FR3105980A1 - Procede et unite de commande pour le pilotage du jeu d’une turbine haute pression pour la reduction de l’effet de depassement egt - Google Patents
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Abstract
PROCEDE ET UNITE DE COMMANDE POUR LE PILOTAGE DU JEU D’UNE TURBINE HAUTE PRESSION POUR LA REDUCTION DE L’EFFET DE DEPASSEMENT EGT Procédé de pilotage d’un jeu entre des sommets d’aubes d’un rotor d’une turbine de moteur d’avion et un anneau de turbine, comprenant l’estimation du jeu à piloter et la commande d’une vanne délivrant un flux d’air dirigé vers l’anneau de turbine en fonction du jeu ainsi estimé, ce procédé comprenant : la détection (100) d’une phase transitoire d’accélération à partir d’au moins un paramètre représentatif du moteur ; la réception (102) d’une donnée relative à l’altitude de l’avion ; la détermination (104) de données représentatives de la température du rotor pendant la phase transitoire d’accélération et en régime stabilisé et le calcul d’un écart relatif de températures ; si la phase transitoire d’accélération est détectée et si l’écart relatif de températures est supérieur à un écart de température minimal prédéterminé, la définition d’un niveau d’ouverture et d’un temps d’ouverture de la vanne par une table de correspondance altitude/écart relatif de températures prédéfinie ; et la commande (114) de l’ouverture de la vanne pour délivrer le flux d’air à l’anneau de turbine. Figure pour l’abrégé : Fig. 3.
Description
La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines pour moteurs aéronautiques à turbine à gaz. Elle vise plus précisément le pilotage du jeu entre, d'une part, les sommets d'aubes mobiles d'un rotor de turbine et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter externe entourant les aubes.
Le jeu existant entre le sommet des aubes d'une turbine et l'anneau qui les entoure est dépendant des différences de variations dimensionnelles entre les parties tournantes (disque et aubes formant le rotor de turbine) et les parties fixes (carter externe dont l'anneau de turbine qu'il comprend). Ces variations dimensionnelles sont à la fois d'origine thermique (liées aux variations de température des aubes, du disque et du carter) et d'origine mécanique (notamment liées à l'effet de la force centrifuge s'exerçant sur le rotor de turbine).
Pour augmenter la performance d'une turbine, il est souhaitable de minimiser le jeu autant que possible. D'autre part, lors d'une augmentation de régime, par exemple lors du passage d'un régime de ralenti au sol à un régime de décollage dans une turbomachine pour moteur aéronautique, la force centrifuge s'exerçant sur le rotor de turbine tend à rapprocher les sommets d'aubes de l'anneau de turbine avant que l'anneau de turbine n'ait eu le temps de se dilater sous l'effet de l'augmentation de température liée à l'augmentation de régime. Il existe donc un risque de contact en ce point de fonctionnement appelé point de pincement.
Il est connu de recourir à un système de pilotage actif pour piloter le jeu de sommet d'aubes d'une turbine de turbomachine. Un système de ce type fonctionne généralement en dirigeant sur la surface externe de l'anneau de turbine de l'air prélevé par exemple au niveau d'un compresseur et/ou de la soufflante de la turbomachine. Si cet air est frais, en étant envoyé sur la surface externe de l'anneau de turbine cela a pour effet de refroidir ce dernier et ainsi de limiter sa dilatation thermique. Le jeu est ainsi minimisé. Inversement, si cet air est chaud cela favorise la dilatation thermique de l'anneau de turbine, ce qui augmente le jeu et permet par exemple d'éviter un contact au point de pincement précité.
Un tel pilotage actif est contrôlé par une unité de commande, par exemple par le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) de la turbomachine. Typiquement, l'unité de commande agit sur une vanne à position régulée pour commander le débit et/ou la température de l'air dirigé sur l'anneau de turbine, en fonction d'une consigne de jeu et d'une estimation du jeu de sommet d'aube réel.
La turbomachine présente par ailleurs une température de limite de fonctionnement du moteur définie par rapport à une température limite des gaz de combustion déterminée en aval de sa chambre de combustion, plus particulièrement en aval de la turbine haute pression du moteur. Cette température est communément désignée sous l’appellation «Red Line EGT» et est identifiée comme la température maximale admissible du moteur et déterminée lors d’essais effectués au sol («Block Tests») par le constructeur, puis communiquée par celui-ci. En d’autres termes, la Red Line EGT est la valeur maximale déclarée par le constructeur, celle-ci étant certifiée en fonction du cycle de vie du moteur (ex: moteur neuf ou reconditionné). Une fois cette limite atteinte le moteur est déposé pour maintenance afin de restaurer une marge EGT positive. On entend ici par marge EGT, la différence entre la Red Line EGT certifiée par le constructeur et une température des gaz de combustion déterminée en aval de la chambre de combustion du moteur.
