pression de sortie des fluides de nettoyage de l’ordre de 30 bars.An inlet section of the bypass pipe 10 'is for example between 1 and 20 square centimeters, preferably between 6 and 10 square centimeters, for example equal to 10 square centimeters to allow an outlet pressure of the cleaning fluids of the 30 bar order.

La première extrémité 12’ est ici avantageusement placée en sortie du compresseur haute pression 4. De l’air injecté dans la conduite 10’ au cours du fonctionnement du moteur est donc fortement pressurisé. Dans le présent exemple, la première extrémité 12’ de la deuxième conduite de contournement se situe au niveau d’une vanne HBV (pour « Handling Bleed Valve »).The first end 12' is here advantageously placed at the outlet of the high pressure compressor 4. The air injected into the pipe 10' during the operation of the engine is therefore highly pressurized. In this example, the first 12' end of the second bypass pipe is located at the level of an HBV valve (for "Handling Bleed Valve").

La deuxième extrémité 13’ est avantageusement placée à un étage de la turbine haute pression 6 en amont de la turbine basse pression 7. Un avantage de ce positionnement est que des fluides de nettoyage contournant la chambre de combustion via la conduite 10’ peuvent être réinjectés en amont de la turbine basse pression, et donc participer au décrassement des étages de la turbine basse pression.The second end 13' is advantageously placed at a stage of the high pressure turbine 6 upstream of the low pressure turbine 7. An advantage of this positioning is that the cleaning fluids bypassing the combustion chamber via the pipe 10' can be reinjected upstream of the low pressure turbine, and therefore participate in the defouling of the stages of the low pressure turbine.

De préférence, la deuxième extrémité 13’ débouche au voisinage des têtes d’aubes d’un étage de la turbine haute pression 6. Ainsi, des fluides de nettoyage transitant par la deuxième conduite de contournement 10’ participent efficacement au décrassement des têtes d’aubes.Preferably, the second end 13 'opens in the vicinity of the blade heads of a stage of the high pressure turbine 6. Thus, cleaning fluids passing through the second bypass pipe 10' participate effectively in the cleaning of the heads of vanes.

La deuxième conduite de contournement 10’ est juxtaposée à la première conduite de contournement 10 dans le carter de moyeu interne 8. Le volume interne de la conduite 10’ n’est pas en communication de fluide avec le volume interne de la conduite 10. La conduite 10’ est de conception similaire (en termes de forme et de matériaux) à celle de la conduite 10.The second bypass pipe 10' is juxtaposed with the first bypass pipe 10 in the internal hub housing 8. The internal volume of the pipe 10' is not in fluid communication with the internal volume of the pipe 10. line 10' is similar in design (in shape and materials) to line 10.

La turbomachine comprend en outre ici, au niveau de la deuxième conduite de contournement 10’, une vanne de prélèvement 24 pour prélever de l’air sous pression en sortie de compresseur haute pression. L’air prélevé est par exemple utilisé pour assurer certaines fonctions de la turbomachine telles que le refroidissement des aubes de turbines et/ou de compresseurs et/ou la pressurisation de la cabine de l’aéronef.The turbomachine further comprises here, at the level of the second bypass pipe 10′, a bleed valve 24 for taking pressurized air from the high pressure compressor outlet. The bleed air is for example used to ensure certain functions of the turbine engine such as cooling the blades of turbines and/or compressors and/or pressurizing the cabin of the aircraft.

La deuxième conduite de contournement 10’ présente une portion commune avec la vanne de prélèvement 24, au niveau de la première extrémité 12’ de la conduite 10’.The second bypass pipe 10' has a common portion with the sampling valve 24, at the level of the first end 12' of the pipe 10'.

De préférence, la première extrémité et/ou la deuxième extrémité de la première canalisation de contournement 10 et/ou de la deuxième canalisation de contournement 10’ ont une forme circonférentielle autour de l’axe de la turbomachine. Cela est particulièrement avantageux pour une extrémité aval de l’une desdites conduites, afin de répartir le flux de fluides de nettoyage en sortie de conduite sur toute la circonférence d’une turbine située en aval de ladite extrémité aval.Preferably, the first end and/or the second end of the first bypass pipe 10 and/or of the second bypass pipe 10' have a circumferential shape around the axis of the turbomachine. This is particularly advantageous for a downstream end of one of said pipes, in order to distribute the flow of cleaning fluids at the pipe outlet over the entire circumference of a turbine situated downstream from said downstream end.

En variante de l’exemple de la Figure 3, les conduites de contournement 10 et 10’ peuvent présenter une jonction.As a variant of the example in Figure 3, the bypass lines 10 and 10' can have a junction.

On comprendra qu’une turbomachine selon l’invention peut, dans une autre variante, comporter uniquement la première conduite de contournement 10 ou comporter uniquement la deuxième conduite de contournement 10’. Il n’est pas nécessaire de fournir un chemin de dérivation de fluides de nettoyage à la fois depuis la sortie du compresseur basse pression et depuis la sortie du compresseur haute pression.It will be understood that a turbine engine according to the invention may, in another variant, comprise only the first bypass pipe 10 or comprise only the second bypass pipe 10'. It is not necessary to provide a bypass path for cleaning fluids from both the low pressure compressor outlet and the high pressure compressor outlet.

