Brevet FR3101671A1 — publié le 20210409

L’invention concerne une turbomachine (10) d’aéronef, comprenant un ensemble comportant une soufflante (12), au moins un compresseur (14, 16), une chambre de combustion (18) et au moins une turbine (20, 22), l’ensemble définissant une veine primaire (28) dans laquelle un flux primaire (P) circule, caractérisée en ce que la turbomachine comporte également des moyens d’obturation (36) de la veine primaire, et des moyens électriques de commande (38) configurés pour commander les moyens d’obturation de sorte à faire varier la section transversale de la veine primaire entre une première position extrême dans laquelle la section transversale de la veine primaire est maximale et le débit du flux primaire circulant à travers la section transversale de la veine primaire est maximal et une seconde position extrême dans laquelle la section transversale de la veine primaire est minimale et le débit du flux primaire circulant à travers la section transversale de la veine primaire est minimal. Figure pour l'abrégé : Figure 1 TURBOMACHINE COMPORTANT DES MOYENS DE RÉDUCTION DU DÉBIT D’AIR DE LA VEINE PRIMAIRE PILOTÉS PAR DES MOTEURS ÉLECTRIQUES L’invention se rapporte au domaine des turbomachines, et plus précisément à la réduction du débit d’air dans la veine primaire d’une turbomachine, par des moyens d’obturation pilotés par des moyens électriques de commande, notamment lorsque l’aéronef fonctionne en windmilling. De façon connue, une turbomachine d’aéronef de type à multi-corps, comprend un ensemble comportant, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une soufflante, un ou plusieurs étages de compresseur, par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbine, par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère d’échappement des gaz. La soufflante comporte un rotor pourvu d’aubes à sa périphérie qui, lorsqu’elles sont mises en rotation, entraînent l’air dans la turbomachine. La soufflante a pour rôle de générer un flux d’air dont une partie alimente l’ensemble précité et forme un flux d’air primaire, et une autre partie s’écoule entre l’ensemble et un carter de soufflante et forme un flux d’air secondaire, qui génère une majeure partie de la poussée de la turbomachine. Le compresseur et la turbine basse pression, respectivement haute pression, sont constitués d’un premier ensemble de pièces fixes constituant un stator et d’un second ensemble de pièces, susceptible d’être mis en rotation par rapport au stator, constituant un rotor. L’ensemble comprenant la soufflante, le compresseur basse pression, la turbine basse pression, et l’arbre les reliant est appelé corps basse pression, et l’ensemble comprenant le compresseur haute pression et la turbine haute pression, et l’arbre les reliant est appelé corps haute pression. La turbine du corps basse pression tourne à une première vitesse et la turbine du corps haute pression tourne à une vitesse différente de celle de la turbine basse pression. Les arbres des deux corps sont concentriques et l’arbre du corps basse pression traverse par l’intérieur l’arbre du corps haute pression. Il peut se produire, qu’au cours d’un vol, la chambre de combustion s’éteigne de manière volontaire ou non. Dans ce cas, le moteur est en autorotation (phénomène connu sous le terme anglais « windmilling »). Cette autorotation du moteur (des corps basse pression et haute pression) est liée à la résultante des forces qu’exerce l’écoulement de l’air dans le moteur, sur les différentes pales de celui-ci. Lorsqu’une extinction de la turbomachine a lieu en altitude, la chambre de combustion est éteinte et il est nécessaire de rallumer la turbomachine. La première étape d’un rallumage de la turbomachine consiste à rallumer la chambre de combustion. Toutefois, la vitesse de l’aéronef crée un écart de pression entre l’amont et l’aval de la turbomachine (l’amont étant alimenté en pression totale, tandis que l’aval est soumis à une pression statique). Cet écart de pression génère un écoulement d’air dans la turbomachine, et donc dans la chambre de combustion. Plus la vitesse de l’écoulement de l’air est élevée et la pression dans la chambre de combustion est faible, plus l’allumage de celle-ci est difficile. La vitesse de l’écoulement de l’air dans le moteur est directement liée à la somme des pertes de charge entre l’amont et l’aval du moteur. Ces pertes de charges sont d’autant plus importantes que les sections de passage dans le moteur sont faibles. Afin de rallumer la chambre de combustion à haute altitude et forte vitesse, il est nécessaire d’augmenter le temps de passage de l’air dans la chambre de combustion, et donc le volume de celle-ci, en augmentant les dimensions de la zone primaire de la chambre de combustion (zone située en amont de la première rangée d’orifices d’air de refroidissement sur les chambres de combustion conventionnelles). Toutefois, cette augmentation de volume de la