La température des gaz de combustion en aval de la chambre de combustion du moteur est généralement maximale lors d’une phase d’accélération rapide, compte tenu de la réponse thermique du moteur. Typiquement, environ 60 secondes après une phase d’accélération, le jeu entre les aubes du rotor de la turbine haute pression et l'anneau qui les entoure augmente. On mesure en aval de la chambre de combustion, à titre d’exemple en sortie de la turbine haute pression, des températures de l’ordre de 20 à 30K supérieures par rapport à une température du moteur en régime stabilisé, le régime stabilisé étant obtenu après un intervalle de temps donné suite à la phase d’accélération du moteur.
La différence de température entre la température maximale des gaz de combustion déterminée durant une phase d’accélération de la turbomachine et la température de son régime stabilisé déterminée suite à cette phase d’accélération est couramment désignée sous l’appellation d’«Overshoot EGT».
Durant une phase d’accélération, l’optimisation du jeu entre les aubes du rotor de la turbine haute pression et l'anneau qui les entoure peut permettre de réduire l’overshoot EGT, et donc la température maximale des gaz de combustion. Cependant, une telle optimisation peut présenter un risque d’usure prématurée de la turbine haute pression. A titre d’exemple, une réduction trop importante de l’overshoot EGT liée à une réduction prolongée du jeu de la turbine haute pression pour un moteur neuf, chaud, ou présentant déjà un jeu minimisé de sa turbine haute pression, peut aboutir à un point de pincement entre les aubes et l’anneau de la turbine haute pression. Ainsi, la limitation d’un overshoot EGT dont la durée est de l’ordre d’une dizaine de minutes, peut présenter un risque de dégradation permanente des aubes de la turbine haute pression, impactant alors les performances globales du moteur et sa consommation en carburant.
Il apparait donc souhaitable de réduire voire de supprimer le phénomène d’overshoot EGT durant les variations de régime du moteur, tout en écartant le risque éventuel de dégradation des aubes de la turbine haute pression.
On connait avec la demande FR3078362 déposée au nom de la demanderesse un procédé permettant une réduction de ce phénomène d’overshoot EGT. Il met en œuvre une température seuil T2 (<T1 température maximale acceptable) en dessous de laquelle la vanne amenant le flux d’air se ferme. Toutefois, une température seuil T2 trop proche de T1 impliquera, pour traiter ce phénomène, un nombre important d’ouverture/fermeture de la vanne de nature à générer des oscillations significatives de la température et une forte sollicitation du système de pilotage. Le risque de défaillance de la vanne et du système de pilotage en son entier s’en trouvera significativement augmenté. Au contraire, une température seuil T2 trop faible évitera le phénomène d’oscillation mais risquera de trop refroidir le carter, augmentant alors significativement le risque de contact et d’usure des aubes de turbine. Le nécessaire compromis entre ces deux valeurs s’il est possible s’avère donc toutefois délicat à trouver.
En outre, ce procédé suppose que tous les overshoot EGT observés sont dus au jeu de turbine haute pression alors que ce n’est pas nécessairement le cas.
La présente invention a pour but de remédier aux inconvénients précités et en particulier de proposer un procédé de pilotage de la vanne optimisant le jeu en sommet d’aube de turbine et permettant notamment de différencier les différents types de manœuvres et conditions de vol pouvant générer un tel phénomène d’overshoot EGT (Altitude, durée du ralenti, remise de gaz, conditions vol ou sol, etc…).