On a représenté enFigure 4les principaux éléments fonctionnels de l’aéronef pour commander l’utilisation de la conduite de contournement et de la conduite de déchargement de la turbomachine 1.There is shown in Figure 4 the main functional elements of the aircraft to control the use of the bypass pipe and the unloading pipe of the turbine engine 1.

La turbomachine comprend un calculateur moteur 30, par exemple un régulateur pleine autorité, couramment connu sous le nom de FADEC, pour « Full Authority Digital Engine Controller ». Le calculateur 30 a notamment pour fonctions de surveiller les conditions opérationnelles du moteur (températures des organes du moteur, vitesses des éléments tournants…) et de réguler le moteur en conséquence.The turbomachine comprises an engine computer 30, for example a full authority regulator, commonly known as a FADEC, for “Full Authority Digital Engine Controller”. The computer 30 has in particular the functions of monitoring the operational conditions of the engine (temperatures of the engine components, speeds of the rotating elements, etc.) and of regulating the engine accordingly.

Le calculateur 10 est configuré pour recevoir des mesures de paramètres opérationnels du système propulsif acquises par des capteurs 33. Les capteurs 33 peuvent notamment comprendre un ou plusieurs capteurs de température de gaz d’échappement, ou capteurs EGT, pour permettre la détermination d’un niveau d’encrassement ou « fouling » de certains éléments de la turbomachine tels que les turbines. Le calculateur 10 est optionnellement configuré pour transmettre des signaux de retourThe computer 10 is configured to receive measurements of operational parameters of the propulsion system acquired by sensors 33. The sensors 33 can in particular comprise one or more exhaust gas temperature sensors, or EGT sensors, to allow the determination of a level of fouling or "fouling" of certain components of the turbomachine such as the turbines. Computer 10 is optionally configured to transmit feedback signals

Le calculateur 30 comprend en outre une interface de communication 35 avec des commandes 34 de pilotage et de maintenance de l’aéronef. Les commandes 34 sont typiquement situées soit dans les zones de pilotage d’un aéronef qui contient la turbomachine, comme le cockpit. Le calculateur peut notamment recevoir, de la part des commandes 34, une commande de passage en mode de contournement/mode sans contournement de la chambre de combustion par des fluides de nettoyage.The computer 30 further comprises a communication interface 35 with commands 34 for piloting and maintenance of the aircraft. The controls 34 are typically located either in the piloting areas of an aircraft which contains the turbomachine, such as the cockpit. The computer can in particular receive, from the controls 34, a command to switch to bypass mode/mode without bypassing the combustion chamber by cleaning fluids.

Le calculateur 30 comprend également un module 31 de commande d’actionneurs de la turbomachine.The computer 30 also includes a module 31 for controlling the turbomachine actuators.

Le module de commande 31 est en particulier configuré pour transmettre des commandes électroniques à la porte 14 de la conduite de déchargement et à la porte 21 de la conduite de contournement, afin de commander une position desdites portes.The control module 31 is in particular configured to transmit electronic commands to the door 14 of the unloading pipe and to the door 21 of the bypass pipe, in order to control a position of said doors.

Le module de commande 31 est configuré pour fonctionner sélectivement dans un mode de contournement de la chambre de combustion ou dans un mode sans contournement de la chambre de combustion.The control module 31 is configured to operate selectively in a combustor bypass mode or in a non-combustor bypass mode.

Dans le mode de contournement de la chambre, la porte 14 de la conduite de contournement est maintenue dans la position ouverte. En option, le module 31 peut être configuré pour réguler l’ouverture de la porte 14 entre une ou plusieurs positions partiellement ouvertes et une position totalement ouverte.In the chamber bypass mode, the bypass conduit door 14 is held in the open position. As an option, module 31 can be configured to regulate the opening of door 14 between one or more partially open positions and a fully open position.

Dans le mode sans contournement de la chambre, la porte 14 est maintenue en position fermée, si bien que les fluides de nettoyage ne peuvent pas circuler de la première extrémité 12 à la deuxième extrémité 13 de la première conduite de contournement 10.In the non-bypass mode of the chamber, the door 14 is kept in the closed position, so that the cleaning fluids cannot flow from the first end 12 to the second end 13 of the first bypass line 10.

Dans la variante où la turbomachine comprend en outre une deuxième conduite de contournement 10’, le module de commande 31 est en outre configuré pour transmettre des commandes d’ouverture/fermeture à une porte de ladite deuxième conduite.In the variant where the turbine engine further comprises a second bypass pipe 10′, the control module 31 is further configured to transmit opening/closing commands to a door of said second pipe.

Le calculateur 30 comprend en outre une mémoire sur laquelle sont enregistrées des instructions de code d’un logiciel de régulation 32. Une logique de régulation de la turbomachine est encodée dans le logiciel de régulation, notamment pour la commande des portes 14 et 21.The computer 30 further comprises a memory on which are recorded code instructions of a regulation software 32. A regulation logic of the turbomachine is encoded in the regulation software, in particular for the control of the gates 14 and 21.

