WO2023156741A1 - Système de régulation de carburant - Google Patents

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WO2023156741A1
WO2023156741A1 PCT/FR2023/050210 FR2023050210W WO2023156741A1 WO 2023156741 A1 WO2023156741 A1 WO 2023156741A1 FR 2023050210 W FR2023050210 W FR 2023050210W WO 2023156741 A1 WO2023156741 A1 WO 2023156741A1
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WO
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centrifugal pump
fuel
rotor part
aircraft
conduit
Prior art date
Application number
PCT/FR2023/050210
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English (en)
Inventor
Huguette DE WERGIFOSSE
Loïc PORA
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/236—Fuel delivery systems comprising two or more pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D1/00—Radial-flow pumps, e.g. centrifugal pumps; Helico-centrifugal pumps
    • F04D1/06—Multi-stage pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D13/00—Pumping installations or systems
    • F04D13/12—Combinations of two or more pumps
    • F04D13/14—Combinations of two or more pumps the pumps being all of centrifugal type

Definitions

  • the present invention relates to the aeronautical field. More specifically, the present invention relates to fuel regulation within an aircraft engine.
  • Fuel regulation within an aircraft engine is generally ensured by a system comprising a volumetric pump driven by a rotating body of the engine. Replacing the positive-displacement pump with a centrifugal pump could provide certain advantages; in particular, this would allow the fuel regulation system to gain in robustness.
  • a centrifugal pump has certain disadvantages; in particular, its performance depends on the flow of fuel it delivers.
  • An object of the invention is to improve a fuel regulation system for an aircraft engine comprising at least one centrifugal pump.
  • a fuel regulation system for an aircraft engine comprising: a fuel source; a supply conduit connected to the fuel source; a main circuit comprising: a first centrifugal pump comprising an inlet port and a discharge port, the inlet port being connected to the supply conduit; a connecting pipe connected to the discharge port of the first centrifugal pump; a second centrifugal pump comprising an inlet port and a discharge port, the inlet port of the second centrifugal pump being connected to the connecting conduit; a discharge duct connected to the discharge port of the second centrifugal pump, the discharge duct being further configured to be connected to an injector of a combustion chamber of the engine; and a secondary circuit comprising at least one member configured to be actuated by a fuel pressure circulating within the secondary circuit, the secondary circuit comprising an inlet duct connected to the discharge duct and an outlet duct connected to the connecting duct.
  • the system according to the invention may comprise at least
  • the first centrifugal pump and the second centrifugal pump are configured so that, in operation, the first centrifugal pump provides a first pressure and the second centrifugal pump provides a second pressure, the first pressure being lower than the second pressure;
  • the first centrifugal pump and the second centrifugal pump are configured so that, in operation, the first centrifugal pump delivers a first flow of fluid solely dedicated to supplying the combustion chamber and the second centrifugal pump delivers a second flow rate of fluid dedicated both to supplying the combustion chamber and to actuating the at least one member, the first flow rate being lower than the second flow rate;
  • the main circuit further comprises a restriction arranged at the discharge duct and configured to control the flow of fuel discharged by the second centrifugal pump;
  • the at least one component is variable geometry equipment
  • each of the first centrifugal pump and of the second centrifugal pump comprises a rotor part and a stator part, the rotor part of the first centrifugal pump being integral in rotation with the rotor part of the second centrifugal pump;
  • each of the first centrifugal pump and of the second centrifugal pump comprises a rotor part and a stator part, the stator part of the first centrifugal pump being fixedly mounted on the stator part of the second centrifugal pump.
  • the invention relates to an aircraft engine comprising: a system as previously described; an electric motor comprising a rotary element connected to at least one of the rotor part of the first centrifugal pump and the rotor part of the second centrifugal pump to drive it in rotation relative to the stator part; an electric power source connected to the electric motor to transmit electric power to it in order to drive the rotary element in rotation; and a combustion chamber comprising an injector connected to the discharge duct to receive fuel from the second centrifugal pump.
  • the invention relates to an aircraft engine comprising: a system as previously described; an accessory box comprising a rotating element connected to at least one of the rotor part of the first centrifugal pump and the rotor part of the second centrifugal pump to drive it in rotation relative to the stator part; a rotatable body connected to the accessory box to rotate the rotatable member; and a combustion chamber comprising an injector connected to the discharge duct to receive fuel from the second centrifugal pump.
  • the invention relates to an aircraft comprising an aircraft engine as previously described.
  • FIG. 1 schematically illustrates an aircraft.
  • Figure 2 is a schematic sectional view of an aircraft propulsion system.
  • Figure 3 schematically illustrates a fuel control system according to one embodiment of the invention.
  • FIG. 4 illustrates the pressure/flow rate characteristic, for two distinct speeds, of each of the two centrifugal pumps of a fuel regulation system according to one embodiment of the invention.
  • Figure 5 illustrates the efficiency/flow rate characteristic for each of the two speeds of each of the two centrifugal pumps whose pressure/flow rate characteristic is illustrated in Figure 4.
  • FIG. 1 illustrates an aircraft 100 comprising at least one propulsion assembly 1, in this case two propulsion assemblies 1.
  • the aircraft 100 shown is a civil or military aircraft, but could be any other type of aircraft 100, such as 'a helicopter.
  • the propulsion units 1 are attached and fixed to the aircraft 100, each under a wing of the aircraft 100, as shown in FIG. 1. This is however not limiting, since at least one propulsion unit 1 can also be mounted on the wing of the aircraft or on the rear of its fuselage.
  • Figure 2 illustrates a propulsion unit 1 having a longitudinal axis X-X, and comprising an engine 2 (or turbomachine) and a nacelle 3 surrounding the engine 2.
  • the propulsion assembly 1 is intended to be mounted on an aircraft 100, for example in the manner illustrated in FIG. 1.
  • the propulsion assembly 1 may comprise a mast (not shown) intended to connect the propulsion assembly 1 to part of the aircraft 100.
  • the engine 2 illustrated in FIG. 2 is a twin-spool turbojet engine, turbofan and direct drive. However, this is not limiting since the engine 2 can comprise a different number of spools and/or flows, and/or be another type of turbojet engine, such as a reduction geared turbojet engine or a turboprop engine.
  • an axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis X-X and a radial direction is a direction perpendicular to the longitudinal axis X-X and intersecting the longitudinal axis X-X.
  • an axial plane is a plane containing the longitudinal axis X-X and a radial plane is a plane perpendicular to the longitudinal axis X-X.
  • a circumference is understood as a circle belonging to a radial plane and whose center belongs to the longitudinal axis X-X.
  • a tangential or circumferential direction is a direction tangent to a circumference: it is perpendicular to the longitudinal axis X-X but does not pass through the longitudinal axis X-X.
  • the adjectives "interior” (or “internal”) and “exterior” (or “external”) are used in reference to a radial direction so that the interior part of an element is, in a radial direction, closer of the longitudinal axis X-X than the outer part of the same element.
  • the engine 2 comprises, from upstream to downstream, a fan 20, a compression section 22 comprising a low pressure compressor 220 and a high pressure compressor 222, a combustion chamber 24 and a expansion section 26 comprising a high pressure turbine 262 and a low pressure turbine 260.