A cet effet, l'invention propose un procédé de pilotage d’un jeu entre, d’une part, des sommets d’aubes d’un rotor d’une turbine haute pression d’un moteur d’avion à turbine à gaz et, d’autre part, un anneau de turbine d’un carter entourant lesdites aubes de la turbine haute pression, le procédé comprenant l’estimation du jeu à piloter et la commande d’une vanne délivrant un flux d’air dirigé vers ledit anneau de turbine en fonction du jeu ainsi estimé, ce procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes :
- détection d’une phase transitoire d’accélération du moteur à partir d’au moins un paramètre représentatif du moteur ;
- réception d’une donnée relative à l’altitude de l’avion;
- détermination de données représentatives de la température dudit rotor de la turbine haute pression du moteur pendant la phase transitoire d’accélération et en régime stabilisé et calcul d’un écart relatif de températures entre lesdites données de température obtenues pendant la phase transitoire d’accélération et en régime stabilisé;
- si ladite phase transitoire d’accélération est détectée et si ledit écart relatif de températures est supérieur à un écart de température minimal prédéterminé, définition d’un niveau d’ouverture et d’un temps d’ouverture de la vanne par une table de correspondance altitude/écart relatif de températures prédéfinie; et
- commande de l’ouverture de la vanne au niveau d’ouverture et pendant le temps d’ouverture définis pour délivrer ledit flux d’air à l’anneau de turbine.
Ainsi, le procédé ci-dessus permet de couvrir l’ensemble des manœuvres et conditions d’utilisation susceptibles de générer un phénomène d’overshoot EGT et ce, quel que soit le niveau d’usure de la turbine haute pression. L’introduction d’une table dynamique basée sur la température de la turbine haute pression et l’altitude permet d’adapter au mieux le niveau d’ouverture et la durée d’ouverture de la vanne au cours de ce phénomène d’overshoot EGT.
De préférence, la définition du niveau d’ouverture et du temps d’ouverture de la vanne à partir d’une table de correspondance altitude/écart relatif de températures prédéfinie est effectuée seulement si ledit jeu estimé est aussi supérieur à un jeu minimal prédéterminé.
La prise en compte dans le procédé d’un jeu minimal prédéterminé obtenu sur essais moteurs permettant de prévenir tout risque d’usure de la turbine, les performances de la turbomachine se voient donc améliorées et on prolonge la durée de conservation d’une marge EGT positive, ce qui permet d’augmenter la durée de vie du moteur et de repousser son dépôt en maintenance.
Avantageusement, la commande de l’ouverture de la vanne comporte également une temporisation à son ouverture définissant un délai à partir duquel la vanne est ouverte au niveau d’ouverture et pour le temps d’ouverture souhaités suite à la détection de la phase transitoire d’accélération.
De préférence, la phase transitoire d’accélération du moteur est détectée à partir de l’écart entre la température en régime stabilisé Tstab et la température en phase transitoire d’accélération Ttrans.
Avantageusement, ledit au moins un paramètre représentatif du moteur est choisi parmi : le régime d’une turbine basse pression du moteur, le régime de la turbine haute pression, une pression mesurée au niveau d’un compresseur haute pression, la position angulaire d’une manette de commande des gaz de l’avion et la donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion du moteur.
De préférence, la donnée représentative de la température du rotor est une estimation de température d’un disque de rotor de la turbine haute pression à partir dudit au moins un paramètre représentatif du moteur.
L’invention propose également, selon un autre aspect, une unité de commande pour le pilotage d’un jeu entre, d’une part, des sommets d’aubes d’un rotor d’une turbine haute pression d’un moteur d’avion à turbine à gaz et, d’autre part, un anneau de turbine d’un carter entourant lesdites aubes de la turbine haute pression, l’unité de commande comprenant des moyens d’estimation du jeu à piloter et des moyens de commande d’une vanne, la vanne étant configurée pour délivrer un flux d’air vers ledit anneau de la turbine en fonction du jeu ainsi estimé, l’unité de commande étant caractérisée en ce qu’elle comprend:
- des moyens de détection configurés pour détecter une phase transitoire d’accélération du moteur à partir d’au moins un paramètre représentatif du moteur;
- des moyens de réception configurés pour recevoir une donnée représentative relative à l’altitude de l’avion;
- des moyens de calculs configurés pour déterminer des données représentatives de la température dudit rotor de la turbine haute pression du moteur pendant la phase transitoire d’accélération et en régime stabilisé et calculer un écart relatif de températures entre lesdites données de température déterminées pendant la phase transitoire d’accélération et en régime stabilisé;
- les moyens de commande étant configurés pour commander une ouverture de la vanne pour délivrer ledit flux d’air à l’anneau de turbine à un niveau d’ouverture et pendant un temps d’ouverture définis par une table de correspondance altitude/écart relatif de températures prédéfinie, si la phase transitoire d’accélération est détectée et si ledit écart relatif de températures est supérieur à un écart de température minimal prédéterminé.