De façon optionnelle, un système de nettoyage externe peut être utilisé pour l’injection de fluides de nettoyage dans la veine primaire de la turbomachine. Tout dispositif de nettoyage connu pour les opérations de water wash de turbomachine peut être utilisé, par exemple une tuyère positionnée à proximité de l’entrée d’air de la turbomachine.Optionally, an external cleaning system can be used to inject cleaning fluids into the primary stream of the turbomachine. Any known cleaning device for turbomachine water wash operations can be used, for example a nozzle positioned close to the air inlet of the turbomachine.

Toutefois, un mode de nettoyage de la turbomachine est avantageusement activé lorsque la turbomachine 1 se trouve dans un environnement comportant des fluides de nettoyage naturels, par exemple un environnement pluvieux. Si l’aéronef comportant la turbomachine 1 comprend en outre au moins un autre moteur, et si l’aéronef passe dans une zone de précipitations, un mode spécifique de commande de la soufflante peut être activé pour permettre l’admission d’eau de pluie au niveau d’une entrée de la veine primaire de la turbomachine.However, a turbomachine cleaning mode is advantageously activated when the turbomachine 1 is located in an environment comprising natural cleaning fluids, for example a rainy environment. If the aircraft comprising the turbine engine 1 further comprises at least one other engine, and if the aircraft passes through a precipitation zone, a specific fan control mode can be activated to allow the admission of rainwater at an inlet to the primary stream of the turbomachine.

Dans un mode de réalisation avantageux, au-delà du contrôle de la porte 14 pour le water wash, la porte 14 est commandée à des fins de régulation de la circulation des flux d’air mis en mouvement par les organes tournants de la turbomachine. Cette régulation peut être mise en œuvre en l’absence de fluides de nettoyage dans la turbomachine.In an advantageous embodiment, beyond the control of the door 14 for the water wash, the door 14 is controlled for the purpose of regulating the circulation of the air flows set in motion by the rotating members of the turbomachine. This regulation can be implemented in the absence of cleaning fluids in the turbomachine.

Lorsque la porte 14 est au moins partiellement ouverte, et en cours de fonctionnement moteur, un flux d’air énergisé par la compression (en sortie de compresseur basse pression ou haute pression) passe dans la conduite 10 de contournement et est injecté au niveau d’une turbine. Un avantage est de récupérer au niveau de la turbine l’énergie transmise à l’air comprimé. Contrairement à la situation où le flux d’air sortant d’un compresseur est directement dirigé vers la veine secondaire (par exemple par une vanne de déchargement), l’énergie transmise par la compression n’est pas complètement perdue pour les turbines. Les pertes de rendement de la turbomachine sont ainsi réduites par rapport à la situation de passage de flux d’air comprimé dans les vannes de déchargement.When the door 14 is at least partially open, and during engine operation, an air flow energized by the compression (at the outlet of the low pressure or high pressure compressor) passes through the bypass pipe 10 and is injected at the level of a turbine. One advantage is to recover the energy transmitted to the compressed air at the level of the turbine. Contrary to the situation where the air flow leaving a compressor is directed directly towards the secondary vein (for example by an unloading valve), the energy transmitted by the compression is not completely lost for the turbines. The losses in performance of the turbomachine are thus reduced compared to the situation where the flow of compressed air passes through the unloading valves.

Ce dernier mode de réalisation permet d’améliorer la gestion d’opérabilité de la turbomachine ainsi que ses performances énergétiques en cours de vol.This last embodiment makes it possible to improve the operability management of the turbomachine as well as its energy performance during flight.

On décrit ci-après deux exemples de réalisation d’une turbomachine conforme à l’invention. Ces exemples concernent une conduite de contournement 10 et une vanne VBV ayant une portion commune 20 au niveau de la jonction avec la veine primaire 9a.Two embodiments of a turbomachine according to the invention are described below. These examples relate to a bypass line 10 and a VBV valve having a common portion 20 at the junction with the primary stream 9a.

On comprendra que les exemples ci-après peuvent être transposés à une conduite de contournement débouchant au niveau d’une vanne HBV, par exemple une vanne située en sortie de compresseur haute pression.It will be understood that the examples below can be transposed to a bypass line opening at the level of an HBV valve, for example a valve located at the high pressure compressor outlet.

Dans les exemples ci-après, la turbomachine présente l’architecture fonctionnelle décrite en relation à la Figure 4.In the examples below, the turbomachine presents the functional architecture described in relation to Figure 4.