  • the combustion chamber 24 comprises a fuel injection rail (not shown) and a plurality of ignition injectors (not shown). The injection rail and/or the ignition injectors constitute the main fuel-consuming organs of the engine 2.
  • the fan 20, the rotor part of the low-pressure compressor 220, and the rotor part of the low-pressure turbine 260 are connected between they by a low pressure shaft 280 extending along the longitudinal axis XX, the fan 20, the low pressure compressor 220 and the low pressure turbine 260 then forming a low pressure body 20, 220, 260, 280, which is a first rotating body.
  • the high pressure compressor rotor part 222 and the high pressure turbine rotor part 262 are interconnected by a high pressure shaft 282 extending along the longitudinal axis XX, the high pressure compressor 222 and the high pressure turbine 262 then forming a high pressure body 222, 262, 282, which is a second rotating body.
  • the compression section 22, the combustion chamber 24 and the expansion section 26 are surrounded by a crankcase 23, while the fan 20 is surrounded by a fan casing 25.
  • the crankcase 23 and the fan casing 25 are interconnected by profiled structural arms 27 forming rectifiers (or OGV for “Outlet Guide Vanes” in English terminology) distributed circumferentially all around the longitudinal axis XX.
  • the longitudinal axis XX forms the axis of rotation for the fan 20, the rotor part of the compression section 22 and the rotor part of the expansion section 26, in other words for the low pressure body 20, 220, 260, 280 and the high pressure body 222, 262, 282, which are capable of being driven in rotation around the longitudinal axis XX relative to the engine casing 23 and to the fan casing 25.
  • the engine 2 can also comprise at least one accessory box (not shown), called ⁇ GB (for “Accessory gear box” in English terminology), for example housed in a cavity provided within the nacelle 3.
  • the accessory box comprises a set of rotating elements, such as gears, making it possible to rotate a plurality of shafts around their own axis, accessories being mounted on these shafts to draw useful mechanical power from their rotation .
  • the set of gears is itself driven using a power take-off shaft connecting, possibly via a transfer case (not shown), the accessory case to one at least one of the high pressure body 222, 262, 282 and the low pressure body 20, 220, 260, 280, typically by being meshed with at least one of the high pressure shaft 282 and the low pressure shaft 280.
  • the power take-off shaft can extend inside a longitudinal cavity made within one of the structural arms 27.
  • mechanical power is likely to be taken from at least one of the high pressure body 222, 262, 282 and the low pressure body 20, 220, 260, 280 to be delivered to the at least one of the accessories via the accessory box.
  • the engine 2 comprises a certain number of organs (or equipment) configured to be actuated by means of fuel. More specifically, these members are hydraulically actuated and provision is made to use pressurized fuel to ensure their operation. These members are usually referred to as “equipment (or accessories) with variable geometries 4200” or, more simply, “variable geometries 4200”. Examples of 4200 variable geometries are: variable pitch vanes (eg, stator vanes of the high pressure compressor 222), discharge valves of the primary stream A or of the secondary stream B. These variable geometries 4200 therefore need pneumatic energy linked to the fuel pressure in order to operate. However, unlike an injector (ignition or fuel rail) of the combustion chamber, the variable geometries 4200 do not consume fuel, because they do not degrade it by combustion.
  • injector ignition or fuel rail
  • the nacelle 3 extends radially outside the engine 2, all around the longitudinal axis X-X, so as to surround both the fan casing 25 and the engine casing 23, and to define, with a downstream part of the engine casing 23, a downstream part of a secondary vein B, the upstream part of the secondary vein B being defined by the fan casing 25 and an upstream part of the engine casing 23.
  • the upstream part of the nacelle 3 further defines an air inlet 29 through which the fan 20 draws in the flow of air circulating through the propulsion assembly 1.
  • the nacelle 3 is integral with the fan casing 25 and attached and fixed to the aircraft 100 by means of the mast.
  • the fan 20 draws in a flow of air, a portion of which, circulating within a primary stream A crossing the crankcase 23 right through, is successively compressed within the compression section 22, ignited within the combustion chamber 24 by combustion of fuel, and expanded within the expansion section 26 before being ejected from the engine 2.
  • Another portion of the air flow circulates within the secondary stream B which takes an elongated annular fourme surrounding the crankcase 23, the air sucked in by the fan 20 being straightened by the rectifiers 27 and then ejected out of the propulsion assembly 1.
  • the propulsion assembly 1 generates thrust. This thrust can, for example, be put to the benefit of the aircraft 100 on which the propulsion unit 1 is attached and fixed.
  • the engine 2 comprises a system of fuel regulator 4, shown in figure 3.
  • the fuel regulation system 4 comprises a fuel source 40, such as a tank, containing the fuel intended for the operation of the variable geometries 4200 and for combustion within the combustion chamber 24.
  • power supply 400 is connected to fuel source 40.
  • the fuel regulation system 4 comprises a main circuit 41 and a secondary circuit 42, the secondary circuit 42 being connected to the main circuit 41, which is connected to the fuel source 40 via the supply line 400.
  • a centrifugal booster pump 4000 is interposed between the fuel source 40 and the main circuit 41, on the supply conduit 400, for pressurizing the main circuit 41 and the secondary circuit 42.
  • the main circuit 41 comprises a number of members connected in series, among which a first centrifugal pump 411 and a second centrifugal pump 412.
  • Each of the first centrifugal pump 411 and the second centrifugal pump 412 comprises an inlet port 4110 , 4120 and a discharge port 4112, 4122.
  • a connecting conduit 413 connects the discharge port 4112 of the first centrifugal pump 411 to the inlet port 4120 of the second centrifugal pump 412, so that the fluid discharged by the first centrifugal pump 411 is fully admitted by the second centrifugal pump 412.
  • the first centrifugal pump 411 is arranged so that its inlet port 4110 is connected to the supply conduit 400 to admit fuel from the fuel source 40, optionally pressurized beforehand by the centrifugal booster pump 4000.
  • the main circuit 41 further comprises a discharge conduit 414 connected to the discharge port 4122 of the second centrifugal pump 412 and to a fuel consumer member, such as an injector of the combustion chamber 24 so that the latter receives fuel from the second centrifugal pump 412.
  • a fuel consumer member such as an injector of the combustion chamber 24 so that the latter receives fuel from the second centrifugal pump 412.
  • the main circuit 41 comprises a heat exchanger 415 and/or a filter 416, positioned on the connecting pipe 413, between the discharge port 4112 of the first centrifugal pump 411 and the inlet port 4120 of the second pump. centrifugal 412.
  • the filter 416 makes it possible to treat the fuel circulating within the fuel regulation system 4 in order to optimize its operation.
  • the heat exchanger 415 makes it possible to cool the oil circuit of the enclosures of the engine 1 in contact with which the fuel circulates, the fuel regulation system then being considered as a cold source capable of absorbing calories.
  • the main circuit 41 further comprises a restriction 417 arranged at the level of the discharge duct 414 and configured to control the flow of fuel discharged by the second centrifugal pump 412.
