Brevet FR2561311A1 — publié le 19850920

Système en vue d'empêcher les à-coups d'un moteur. La présente invention concerne des moteurs à réaction à double flux pour avions et, en particu- lier, un moyen destiné à empêcher les à-coups d'un tel moteur en détectant la courbe de pression autour de la circonférence de la décharge de ventilateur du moteur et en calculant les distorsions de pression dans le but d'engendrer un signal d'irrégularité à un état prédéterminé afin d'ouvrir automatiquement le clapet de purge et de repositionner la commande de carburant. Comme on le sait, le calage est un phénomène qui peut survenir dans le compresseur d'un moteur à turbine à gaz et qui, si on le laisse persister de ma- nière permanente, risque d'altérer le rendement du moteur et/ou d'aboutir à la destruction de ce dernier. Bien que la théorie relative au calage ne soit pas parfaitement comprise, il suffit de mentionner qu'un calage est l'effet résultant du blocage d'un nombre suffisant de pales du compresseur et d'une inversion momentanée du flux d'air à travers ce dernier. Il en résulte une chute très rapide de la pression de dé- charge du compresseur et, parfois des oscillations de pression incessantes jusqu'à ce qu'une action correc- tive soit entreprise. On a envisagé, dans la technique, un certain nombre de procédés consistant soit à détecter le mo- ment o un calage est imminent, pour en avertir ensui- te le pilote afin qu'il puisse entreprendre une action corrective, soit à concevoir les commandes du moteur de telle sorte que la zone opératoire de ce dernier o un calage est susceptible de se produire, soit suppri- mée. Par exemple, des commandes de carburant limi- tent la quantité de carburant fournie au moteur au cours de l'accélération, de telle sorte que l'accélé- ration ait lieu selon un programme prédéterminé qui tient compte du calage. Un autre procédé pouvant être utilisé conjointement avec ce système de program- mation d'accélération consiste à mesurer la pression de décharge du compresseur et à ouvrir les clapets de purge de ce dernier chaque fois qu'il se produit un changement ou une vitessedechangement prédéterminé dans la pression du compresseur. Un autre procédé encore qui est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique N 3.867.717 accordé le 18 février 1975 aux noms de John Theodore Moehring et Vigil Willis Lawson, consiste à utiliser des températures de sor- tie ou de turbine et des pressions de compresseur cal- culées comme moyen en vue de déterminer le moment o a lieu un calage. Un autre procédé encore est décrit et revendiqué dans le brevet des EtatsUnis d'Amérique N 4.060.980 accordé aux noms de F. L. Elsaesser et J. H,. Hall. Dans ce brevet, on décrit un système dans lequel on utilise le programme d'accélération de la commande de carburant et un autre paramètre opératoi- re du moteur. Bien que les moyens de détection et de pré- vention de calage décrits ci-dessus puissent être effi- caces pour certains moteurs et/ou leurs applications, ils ne le sont pas toujours pour d'autres moteurs et/ ou leurs applications. Par exemple, il peut arriver que les mêmes valeurs calculées des pressions de com- presseur ou de leurs vitesses de changement et des températures de turbine ou de leurs vitesses de change- ment donnent lieu à un autre régime opératoire du mo- teur, ce qui pourrait conduire à une indication erronée d'un calage; le contrôle du paramètre peut également ne pas être aisément accessible, ou encore l'incorpo- ration des sondes de détection peut entraver le par- cours des gaz et altérer le rendement du moteur. En conséquence, le choix du système de contrôle de calage revient à déterminer le meilleur système de prévention de calage pour ce moteur et son application, les pa- ramètres qui sont aisément accessibles, ainsi que le système qui sera le plus rapide et assurera le plus haut degré de précision, ce choix dépendant également de toute une série d'autres considérations. Dans certaines conditions, par exemple, lors- que l'avion subit un changement de direction rigoureux, la courbe de pression à l'entrée présente une distor- sion juste avant un à-coup. Suivant la présente in- vention, des sondes de pression totale judicieusement disposées de manière discrète autour de la