FR 2495693 A1 19820611 FR 8122926 A 19811208 La présente invention concerne le contrôle d'une turbine à gaz. Le débit de carburant en direction des brû- leurs d'une turbine à gaz ou la section d'une tuyère d'échappement variable est spécifiquement modulé en vue de contrôler, soit directement, soit indirecte- ment le rapport entre la pression totale moyenne à un endroit de la turbine et la pression totale moyen- ne dans le plan'du bord d'attaque de la première cas- cade de surfaces portantes de la turbine, plan qui sera appelé ci-après "plan frontal d'admission". Cet- te première cascade peut être constituée d'aubes di- rectrices d'admission fixes ou de pales de ventilateur rotatives. Les pressions totales sont mesurées direc- tement au moyen de sondes appropriées qui transmettent les signaux de pression à des éléments calculant le rapport de pression et réglant le débit de carburant vers les brûleurs de manière programmée. Des facteurs de correction, ainsi que des limites de température et de pression et analogues peuvent également entrer en ligne de compte afin d'annihiler l'effet résultant, par exemple, de l'âge de la turbine. Un dispositif de con- trôle de ce type pour une turbine à gaz est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique N0 4.159.625 au nom de W. B. Kerr qui est l'inventeur de la présente. Dans certaines installations de turbines, il existe un gradient de pression totaledans le plan fron- tal d'admission. Ce gradient est généralement engendré par le système d'aspiration d'air en direction de la turbine qui, lorsqu'elle est soumise à des manoeuvres impliquant une forte accélérateur due à la pesanteur, donne lieu à une déformation de la pression et de la, distribution du courant d'air à la face de la turbine. Dans les turbines o l'on observe cette déformation du courant d'air, une mesure précise du la pression totale moyenne existant dans le plan frontal d'admission né- cessite un grand nombre de sondes de pression totale (probablement trois ou quatre douzaines) judicieuse- ment réparties dans le plan frontal d'admission. Dans ces cas, un contrôle de la turbine par une mesure direc- te de la pression totale moyenne dans le plan frontal d'admission implique un matériel coûteux considérable et une complexité d'équipement peu souhaitable. Le brevet des Etats-Unis d'Amérique No 4.228.650 est intéressant en ce qui concerne la pré- sente invention; car il y est enseigné qu'un signal de pression de brûleur peut être synthétisé ou simulé en cas de défaillance d'un dispositif destiné à mesurer directe- ment la pression du brûleur (ou d'autres paramètres).A cet effet,on utilise un générateur de fonctions auquel sont transmis d'autres paramètres mesurés et qui émet, à sa sortie, un signal indiquant le rapport entre la pression du brû- leur et un autre paramètre de la turbine. Le rapport est alors multiplié par l'autre paramètre de la turbine, pour obtenir un signal représentant le signal de pres- sion de brûleur synthétisé qui est ensuite transmis à un dispositif de contrôle en vue d'être substitué au paramètre détecté défaillant. Un objet de la présente invention est de four- nir un procédé et un appareil perfectionnés pour le con- trôle d'une turbine à gaz. Un autre objet de la présente invention est de fournir un procédé et un appareil pour le contrôle d'une turbine à gaz sans devoir procéder à une mesure directe de la pression totale moyenne régnant au plan frontal d'admission. En conséquence, dans une turbine à gaz présen- tant un gradient de pression totaleen travers du plan frontal d'admission, le dispositif de contrôle de cette turbine réagit à et programme le débit de carburant ou la section de la tuyère d'échappement en réponse à la vitesse dil rotor de compresseur, à la température de l'air au plan frontal d'admission, ainsi qu'à la pres- sion statique régnant dans le conduit d'admission d'air en amont du plan frontal d'admission dans une partie cy- lindrique rectiligne à section transversale constante du conduit d'admission d'air o il n'existe aucun gra- dient de pression statique. L'avantage principal de la présente invention réside dans la suppression du grand nombre de sondes de pression totale requis par la technique antérieure en vue d'obtenir une lecture précise de la pression totale moyenne pour le plan