  • the restriction 417 is configured to generate line losses (or pressure losses), of a thermal nature, within the discharge duct 414, which makes it possible to adjust the fuel flow within the duct connecting the discharge duct 414 to the injectors of the combustion chamber 24.
  • the restriction 417 can be a variable area valve controlled by a servo valve.
  • the secondary circuit 42 is arranged in parallel with the main circuit 41, more precisely in parallel with the second centrifugal pump 412, advantageously also in parallel with the heat exchanger 415 and the filter 416.
  • the secondary circuit 42 comprises a inlet duct 420 connected to discharge duct 414 and an outlet duct 421 connected to connecting duct 413.
  • the secondary circuit 42 comprises at least one variable geometry 4200, which is thus fed by at least part of the fuel delivered by the second centrifugal pump 412. After having passed through the variable geometry 4200, the fuel is then discharged into the conduit connection 413 so that part of the fuel admitted by the second centrifugal pump 412 has, in fact, circulated through the variable geometries 4200.
  • the fuel admitted by the second centrifugal pump 412 in part is discharged by the first centrifugal pump 411, and for the rest circulated within the secondary circuit 42.
  • the fuel delivered by the second centrifugal pump 412 partly circulates within the secondary circuit 42, and for the remainder is burned within the combustion chamber 24.
  • Each of the first centrifugal pump 411 and the second centrifugal pump 412 includes a rotor part and a stator part, the rotor part being movable relative to the stator part, typically by rotation of an input shaft of the centrifugal pump 411 , 412 around its own axis.
  • each of the first centrifugal pump 411 and the second centrifugal pump 412 is a rotary machine which pumps fuel by forcing it through a paddle wheel, or propeller, generally referred to as an "impeller", which is integral with the shaft and forms, with the shaft, the rotor part.
  • the impeller is housed within a casing of the centrifugal pump 411, 412, which forms the stator part.
  • the pumped fuel is drawn axially into the centrifugal pump 411, 412, that is to say in a direction parallel to the axis of the shaft, then accelerated radially, that is to say in a direction perpendicular to the axis of the shaft, and finally pushed back tangentially, that is to say in a direction tangential to the axis of the shaft.
  • the booster centrifugal pump 4000 advantageously has the same structure as that of each of the first centrifugal pump 411 and the second centrifugal pump 412.
  • a centrifugal pump 411, 412, 4000 is a source of pressure.
  • a centrifugal pump 411, 412, 4000 is configured so that, in operation, it can deliver a fuel flow which is variable, since it depends on the speed of rotation of its rotor part with respect to its stator part, but with an increase in pressure between the inlet port 4110, 4120 and the discharge port 4112, 4122 which remains constant, or almost constant, and this regardless of the flow rate, as can be seen in particular in FIG. 4.
  • the rotor part of the first centrifugal pump 411 is integral in rotation with the rotor part of the second centrifugal pump 412.
  • the input shaft of the first centrifugal pump 411 is common to the input shaft of the second centrifugal pump 412.
  • stator part of the first centrifugal pump 411 is fixedly mounted on the stator part of the second centrifugal pump 412.
  • the casing of the first centrifugal pump 411 is fixedly mounted on the casing of the second centrifugal pump 412 .
  • the rotational drive of the rotor part, with respect to the stator part, of each of the first centrifugal pump 411 and of the second centrifugal pump 412, can be implemented in different ways.
  • the aircraft engine 2 100 comprises an electric motor (not shown), which can be synchronous or asynchronous, and which comprises a rotating element, typically an output shaft, connected to at least one of the part rotor of the first centrifugal pump 411 and the rotor part of the second centrifugal pump 412 to drive it in rotation relative to the stator part.
  • the aircraft engine 2 100 comprises an electrical power source, typically a battery or a generator driven by at least one of the high pressure body 222, 262, 282 and the low pressure body 20, 220, 260 , 280, the electric power source being connected to the electric motor in order to transmit electric power to it in order to drive the rotating element of the electric motor in rotation.
  • an electric motor allows each of the first centrifugal pump 411 and the second centrifugal pump 412 to deliver the necessary fuel flow, in particular to the variable geometries 4200, and this even at low drive speeds of the rotating bodies 20, 22, 26.
  • an electric motor can drive each of the first centrifugal pump 411 and the second centrifugal pump 412 at high rotational speeds, even at low drive speeds of the rotating bodies 20, 22, 26, since the drive speed of the electric motor 2 is not related to the rotational speed of the rotating bodies 20, 22, 26. In doing so, it is not necessary to oversize the centrifugal pumps 411, 412 in order to be able to meet the fuel flow requirements at low drive speeds of the rotating bodies 20, 22, 26, in particular from variable geometries 4200. Moreover, the user of the electric motor also makes it possible to optimize the power taken from the rotating bodies 20, 22, 26, if necessary.
  • a gear of the accessory box is connected to at least one of the rotor part of the first centrifugal pump 411 and the rotor part of the second centrifugal pump 412 to drive it in rotation with respect to the stator part.
  • Figure 4 and Figure 5 illustrate the characteristics of the centrifugal pumps 411, 412 for two distinct operating modes, one illustrated by a solid line, the other by a dotted line.
  • FIG. 4 represents, for each of the first centrifugal pump 411 and the second centrifugal pump 412, the evolution of the differential pressure (i.e., the difference between the fuel pressure at the discharge port 4112, 4122 and the fuel pressure at the inlet port 4110, 4120) as a function of the fuel flow delivered by the centrifugal pump 411, 412.
  • this evolution is different depending on the operating mode of the centrifugal pump 411 , 412, that is to say according to the drive speed of the rotor part of the pump with respect to its stator part.
  • FIG. 5 represents, for each of the first centrifugal pump 411 and of the second centrifugal pump 412, the evolution of the performance of the centrifugal pump 411, 412 as a function of the fuel flow delivered by the centrifugal pump 411, 412, for the same operating regimes as those illustrated in Figure 4. Again, Figure 5 illustrates that this development is different depending on the operating regime of the centrifugal pump 411, 412.
  • the first centrifugal pump 411 delivers a flow rate lower than the flow rate delivered by the second centrifugal pump 412 and introduces a fuel pressure increase in the main circuit 41 which is less than the pressure increase introduced by the second centrifugal pump 412 in the main circuit 41.
  • the fluid flow delivered by the first centrifugal pump 411 is, in fact, solely dedicated to supplying the combustion chamber 24, while the fluid flow delivered by the second centrifugal pump 412 is, for its part, dedicated to both powering the combustion chamber 24 and actuating the variable geometries 4200.
  • centrifugal pumps are more robust and more compact than positive displacement pumps.
  • centrifugal pumps depends on their operating point and can become very low if they operate far from the operating point where the efficiency is maximum, as shown in Figure 5.
  • centrifugal pumps can be unbalanced, that is to say operating at different pressures and flow rates, each of the centrifugal pumps operating close to its maximum efficiency, the entire operating range of the engine can be covered without it being necessary to dimension one and/or the other of the centrifugal pumps to the performance level of the engine imposing the greatest constraints on the fuel regulation system.
  • centrifugal pumps will always operate at their maximum efficiency.
  • centrifugal pumps can be driven at higher speeds, minimizing the size of the electric motor.