De préférence, la table de correspondance altitude/écart relatif de températures prédéfinie délivre une valeur des paramètres {X, Y(i), Z(i)} pour un couple donné de valeurs {Altitude ; écart relatif (Tstab-Ttrans)/Tstab}, avec:
X définissant un délai à partir duquel la vanne doit s’ouvrir,
Z(i) définissant pour un palier i donné le niveau d’ouverture de la vanne,
Y(i) définissant le temps d’ouverture de la vanne pour le palier i et le niveau d’ouverture Z(i).
Avantageusement la vanne est une vanne à position régulée prévue pour rester en position fermée en absence d'alimentation électrique et dont la position peut être comprise entre 0% (pleine fermeture), correspondant à une vanne fermée, et 100% (pleine ouverture).
L’invention propose également, selon un autre aspect, un moteur d’avion à turbine à gaz comprenant l’unité de commande résumée ci-dessus et au moins une vanne pour agir sur un flux d’air dirigé vers l’anneau de turbine et dans lequel la vanne est commandée par les moyens de commande.
D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels:
La figure 1 représente de façon schématique un turboréacteur 10 du type à double flux et double corps auquel s'applique en particulier l'invention. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce type particulier de moteur d'avion à turbine à gaz.
De façon bien connue, le turboréacteur 10 d'axe longitudinal X-X comprend notamment une soufflante 12 qui délivre un flux d'air dans une veine d'écoulement de flux primaire 14 et dans une veine d'écoulement de flux secondaire 16 coaxiale à la veine de flux primaire. D'amont en aval dans le sens d'écoulement du flux gazeux la traversant, la veine d'écoulement de flux primaire 14 comprend un compresseur basse pression 18, un compresseur haute pression 20, une chambre de combustion 22, une turbine haute pression 24 et une turbine basse pression 26.
Comme représenté plus précisément par la figure 2, la turbine haute pression 24 du turboréacteur comprend un rotor formé d'un disque 28 sur lequel sont montées une pluralité d'aubes 30 mobiles disposées dans la veine d'écoulement du flux primaire 14. Le rotor est entouré par un carter de turbine 32 comprenant un anneau de turbine 34 porté par un carter externe de turbine 36 par l'intermédiaire d'un support de fixation 37.
L'anneau de turbine 34 peut être formé d'une pluralité de secteurs ou segments adjacents. Du côté interne, il est muni d'une couche 34a de matériau abradable et entoure les aubes 30 du rotor en ménageant avec les sommets 30a de celles-ci un jeu 38.
Conformément à l'invention, il est prévu un système permettant de piloter le jeu 38 en modifiant, de manière commandée, le diamètre interne du carter externe de turbine 36. A cet effet, une unité de commande 50 commande le débit et/ou la température de l'air dirigé vers le carter externe de turbine 36. L'unité de commande 50 est par exemple le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) du turboréacteur 10.
Dans l'exemple représenté, un boîtier de pilotage 40 est disposé autour du carter externe de turbine 36. Ce boîtier reçoit de l'air frais au moyen d'un conduit d'air 42 s'ouvrant à son extrémité amont dans la veine d'écoulement du flux primaire au niveau de l'un des étages du compresseur haute pression 20 (par exemple au moyen d'une écope connue en soi et non représentée sur les figures). L'air frais circulant dans le conduit d'air est déchargé sur le carter externe de turbine 36 (par exemple à l'aide d'une multi-perforation des parois du boîtier de pilotage 40) provoquant un refroidissement de celui-ci et donc une diminution de son diamètre interne.
Comme représenté sur la figure 1, une vanne 44 est disposée dans le conduit d'air 42. Cette vanne 44 est commandée par l'unité de commande 50 et est prévue pour rester en position fermée en absence d'alimentation électrique.
La vanne 44 est une vanne à position régulée de façon continue entre la position de pleine fermeture à 0% (vanne fermée) et la position de pleine ouverture à 100% (vanne complètement ouverte).
Lorsque la vanne 44 est pleinement ouverte (position à 100%), l'air frais est amené vers le carter externe de turbine 36, ce qui a pour effet une contraction thermique de ce dernier et donc une diminution du jeu 38. Au contraire, lorsque la vanne 44 est pleinement fermée (position à 0%), l'air frais n'est pas amené vers le carter externe de turbine 36 qui est donc chauffé par le flux primaire. Ceci a pour effet soit une dilatation thermique du carter 36 et une augmentation du jeu 38, soit au moins une limitation contrôlée (voire un arrêt) de la dilation du carter 36. Dans les positions intermédiaires, le carter externe de turbine 36 se contracte ou se dilate et le jeu 38 augmente ou diminue, dans une moindre mesure.
Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à cet exemple. Ainsi, un autre exemple peut consister à prélever de l’air au niveau de deux étages différents du compresseur et de commander des vannes 44 pour moduler le débit de chacun de ces prélèvements pour régler la température du mélange à diriger sur le carter externe de turbine 36.
On décrit maintenant la commande de la vanne 44 par l’unité de commande 50.
Conformément à l’invention, l’unité de commande 50 comprend:
- des moyens de détection 52 configurés pour détecter une phase transitoire d’accélération du turboréacteur 10 sur un intervalle de temps prédéterminé;
- des moyens de réception 54 configurés pour recevoir une donnée relative à l’altitude de l’avion;
- des moyens de calculs 56 configurés pour déterminer des données représentatives de la température du rotor de la turbine haute pression 24 du turboréacteur 10 pendant cette phase transitoire d’accélération et en régime stabilisé afin d’en déduire par calcul un écart relatif de température à partir des données de température précitées;
- des moyens de commande 58 configurés pour définir un niveau d’ouverture et un temps d’ouverture de la vanne 44 et pour la piloter la vanne 44 selon une table dynamique prédéfinie en fonction de l’altitude et de l’écart relatif entre la température en régime stabilisée et la température en phase transitoire d’accélération.
Les moyens de détection 52, les moyens de réception 54, les moyens de calcul 56 et les moyens de commande 58 forment ensemble un module de commande de la vanne 44 intégré à l’unité de commande 50. Ce module de commande correspond par exemple à un programme d’ordinateur exécuté par l’unité de commande 50, à un circuit électronique de l’unité de commande 50 (par exemple de type circuit logique programmable) ou à une combinaison d’un circuit électronique et d’un programme d’ordinateur.
On entend ici par phase transitoire d’accélération du turboréacteur 10, une transition de régime liée à une phase d’accélération du turboréacteur 10 survenant entre deux régimes stabilisés de celui-ci. La phase transitoire d’accélération que l’on cherche à détecter à l’aide des moyens de détection 52 peut à titre d’exemple correspondre à une transition entre le régime de ralenti au sol et le régime stabilisé (dit de take-off), c’est-à-dire à la phase d’accélération entre ces deux régimes. Dans un autre exemple, la phase transitoire d’accélération peut correspondre à la phase d’accélération entre tout régime intermédiaire (ex: mi gaz) et le régime de vol.
Les différentes étapes du procédé de pilotage du jeu 38 mis en œuvre dans l’unité de commande 50 sont décrites maintenant en regard de la figure 3. Il est entendu que l’ordre de certaines de ces étapes illustrées sur ces figures est donné à titre illustratif, ces étapes pouvant dans un exemple non-illustré être réalisées en parallèle.
La première étape 100 consiste en la détection de cette phase transitoire d’accélération du turboréacteur 10 qui peut être réalisée à partir d’un ou plusieurs paramètres représentatifs du turboréacteur 10.
Un paramètre représentatif du turboréacteur 10 est par exemple son régime de rotation, mais d’autres paramètres peuvent aussi être utilisés comme: le régime de la turbine haute pression 24, le régime de la turbine basse pression 26, la position angulaire de la manette de commande des gaz de l’avion, une température mesurée ou calculée des gaz de combustion en sortie de chambre de combustion 22 ou une pression mesurée au niveau du compresseur haute pression 20. La détection d’une phase transitoire d’accélération du turboréacteur 10 est alors réalisée à partir d’une détermination continue de son régime, des variations par rapport à une consigne caractérisant une variation de régime du turboréacteur 10. Ainsi, si pendant l’intervalle prédéterminé la variation du régime de rotation du turboréacteur 10 est supérieure ou égale à un seuil de variation caractérisant une phase transitoire d’accélération du turboréacteur 10, les moyens de détection 52 détectent une phase transitoire d’accélération.
Ensuite dans une étape 102, ou de préférence en parallèle, les moyens de réception 54 réceptionnent une donnée représentative de l’altitude de l’avion (permettant aussi de définir si l’avion est en vol ou au sol).