circonfé- rence de l'extrémité de décharge du ventilateur du mo- teur à réaction à double flux, détectent ces importan- tes distorsions ayant lieu lors d'une irrégularité de fonctionnement imminente du moteur, de telle sorte qu'une action appropriée destinée à neutraliser cette irrégularité de fonctionnement puisse être entreprise. Dans ce cas, les clapets de purge du compresseur du moteur qui font partie de l'installation de ce der- nier et de sa commande de carburant, sont mises en action. Les clapets de purge sont ouverts et le si- gnal d'entrée de vitesse de la commande de carburant est rectifié dans le but d'assurer la distribution d'une quantité de carburant suffisante pour compenser la perte de puissance résultant de l'ouverture des clapets de purge du compresseur. L'invention envisa- ge d'inverser ce système de contrôle des à-coups au cours de certaines manoeuvres de vol de l'avion, no- tamment lors de l'atterrissage et du mode d'inversion de poussée du moteur, ainsi que dans le cas ou l'on dispose d'une marge de sécurité avant que surviennent des conditions de calage de l'avion telles qu'elles sont détectées par le système avertisseur de calage existant prévu à bord. Un objet de la présente invention est de fournir un moyen de prévention des à-coups perfection- né pour un moteur à réaction à double flux d'avion. Une caractéristique de la présente invention réside dans la localisation stratégique d'au moins deux sondes de pression totale autour de la circonférence du ven- tilateur et dans un plan situé en aval de ce dernier en vue de détecter les distorsions de pression et de calculer leur valeur pour engendrer un signal indi- quant l'imminence d'un à-coup, permettant ainsi d'en- treprendre l'action corrective requise. Une autre caractéristique de la présente invention réside dans l'utilisation du signal correcteur avertisseur d'à- coups pour ouvrir automatiquement les clapets de pur- ge existants du compresseur et rectifier la commande de carburant existante dans le but de régler la pous- sée engendrée par le moteur et compenser ainsi la perte de poussée résultant de l'ouverture des clapets de purge. Une autre caractéristique de l'invention est de rendre le système de prévention d'à-coups inopérant lors de certains modes de vol de l'avion. Ces objets,caractéristiques et avantages de l'inven- tion, et d'autres ressortiront de la description détaillée ci- après de la forme de réalisation préférée de cette dernière. L'unique dessin annexé est une illustration schématique de la combinaison du circuit de détection et du circuit électrique du système de prévention d'à-coups de la présente invention. Bien que, dans sa forme de réalisation pré- férée, la présente invention envisage l'utilisation de trois sondes de pression totale localisées à l'ex- trémité de décharge du ventilateur, il est entendu que d'autres emplacements situés au voisinage de l'en- trée de la sectioncentrale du moteur, ainsi que les emplacements spécifiques de chacune des sondes et le nombre de celles-ci peuvent varier en fonction de l'application particulière. Toutefois, il est entendu que l'invention est destinée à neutraliser les à-coups qui, dans d'autres conditions, pourraient se produire en raison du grand angle d'attaque de l'air entrant résultant d'une manoeuvre rigoureuse de l'avion. Hor- mis la réalisation d'un système de prévention des à-coups de conception simple, l'invention évite égale- ment de devoir modifier complètement le conduit d'en- trée du moteur, ce qui serait incontestablement pré- judiciable au rapport poussée/consommation spécifique de carburant. Le moteur désigné d'une manière générale par le chiffre de référence 10 est n'importe quel type de moteur à réaction à double flux tel qu'il est illustré schématiquement et partiellement par le chiffre de référence 11, par exemple, le modèle "JT9D" fabriqué par la "Pratt & Whitney Aircraft Division of United Technologies Corporation" mentionné ici à titre de référence et assurant avantageusement la propulsion d'un avion du type "747" fabriqué par la "Boeing Aircraft Company"et également mentionné ici à titre de référence. Il suffit de mentionner que le moteur comprend un étage de ventilateur dont le conduit annu- laire de décharge 12 entoureune partie de la section