Vanne de contournement et vanne de déchargement – Exemple 1Bypass valve and unloading valve – Example 1

Dans un premier mode de réalisation, la porte 21 est articulée sur la périphérie de l’orifice par lequel la conduite de contournement 10 et la conduite de déchargement de la vanne VBV débouchent sur la veine primaire 9a ; la porte 14 est articulée sur la périphérie de l’orifice par lequel la conduite de contournement débouche sur la conduite de déchargement. Les portes 14 et 21 sont mécaniquement indépendantes.In a first embodiment, the gate 21 is hinged on the periphery of the orifice through which the bypass pipe 10 and the valve unloading pipe VBV lead to the primary stream 9a; the door 14 is hinged on the periphery of the orifice through which the bypass pipe leads to the unloading pipe. Doors 14 and 21 are mechanically independent.

On a représenté de manière schématique sur les Figures 5a à 5c plusieurs états de commande des portes 14 et 21 :

  • Sur la Figure 5a, la porte 21 est en position ouverte et la porte 14 est en position fermée ;
  • Sur la Figure 5b, les portes 14 et 21 sont toutes deux en position ouverte ;
  • Sur la Figure 5c, les portes 14 et 21 sont toutes deux en position fermée.
There is shown schematically in Figures 5a to 5c several control states of the doors 14 and 21:
  • In Figure 5a, door 21 is in the open position and door 14 is in the closed position;
  • In Figure 5b, doors 14 and 21 are both in the open position;
  • In Figure 5c, doors 14 and 21 are both in the closed position.

Dans cet exemple, chacune des deux portes est mobile en rotation entre sa position ouverte et sa position fermée. Un autre mode de déplacement de porte peut être envisagé.In this example, each of the two doors is rotatable between its open position and its closed position. Another door movement mode can be considered.

La conduite de déchargement de la vanne VBV réalise une jonction entre la veine primaire 9a et la veine secondaire 9b. On a repéré sur les figures la portion 25 de la conduite de déchargement située en aval de la portion commune avec la conduite de contournement 10. La portion 25 débouche sur la veine secondaire.The VBV valve unloading pipe forms a junction between the primary stream 9a and the secondary stream 9b. The portion 25 of the unloading pipe located downstream of the common portion with the bypass pipe 10 has been identified in the figures. The portion 25 opens onto the secondary stream.

Dans la configuration illustrée enFigure 5a, la porte 21 est inclinée vers le carter de moyeu interne. Ainsi, des fluides de nettoyage s’écoulant dans la veine primaire peuvent pénétrer dans la conduite de déchargement de la vanne VBV. De plus, la portion 25 de la conduite de déchargement n’étant pas close par la porte 14, les fluides de nettoyage en provenance de l’entrée de la veine primaire (notamment en sortie du compresseur basse pression 3) peuvent s’écouler jusqu’à la veine secondaire 9b.In the configuration illustrated in Figure 5a , the gate 21 is angled towards the inner hub housing. Thus, cleaning fluids flowing in the primary stream can enter the discharge line of the VBV valve. In addition, the portion 25 of the unloading pipe not being closed by the door 14, the cleaning fluids coming from the inlet of the primary stream (in particular at the outlet of the low pressure compressor 3) can flow to 'to the secondary vein 9b.

En effet, la porte 14 de la conduite de contournement est en aval de la portion commune entre la conduite de contournement et la conduite de déchargement ; lorsque la porte 14 de la conduite de contournement est en position fermée, comme sur la Figure 5a, des fluides peuvent s’écouler dans la conduite de déchargement de la vanne VBV.Indeed, the door 14 of the bypass pipe is downstream of the common portion between the bypass pipe and the unloading pipe; when the bypass line door 14 is in the closed position, as in Figure 5a, fluids may flow into the VBV relief line.

Ainsi, le flux Fa qui transite dans le compresseur haute pression 4 est plus réduit que le flux en entrée de veine primaire, une partie de ce dernier flux étant dirigée vers le flux Fb au sein de la veine secondaire.Thus, the flow Fa passing through the high-pressure compressor 4 is smaller than the flow entering the primary stream, part of the latter flow being directed towards the flow Fb within the secondary stream.

Dans la configuration illustrée enFigure 5b, la porte 21 est dans une position similaire à sa position illustrée en Figure 5a. La porte 14 a pivoté dans le sens des aiguilles d’une montre selon l’orientation du dessin. La porte 14 obture ainsi la portion 25 de la conduite de déchargement. La conduite de contournement 10, elle, n’est plus obturée.In the configuration illustrated in Figure 5b , the door 21 is in a position similar to its position illustrated in Figure 5a. Door 14 rotated clockwise according to the orientation of the drawing. The door 14 thus closes off the portion 25 of the unloading conduit. The bypass line 10 is no longer blocked.

Des fluides de nettoyage s’écoulant depuis l’entrée de la veine primaire sont dirigés en partie vers le compresseur haute pression 4 (flux Fa) et en partie dans la conduite de contournement 10 (flux Fc). Lesdits fluides de nettoyage ne sont pas dirigés vers la veine secondaire.Cleaning fluids flowing from the inlet of the primary stream are directed partly to the high pressure compressor 4 (flow Fa) and partly into the bypass pipe 10 (flow Fc). Said cleaning fluids are not directed to the secondary vein.