  • the second centrifugal pump which delivers the surplus useful fuel flow with variable geometries, while the fuel flow transferred to the combustion chamber injectors is, in fact, delivered by the first centrifugal pump.
  • the second centrifugal pump which supplies the pressure necessary for the actuation of the variable geometries, the pressure required by the injectors being linked to the combination of the pressure supplied by the first centrifugal pump and the pressure supplied by the second centrifugal pump.
  • the pressure supplied by the second centrifugal pump is set at the value required by the variable geometries, without being oversized, and this regardless of the operating speed.
  • an optimization of the size and mass of the centrifugal pumps, of the overall efficiency of the system and, where appropriate, of the size and mass of the electric motor, are advantageously obtained.

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Abstract

La présente invention concerne un système de régulation de carburant (4) comprenant : une source de carburant; un conduit d'alimentation; un circuit principal comprenant : une première pompe centrifuge; un conduit de liaison; une deuxième pompe centrifuge; un conduit de refoulement; et un circuit secondaire.

Description

SYSTEME DE REGULATION DE CARBURANT
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente invention concerne le domaine aéronautique. Plus précisément, la présente invention concerne la régulation de carburant au sein d’un moteur d’aéronef.
ETAT DE LA TECHNIQUE
La régulation de carburant au sein d’un moteur d’aéronef est généralement assurée par un système comprenant une pompe volumétrique entraînée par un corps rotatif du moteur. Remplacer la pompe volumétrique par une pompe centrifuge pourrait procurer certains avantages ; notamment cela permettrait au système de régulation de carburant de gagner en robustesse. Toutefois, une pompe centrifuge présente certains inconvénients ; notamment, son rendement dépend du débit de carburant qu’elle délivre.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un but de l’invention est d’améliorer un système de régulation de carburant pour moteur d’aéronef comprenant au moins une pompe centrifuge.
Il est à cet effet proposé, selon un aspect de l’invention un système de régulation de carburant pour moteur d’aéronef, le système comprenant : une source de carburant ; un conduit d’alimentation relié à la source de carburant ; un circuit principal comprenant : une première pompe centrifuge comprenant un port d’admission et un port de refoulement, le port d’admission étant relié au conduit d’alimentation ; un conduit de liaison relié au port de refoulement de la première pompe centrifuge ; une deuxième pompe centrifuge comprenant un port d’admission et un port de refoulement, le port d’admission de la deuxième pompe centrifuge étant relié au conduit de liaison ; un conduit de refoulement relié au port de refoulement de la deuxième pompe centrifuge, le conduit de refoulement étant en outre configuré pour être relié à un injecteur d’une chambre de combustion du moteur ; et un circuit secondaire comprenant au moins un organe configuré pour être actionné par une pression de carburant circulant au sein du circuit secondaire, le circuit secondaire comprenant un conduit d’entrée relié au conduit de refoulement et un conduit de sortie relié au conduit de liaison. Avantageusement, mais facultativement, le système selon l’invention peut comprendre l’une au moins des caractéristiques suivantes, prise seule ou en combinaison :
- la première pompe centrifuge et la deuxième pompe centrifuge sont configurées de sorte à ce que, en fonctionnement, la première pompe centrifuge fournit une première pression et la deuxième pompe centrifuge fournit une deuxième pression, la première pression étant inférieure à la deuxième pression ;
- la première pompe centrifuge et la deuxième pompe centrifuge sont configurées de sorte à ce que, en fonctionnement, la première pompe centrifuge délivre un premier débit de fluide uniquement dédié à l’alimentation de la chambre de combustion et la deuxième pompe centrifuge délivre un deuxième débit de fluide dédié à la fois à l’alimentation de la chambre de combustion et à l’actionnement de l’au moins un organe, le premier débit étant inférieur au deuxième débit ;
- le circuit principal comprend en outre une restriction agencée au niveau du conduit de refoulement et configurée pour piloter le débit de carburant refoulé par la deuxième pompe centrifuge ;
- l’au moins un organe est un équipement à géométries variables ;
- chacune de la première pompe centrifuge et de la deuxième pompe centrifuge comprend une partie rotor et une partie stator, la partie rotor de la première pompe centrifuge étant solidaire en rotation de la partie rotor de la deuxième pompe centrifuge ; et
- chacune de la première pompe centrifuge et de la deuxième pompe centrifuge comprend une partie rotor et une partie stator, la partie stator de la première pompe centrifuge étant montée fixe sur la partie stator de la deuxième pompe centrifuge.
Selon un autre aspect, l’invention concerne un moteur d’aéronef comprenant : un système tel que précédemment décrit ; un moteur électrique comprenant un élément rotatif relié à au moins l’une parmi la partie rotor de la première pompe centrifuge et la partie rotor de la deuxième pompe centrifuge pour l’entraîner en rotation par rapport à la partie stator ; une source d’alimentation électrique reliée au moteur électrique pour lui transmettre une puissance électrique afin d’entraîner en rotation l’élément rotatif ; et une chambre de combustion comprenant un injecteur relié au conduit de refoulement pour recevoir du carburant de la deuxième pompe centrifuge.
Selon un autre aspect, l’invention concerne un moteur d’aéronef comprenant : un système tel que précédemment décrit ; un boîtier d’accessoires comprenant un élément rotatif relié à au moins l’une parmi la partie rotor de la première pompe centrifuge et la partie rotor de la deuxième pompe centrifuge pour l’entraîner en rotation par rapport à la partie stator ; un corps rotatif relié au boîtier d’accessoires pour entraîner en rotation l’élément rotatif ; et une chambre de combustion comprenant un injecteur relié au conduit de refoulement pour recevoir du carburant de la deuxième pompe centrifuge.
Selon un autre aspect, l’invention concerne un aéronef comprenant un moteur d’aéronef tel que précédemment décrit.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 illustre un aéronef de façon schématique.
La figure 2 est une vue en coupe schématique d’un ensemble propulsif pour aéronef.
La figure 3 illustre schématiquement un système de régulation de carburant selon un mode de réalisation de l’invention.
La figure 4 illustre la caractéristique en pression/débit, pour deux régimes distincts, de chacune des deux pompes centrifuges d’un système de régulation de carburant selon un mode de réalisation de l’invention.
La figure 5 illustre la caractéristique en rendement/débit pour chacun des deux régimes de chacune des deux pompes centrifuges dont la caractéristique en pression/débit est illustrée sur la figure 4.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Aéronef
La figure 1 illustre un aéronef 100 comprenant au moins un ensemble propulsif 1 , en l’espèce deux ensembles propulsifs 1. L’aéronef 100 représenté est un avion, civil ou militaire, mais pourrait être tout autre type d’aéronef 100, tel qu’un hélicoptère. Les ensembles propulsifs 1 sont rapportés et fixés sur l’avion 100, chacun sous une aile de l’avion 100, comme visible sur la figure 1. Ceci n’est toutefois pas limitatif, puisqu’au moins un ensemble propulsif 1 peut être également monté sur l’aile de l’avion ou encore à l’arrière de son fuselage. Ensemble
La figure 2 illustre un ensemble propulsif 1 présentant un axe longitudinal X-X, et comprenant un moteur 2 (ou turbomachine) et une nacelle 3 entourant le moteur 2.