centrale du moteur telle qu'elle est désignée d'une manière générale par le chiffre de référence 14. Selon une caractéristique spécifique de cette installation particulière, plusieurs entretoises et/ou ailettes 16 sont disposées circonférentiellement dans le conduit de décharge 12 à proximité axiale des pales de venti- lateur. Suivant la présente invention, le système de détection et de prévention des à-coups désigné d'une manière générale par le chiffre de référence 18 com- prend plusieurs sondes de pression totale (trois dans le présent exemple) 20, 22 et 24 localisées à des endroits stratégiques dans le conduit de décharge du ventilateur. Les emplacements particuliers de ces sondes pourraient dépendre de l'installation particu- lière, ainsi que de la manoeuvre particulière exécutée par l'avion. C'est ainsi que, fondamentalement, les emplacements des sondes sont situés à des points o il existe des perturbations de pression et o il n'y a pas de perturbations de pression au cours d'une manoeu- vre donnée de l'avion qui précède immédiatement un état d'irrégularité de fonctionnement, ces emplace- ments étant préalablement établis en tenant compte de ces courbes de pression d'après des essais réels ou au départ d'une détermination analytique. Dans la forme de réalisation préférée, les trois sondes sont montées sur les entretoises en aval du ventilateur, aux endroits indiqués par les lignes en traits discon- tinus. Une sonde (20) est localisée au sommet du mo- teur par rapport à la position stationnaire normale de l'avion, là o aucune perturbation de pression n'est détectée au cours d'une manoeuvre donnée de ce dernier. Les deux autres sondes (22 et 24) sont situées dans les quadrants inférieurs de la circonférence, c'est-à- dire à proximité de la base du moteur ou entre et dans les quadrants de 90 à 270 lorsque le quadrant le plus vertical est considéré comme étant à 0 . Les sondes de pression totale (20, 22 et 24) peuvent être chacune identiques et elles sont des son- des de pression totale disponibles dans le commerce conçues pour une adaptation à l'installation particu- lière. Afin d'avoir l'assurance que la pression détec- tée n'est pas influencée par le givrage, chaque sonde est encapsulée dans un tube dans lequel circule l'air de décharge chaud du compresseur servant à empêcher un givrage des sondes. Le tube concentrique 26 et les canalisations principales concentriques qu'il renferme, acheminent l'air du compresseur par-dessus les sondes et le déchargent dans le courant d'air de décharge du ventilateur dans le conduit 12 de ce dernier. Comme cela pourrait être évident pour l'homme de métier, la protection contre le givrage peut être assurée en uti- lisant des dispositifs de chauffage électriques. La pression détectée est transmise à une pai- re de capteurs de pression delta (A) disponibles dans le commerce 28 et 30 qui peuvent comprendre un dia- phragme à ressort 32, 34 respectivement en vue de dé- clencher chacun des deux commutateurs électriques 36 et 38 lorsque la différence de pression atteint une valeur prédéterminée, par exemple, 0,133 kg/cm2 absolu. Dans cette éventualité, une tension est distribuée par une source existante appropriée de l'avion pour achemi- ner un courant, via une ligne 50 allant à des lignes de dérivation 52 et 54, à un solénoïde approprié 40 (via des lignes 56, ainsi que des lignes de dérivation 58 et 60), lequel met à son tour en action la commande de purge hydraulique existante 42. Cette commande de purge 42 sert à appliquer une pression d'asservisse- ment du servosystème existant du moteur à un action- neur de clapet de purge 43 en vue de positionner le clapet de purge 44 dans une position d'ouverture moyennant l'application et l'évacuation d'un fluide respectivement à et hors d'un piston (non représenté) de l'actionneur précité via des canalisations 45 et 47 ou vice versa. Une came 46 fixée rigidement à la bielle 51 entre en contact avec le galet de came 48 qui déclenche un commutateur électrique à une position prédéterminée de son déplacement (clapet de purge ou- vert) en vue de purger l'air du compresseur et empê- cher ainsi qu'un calage survienne. Simultanément, le solénoïde de correction de vitesse 63 est placé dans la position active du fait qu'un conducteur allant