Dans une étape suivante 104, deux données représentatives de la température du rotor (disque 28 et aubes 30) de la turbine haute pression 24 du turboréacteur 10 sont déterminées par les moyens de calcul 56. Ces données représentatives de la température du rotor sont d’une part une première température Tstab estimée en régime permanent ou stabilisé et d’autre part une seconde température Ttrans estimée pendant la phase transitoire d’accélération. La première température en régime stabilisé Tstab est déterminée de préférence à partir des données moteur détectées à l’étape 100 et la seconde température en phase transitoire d’accélération Ttrans est déterminée à partir d’une formulation fonction du temps de réponse de la température représentative du disque rotor.
A titre d’exemple, la donnée représentative de la première température Tstab peut être estimée par un polynôme fonction des pressions et des températures mesurées dans le moteur et est donnée par la formule suivante:
i, j étant des entiers;
C0, Ci et Cj représentants des coefficients du polynôme;
Pi représentant des pressions dans le moteur;
Ti représentant des températures dans le moteur;
Et celle relative à la seconde température Ttrans par:
Ttran(t+Δt) = Ttran(t) + (Tstab(t) – Ttran(t))*(1 - exp( - Δt / ζ ))
avec ζ fonction d’un paramètre de pression du moteur.
Les moyens de calcul 56 déterminent ensuite par calcul un écart relatif entre les températures Tstab et les températures Ttrans, c’est-à-dire le rapport (Tstab-Ttrans)/Tstab. Cet écart relatif des températures permettra d’une part de confirmer la phase transitoire d’accélération (on notera qu’il s’agit ici d’un exemple alternatif de détection de cette phase transitoire), la température transitoire présentant un retard sur la température stabilisée, il existe forcément un écart positif (voir la figure 4) entre la température stabilisée après accélération et la température transitoire en début de palier après accélération, et d’autre part de détecter un fort risque d’overshoot EGT. En effet, plus l’écart est important, plus le disque 28 va mettre du temps à se dilater et un fort écart de jeu en début de régime stabilisé (qui est à l’origine de l’overshoot EGT) va mettre du temps à se résorber.
Les trois étapes suivantes 106, 108 et 110 sont des étapes de test réalisées par l’unité de commande 50 pour identifier à partir des moyens de détection 52, des moyens de réception 54 et des moyens de calcul 56 l’occurrence éventuelle d’une situation d’overshoot EGT pour laquelle:
- une phase transitoire d’accélération du turboréacteur est détectée,
- l’écart relatif des températures est supérieur à un écart minimum prédéfini, et de façon facultative
- le jeu estimé par un modèle de jeu embarqué pour les besoins du système de pilotage est supérieur à un jeu minimum prédéterminé fonction des conditions de fonctionnement du moteur.
L’atteinte du seuil d’écart de température minimum parallèlement à la détection d’une phase transitoire d’accélération du turboréacteur permet de bien distinguer les accélérations importantes et rapides qui sont les plus à risques pour l’overshoot EGT.
De même, lorsque le test 110 est présent, l’atteinte du seuil de jeu minimum parallèlement à la détection d’une phase transitoire d’accélération du turboréacteur assure une protection contre le risque d’usure, le pilotage spécifique de la vanne n’étant activé que si le jeu courant estimé est supérieur au jeu minimum.
Après chaque étape de test 106, 108, 110 l’unité de commande 50 essaye de détecter l’occurrence éventuelle de l’une des trois conditions précitées.
Si l’occurrence d’une telle situation n’est pas identifiée, l’unité de commande 50 déduit la non-occurrence d’un overshoot EGT et assure, dans une étape finale 112, le pilotage de la vanne 44 classiquement en fonction du jeu 38 de consigne estimé puis il est fait retour à l’étape initiale 100 pour détecter une éventuelle phase d’accélération susceptible d’engendrer cette fois un overshoot EGT. Ce pilotage conventionnel est basé sur la comparaison du jeu provenant d’un calculateur de jeu intégré dans le FADEC et un jeu consigne (qui est globalement un jeu à atteindre afin de maximiser la performance de la turbine ou afin de la protéger des usures selon les conditions d’utilisation). Cette estimation de jeu est faite comme il est connu de manière instantanée à partir de données moteur et avion.
