Brevet FR2882097A1 — publié le 20060818

Arrière-plan de l'invention L'invention concerne la commande des géométries variables d'un moteur d'avion à turbine à gaz. Par "géométries variables", on entend ici les dimensions formes et/ou positions d'organes de moteur, autres que les organes rotatifs, qui sont susceptibles d'être modifiées en fonction d'événements détectés ou de régimes du moteur. Des exemples de "géométries variables" sont des angles de calage d'aubes stators à calage variable de redresseurs de compresseur, des positions de vannes de décharge du compresseur et des jeux aux sommets d'aubes de turbine. De façon traditionnelle, ces variations de dimensions, formes ou positions sont réalisées par des systèmes d'actionnement hydrauliques utilisant le carburant comme fluide d'actionnement et asservis par le module de commande électronique du système de régulation moteur ou FADEC. Le carburant utilisé pour les systèmes d'actionnement est prélevé en dérivation sur la sortie haute pression d'une pompe du circuit d'alimentation générale du moteur en carburant. Un réchauffement et une filtration du carburant ainsi prélevé sont généralement nécessaires pour éviter un risque de givrage au niveau de certains systèmes d'actionnement et une pollution des systèmes d'actionnement par des débris éventuels de diverses origines véhiculés par le carburant issu de la pompe. Objet et résumé de l'invention L'invention vise à simplifier la commande de géométries variables d'un moteur d'avion à turbine à gaz et propose à cet effet un dispositif dans lequel ces géométries variables sont commandées par des actionneurs électromécaniques en 'utilisant une source d'énergie électrique. Le recours au carburant comme fluide hydraulique pour l'actionnement de géométries variables telles que des angles de calage d'aubes stator, des positions de vannes à décharge et des jeux aux sommets d'aubes de turbine n'étant plus nécessaire, on peut se passer d'un système de réchauffage de carburant pour éviter son givrage. En outre, pour le choix ou la conception de la pompe principale du circuit d'alimentation générale du moteur en carburant, la contrainte de devoir délivrer pour tout régime de vol un carburant à une pression et/ou un débit permettant son utilisation comme fluide d'actionnement est allégée. Avantageusement, pour l'alimentation électrique des actionneurs électromécaniques des géométries variables, on utilise un circuit ayant un premier bus de distribution d'énergie électrique continue à des premiers équipements du moteur requérant une puissance électrique inférieure à un seuil de puissance donné et un deuxième bus de distribution d'énergie électrique alternative à d'autres équipements électriques du moteur. Le premier bus de distribution d'énergie électrique peut être utilisé pour alimenter des actionneurs électromécaniques pour des vannes de décharge transitoire de compresseur et pour des réglages de jeu aux sommets d'aubes de rotor de turbine. Le deuxième bus de distribution d'énergie électrique peut être utilisé pour alimenter des actionneurs électromécaniques pour des vannes de décharge variable de compresseur et pour des angles de calage d'aubes de stator. Le premier bus peut être relié au deuxième bus par l'intermédiaire d'au moins un convertisseur de tension. Le deuxième bus peut être relié au réseau de distribution électrique de l'avion afin de prélever sur celuici la puissance électrique nécessaire aux équipements électriques du moteur. En variante, le deuxième bus est relié à un alternateur électrique dédié au moteur et entraîné par celui-ci. Brève description du dessin L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description faite ciaprès à titre indicatif mais non limitatif en référence aux dessins annexés sur lesquels: - la figure 1 illustre schématiiquement un mode de réalisation d'un dispositif d'alimentation électrique d'équipements d'un moteur d'avion à turbine à gaz incluant un dispositif de commande selon l'invention, et - la figure 2 est une vue plus détaillée du dispositif de commande de géométries variables de la figure 1. Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention Sur la figure 1, les références 10 et 20 désignent les périmètres respectifs d'un avion et d'un moteur à turbine à gaz équipant cet avion. Le moteur 20 comprend plusieurs "géométries variables", à savoir: -les positions de vannes de décharge transitoire de compresseur TBV ("Transient Bleed Vanes") qui sont commandées lors de phases particulières de vol, notamment lors du décollage, - les jeux au sommet d'aubes de rotor de turbine (jeu entre le sommet des aubes rotatives et le carter de turbine), pour la turbine basse pression LPTACC ("Low Pressure Turbine Active Clearance Control) et la turbine haute pression HPTACC ("High IPressure Turbine Active Clearance Control"), - les positions de vannes de décharge variable de compresseur VBV ("Variable Bleed Vanes") qui sont commandées pendant toute la durée du vol, et - les angles de calage d'aubes de stator à calage variable VSV ("Variable Stator Vane") d'étages redresseurs de compresseur. Selon l'invention, ces géométries variables sont commandées électriquement au moyen d'équipements à actionneurs électromécaniques associés à des circuits électroniques de commande ou d'asservissement. Dans le mode de réalisation illustré, l'énergie électrique