frontal d'admission de la turbine. Plus spécifiquement, l'angle d'attaque d'un avion à réaction, autre qu'une trajectoire rectiligne et de ni- veau, engendre fréquemment à la fois un gradient de pression statique et un gradient de pression totale en travers de l'entrée du conduit d'admission d'air de la turbine. De la même manière, une entrée non cylindri- que et une entrée qui n'est pas en alignement avec l'axe de la turbine peuvent également engendrer des déforma- tions du courant d'air ou accroître ces déformations. Lorsque le conduit est redressé pour lui donner une section transversale cylindrique constante, le gradient de pression statique disparaît; toutefois, le gradient de pression totale continue à être présent jusqu'au plan frontal d'admission de la turbine. La première cascade de surfaces portantes rotatives agit pour éli- miner les gradients circonférent-iel et radial du cou- rant d'air, créant ainsi, au plan frontal d'admission et en amont de ce dernier, une déformation ou un gradient de pression statique sur une distance qui, ainsi qu'on l'a déterminé expérimentalement, ne dépasse pas à peu près la moitié du diamètre du conduit. Plus en amont, si le conduit est toujours rectiligne et à section trans- versale cylindrique constante, le gradient de pression statique est nul. En dépit des gradients de pression statique éventuels apparaissant dans cette partie recti- ligne du conduit qui est située en amont du plan fron- tal d'admission, la pression statique moyenne est la même dans n'importe quel plan perpendiculaire à l'axe de la turbine à l'intérieur de ce conduit rectiligne, y compris le plan frontal d'admission. Dès lors, la pression statique moyenne régnant au plan frontal d'ad- mission peut être mesurée avec précision au moyen d'une seule sonde de pression statique située en amont de ce plan frontal d'admission o la pression statique existant en travers du conduit est constante et ne subit pas l'influence de la section de compresseur de la turbine. Un programme,valable pour toutes les condi- tions de fonctionnement, concernant la valeur du rap- port entre la pression totale moyenne et la pression statique moyenne au plan frontal d'admission, peut être élaboré uniquement d'après la température de l'air à ce plan, ainsi que de la vitesse du rotor du compres- seur ou du ventilateur. En multipliant ce rapport par la pression statique mesurée en amont du plan frontal d'admission, on peut engendrer un signal qui s'est avéré représenter la pression totale moyenne existant dans le plan frontal d'admission. Cette caractéristique a été confirmée par des comparaisons avec trente-six (36) me- sures directes de pression totale moyenne effectuées au cours d'essais de vol d'un avion "F-15". Ce signal est combiné avec un signal de pression totale provenant d'un autre endroit de la turbine afin d'obtenir un si- gnal représentant le rapport de pression existant à cet endroit et au plan frontal d'admission. Ce signal de rapport de pression peut ensuite être comparé avec un signal de référence ou un signal de rapport de pression programmé, le signal différentiel ou d'erreur obtenu étant utilisé par un élément logique pour régler le dé- bit de carburant vers le brûleur ou la section de la tuyère d'échappement. Les objets, caractéristiques et avantages pré- cités de la présente invention, ainsi que d'autres ap- paraîtront plus clairement à la lecture de la descrip- tion détaillée ci-après des formes de réalisation pré- férées de cette dernière, données en se référant à l'uni- que dessin annexé qui est une vue schématique d'un turboréacteur à double flux et d'une commande illustrant le procédé et l'appareil de la présente invention. On se référera à présent à ce dessin qui il- lustre schématiquement un turboréacteur à double flux spécifique a m é 1 i o r é 10 comportant un rotor inférieur 12 et un rotor supérieur 14. La partie ro- tative ou de compresseur avant 16 du rotor inférieur 12 est appelée "ventilateur" et elle est entraînée par la turbine à double flux 18 à laquelle elle est reliée. La partie rotative ou de compresseur arrière 20 du ro- tor supérieur 14 est entraînée par la turbine supérieure 22. Le brûleur 24 auquel le carburant est acheminé, fournit l'énergie requise pour entraîner les turbines 18 et 22. Les gaz passant à travers