L’ensemble propulsif 1 est destiné à être monté sur un aéronef 100, par exemple de la manière illustrée sur la figure 1. À cet égard, l’ensemble propulsif 1 peut comprendre un mât (non représenté) destiné à relier l’ensemble propulsif 1 à une partie de l’aéronef 100.
Le moteur 2 illustré sur la figure 2 est un turboréacteur à double corps, double flux et entraînement direct. Ceci n’est toutefois pas limitatif puisque le moteur 2 peut comporter un nombre différent de corps et/ou de flux, et/ou être un autre type de turboréacteur, tel qu’un turboréacteur à réducteur ou un turbopropulseur.
Sauf précision contraire, les termes « amont » et « aval » sont utilisés en référence à la direction globale d’écoulement d’air à travers l’ensemble propulsif 1 en fonctionnement. De même, une direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X-X et une direction radiale est une direction perpendiculaire à l’axe longitudinal X-X et coupant l’axe longitudinal X-X. Par ailleurs, un plan axial est un plan contenant l'axe longitudinal X-X et un plan radial est un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X-X. Une circonférence s’entend comme un cercle appartenant à un plan radial et dont le centre appartient à l’axe longitudinal X-X. Une direction tangentielle ou circonférentielle est une direction tangente à une circonférence : elle est perpendiculaire à l’axe longitudinal X-X mais ne passe pas par l’axe longitudinal X-X. Enfin, les adjectifs « intérieur » (ou « interne ») et « extérieur » (ou « externe ») sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure d'un élément est, suivant une direction radiale, plus proche de l'axe longitudinal X-X que la partie extérieure du même élément.
Comme visible sur la figure 2, le moteur 2 comprend, de l’amont vers l’aval, une soufflante 20, une section de compression 22 comprenant un compresseur basse pression 220 et un compresseur haute pression 222, une chambre de combustion 24 et une section de détente 26 comprenant une turbine haute pression 262 et une turbine basse pression 260. La chambre de combustion 24 comprend une rampe d’injection de carburant (non représentée) et une pluralité d’injecteurs d’allumage (non représentés). La rampe d’injection et/ou les injecteurs d’allumage constituent les principaux organes consommateurs de carburant du moteur 2. La soufflante 20, la partie rotor du compresseur basse pression 220, et la partir rotor de la turbine basse pression 260 sont reliées entre elles par un arbre basse pression 280 s’étendant le long de l’axe longitudinal X-X, la soufflante 20, le compresseur basse pression 220 et la turbine basse pression 260 formant alors un corps basse pression 20, 220, 260, 280, qui est un premier corps rotatif. La partie rotor du compresseur haute pression 222 et la partie rotor de la turbine haute pression 262 sont reliées entre elles par un arbre haute pression 282 s’étendant le long de l’axe longitudinal X-X, le compresseur haute pression 222 et la turbine haute pression 262 formant alors un corps haute pression 222, 262, 282, qui est un deuxième corps rotatif. Comme visible sur la figure 2, la section de compression 22, la chambre de combustion 24 et la section de détente 26 sont entourés par un carter moteur 23, tandis que la soufflante 20 est entourée par un carter de soufflante 25. Le carter moteur 23 et le carter de soufflante 25 sont reliés entre eux par des bras structuraux 27 profilés formant redresseurs (ou OGV pour « Outlet Guide Vanes » dans la terminologie anglo-saxonne) répartis de manière circonférentielle tout autour de l’axe longitudinal X-X. L’axe longitudinal X-X forme axe de rotation pour la soufflante 20, la partie rotor de la section de compression 22 et la partie rotor de la section de détente 26, autrement dit pour le corps basse pression 20, 220, 260, 280 et le corps haute pression 222, 262, 282, lesquels sont susceptibles d’être entraînés en rotation autour de l’axe longitudinal X-X par rapport au carter moteur 23 et au carter de soufflante 25.
Le moteur 2 peut également comprendre au moins un boîtier d’accessoires (non représenté), appelé ÀGB (pour « Accessory gear box » dans la terminologie anglo-saxonne), par exemple logé dans une cavité ménagée au sein de la nacelle 3. Le boîtier d’accessoires comprend un ensemble d’éléments rotatifs, tels que des engrenages, permettant d’entraîner en rotation une pluralité d’arbres autour de leur propre axe, des accessoires étant montés sur ces arbres pour tirer de leur rotation une puissance mécanique utile. L’ensemble d’engrenages est lui- même entraîné à l’aide d’un arbre de prise de force reliant, éventuellement par l’intermédiaire d’un boîtier de transfert (non représenté), le boîtier d’accessoires à l’un au moins parmi le corps haute pression 222, 262, 282 et le corps basse pression 20, 220, 260, 280, typiquement en étant engrené avec l’un au moins parmi l’arbre haute pression 282 et l’arbre basse pression 280. À cet égard, l’arbre de prise de force peut s’étendre à l’intérieur d’une cavité longitudinale ménagée au sein de l’un des bras structuraux 27. De cette manière, une puissance mécanique est susceptible d’être prélevée sur l’un au moins parmi le corps haute pression 222, 262, 282 et le corps basse pression 20, 220, 260, 280 pour être délivrée à l’au moins parmi les accessoires par l’intermédiaire du boîtier d’accessoires.
Le moteur 2 comprend un certain nombres d’organes (ou équipements) configurés pour être actionnés au moyen de carburant. Plus précisément, ces organes sont à actionnement hydraulique et il est prévu d’utiliser du carburant sous pression pour assurer leur fonctionnement. Ces organes sont habituellement désignés sous l’appellation « équipements (ou accessoires) à géométries variables 4200 » ou, plus simplement, « géométries variables 4200 ». Des exemples de géométries variables 4200 sont : des aubes à calage variables (e.g., aubes de stator du compresseur haute pression 222), vannes de décharge de la veine primaire À ou de la veine secondaire B. Ces géométries variables 4200 ont donc besoin de l’énergie pneumatique liée à la pression de carburant pour fonctionner. Néanmoins, contrairement à un injecteur (d’allumage ou de rampe d’injection) de la chambre de combustion, les géométries variables 4200 ne consomment pas de carburant, car elles ne le dégradent pas par combustion.
La nacelle 3 s’étend radialement à l’extérieur du moteur 2, tout autour de l’axe longitudinal X-X, de sorte à entourer à la fois le carter de soufflante 25 et le carter moteur 23, et à définir, avec une partie aval du carter moteur 23, une partie aval d’une veine secondaire B, la partie amont de la veine secondaire B étant définie par le carter de soufflante 25 et une partie amont du carter moteur 23. La partie amont de la nacelle 3 définit en outre une entrée d’air 29 par laquelle la soufflante 20 aspire le flux d’air circulant à travers l’ensemble propulsif 1. La nacelle 3 est solidaire du carter de soufflante 25 et rapportée et fixée à l’aéronef 100 au moyen du mât.