nécessaire au fonctionnement des équipements électriques du moteur est prélevée sur le réseau de distribution électrique de l'avion par l'intermédiaire de lignes d'alimentation 12, 12'. L'énergie électrique requise pour le réseau de distribution électrique de l'avion est fournie par un générateur électrique 21 entraîné par le moteur 20. On utilise avantageusement une machine électrique capable de fonctionner comme démarreur électrique puis comme générateur entraîné par la turbine du moteur, machine couramment désignée sous l'abréviation S/G ("Starter/Generator"). A titre de redondance, un générateur semblable entraîné par un autre moteur de l'avion fournit également de la puissance électrique au réseau de distribution électrique de l'avion, en parallèle avec le générateur 21. L'énergie électrique fournie est convertie dans le réseau de distribution électrique de l'avion en une tension alternative stabilisée dont l'amplitude et la fréquence sont habituellement de 230 V et 400 Hz environ. La ligne d'alimentation 12 est reliée à un bus 22. Un premier bus 24 de distribution de tension continue est relié au bus 22 par l'intermédiaire d'un disjoncteur 26 et d'un circuit convertisseur de tension 28. Le circuit convertisseur 28 transforme la tension alternative fournie par le réseau de distribution électrique de l'avion en une tension continue d'amplitude inférieure, typiquement une tension de 28 V environ. On utilise avantageusement un convertisseur sécurisé 28 assurant une protection vis-à-vis de microcoupures pour maintenir l'alimentation du bus 24 en cas de microcoupures de la tension alternative reçue. Un deuxième bus 30 de distribution de tension alternative est relié au bus 22 par l'intermédiaire d'un disjoncteur 32. Le bus 24 est utilisé pour fournir de l'énergie électrique nécessaire au fonctionnement ou à l'actionnement d'équipements du moteur demandant une puissance relativement peu élevée, typiquement inférieure à 100 W. Ces équipements comprennent ceux associés aux géométries variables TBV, HPTACC et LTPACC. Les vannes de décharge transitoires TBV peuvent être commandées par des actionneurs électromécaniques sous forme de vérins ou moteurs électriques. Les jeux au sommet d'aubes de rotor de turbine peuvent être commandés par des actionneurs électromécaniques agissant sur des organes de réglage de vannes permettant de faire varier un clébit d'air projeté sur le carter de turbine au niveau des aubes mobiles afin d'ajuster la géométrie du carter par action sur sa température. D'autres équipements électriques peuvent être alimentés par le bus 24, tels que: - un système de régulation automatique du moteur à pleine autorité redondante ou FADEC ("Full Authority Digital Engine Control"), représenté sur la figure par deux circuits identiques (dont un redondant) désignés par "1/'2 FADEC", - une vanne de contrôle de débit de carburant FFCV ("Fuel Flow Control Value") d'un circuit de régulation du débit de carburant fourni au moteur, - une vanne de protection contre les survitesses du moteur OSV ("Over SpeedValve") du circuit de régulation de débit de carburant, - un système de gestion de la santé et de l'utilisation d'organes du moteur HUMS ("Health and Usage Management System") fournissant des informations utiles pour le diagnostic de pannes et la maintenance d'organes du moteur, - des vannes d'un système de réglage de débit carburant fourni à des injecteurs de la chambre de combustion du moteur tel qu'un système TAPS ("'Twin Annular Pre-Swirl Combustor"). Le bus 30 est utilisé pour fournir de l'énergie électrique aux équipements du moteur demandant une puissance plus élevée. Ces équipements comprennent ceux associés aux géométries variables VSV et VBV. Les angles de calage des aubes de stator à calage variable de redresseur de compresseur peuvent être commandés au moyen d'actionneurs électromécaniques, qui peuvent être sous forme de vérins ou moteurs électriques associés à un anneau de commande relié aux vannes par des leviers articulés. Les positions des vannes de décharge variable VBV peuvent être commandées par des actionneurs électromécaniques par exemple sous forme de vérins ou moteurs électriques. Le bus 30 peut aussi être utilisé pour fournir de l'énergie électrique à moteur d'entraînement de pompe d'un circuit d'alimentation général du moteur en carburant, notamment une pompe volumétrique à engrenages GP ("Gear Pump"). Bien entendu, les listes d'équipements données ci-avant ne sont pas exhaustives. En outre, certains équipements alimentés par un des bus d'alimentation dans le mode de réalisation illustré pourraient, en variante, être alimentés par l'autre bus. En particulier, certains des équipements alimentés par le bus continu 24 (ou 24') pourraient être alimentés par le bus alternatif 30 (ou 30') moyennant un redressement éventuel de la tension alternative, par exemple pour des raisons de répartition de puissance entre les bus ou pour des raisons de commodité au regard de l'emplacement des équipements. Le fonctionnement de certains équipements nécessite simplement une alimentation électrique. C'est le cas dans l'exemple illustré des équipements 1/2 FADEC et HUMS alimentés en parallèle par les bus 24, 24'. Le fonctionnement d'un ou plusieurs autres équipements nécessite simplement l'alimentation électrique d'un circuit d'excitation. Dans l'exemple illustré, c'est le cas de