Un avantage de la configuration de la Figure 5b, en cours de nettoyage de la turbomachine, est de réduire la proportion de fluides de nettoyage s’écoulant dans la veine secondaire. Une proportion plus importante des fluides de nettoyage s’écoule dans la veine primaire et demeure utile pour le décrassement des éléments internes de la veine primaire.An advantage of the configuration of Figure 5b, during cleaning of the turbomachine, is to reduce the proportion of cleaning fluids flowing into the secondary stream. A greater proportion of the cleaning fluids flows into the primary vein and remains useful for cleaning the internal elements of the primary vein.

Un autre avantage est que la proportion de fluides de nettoyage s’écoulant jusqu’à la chambre de combustion (flux Fa) est réduite. On réduit donc les risques d’extinction durant l’opération de nettoyage de la turbomachine.Another advantage is that the proportion of cleaning fluids flowing to the combustion chamber (flow Fa) is reduced. The risk of extinction is therefore reduced during the cleaning operation of the turbomachine.

On notera que le flux Fc de fluides de nettoyage dirigés dans la conduite de contournement 10 pourra demeurer utile au décrassement de certains éléments internes de la veine primaire, notamment les étages de turbine basse pression si l’extrémité aval de la conduite de contournement 10 est située en amont de la turbine basse pression.It will be noted that the flow Fc of cleaning fluids directed into the bypass pipe 10 may remain useful for cleaning certain internal elements of the primary stream, in particular the low-pressure turbine stages if the downstream end of the bypass pipe 10 is located upstream of the low pressure turbine.

Dans la configuration illustrée enFigure 5c, la porte 14 est dans une position fermée et la conduite de contournement 10 est obturée. La porte 21 a pivoté dans le sens des aiguilles d’une montre selon l’orientation du dessin. La porte 21 obture ainsi l’extrémité de la conduite de contournement et de la conduite de déchargement. La porte 21 se situe approximativement dans la continuité de la paroi externe de la veine primaire.In the configuration illustrated in Figure 5c , the door 14 is in a closed position and the bypass line 10 is closed. Door 21 has rotated clockwise according to the orientation of the drawing. The door 21 thus closes off the end of the bypass pipe and of the unloading pipe. Gate 21 is located approximately in the continuity of the outer wall of the primary vein.

Le flux de fluides de nettoyage en provenance du compresseur basse pression 3 est donc confiné dans la veine primaire.The flow of cleaning fluids coming from the low pressure compressor 3 is therefore confined in the primary stream.

On notera que dans toutes les configurations décrites ci-avant, l’intérieur de la conduite de contournement 10 n’est pas en communication de fluide avec la veine secondaire 9b. La porte 21 vient en effet obturer la conduite de déchargement lorsque la conduite de contournement est ouverte.It will be noted that in all the configurations described above, the interior of the bypass pipe 10 is not in fluid communication with the secondary vein 9b. The door 21 in fact closes off the unloading pipe when the bypass pipe is open.

Vanne de contournement et vanne de déchargement – Exemple 2Bypass valve and unloading valve – Example 2

Dans un deuxième mode de réalisation pour la commande des portes de la conduite de contournement et de la conduite de déchargement, un unique élément mécanique réalise l’obturation sélective des deux conduites.In a second embodiment for controlling the doors of the bypass pipe and the unloading pipe, a single mechanical element carries out the selective closing of the two pipes.

Dans l’exemple des Figures 6a et 6b, une porte rotative 14’ présente plusieurs battants solidaires mécaniquement. La porte 14’ est articulée sur la périphérie de l’orifice par lequel la conduite de contournement 10 et la conduite de déchargement de la vanne VBV débouchent sur la veine primaire 9a. La porte 14’ est mobile en rotation autour de son articulation avec la paroi externe de la veine primaire.In the example of Figures 6a and 6b, a rotary door 14' has several leaves that are mechanically interdependent. The door 14' is hinged on the periphery of the orifice through which the bypass pipe 10 and the unloading pipe from the VBV valve open onto the primary stream 9a. Gate 14' is mobile in rotation around its articulation with the outer wall of the primary vein.

La porte 14’ comprend ici un battant inférieur 140 et un battant supérieur 141 positionnés sensiblement en angle droit, formant un L. La porte 14’ est fixée sur le carter de moyeu interne 8 au voisinage de l’angle du L.The door 14' here comprises a lower leaf 140 and an upper leaf 141 positioned substantially at a right angle, forming an L. The door 14' is fixed to the inner hub casing 8 near the angle of the L.

Dans la configuration de laFigure 6a, le battant inférieur 140 n’obture pas la conduite de contournement et la conduite de déchargement. Le battant supérieur 141 obture la conduite de contournement 10 et n’obture pas la conduite de déchargement de la vanne VBV.In the configuration of Figure 6a , the lower leaf 140 does not block the bypass pipe and the unloading pipe. The upper leaf 141 blocks the bypass line 10 and does not block the unloading line of the valve VBV.

Les fluides de nettoyage en provenance de l’entrée de la veine primaire 9a s’écoulent en partie vers le compresseur haute pression (flux Fa) et en partie par la conduite de déchargement vers la veine secondaire (flux Fb).The cleaning fluids coming from the inlet of the primary stream 9a flow partly to the high pressure compressor (flow Fa) and partly through the discharge line to the secondary stream (flow Fb).