A l’inverse, si la situation précitée est détectée (réponse positive à chacun des deux ou trois tests des étapes 106, 108, 110), l’unité de commande 50 déduit une situation d’overshoot EGT qu’elle cherche alors à minimiser en agissant sur le jeu 38 de la turbine haute pression 24 par un pilotage spécifique de la vanne 44 dans une étape finale alternative 114. En effet, en l’absence d’action, une telle situation risquerait de diminuer la marge EGT du moteur et donc sa durée d’utilisation avant son dépôt en maintenance. Cette action directe sur le jeu 38 vise alors à conserver une marge EGT positive le plus longtemps possible. Comme précédemment, une fois le jeu piloté et un régime stabilisé atteint, il est fait retour à l’étape initiale 100 pour détecter une éventuelle nouvelle phase d’accélération susceptible d’engendrer un overshoot EGT.
Le pilotage spécifique de la vanne pour réduire l’overshoot EGT est illustré à la figure 5 et il est effectué par une action sur l’amplitude et la durée d’ouverture de la vanne 44 via les trois paramètres suivants:
X : Ce premier paramètre définit un délai à partir duquel la vanne s’ouvre à la suite de la détection d’un overshoot EGT par rapport la détection de la stabilisation du régime atteint (Temporisation à l’ouverture en secondes),
Z(i) : Ce deuxième paramètre définit pour un palier i donné le niveau d’ouverture de la vanne (100%= vanne pleine ouverture; 50%= vanne semi ouverture ; 0% = vanne pleine fermeture),
Y(i) : Ce troisième paramètre définit le temps (en secondes) d’ouverture de la vanne pour le palier i et le niveau d’ouverture Z(i).
Tous ces paramètres sont présentés dans une table dynamique prédéfinie en fonction de l’altitude et de l’écart relatif entre la température stabilisée Tstab et la température transitoire Ttrans. Pour un couple donné de valeurs {Altitude ; écart relatif (Tstab-Ttrans)/Tstab}, il existe une valeur des paramètres {X, Y(i), Z(i)} la plus adaptée à la réduction de l’overshoot EGT. Le nombre de palier n’est limité que par les capacités de mémoire de l’unité de commande 50 et le type de vanne utilisée. Il est donc tout à fait possible d’intégrer plus de trois niveaux. Si cette capacité mémoire est limitée, il est possible de supprimer le premier paramètre.
De même, le nombre de niveaux est déterminé par le type de vanne: si on utilise une vanne régulée, il y a alors une infinité de niveaux possible. Si on utilise une vanne tout ou rien, il n’y a alors que deux niveaux possible.
Ainsi, la commande d’une vanne 44 telle que décrite ci-dessus permet de conserver une marge EGT positive basée sur l’état thermique du rotor et le régime de rotation de la turbine et de couvrir l’ensemble des manœuvres et conditions d’utilisation susceptibles de générer un phénomène d’overshoot EGT. L’introduction d’une table dynamique basée sur l’écart relatif de température au rotor de turbine haute pression et l’altitude permet d’adapter au mieux l’amplitude et la durée d’ouverture de la vanne au cours de ce phénomène. La prise en compte dans le procédé d’un jeu minimum établi préalablement sur essais moteurs permet en outre une estimation précise du jeu à tout instant, prévenant ainsi tout risque d’usure prématuré de la turbine.
Claims (10)
- Procédé de pilotage d’un jeu (38) entre, d’une part, des sommets (30a) d’aubes (30) d’un rotor d’une turbine haute pression (24) d’un moteur (10) d’avion à turbine à gaz et, d’autre part, un anneau de turbine (34) d’un carter (32) entourant lesdites aubes (30) de la turbine haute pression (24), le procédé comprenant l’estimation du jeu à piloter et la commande d’une vanne (44) délivrant un flux d’air dirigé vers ledit anneau de turbine (34) en fonction du jeu ainsi estimé, ce procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes : détection (100) d’une phase transitoire d’accélération du moteur (10) à partir d’au moins un paramètre représentatif du moteur (10); réception (102) d’une donnée relative à l’altitude de l’avion; détermination (104) de données représentatives de la température dudit rotor de la turbine haute pression du moteur pendant la phase transitoire d’accélération et en régime stabilisé et calcul d’un écart relatif de températures entre lesdites données de température de la phase transitoire d’accélération et la température du régime stabilisé; si ladite phase transitoire d’accélération est détectée et si ledit écart relatif de températures est supérieur à un écart de température minimal prédéterminé, définition d’un niveau d’ouverture et d’un temps d’ouverture de la vanne par une table de correspondance altitude/écart relatif de températures prédéfinie; commande (114) de l’ouverture de la vanne (44) au niveau d’ouverture et pendant le temps d’ouverture définis pour délivrer ledit flux d’air à l’anneau de turbine (34).