En fonctionnement, la soufflante 20 aspire un flux d’air dont une portion, circulant au sein d’une veine primaire À traversant le carter moteur 23 de part en part, est, successivement, comprimée au sein de la section de compression 22, enflammée au sein de la chambre de combustion 24 par combustion de carburant, et détendue au sein de la section de détente 26 avant d’être éjectée hors du moteur 2. Une autre portion du flux d’air circule au sein de la veine secondaire B qui prend une fourme annulaire allongée entourant le carter moteur 23, l’air aspiré par la soufflante 20 étant redressé par les redresseurs 27 puis éjecté hors de l’ensemble propulsif 1. De cette manière, l’ensemble propulsif 1 génère une poussée. Cette poussée peut, par exemple, être mise au profit de l’aéronef 100 sur lequel l’ensemble propulsif 1 est rapporté et fixé.
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En vue d’alimenter à la fois les organes consommateurs de carburant, telles que les injecteurs (d’allumage ou de la rampe d’injection) de la chambre de combustion 24, et les géométries variables 4200, le moteur 2 comprend un système de régulation de carburant 4, illustré sur la figure 3.
Le système de régulation de carburant 4 comprend une source de carburant 40, telle qu’un réservoir, contenant le carburant destiné au fonctionnement des géométries variables 4200 et à la combustion au sein de la chambre de combustion 24. En outre, un conduit d’alimentation 400 est relié à la source de carburant 40. Comme illustré par la figure 3, le système de régulation de carburant 4 comprend un circuit principal 41 et un circuit secondaire 42, le circuit secondaire 42 étant relié au circuit principal 41 , lequel est relié à la source de carburant 40 par l’intermédiaire du conduit d’alimentation 400.
Avantageusement, une pompe centrifuge de gavage 4000 est interposée entre la source de carburant 40 et le circuit principal 41 , sur le conduit d’alimentation 400, pour la mise sous pression du circuit principal 41 et du circuit secondaire 42.
Le circuit principal 41 comprend un certain nombres d’organes montés en série, parmi lesquels une première pompe centrifuge 411 et une deuxième pompe centrifuge 412. Chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412 comprend un port d’admission 4110, 4120 et un port de refoulement 4112, 4122. En outre, un conduit de liaison 413 relie le port de refoulement 4112 de la première pompe centrifuge 411 au port d’admission 4120 de la deuxième pompe centrifuge 412, de sorte à ce que le fluide refoulé par la première pompe centrifuge 411 soit intégralement admis par la deuxième pompe centrifuge 412.
La première pompe centrifuge 411 est agencée de sorte à ce que son port d’admission 4110 soit relié au conduit d’alimentation 400 pour admettre du carburant à partir de la source de carburant 40, éventuellement préalablement mis sous pression par la pompe centrifuge de gavage 4000.
Comme visible sur la figure 3, le circuit principal 41 comprend en outre un conduit de refoulement 414 relié au port de refoulement 4122 de la deuxième pompe centrifuge 412 et à un organe consommateur de carburant, tel qu’un injecteur de la chambre de combustion 24 pour que ce dernier reçoive du carburant de la deuxième pompe centrifuge 412. Ainsi, au moins une partie du carburant refoulé par la deuxième pompe centrifuge 412 peut être admis au sein de la chambre de combustion 24 pour être mélangé à l’air issu de la section de compression 22 afin d’être enflammé.
Avantageusement, le circuit principal 41 comprend un échangeur de chaleur 415 et/ou un filtre 416, positionnés sur le conduit de liaison 413, entre le port de refoulement 4112 de la première pompe centrifuge 411 et le port d’admission 4120 de la deuxième pompe centrifuge 412. Le filtre 416 permet de traiter le carburant circulant au sein du système de régulation de carburant 4 afin d’en optimiser le fonctionnement. En outre, l’échangeur de chaleur 415 permet de refroidir le circuit d’huile des enceintes du moteur 1 au contact desquels le carburant circule, le système de régulation de carburant étant alors considéré comme une source froide capable d’absorber des calories. Avantageusement, le circuit principal 41 comprend en outre une restriction 417 agencée au niveau du conduit de refoulement 414 et configurée pour piloter le débit de carburant refoulé par la deuxième pompe centrifuge 412. Plus précisément, la restriction 417 est configurée pour générer des pertes en ligne (ou pertes de charge), de nature thermique, au sein du conduit de refoulement 414, ce qui permet d’ajuster le débit de carburant au sein du conduit reliant le conduit de refoulement 414 aux injecteurs de la chambre de combustion 24. La restriction 417 peut être une vanne à section variable commandée par une servovalve.
Le circuit secondaire 42 est agencé en parallèle du circuit principal 41 , plus précisément en parallèle de la deuxième pompe centrifuge 412, avantageusement également en parallèle de l’échangeur de chaleur 415 et du filtre 416. A cet égard, le circuit secondaire 42 comprend un conduit d’entrée 420 relié au conduit de refoulement 414 et un conduit de sortie 421 relié au conduit de liaison 413.
En outre, le circuit secondaire 42 comprend au moins une géométrie variable 4200, laquelle est ainsi alimentée par au moins une partie du carburant refoulée par la deuxième pompe centrifuge 412. Après avoir traversé la géométrie variable 4200, le carburant est ensuite déversé dans le conduit de liaison 413 si bien qu’une partie du carburant admis par la deuxième pompe centrifuge 412 a, en fait, circulé à travers les géométries variables 4200. En d’autres termes, le carburant admis par deuxième pompe centrifuge 412 pour partie est refoulé par la première pompe centrifuge 411 , et pour le reste a circulé au sein du circuit secondaire 42. En outre, le carburant refoulé par la deuxième pompe centrifuge 412 pour partie circule au sein du circuit secondaire 42, et pour le reste est brûlé au sein de la chambre de combustion 24.
Chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412 comprend une partie rotor et une partie stator, la partir rotor étant mobile par rapport à la partie stator, typiquement par rotation d’un arbre d’entrée de la pompe centrifuge 411 , 412 autour de son propre axe. De manière générale, chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412 est une machine rotative qui pompe le carburant en le forçant au travers d’une roue à aubes, ou d'une hélice, généralement appelée « impulseur », lequel est solidaire de l’arbre et forme, avec l’arbre, la partie rotor. L’impulseur est logé au sein d’un carter de la pompe centrifuge 411, 412, lequel forme la partie stator. Par l’effet de la rotation de l’impulseur, le carburant pompé est aspiré axialement dans la pompe centrifuge 411, 412, c’est-à-dire dans une direction parallèle à l’axe de l’arbre, puis accéléré radialement, c’est-à-dire selon une direction perpendiculaire à l’axe de l’arbre, et enfin refoulé tangentiellement, c’est-à-dire selon une direction tangentielle à l’axe de l’arbre. La pompe centrifuge de gavage 4000 présente avantageusement la même structure que celle de chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412. En tout état de cause, il convient de noter que, contrairement à une pompe volumétrique qui est une source de débit, une pompe centrifuge 411 , 412, 4000 est une source de pression. En effet, une pompe centrifuge 411 , 412, 4000 est configurée pour que, en fonctionnement, elle puisse délivrer un débit de carburant qui est variable, puisqu’il dépend de la vitesse de rotation de sa partie rotor par rapport à sa partie stator, mais avec une augmentation de pression entre le port d’admission 4110, 4120 et le port de refoulement 4112, 4122 qui demeure constante, ou quasiment constante, et ce quel que soit le débit, comme notamment visible sur la figure 4.