chambre de combustion a pour conséquences un rallongement de la chambre de combustion, et donc de la turbomachine, ainsi qu’une augmentation du temps de passage du mélange air-carburant dans la chambre de combustion, et donc une augmentation des émissions de particules fines (à tout régime de la turbomachine) et des émissions d’oxydes d’azote. Ainsi, l’augmentation du plafond de rallumage d’un aéronef se fait au détriment des émissions de particules fines et d’oxydes d’azote, ainsi que de la masse totale de la turbomachine. L’invention a pour objectif de proposer une solution permettant de remédier à au moins certains de ces inconvénients. La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 représente une coupe schématique axiale d’une turbomachine selon un premier mode de réalisation de l’invention, la figure 2 représente une coupe schématique axiale d’une turbomachine selon un deuxième mode de réalisation de l’invention, et la figure 3 représente schématiquement des moyens d’obturation et des moyens électrique de commande de la turbomachine selon le deuxième mode de réalisation de l’invention. Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures. Turbomachine (10) d’aéronef, comprenant un ensemble comportant une soufflante (12), au moins un compresseur (14, 16), une chambre de combustion (18) et au moins une turbine (20, 22), l’ensemble définissant une veine primaire (28) dans laquelle un flux primaire (P) circule, caractérisée en ce que la turbomachine comporte également des moyens d’obturation (36) de la veine primaire, et des moyens électriques de commande (38) configurés pour commander les moyens d’obturation de sorte à faire varier la section transversale de la veine primaire entre une première position extrême dans laquelle la section transversale de la veine primaire est maximale et le débit du flux primaire circulant à travers la section transversale de la veine primaire est maximal et une seconde position extrême dans laquelle la section transversale de la veine primaire est minimale et le débit du flux primaire circulant à travers la section transversale de la veine primaire est minimal. Turbomachine (10) d’aéronef selon la revendication 1, dans laquelle les moyens d’obturation (36) comportent au moins un volet mobile en rotation autour d’un axe de rotation ortho-radial à la veine primaire (28), entre la première position extrême et la seconde position extrême. Turbomachine (10) d’aéronef selon la revendication 1, dans laquelle les moyens d’obturation (36) comportent au moins un volet s’étendant parallèlement à la section transversale de la veine primaire (28) et étant mobile en translation entre la première position extrême et la seconde position extrême. Turbomachine (10) d’aéronef selon la revendication 3, dans laquelle le volet est muni d’une crémaillère (40) configurée pour coopérer avec un engrenage (42) des moyens électriques de commande (38). Turbomachine (10) d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle les moyens électriques de commande (38) comportent un moteur électrique configuré pour être piloté par un calculateur de régulation numérique à pleine autorité de la turbomachine de l’aéronef. Turbomachine (10) d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle les moyens d’obturation (36) sont agencés en aval de la chambre de combustion (18). Turbomachine (10) d’aéronef selon la revendication 6, dans laquelle l’ensemble comporte un compresseur basse pression (14), un compresseur haute pression (16), une turbine basse pression (22) et une turbine haute pression (20), et dans laquelle les moyens d’obturation (36) sont agencés en aval de la turbine haute pression. Turbomachine (10) d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle les moyens d’obturation (36) sont agencés en amont de la chambre de combustion (18). Procédé de fonctionnement d’une turbomachine (10) d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 8, la turbomachine étant à l’arrêt et les aubes de la soufflante (12), du compresseur haute pression (16) et de la turbine haute pression (20) étant en autorotation, les moyens d’obturation (36) étant dans la première position extrême, ledit procédé comprenant les étapes suivantes, exécutées dans cet ordre : la commande, par les moyens électriques de commande (38), du passage des moyens d’obturation de la première position extrême à la seconde position extrême, la détection, par le calculateur de régulation numérique à pleine autorité de la turbomachine, de l’allumage de la chambre de combustion (18), et la commande, par les moyens électriques de commande, du passage des moyens d’obturation de la seconde position extrême à la première position extrême. Procédé de fonctionnement d’une turbomachine d’aéronef selon la revendication 9, dans lequel le passage des moyens d’obturation (36) de la seconde position extrême à la première position extrême s’effectue en une durée inférieure ou égale à 5 secondes.