Dans la configuration de laFigure 6b, la porte 14’ a pivoté dans le sens des aiguilles d’une montre selon l’orientation du dessin. Les battants 140 et 141 de la porte 14’ suivent un même mouvement de rotation. Le battant supérieur 141 n’obture pas la conduite de contournement 10. Dans cet exemple, le battant supérieur 141 vient buter contre une paroi du carter de moyeu interne, ce qui interrompt le mouvement de rotation de la porte 14’. Ainsi, le battant inférieur 140 n’atteint pas une position où il obturerait la conduite de contournement et la conduite de déchargement.In the configuration of Figure 6b , door 14' has rotated clockwise in the orientation of the drawing. The wings 140 and 141 of the door 14' follow the same rotational movement. The upper leaf 141 does not block the bypass line 10. In this example, the upper leaf 141 abuts against a wall of the inner hub casing, which interrupts the rotational movement of the door 14'. Thus, the lower leaf 140 does not reach a position where it would block the bypass pipe and the unloading pipe.

Dans cette dernière configuration, les fluides de nettoyage en provenance de l’entrée de la veine primaire 9a s’écoulent partiellement vers le compresseur haute pression (flux Fa), partiellement vers la veine secondaire (flux Fb) et partiellement dans la conduite de contournement 10 (flux Fc).In this last configuration, the cleaning fluids coming from the inlet of the primary stream 9a flow partially towards the high pressure compressor (flow Fa), partially towards the secondary stream (flow Fb) and partially into the bypass pipe 10 (Fc flux).

Les fluides de nettoyage du flux Fc contournent la chambre de combustion de la turbomachine. Ainsi, la proportion de fluides de nettoyage injectés en entrée de veine primaire qui atteignent la chambre de combustion est réduite. On limite ainsi les risques d’extinction de la chambre de combustion au cours de l’opération de nettoyage.Fc stream cleaning fluids bypass the turbomachine combustion chamber. Thus, the proportion of cleaning fluids injected at the primary stream inlet which reach the combustion chamber is reduced. This limits the risk of extinguishing the combustion chamber during the cleaning operation.

Le flux Fc de fluides de nettoyage dirigés dans la conduite de contournement 10 pourra demeurer utile au décrassement de certains éléments internes de la veine primaire, notamment les étages de turbine basse pression si l’extrémité aval de la conduite de contournement 10 est située en amont de la turbine basse pression.The flow Fc of cleaning fluids directed into the bypass pipe 10 may remain useful for cleaning certain internal elements of the primary stream, in particular the low-pressure turbine stages if the downstream end of the bypass pipe 10 is located upstream of the low pressure turbine.

Procédé de nettoyage à chambre de combustion alluméeLit combustion chamber cleaning process

On a représenté enFigure 7les étapes d’un procédé de water wash selon un exemple de réalisation. Ce procédé peut être mis en œuvre dans une turbomachine présentant l’architecture fonctionnelle décrite ci-avant en relation à la Figure 4.There is shown in Figure 7 the steps of a water wash process according to an exemplary embodiment. This method can be implemented in a turbomachine having the functional architecture described above in relation to Figure 4.

Ce procédé est avantageusement mis en œuvre en cours de vol de l’aéronef comprenant la turbomachine à nettoyer. Une maintenance de la turbomachine est réalisée sans immobilisation de l’aéronef au sol. En alternative, le water wash est réalisé au sol.This method is advantageously implemented during the flight of the aircraft comprising the turbine engine to be cleaned. Maintenance of the turbomachine is carried out without immobilizing the aircraft on the ground. Alternatively, the water wash is performed on the floor.

On considère au point de départ du procédé que la turbomachine ne reçoit pas de fluides de nettoyage au sein de la veine primaire et que le module 31 de commande des portes se trouve dans un mode sans contournement des fluides de nettoyage, la porte 14 étant ainsi fermée.It is considered at the starting point of the method that the turbomachine does not receive cleaning fluids within the primary stream and that the door control module 31 is in a mode without bypassing the cleaning fluids, the door 14 thus being closed.

A une étape E1, des fluides de nettoyage, comprenant de préférence de l’eau liquide et/ou des agents nettoyants, sont admis en entrée de la veine primaire 9a. Il s’agit par exemple d’eau de pluie reçue depuis l’environnement extérieur de l’aéronef.At a step E1, cleaning fluids, preferably comprising liquid water and/or cleaning agents, are admitted to the inlet of the primary stream 9a. This is, for example, rainwater received from the environment outside the aircraft.

A une étape E2, une commande de passage en mode de contournement de la chambre de combustion est émise par les commandes de pilotage 34, par exemple après une activation par un membre de l’équipage. En alternative, le calculateur 30 émet de manière autonome la commande de passage en mode de contournement.At a step E2, a command to switch to combustion chamber bypass mode is issued by the pilot controls 34, for example after activation by a member of the crew. Alternatively, the computer 30 autonomously issues the command to switch to bypass mode.