Avantageusement, la partie rotor de la première pompe centrifuge 411 est solidaire en rotation de la partie rotor de la deuxième pompe centrifuge 412. Typiquement, l’arbre d’entrée de la première pompe centrifuge 411 est commun à l’arbre d’entrée de la deuxième pompe centrifuge 412.
De manière également avantageuse, la partie stator de la première pompe centrifuge 411 est montée fixe sur la partie stator de la deuxième pompe centrifuge 412. Typiquement, le carter de la première pompe centrifuge 411 est monté fixe sur le carter de la deuxième pompe centrifuge 412.
L’entraînement en rotation de la partie rotor, par rapport à la partie stator, de chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412, peut être mise en oeuvre de différentes manières.
Dans une variante, le moteur 2 d’aéronef 100 comprend un moteur électrique (non représenté), qui peut être synchrone ou asynchrone, et qui comprend un élément rotatif, typiquement un arbre de sortie, relié à au moins l’une parmi la partie rotor de la première pompe centrifuge 411 et la partie rotor de la deuxième pompe centrifuge 412 pour l’entraîner en rotation par rapport à la partie stator. En outre, le moteur 2 d’aéronef 100 comprend une source d’alimentation électrique, typiquement une batterie ou un générateur entraîné par au moins l’un du corps haute pression 222, 262, 282 et du corps basse pression 20, 220, 260, 280, la source d’alimentation électrique étant reliée au moteur électrique pour lui transmettre une puissance électrique afin d’entraîner en rotation l’élément rotatif du moteur électrique. L’utilisation d’un moteur électrique permet à chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412, de délivrer le débit de carburant nécessaire, notamment aux géométries variables 4200, et ce même à des régimes d’entraînement faibles des corps rotatifs 20, 22, 26. En effet, un moteur électrique peut entraîner chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412 à des vitesses de rotation élevées, même à des régimes d’entraînement faibles des corps rotatifs 20, 22, 26, puisque la vitesse d’entraînement du moteur 2 électrique n’est pas liée à la vitesse de rotation des corps rotatifs 20, 22, 26. Ce faisant, il n’est pas nécessaire de surdimensionner les pompes centrifuges 411 , 412 pour pouvoir répondre aux besoins en débit de carburant à des régimes d’entraînement faibles des corps rotatifs 20, 22, 26, notamment de la part des géométries variables 4200. Par ailleurs, l’utilisateur du moteur électrique permet également d’optimiser la puissance prélevée sur les corps rotatifs 20, 22, 26, le cas échéant.
Dans une autre variante, un engrenage du boîtier d’accessoires est relié à au moins l’une parmi la partie rotor de la première pompe centrifuge 411 et la partie rotor de la deuxième pompe centrifuge 412 pour l’entraîner en rotation par rapport à la partie stator. Dans cette autre variante, il peut être utile de prévoir un organe auxiliaire raccordé au circuit principal 41 pour fournir une pression de carburant suffisante, à la fois dans le circuit secondaire 42 et dans le conduit de refoulement 414, à des régimes de fonctionnement faibles des corps rotatifs 20, 22, 26.
La figure 4 et la figure 5 illustrent des caractéristiques des pompes centrifuges 411 , 412 pour deux régimes de fonctionnement distincts, l’un illustré par un trait plein, l’autre par un trait en pointillés.
La figure 4 représente, pour chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412, l’évolution de la pression différentielle (i.e., la différence entre la pression de carburant au niveau du port de refoulement 4112, 4122 et de la pression de carburant au niveau du port d’admission 4110, 4120) en fonction du débit de carburant refoulé par la pompe centrifuge 411 , 412. Comme visible sur la figure 4, cette évolution est différente suivant le régime de fonctionnement de la pompe centrifuge 411 , 412, c’est-à-dire suivant la vitesse d’entraînement de la partie rotor de la pompe par rapport à sa partie stator.
La figure 5 représente, pour chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412, l’évolution du rendement de la pompe centrifuge 411 , 412 en fonction du débit de carburant refoulé par la pompe centrifuge 411 , 412, pour les mêmes régimes de fonctionnement que ceux illustrés en figure 4. Là encore, la figure 5 illustre que cette évolution est différente suivant le régime de fonctionnement de la pompe centrifuge 411 , 412.
Pour optimiser le rendement du système de régulation de carburant 4, il convient de le faire fonctionner de sorte à déséquilibrer la première pompe centrifuge 411 par rapport à la deuxième pompe centrifuge 412. Plus exactement, il convient de configurer chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412, puis de les faire fonctionner, de sorte à ce que, quel que soit leur régime, la première pompe centrifuge 411 délivre un débit inférieur au débit délivré par la deuxième pompe centrifuge 412 et introduise une augmentation de pression de carburant dans le circuit principal 41 qui est inférieure à l’augmentation de pression introduite par la deuxième pompe centrifuge 412 dans le circuit principal 41. Dans cette configuration, le débit de fluide délivré par la première pompe centrifuge 411 est, en fait, uniquement dédié à l’alimentation de la chambre de combustion 24, tandis que le débit de fluide délivré par la deuxième pompe centrifuge 412 est, quant à lui, dédié à la fois à l’alimentation de la chambre de combustion 24 et à l'actionnement des géométries variables 4200.
Ceci est particulièrement visible sur la figure 4 et sur la figure 5, dans lesquelles le triangle marque le point de fonctionnement de chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412 lorsque l’aéronef 100 est en croisière, tandis que l’étoile marque le point de fonctionnement de chacune de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412 lorsque l’aéronef 100 est au décollage. Chacun de ces points de fonctionnement correspondent à des régimes différents de la première pompe centrifuge 411 et de la deuxième pompe centrifuge 412, le régime de fonctionnement associé au décollage étant illustré par la courbe en trait plein, tandis que le régime de fonctionnement associé à la croisière est illustré en traits pointillés.
Avantages obtenus
De manière générale, les pompes centrifuges sont plus robustes et plus compactes que les pompes volumétriques.
En revanche, le rendement des pompes centrifuges dépend de leur point de fonctionnement et peut devenir très faible si elles fonctionnent loin du point de fonctionnement où le rendement est maximum, comme visible sur la figure 5.
Grâce au système de régulation de carburant, dans lequel les pompes centrifuges peuvent être déséquilibrées, c’est-à-dire fonctionner à des pressions et des débits différents, chacune des pompes centrifuges opérant proche de son rendement maximum, toute la plage de fonctionnement du moteur peut être couverte sans qu’il ne soit nécessaire de dimensionner l’une et/ou l’autres des pompes centrifuges au niveau de performance du moteur imposant les contraintes les plus importantes sur le système de régulation de carburant. En fait, quel que soit le régime du moteur considéré, les pompes centrifuges fonctionneront toujours à leur rendement maximal. En outre, grâce aux pompes centrifuges, il n’est pas nécessaire de prévoir un démultiplicateur entre un moteur électrique et la pompe alimentant un système de régulation de carburant d’un moteur d’aéronef, ce qui permet de réduire la masse du moteur. De fait, contrairement aux pompes volumétriques, les pompes centrifuges peuvent être entraînées à des vitesses plus élevées, ce qui minimise la taille du moteur électrique.