au commutateur 62 est connecté à la source d'alimentation électrique. La came 46 pousse le galet de came vers le haut (en se référant au dessin) pour fermer le circuit et raccor- der la ligne 64 à la ligne 66 en vue d'exciter la bobine du solénoïde 63. Cette excitation a à son tour pour effet de remettre à zéro le mécanisme de réglage de vitesse existant qui fait partie du maté- riel existant de la commande de carburant 61 du mo- teur, afin de solliciter la distribution d'une quan- tité supplémentaire de carburant au moteur dans le but d'accroître la poussée et de compenser ainsi la perte de poussée résultant de la purge de l'air du compresseur. Afin d'éviter en toute certitude une mise en action accidentelle du système de prévention des à-coups au cours de certains modes opératoires du mo- teur ou de l'avion, un mécanisme de sécurité peut être intégré au système. La source d'alimentation électrique de l'avion intervient uniquement lorsque l'indicateur de calage de ce dernier (matériel exis- tant de l'avion) est à l'état désexcité tel qu'il est détecté par l'appareil secoueur de manche à balai. De la même manière, dans certains modes opératoires du moteur, une poussée supplémentaire n'est pas néces- saire ou souhaitable. Le solénoïde 74 et son commu- tateur 76 servent à rendre inactif le circuit de cor- rection de vitesse, par exemple, lors d'un mode d'in- version de poussée ou de redresseement automatique. Bien que l'invention ait été illustrée et dé- crite en se référant à une forme de réalisation pré- férée, l'homme de métier comprendra que diverses modi- fications et omissions peuvent être envisagées tant dans sa forme que dans ses détails, sans se départir de son esprit et de son cadre. - 10 - REVENDICATIONS 1. Système de contrôle des à-coups pour un mo- teur (10) à réaction à double flux destiné à la pro- pulsion d'un avion, ce dernier étant équipé d'un moyen indépendant pour la détection du calage, le moteur (10) étant pourvu d'une commande de carburant (61) comprenant un moyen de contrôle de la vitesse du compresseur en vue de contrôler la poussée engen- drée par le moteur, le compresseur étant pourvu d'un moyen comprenant un clapet de purge (44) et un action- neur (43) pour ce dernier, en vue de purger l'air du compresseur, un conduit de décharge (12) de ventila- teur dans lequel est logé le ventilateur, le système de contrôle des àcoups comprenant au moins deux sondes (20;22,24) de pression totale montées dans le conduit précité et disposées de telle sorte que l'une (20) d'elles occupe une position prédéterminée dans laquelle elle est insensible aux changements de pres- sion dus à un état de fonctionnement irrégulier du moteur, tandis que l'autre sonde (22,24) de pression totale est sensible aux changements de pression sur- venant dans le conduit et qui sont dus à cet état de fonctionnement irrégulier du moteur, un moyen de cal- cul (28,30) réagissant à ces deux sondes (20;22,24) de pression totale en vue d'engendrer un signal indi- quant l'imminence d'un état de fonctionnement irré- gulier, un moyen (40,42;63) réagissant à ce signal en vue d'ouvrir le clapet de purge (44) et de remettre simultanément à zéro le moyen (61) de contrôle de la vitesse du compresseur afin d'accroître la poussée devant être engendrée par le moteur (10). 2. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 1, caractérisé en ce que l'avion est é- quipé d'une source de courant électrique (28V), tan- dis que le moyen (40,42;63) réagissant au signal est un commutateur conducteur de l'électricité, ce comnmu- tateur étant fermé lorsque le moyen de calcul (28,30) - ll - engendre un signal indiquant une différence de pres- sion d'une valeur prédéterminée. 3. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 2, comprenant un moyen antigivrage (26) destiné à empêcher la formation de glace sur les sondes (20,22,24) de pression totale et de fausser ainsi la valeur de la pression devant être détectée dans le conduit. 4. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 3, caractérisé en ce que le moyen anti- givrage (26) comprend des tubes concentriques entou- rant les sondes (20,22,24) de pression totale et reliés au compresseur en vue d'acheminer l'air de purge de ce dernier à proximité des sondes de pression totale. 5. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 3, caractérisé en ce que le moyen (40,42;63) réagissant au signal comprend un accouple- ment mécanique (51,46) fixé au clapet de purge (44), ainsi qu'un autre commutateur électrique (62), de telle sorte que celui-ci ferme le circuit lorsqu'il est lui-même fermé par cet accouplement mécanique en vue de remettre à zéro le moyen de contrôle (61) de la vitesse du compresseur. 6. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 5, comprenant un moyen réagissant au moyen indépendant de détection de calage de l'avion, en vue de conduire le courant au commutateur précité uniquement lorsque le moyen réagissant à un calage est dans le mode inopérant. 7. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 6, comprenant un moyen (74,76) réagissant aux paramètres opératoires du moteur en vue de rendre inopérant le moyen de remise à zéro du moyen de con- trôle de vitesse. 8. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 7, caractérisé en ce que le paramètre - 12 - opératoire du moteur indique une inversion de poussée de ce dernier. 9. Système de contrôle des à-coups pour un mo- teur à réaction à double flux destiné à la propulsion d'un avion, ce dernier étant équipé d'une source de courant électrique (28V) et d'un moyen indépendant pour la détection du calage, le moteur (10) étant pourvu d'une commande de carburant (61) comprenant un moyen de contrôle de la vitesse du compresseur en vue de contrôler la poussée par le moteur, le com- presseur étant pourvu d'un moyen comprenant un clapet de purge (44) et un actionneur (43) pour ce dernier, en vue de purger l'air du compresseur, un conduit de décharge (12) de ventilateur dans lequel est logé le ventilateur, un moyen destiné à supporter le con- duit à proximité de l'extrémité de décharge du venti- lateur qui est espacée circonférentiellement dans ce conduit, le système de contrôle des à-coups comprenant trois sondes (20,22,24) de pression totale montées dans le conduit précité et disposées de telle sorte que l'une (20) d'elles occupe une position prédéter- minée dans laquelle elle est insensible aux change- ments de pression dus à un état de fonctionnement irrégulier du moteur, tandis que les deux autres sondes (22,24) de pression totale sont localisées de façon à être sensibles aux changements de pression survenant dans le conduit et qui sont dus à cet état de fonctionnement irrégulier du moteur, un moyen de calcul (28,30) réagissant à ces trois sondes (20,22,24) de pression totale en vue d'engendrer au moins un signal indiquant l'imminence d'un état de fonctionnement irrégulier, un premier moyen (40,42) réagissant à ce signal pour ouvrir le clapet de purge (44), ainsi qu'un second moyen (63) réagissant à ce premier moyen (40,42) en vue de remettre simultanément à zéro le moyen (61) de contrôle de la vitesse du compresseur afin d'accroître la poussée devant être - 13 - engendrée par le moteur (10). 10. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 9, caractérisé en ce que la pression me- -5 surée par une (20) des sondes de pression totale est comparée avec la pression mesurée par chacune des deux autres sondes (22,24) de pression totale. 11. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 10, caractérisé en ce que chacune des sondes (20,22,24) de pression totale est montée sur le moyen support. 12. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 11, comprenant des tubes concentriques (26) entourant chacune des sondes (20,22,24) de pres- sion totale et reliés au compresseur en vue de faire passer l'air de purge de ce dernier par-dessus les sondes de pression totale dans le but d'empêcher 1' accumulation de glace sur ces dernières. 13. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 12, comprenant un circuit électrique com- portant des commutateurs réagissant au moyen de cal- cul en vue d'assurer la conduction du courant au moyen (63) réagissant au signal précité uniquement lorsque le moyen de détection de calage est dans le mode inopérant. 14. Système de contrôle des à-coups selon la re- vendication 13, comprenant un moyen (74,76) réagissant aux paramètres opératoires du moteur en vue de ren- dre inopérant le moyen (63) de remise à zéro du moyen de contrôle de vitesse du compresseur.