- Procédé de pilotage selon la revendication 1, pour lequel la définition du niveau d’ouverture et du temps d’ouverture de la vanne à partir d’une table de correspondance altitude/écart relatif de températures prédéfinie est effectuée seulement si ledit jeu estimé est aussi supérieur à un jeu minimal prédéterminé.
- Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, pour lequel la commande de l’ouverture de la vanne comporte également une temporisation à son ouverture définissant un délai à partir duquel la vanne est ouverte au niveau d’ouverture et pour le temps d’ouverture souhaités suite à la détection de la phase transitoire d’accélération.
- Procédé de pilotage selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la phase transitoire d’accélération du moteur (10) est détectée à partir de l’écart entre la température en régime stabilisé Tstab et la température en phase transitoire d’accélération Ttrans.
- Procédé de pilotage selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel ledit au moins un paramètre représentatif du moteur est choisi parmi: le régime d’une turbine basse pression du moteur (10), le régime de la turbine haute pression, une pression mesurée au niveau d’un compresseur haute pression (20), la position angulaire d’une manette de commande des gaz de l’avion et la donnée représentative de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion (22) du moteur (10).
- Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la donnée représentative de la température du rotor est une estimation de température d’un disque (28) de rotor de la turbine haute pression (24) à partir dudit au moins un paramètre représentatif du moteur.
- Unité de commande (50) pour le pilotage d’un jeu (38) entre, d’une part, des sommets (30a) d’aubes (30) d’un rotor d’une turbine haute pression (24) d’un moteur (10) d’avion à turbine à gaz et, d’autre part, un anneau de turbine (34) d’un carter (32) entourant lesdites aubes (30) de la turbine haute pression (24), l’unité de commande (50) comprenant des moyens d’estimation du jeu à piloter et de commande (58) d’une vanne (44), la vanne (44) étant configurée pour délivrer un flux d’air vers ledit anneau de la turbine (34) en fonction du jeu ainsi estimé, l’unité de commande (50) étant caractérisée en ce qu’elle comprend: des moyens de détection (52) configurés pour détecter une phase transitoire d’accélération du moteur (10) à partir d’au moins un paramètre représentatif du moteur (10); des moyens de réception (54) configurés pour recevoir une donnée relative à l’altitude de l’avion; des moyens de calcul (56) configurés pour déterminer des données représentatives de la température dudit rotor de la turbine haute pression du moteur (10) pendant la phase transitoire d’accélération et en régime stabilisé et calculer un écart relatif de températures entre lesdites données de température déterminées pendant la phase transitoire d’accélération et en régime stabilisé; les moyens de commande (58) étant configurés pour commander une ouverture de la vanne (44) pour délivrer ledit flux d’air à l’anneau de turbine (34) à un niveau d’ouverture et pendant un temps d’ouverture définis par une table de correspondance altitude/écart relatif de températures prédéfinie, si la phase transitoire d’accélération est détectée et si ledit écart relatif de températures est supérieur à un écart de température minimal prédéterminé.
- Unité de commande selon la revendication 7, dans laquelle la table de correspondance altitude/écart relatif de températures prédéfinie délivre une valeur des paramètres {X, Y(i), Z(i)} pour un couple donné de valeurs {Altitude ; écart relatif (Tstab-Ttrans)/Tstab}, avec: X définissant un délai à partir duquel la vanne doit s’ouvrir, Z(i) définissant pour un palier i donné le niveau d’ouverture de la vanne, Y(i) définissant le temps d’ouverture de la vanne pour le palier i et le niveau d’ouverture Z(i).
- Unité de commande selon la revendication 7 ou la revendication 8, pour laquelle la vanne (44) est une vanne à position régulée prévue pour rester en position fermée en absence d'alimentation électrique et dont la position peut être comprise entre 0% (pleine fermeture), correspondant à une vanne fermée, et 100% (pleine ouverture).
- Moteur (10) d’avion à turbine à gaz comprenant une unité de commande (50) selon l’une quelconque des revendications 7 à 9 et au moins une vanne (44) pour agir sur un flux d’air dirigé vers l’anneau de turbine (34) et dans lequel la vanne (44) est commandée par les moyens de commande (58).
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