les turbines se dila- tent dans une tuyère d'échappement à section variable 21 (ayant une section désignée par A.) en vue d'engen- drer une poussée. Une quantité réglée de carburant est acheminée au brûleur 24 par un système de commande 28 qui peut être une combinaison d'éléments électroniques et, par exemple, d'éléments hydromécaniques. Des ordi- nateurs sont fréquemment intégrés à ces éléments de com- mande. Dans la présente forme de réalisation, la tur- bine comprend un conduit d'admission d'air 30 s'étendant sur une distance considérable en amont de cette dernière. Ce conduit 30 est constitué d'une partie arrière 32 pra- tiquement rectiligne et à section transversale cylindri- que constante, ainsi que d'une partie avant 34 compor- tant une entrée 36 à section transversale rectangulaire passant à une section transversale cylindrique au point de jonction entre la partie avant 34 et la partie arrière 32. L'axe ou la ligne centrale 37 de la partie avant 34 est orienté sous un certain angle par rapport à l'axe 38 de la partie arrière 32 qui s'étend dans le même plan que l'axe de la turbine. Dans le cas d'angles d'attaque non rectilignes et de niveau, le courant d'air pénétrant dans la partie avant 34 du conduit est déformé et dévié lorsqu'il pénètre dans la partie arrière 32 de ce conduit. Un gradient de pression totale et un gradient de pression statique perpendiculaires à l'axe de la turbine sont ainsi créés dans la partie 34 du conduit. Au plan de l'interface entre la partie avant 34 et la partie arrière 32 du con- duit, ou à une courte distance en aval de ce plan, le courant d'air est redressé et le gradient de pression statique précité devient nul. Toutefois, un gradient de pression totale subsiste sur toute la longueur de la partie rectiligne 32 du conduit, y compris le plan frontal d'admission de la turbine, c'est-à-dire le plan du bord d'attaque des pales de l'étage de ventilateur. Une sonde de nez 38 s'étend à partir du cône avant 40 de la turbine et elle mesure la pression sta- tique PS en un point espacé axialement d'une distance au moins égale à la moitié du diamètre (D) du conduit en amont du plan frontal d'admission, mais en aval de tout gradient de pression statique existant dans la par- tie 34 du conduit. Il est de pratique courante de désigner des em- placements de. la longueur de la turbine par des postes numérotés. Dans le dessin, le plan du bord d'attaque des pales de ventilateur est le poste 2 et il est égale- ment désigné ici par "plan frontal d'admission de la tur- bine'! Le poste 2.5 est situé à la sortie du ventilateur ou au plan du bord de fuite des pales de ventilateur. Le poste 6 est situé à la décharge de la turbine centrale juste en aval du dernier étage d'aubes. Les numéros re- pris en indice à la-suite des pressions et des tempéra- tures utilisées ici renvoient à ces postes. Un rap- port de pression "en travers d'un poste" désigne le rapport entre la pression totale moyenne (indice T) existant au poste indiqué et la pression totale moyen- ne existant au poste 2. C'est ainsi que le rapport de pression en travers du poste 2.5 (emplacement du ventilateur) est PT2.5/PT2' tandis qu'il est appelé "rapport de pression de ventilateur". Le rapport de pression en travers du poste 6 est PT6/PT2 et il est appelé "rapport de pression de turbine", puisqu'aussi bien il est mesuré en travers de l'ensemble de la turbine. Les systèmes de contrôle de turbines remplis- sent de nombreuses fonctions à l'intérieur de la tur- bine; toutefois, la présente invention concerne unique- ment des parties sélectionnées du système de contrôle de turbine et ce sont ces parties, ainsi que leurs en- trées et leurs sorties qui font l'objet de la présente description. Le système de contrôle de turbine contrô- le un certain nombre de variables différentes et il règle le débit de carburant ou d'autres composantes variables de la turbine, de façon à optimaliser davan- tage le rendement de cette dernière pour l'enveloppe de vol donnée, tout en empêchant ou en minimisant les ris- ques de calage de la turbine. Dans la forme de réalisation décrite ici, le système de contrôle de turbine 28 reçoit des signaux d'entrée représentant des paramètres sélectionnés de la turbine, à savoir un signal indiquant la température de l'air au plan frontal d'admission (c'est-à-dire la température totale TT2 à l'admission de la turbine) et un signal.indiquant la vitesse N1 du rotor de ventila- teur. Le signal de température est transmis à un calcu- lateur de racine carrée 42 via une ligne 44 et la sortie de ce calculateur est appliquée à un diviseur 46 via une ligne 48 conjointement avec la vitesse de rotor de venti- lateur N1, via une ligne 50. La sortie du diviseur 48 est N t '-/ et elle représente la vitesse corrigée 1 r2 N1C2 du rotor. La vitesse corrigée du rotor est trans- mise à un générateur de fonctions 52 via une ligne 54. Dans ce générateur de fonctions 52, est élaboré un si- gnal programmé de rapport pression totale/pression sta- tique de ventilateur PT2/PS2 qui est transmis à un mul- tiplicateur 56 via une ligne 58 conjointement avec un signal indiquant la pression statique mesurée Pst via la ligne 60. Ce multiplicateur 56 multiplie ces deux signaux d'entrée pour émettre un signal P qui équivaut pratiquement à la pression totale moyenne régnant dans le plan frontal d'admission. Ce signal de pression P est transmis à un diviseur 62 via une ligne 64. Une sonde de pression située au poste 2.5 mesure.la pres- sion totale moyenne PT2.5 existant à la sortie du ven- tilateur et le signal représentant cette pression est également transmis au diviseur 62 via une ligne 66. Ce diviseur calcule le rapport de pression de ventila- teur PT25 /P et il transmet un signal représentant ce rapport au comparateur 68 via une ligne 70. La vitesse corrigée N1C2 du rotor est égale- ment transmise du diviseur 46 à un générateur de fonc- tions 72 dans lequel est élaboré un signal de rapport de pression de ventilateur programmé ou de référence PT2.5/PT2 qui est transmis au comparateur 68 via une ligne 74. Ce comparateur 68 émet un signal d'erreur (désigné parts T2.5/PT2) représentant la différence existant entré le rapport de pression de ventilateur programmé fourni par le générateur de fonctions 72 et le rapport de pression de ventilateur transmis sur la ligne 70. Ce signal d'erreur est ensuite transmis à l'élément logique de contrôle 76 via une ligne 78. La logique de contrôle est conçue pour régler, soit le débit de carburant Wf via une ligne 80, soit la section A. de la tuyère d'échappement via la ligne en traits- discontinus 82. Un second système de contrôle (non représenté) pourrait être utilisé pour régler n'impor- te lequel de ces paramètres qui ne l'est pas par le système de contrôle 28. Bien que, dans la forme de réalisation décrite ici, la pression PT2.5 régnant à la sortie du ventila- teur soit transmise au diviseur 62, on peut également utiliser la pression PT6 régnant à la décharge de la turbine centrale (poste 6) si l'on désire contrôler le débit de carburant ou la section de la tuyère d'échappe- ment en se basant sur le rapport de pression de turbine plutôt que sur le rapport de pression de ventilateur, auquel cas le générateur de fonctions 72 pourrait être conçu pour émettre un signal indiquant le rapport de pression de turbine programmé. Bien que l'invention ait été illustrée et dé- crite en se référant à une de ses formes de réalisation préférées, l'homme de métier comprendra que diverses modifications et omissions peuvent être envisagées tant dans sa forme que dans ses détails, sans se départir de son esprit et de son cadre. REVENDICATIONS 1. Dispositif en vue de contrôler une turbine à gaz au cours d'un vol, cette turbine à gaz comportant une tuyère d'échappement à section variable, tandis qu'elle est constituée d'un compresseur, d'une turbine destinée à entraîner ce compresseur, ainsi que d'un brûleur disposé en aval du compresseur et en amont de la turbine en vue d'engendrer des gaz chauds destinés à entraîner la turbine, cette dernière ayant un plan frontal d'admission, un conduit d'admission d'air dis- posé en amont de la turbine pour diriger de l'air dans cette dernière, ce conduit comprenant une partie recti- ligne à section transversale cylindrique pratiquement constante s'étendant axialement en amont du plan fron- tal d'admission sur une distance égale à au moins la moitié du diamètre de cette partie rectiligne, caracté- risé en ce qu'il comprend un élément réagissant à la pression statique régnant dans la partie rectiligne pré- citée du conduit d'admission en un point espacé axiale- ment