La commande de passage en mode de contournement est reçue par le module 31 de commande des portes. Le module 31 bascule dans ledit mode.The command to switch to bypass mode is received by the door control module 31. The module 31 switches to said mode.

En conséquence, à une étape E3, le module 31 transmet à la porte 14 une commande d’ouverture. La porte 14 s’ouvre au moins partiellement, permettant aux fluides de nettoyage admis à l’entrée de la veine primaire 9a de s’écouler dans la conduite de contournement 10 de la turbomachine, en contournant la chambre de combustion 5.Consequently, at a step E3, the module 31 transmits to the door 14 an opening command. The door 14 opens at least partially, allowing the cleaning fluids admitted at the inlet of the primary stream 9a to flow into the bypass line 10 of the turbomachine, bypassing the combustion chamber 5.

Si, à une étape E4, une commande de passage en mode sans contournement de la chambre de combustion est émise est reçue par le module 31 de commande des portes, la porte 14 peut être refermée (y compris pendant les opérations de water wash).If, at a step E4, a command to switch to mode without bypassing the combustion chamber is issued and received by the door control module 31, the door 14 can be closed (including during water wash operations).

Enfin, à une étape E5, on interrompt le nettoyage de la veine primaire de la turbomachine. Les fluides de nettoyage ne sont plus fournis en entrée de veine primaire.Finally, at a step E5, the cleaning of the primary stream of the turbomachine is interrupted. Cleaning fluids are no longer supplied at the primary stream inlet.

Au cours de ce procédé de water wash, au moins une partie des fluides de nettoyage reçus en entrée de veine primaire ne sont ainsi pas admis dans la chambre 5. Les risques d’extinction de la chambre sont réduits. Si l’extrémité aval de la conduite 10 est située en amont d’une turbine, les fluides de nettoyage sont réinjectés vers ladite turbine et participent à son décrassement.During this water wash process, at least some of the cleaning fluids received at the primary stream inlet are thus not admitted into chamber 5. The risks of the chamber being extinguished are reduced. If the downstream end of the pipe 10 is located upstream of a turbine, the cleaning fluids are reinjected into said turbine and contribute to its cleaning.

Claims (13)