la bougie d'allumage du circuit IGNITION qui est reliée à un circuit d'excitation électronique alimenté en parallèle par les bus 24, 24'. Le fonctionnement de la pompe électrique GP nécessite un moteur électrique et un circuit de commande électronique du moteur. Le fonctionnement d'un ou plusieurs des équipements restants est commandé par un actionneur électromécanique comprenant des moyens d'entraînement tels que vérin, moteur ou bobine électrique. C'est le cas en particulier des équipements associés aux géométries variables TBV, HPTACC, LPTACC, VSV et VBV comme déjà indiqué. Lorsque la sécurité de fonctionnement l'exige, l'actionneur électromécanique est doublé à titre de redondance. Ce peut être le cas en particulier des équipements associés aux géométries variables TBV, VSV et VE3V qui sont montrés sur la figure 2 avec leurs actionneurs électromécaniques redondants EAM et EAM'. Chaque actionneur est alimenté en parallèle par les bus 24, 24' ou les bus 30, 30'. Dans d'autres cas, un seul actionneur électromécanique EAM peut être prévu, par exemple pour les équipements HPTACC et LPTACC, cet actionneur étant ici alimenté en parallèle par les bus 24, 24'. Les équipements à position ajustable peuvent être associés en outre à des circuits d'asservissement permettent de maintenir leur position réelle détectée par capteur conforme à une position de consigne. Ce peut être le cas par exemple des équipements VSV, VBV, HPTACC et LPTACC dont les actionneurs électromécaniques EAM et éventuellement EAM' sont pilotés par des circuits d'asservissement électroniques respectifs SC et SC'. Dans l'exemple illustré, les circuits électroniques SC et SC' sont implantés localement au voisinage ou au niveau des équipements associés. Les circuits SC, SC' sont alimentés en parallèle par les bus 24, 24' ou 30, 30' et sont reliés aux équipements 1/2 FADEC par des liaisons (non représentées) pour recevoir des informations de commande ou des informations de consigne fournies par celui des deux équipements 1/2 FADEC qui est actif. On notera qu'un circuit électronique d'un équipement alimenté en puissance par un bus alternatif 30 (ou 30') pourra recevoir son alimentation d'un bus continu 24 (ou 24'). 2882097 7 En variante, les fonctions d'un ou plusieurs des circuits électroniques SC, SC' pourront être implantées dans les équipements 1/2 FADEC en ménageant des liaisons appropriées entre ceux-ci et les équipements, moteurs ou actionneurs concernés. Dans le mode de réalisation illustré, l'énergie électrique nécessaire aux équipements électriques du moteur est prélevée sur le réseau de distribution électrique de l'avion. Cela ne présente pas d'inconvénient notable dès lors que la puissance disponible sur le réseau de distribution électrique de l'avion est importante pour faire face aux besoins croissants en énergie électrique pour les équipements de l'avion, la puissance nécessaire pour le moteur ne représentant alors qu'une faible partie de cette puissance. En variante, il est toutefois possible d'alimenter directement le bus 22 (et le bus 22') à partir d'un alternateur redondant propre au moteur et entraîné par celui-ci, tel qu'un alternateur redondant à aimants permanents PMA du type utilisé aujourd'hui. REVENDICATIONS 1. Dispositif de commande de géométries variables d'un moteur d'avion à turbine à gaz, lesdites géométries variables comprenant notamment des angles de calage d'aubes stators à calage variable, des positions de vannes de décharge de compresseur et des jeux aux sommets d'aubes de turbine, caractérisé en ce que lesdites géométries variables sont commandées par des actionneurs électromécaniques (AEM, AEM') associés 10 à des circuits électroniques de commande (SC, SC') en utilisant une source d'énergie électrique. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins une partie des circuits électroniques de commande (SC, SC') sont implantés localement au niveau des actionneurs électromécaniques correspondants. 3. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que pour l'alimentation électrique des actionneurs électromécaniques des géométries variables, on utilise un circuit ayant un premier bus de distribution d'énergie électrique continue à des premiers équipements du moteur requérant une puissance électrique inférieure à un seuil de puissance donné et un deuxième bus de distribution d'énergie électrique alternative à d'autres équipements électriques du moteur. 4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que le premier bus alimente des actionneurs électromécaniques pour des vannes de décharge transitoire de compresseur et pour des réglages de jeu aux sommets d'aubes rotor de turbine. 5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que le deuxième bus alimente des actionneurs électromécaniques pour des vannes de décharge variable de compresseur et pour des angles de calage d'aubes stator. 6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que le premier bus est relié au deuxième bus par l'intermédiaire d'au moins un convertisseur de tension. 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 3 à 6, 35 caractérisé en ce que le deuxième bus est relié au réseau de distribution électrique de l'avion. 2882097 9 8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisé en ce que le deuxième bus est relié à un alternateur électrique dédié au moteur et entraîné par celui-ci.