en amont du plan frontal d'admission d'une distance égale à au moins la moitié du diamètre de ce conduit d'admission en vue d'émettre un premier signal représen- tant cette pression statique, un élément réagissant à la vitesse de rotation du compresseur et à la température de l'air à ce plan frontal d'admission en vue de calcu- 1er une vitesse de compresseur corrigée, un élément réa- gissant à cette vitesse de compresseur corrigée pour émettre un deuxième signal représentant le rapport exis- tant entre la pression totale moyenne et la pression sta- tique au plan frontal d'admission, un élément réagissant à ces premier et deuxième signaux en vue d'émettre un troisième signal représentant la pression totale moyenne existant dans ce plan frontal d'admission, un élément réagissant à ce troisième signal et à une pression totale régnant à un poste de la turbine situé en aval du plan frontal d'admission pour émettre un quatrième signal re- présentant un rapport de pression en travers de ce poste, 249569f un éelneent réagissant à la vitesse corrigée du compres- seur en vue d'émettre un cinquième signal représentant un rapport de pression programmé en travers de ce poste, ainsi qu'un élément réagissant à la différence existant entre les quatrième et cinquième signaux dans le but de contrôler le débit de carburant vers le brûleur ou la section de la tuyère d'échappement. 2. Dispositif de contrôle suivant la revendica- tion 1, caractérisé en ce que la turbine est une turbine à deux rotors comprenant un ventilateur et une turbine inférieure destinée à entraîner ce dernier, le poste pré- cité étant le ventilateur ou l'ensemble de la turbine. 3. Dispositif de contrôle suivant la revendica- tion 2, caractérisé en ce que le poste précité est l'en- 1S semble de la turbine. 4. Procédé en vue de contrôler une turbine à gaz au cours d'un vol, cette turbine à gaz comprenant un compresseur, une turbine destinée à entraîner ce com- presseur, un brûleur disposé entre le compresseur et la turbine pour engendrer des gaz chauds destinés à entraî- ner cette dernière, une tuyère d'échappement à section variable disposée en aval de la turbine, ainsi qu'un conduit d'admission d'air situé en amont du compresseur, ce conduit étant construit et conçu de telle sorte qu'un gradient de pression totale y soit créé au cours de cer- taines attitudes de vol, tandis qu'il comprend une partie rectiligne à section transversale cylindrique pratique- nient constante s'étendant axialement en amont du plan frontal d'admission sur une distance égale à au moins la moitié du diamètre de cette partie rectiligne, caracté- risé en ce qu'il comprend les étapes qui consistent à: mesurer la pression statique régnant à l'intérieur de la partie rectiligne précitée enun point espacé axiale- ment en amont du plan frontal d'admission de la turbine- d'une distance égale à au moins la moitié du diamètre de ce conduit, et émettre un premier signal représentant cette pression statique; mesurer la vitesse de rotation du compresseur et émettre un deuxième signal représentant cette vitesse de rotation; mesurer la température totale de l'air dans le plan frontal d'admission et émettre un troisième signal représentant cette température; mesurer une pression totale à un poste de la tur- bine situé en aval de ce plan frontal d'admission et émettre un quatrième signal représentant cette pression totale; calculer une vitesse de compresseur corrigée; calculer un rapport de pression programmé pour cet- te vitesse de compresseur corrigée; calculer un rapport de pression existant en travers du poste de la turbine en se basant sur la pression statique mesurée, sur la vitesse de compresseur corrigée et sur la température mesurée au plan frontal d'admis- sion; et contrôler la section de la tuyère d'échappement ou le débit de carburant vers le brûleur en fonction de la différence existant entre le rapport de pression calculé et le rapport de pression programmé. 5. Procédé suivant la revendication 4, caracté- risé en ce que la turbine est une turbine'à deux rotors comprenant un ventilateur et une turbine inférieure des- tinée à entraîner ce dernier, le poste précité étant le ventilateur ou l'ensemble de la turbine. Par procuration de: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION Le mandataire: R. Baudin