Par ailleurs, grâce à la configuration et au mode de fonctionnement de chacune de la première pompe et de la deuxième pompe, mais aussi à l’agencement du circuit secondaire par rapport au circuit principal, c’est la deuxième pompe centrifuge qui délivre le surplus de débit de carburant utile aux géométries variables, tandis que le débit de carburant transféré vers les injecteurs de la chambre de combustion est, en fait, délivré par la première pompe centrifuge. En outre, c’est la deuxième pompe centrifuge qui fournit la pression nécessaire à l’actionnement des géométries variables, la pression requise par les injecteurs étant liées au cumul de la pression fournie par la première pompe centrifuge et de la pression fournie par la deuxième pompe centrifuge.
Les bénéfices de cette configuration et de ce mode de fonctionnement de chacune de la première pompe et de la deuxième pompe sont également visibles sur la figure 5. En effet, comme visible sur cette figure, pour chaque régime de fonctionnement décrit en référence à la figure 4, le point de fonctionnement de la première pompe et de la deuxième pompe, toujours illustrés, respectivement par le triangle pour la croisière, et par l’étoile pour le décollage, est proche du rendement maximum de la pompe centrifuge correspondante à ce régiment de fonctionnement, et sont identiques, ou quasiment identiques, pour les deux pompes centrifuges. Plus exactement, le rendement du système de régulation de carburant, pris dans son ensemble, demeure constant, ou quasiment constant, quel que soit le régime de fonctionnement de l’aéronef. En définitive, cette configuration permet d’atteindre un rendement optimal avec un système doté d’une double pompe centrifuge.
Enfin, même dans les modes de réalisation dans lesquelles une restriction est nécessaire, celle-ci dissipe moins d’énergie sous forme thermique que lorsqu’une pompe volumétrique est utilisée. Le déséquilibrage de la première pompe centrifuge par rapport à la deuxième pompe centrifuge est d’autant plus pertinent que la pression requise par les géométries variables n’est pas trop importante.
En effet, la pression fournie par la deuxième pompe centrifuge est calée à la valeur requise par les géométries variables, sans être surdimensionnée, et ce quel que soit le régime de fonctionnement. Ainsi, une optimisation de la taille et de la masse des pompes centrifuges, du rendement global du système et, le cas échéant, de la taille et de la masse du moteur électrique, sont avantageusement obtenus.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système de régulation de carburant (4) pour moteur (2) d’aéronef (100), le système (4) comprenant : une source de carburant (40) ; un conduit d’alimentation (400) relié à la source de carburant (40) ; un circuit principal (41 ) comprenant : une première pompe centrifuge (411 ) comprenant un port d’admission (4110) et un port de refoulement (4112), le port d’admission (4110) étant relié au conduit d’alimentation (400) ; un conduit de liaison (413) relié au port de refoulement (4112) de la première pompe centrifuge (411 ) ; une deuxième pompe centrifuge (412) comprenant un port d’admission (4120) et un port de refoulement (4122), le port d’admission (4120) de la deuxième pompe centrifuge (412) étant relié au conduit de liaison (413) ; un conduit de refoulement (414) relié au port de refoulement (4122) de la deuxième pompe centrifuge (412), le conduit de refoulement (414) étant en outre configuré pour être relié à un injecteur d’une chambre de combustion (24) du moteur ; et un circuit secondaire (412) comprenant au moins un organe (4200) configuré pour être actionné par une pression de carburant circulant au sein du circuit secondaire (412), le circuit secondaire (412) comprenant un conduit d’entrée (420) relié au conduit de refoulement (414) et un conduit de sortie (421 ) relié au conduit de liaison (413).
2. Système (4) selon la revendication 1 , dans lequel la première pompe centrifuge (411 ) et la deuxième pompe centrifuge (412) sont configurées de sorte à ce que, en fonctionnement, la première pompe centrifuge (411 ) fournit une première pression et la deuxième pompe centrifuge (412) fournit une deuxième pression, la première pression étant inférieure à la deuxième pression.
3. Système (4) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel la première pompe centrifuge (411 ) et la deuxième pompe centrifuge (412) sont configurées de sorte à ce que, en fonctionnement, la première pompe centrifuge (411 ) délivre un premier débit de fluide uniquement dédié à l’alimentation de la chambre de combustion (24) et la deuxième pompe centrifuge (412) délivre un deuxième débit de fluide dédié à la fois à l’alimentation de la chambre de combustion (24) et à l’actionnement de l’au moins un organe (4200), le premier débit étant inférieur au deuxième débit.
4. Système (4) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le circuit principal (41 ) comprend en outre une restriction (417) agencée au niveau du conduit de refoulement (414) et configurée pour piloter le débit de carburant refoulé par la deuxième pompe centrifuge (412).
5. Système (4) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel l’au moins un organe (4200) est un équipement à géométries variables.
6. Système (4) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel chacune de la première pompe centrifuge (411 ) et de la deuxième pompe centrifuge (412) comprend une partie rotor et une partie stator, la partie rotor de la première pompe centrifuge (411 ) étant solidaire en rotation de la partie rotor de la deuxième pompe centrifuge (412).
7. Système (4) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel chacune de la première pompe centrifuge (411 ) et de la deuxième pompe centrifuge (412) comprend une partie rotor et une partie stator, la partie stator de la première pompe centrifuge (411 ) étant montée fixe sur la partie stator de la deuxième pompe centrifuge (412).
8. Moteur (2) d’aéronef (100) comprenant : un système (4) selon l’une des revendications 6 et 7 ; un moteur (2) électrique comprenant un élément rotatif relié à au moins l’une parmi la partie rotor de la première pompe centrifuge (411 ) et la partie rotor de la deuxième pompe centrifuge (412) pour l’entraîner en rotation par rapport à la partie stator ; une source d’alimentation électrique reliée au moteur (2) électrique pour lui transmettre une puissance électrique afin d’entraîner en rotation l’élément rotatif ; et une chambre de combustion (24) comprenant un injecteur relié au conduit de refoulement (414) pour recevoir du carburant de la deuxième pompe centrifuge (412).
9. Moteur (2) d’aéronef (100) comprenant : un système (4) selon l’une des revendications 6 et 7 ; un boîtier d’accessoires comprenant un élément rotatif relié à au moins l’une parmi la partie rotor de la première pompe centrifuge (411 ) et la partie rotor de la deuxième pompe centrifuge (412) pour l’entraîner en rotation par rapport à la partie stator ; un corps rotatif relié au boîtier d’accessoires pour entraîner en rotation l’élément rotatif ; et une chambre de combustion (24) comprenant un injecteur relié au conduit de refoulement (414) pour recevoir du carburant de la deuxième pompe centrifuge (412).
10. Aéronef (100) comprenant un moteur (2) d’aéronef (100) selon l’une des revendications 8 et 9.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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