Turbomachine (1) à double flux d’un aéronef, la turbomachine comprenant une veine primaire (9a) et une veine secondaire (9b), la turbomachine comprenant en outre un carter de moyeu interne (8) définissant une paroi extérieure (80) de la veine primaire et une paroi intérieure (81) de la veine secondaire,
la turbomachine étant caractérisée en ce que le carter de moyeu interne comprend une conduite de contournement permettant le passage de fluides de nettoyage,
la conduite de contournement (10) présentant une première extrémité (12) et une deuxième extrémité (13) qui débouchent dans la veine primaire (9a) respectivement en amont et en aval d’une chambre de combustion (5) de la turbomachine dans un sens d’écoulement des fluides de nettoyage.A turbomachine (1) of an aircraft, the turbomachine comprising a primary stream (9a) and a secondary stream (9b), the turbomachine further comprising an internal hub casing (8) defining an outer wall (80) of the primary vein and an interior wall (81) of the secondary vein,
the turbomachine being characterized in that the internal hub casing comprises a bypass pipe allowing the passage of cleaning fluids,
the bypass pipe (10) having a first end (12) and a second end (13) which open into the primary stream (9a) respectively upstream and downstream of a combustion chamber (5) of the turbomachine in a direction of flow of cleaning fluids. Turbomachine selon la revendication 1, dans laquelle la conduite de contournement comprend une porte (14) présentant une position ouverte et une position fermée, la porte en position fermée obturant la conduite de contournement.Turbomachine according to Claim 1, in which the bypass pipe comprises a door (14) having an open position and a closed position, the door in the closed position closing off the bypass pipe. Turbomachine selon l’une des revendications 1 ou 2, dans laquelle la turbomachine comprend un compresseur basse pression (3) et un compresseur haute pression (4),
la première extrémité (12) étant localisée axialement entre une sortie du compresseur basse pression et une entrée du compresseur haute pression.Turbomachine according to one of Claims 1 or 2, in which the turbomachine comprises a low-pressure compressor (3) and a high-pressure compressor (4),
the first end (12) being located axially between an outlet of the low pressure compressor and an inlet of the high pressure compressor. Turbomachine selon l’une des revendications 1 ou 2, dans laquelle la turbomachine comprend un compresseur haute pression (4),
la première extrémité (12) étant localisée axialement entre une sortie du compresseur haute pression et une entrée de la chambre de combustion (5).Turbomachine according to one of Claims 1 or 2, in which the turbomachine comprises a high-pressure compressor (4),
the first end (12) being located axially between an outlet of the high pressure compressor and an inlet of the combustion chamber (5). Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle la turbomachine comprend une turbine basse pression (7), la deuxième extrémité (13) étant localisée au niveau d’une sortie de la turbine basse pression.Turbomachine according to one of Claims 1 to 4, in which the turbomachine comprises a low-pressure turbine (7), the second end (13) being located at the level of an outlet of the low-pressure turbine. Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle la turbomachine comprend une turbine haute pression (6), la deuxième extrémité étant localisée au niveau d’une sortie de la turbine haute pression.Turbomachine according to one of Claims 1 to 4, in which the turbomachine comprises a high-pressure turbine (6), the second end being located at the level of an outlet of the high-pressure turbine. Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle le carter de moyeu interne comprend en outre une conduite de déchargement présentant une première extrémité de déchargement (21) commune avec la première extrémité (12) de la conduite de contournement, la conduite de déchargement présentant en outre une deuxième extrémité de déchargement (22) débouchant dans la veine secondaire.Turbomachine according to one of Claims 1 to 6, in which the internal hub casing further comprises an unloading pipe having a first unloading end (21) common with the first end (12) of the bypass pipe, the pipe unloading also having a second unloading end (22) opening into the secondary stream. Turbomachine selon la revendication 7, dans laquelle la conduite de déchargement comprend une vanne de déchargement (23) présentant une configuration ouverte et une configuration fermée, la vanne de déchargement en configuration fermée obturant la conduite de déchargement.Turbomachine according to Claim 7, in which the unloading pipe comprises an unloading valve (23) having an open configuration and a closed configuration, the unloading valve in the closed configuration closing off the unloading pipe. Turbomachine selon les revendications 2 et 8 en combinaison, dans laquelle la porte (14) est mécaniquement indépendante de la vanne de déchargement (23).Turbomachine according to Claims 2 and 8 in combination, in which the door (14) is mechanically independent of the unloading valve (23). Turbomachine selon les revendications 2 et 8 en combinaison, dans laquelle la porte (14) et la vanne de déchargement (23) sont mobiles en rotation et solidaires en rotation.Turbomachine according to Claims 2 and 8 in combination, in which the door (14) and the unloading valve (23) are rotatable and integral in rotation. Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 10, dans laquelle le carter de moyeu interne comprend en outre une conduite de prélèvement présentant une première extrémité de prélèvement commune avec la première extrémité de la conduite de contournement.Turbomachine according to one of Claims 1 to 10, in which the internal hub casing further comprises a take-off pipe having a first take-off end common with the first end of the bypass pipe. Turbomachine selon la revendication 2, comprenant en outre un calculateur (30), le calculateur comprenant un module (31) de commande de la porte (14),
ledit module (31) étant configuré pour fonctionner sélectivement dans un mode de contournement de la chambre de combustion ou dans un mode sans contournement de la chambre de combustion,
ledit module étant configuré pour commander un maintien de la porte (14) en position au moins partiellement ouverte dans le mode de contournement de la chambre de combustion.Turbomachine according to claim 2, further comprising a computer (30), the computer comprising a module (31) for controlling the door (14),
said module (31) being configured to operate selectively in a combustor bypass mode or in a non-combustor bypass mode,
said module being configured to command a holding of the door (14) in the at least partially open position in the bypass mode of the combustion chamber. Procédé de nettoyage d’une turbomachine d’un aéronef, la turbomachine étant conforme à la revendication 12, le procédé comprenant des étapes de :
- détection (E2), par le module de commande de la porte de conduite de contournement de la turbomachine, d’une commande de passage en mode de contournement de la chambre de combustion (5),
- ouverture (E3) au moins partielle de la porte (14), permettant à des fluides de nettoyage admis à une entrée de la veine primaire (9a) de s’écouler dans la conduite de contournement (10) de la turbomachine et de contourner la chambre de combustion (5).Method for cleaning a turbine engine of an aircraft, the turbine engine being in accordance with claim 12, the method comprising steps of:
- detection (E2), by the control module of the bypass pipe door of the turbomachine, of a command to switch to bypass mode of the combustion chamber (5),
- at least partial opening (E3) of the door (14), allowing cleaning fluids admitted to an inlet of the primary stream (9a) to flow into the bypass pipe (10) of the turbomachine and to bypass the combustion chamber (5).
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0374004A1 (en) * 1988-12-15 1990-06-20 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Bleed valve of a turbine engine compressor
US5261228A (en) * 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
US20160265442A1 (en) * 2015-03-10 2016-09-15 Rolls-Royce Plc Gas bleed arrangement
US20170051679A1 (en) * 2015-08-18 2017-02-23 General Electric Company Compressor bleed auxiliary turbine
US20170369174A1 (en) * 2016-06-28 2017-12-28 Safran Aero Boosters S.A. Propulsion system for aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0374004A1 (en) * 1988-12-15 1990-06-20 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Bleed valve of a turbine engine compressor
US5261228A (en) * 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
US20160265442A1 (en) * 2015-03-10 2016-09-15 Rolls-Royce Plc Gas bleed arrangement
US20170051679A1 (en) * 2015-08-18 2017-02-23 General Electric Company Compressor bleed auxiliary turbine
US20170369174A1 (en) * 2016-06-28 2017-12-28 Safran Aero Boosters S.A. Propulsion system for aircraft

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