FR 2617237 A1 19881230 FR 8807640 A 19880608 -I La présente invention concerne des systèmes d'alimen- tation en carburant pour moteurs à turbine à gaz de rendement élevé pour la propulsion des avions et, plus particulière- ment, un système perfectionné d'injection de carburant dans lequel un certain nombre d'injecteurs de fourniture de carburant peuvent être coupés en réponse aux besoins énergé- tiques du moteur à turbine à gaz. La présente invention concerne des systèmes d'alimen- tation en carburant pour moteurs à turbine à gaz de rendement élevé pour la propulsion des avions et, plus particulière- ment, un système perfectionné de collecteur double de carburant et un procédé pour son fonctionnement, o chaque collecteur fournit du carburant à une partie des injecteurs de carburant et l'un des collecteurs comporte une vanne de coupure entre lui-même et la commande de carburant. Les récents perfectionnements apportés à la technolo- gie des moteurs à réaction d'avion, s'agissant des économies en carburant, sont trop nombreux pour pouvoir être résumés. Les améliorations apportées aux divers composants et sys- tèmes, tels que le compresseur, la turbine et les commandes, ont apporté des réductions importantes de la quantité du carburant nécessaire pendant les missions typiques en vol. L'un des effets de la réduction des besoins en carburant est d'abaisser le rapport air-carburant de la chambre de combus- - 2 - tion pour l'amener à des valeurs se rapprochant de la limite de stabilité qu'on appelle généralement limite d'extinction. La réduction des besoins en carburant se produit lors des conditions de fonctionnement transitoires et à l'état cons- tant. Dans certaines conditions de vol, par exemple lors d'une descente au ralenti par temps froid, période au cours de laquelle l'avion réduit son altitude de croisière, la chambre de combustion de la partie génératrice de gaz du moteur à réaction peut être victime d'un manque de carburant à l'un des injecteurs ou à plusieurs d'entre eux. Le résultat peut être assez grave pour dépasser la limite d'extinction, stoppant entièrement le processus de combustion et arrêtant le fonctionnement du moteur. Un autre facteur compliquant la conception et le fonctionnement de ces moteurs à rendement élevé est dû aux conditions de la Federal Aviation Agency (Agence Fédérale pour l'aviation) en matière d'émissions, en particulier en ce qui concerne les émissions invisibles lors de la marche au ralenti au sol. 'On a découvert un système d'alimentation en carburant d'un moteur à réaction et son procédé de fonctionnement qui permettent d'éviter l'extinc- tion mentionnée ci-dessus. La présente invention permet également la construction et le fonctionnement sûr de réacteurs à double flux et de turbo-propulseurs, du type canalisé et non canalisé, de puissance plus grande avec un rapport de dilution plus efficace. La présente invention permet également d'améliorer les émissions à l'échappement des moteurs à turbine à gaz ayant un rapport de dilution élevé, au point de vue de la pollution, ce qui aide à satisfaire les conditions strictes de la FAA relatives aux émissions. Compte tenu des problèmes venant d'être exposés, que soulèvent les réacteurs à double flux et les turbo-propul- seurs actuels à rapport de diffusion élevé, la présente invention a pour objet principal d'éviter que les moteurs à turbine à gaz des avions ne dépassent leur limite d'extinc- -3- tion lors de leur fonctionnement à l'état constant. La présente invention a pour autre objet que les moteurs à turbine à gaz des avions ne dépassent leur limite d'extinction lors du fonctionnement dans des conditions transitoires. Un autre objet de la présente invention est d'éviter que les moteurs à turbine à gaz des avions ne dépassent leur limite d'extinction lors de conditions hostiles pendant leur fonctionnement. La présente invention a encore pour objet de permettre la conception et la construction de moteurs à turbine à gaz d'avion plus efficaces, ayant des rapports de dilution élevés. La présente invention a aussi pour objet d'améliorer la sécurité des moteurs à turbine à gaz à rapport de diffusion élevé et économes en matière de consommation de carburant. La présente invention concerne un système d'injection de carburant pour utilisation dans la section chambre de combustion d'un moteur à turbine à gaz comportant une multitude d'injecteurs de carburant dont une partie peut être interrompue en réponse à un paramètre prédéterminé, ou condition, concernant le moteur à turbine à gaz. Dans un mode de réalisation de la présente invention, ce paramètre est le rapport de dilution et dans un autre mode de réalisation, la condition concernant le moteur est relative à la descente, comme cela est indiqué par le règlage de la puissance du moteur à turbine à gaz. Dans un autre mode de réalisation, la présente invention comprend une première et une seconde multitude d'injecteurs de carburant qui communiquent avec des premier et second collecteurs de carburant, respectivement, pour les alimenter en carburant. Les collecteurs sont alimentés en carburant par des première et seconde conduites, respectivement, lesquelles sont à leur tour alimentées à partir d'une commande de carburant. Une vanne de coupure est - 4 interposée dans la première conduite de carburant et répond à au moins un paramètre prédéterminé concernant le moteur à turbine à gaz ou condition du moteur. Dans un autre mode de réalisation, la vanne et la commande de carburant sont contrôlées par un ordinateur électronique numérique comme cela est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 4 137 707. La suite de la description se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement: figure 1, une vue schématique en coupe d'un moteur à turbine à gaz représentant un système d'injection de carbu- rant réalisé en conformité avec la présente invention; figure 2, une vue schématique en perspective de l'ensemble formé par des injecteurs et des collecteurs de carburant, représentant les positions relatives des injec- teurs de carburant, des collecteurs, et des conduites d'alimentation selon un mode de réalisation de la présente invention; figure *3, un croquis du système d'injection de carburant réalisé en conformité avec un mode de réalisation de la présente invention. Un moteur à turbine à gaz du type à rapport de dilution élevé comprend une section 4 à soufflante, une section 6 à compresseur, une section 8 à chambre de combustion et une section 10 à turbine. La section 8 brûle de l'air et du carburant pour fournir des gaz à haute tempéra- ture qui s'écoulent dans la turbine, la turbine extrayant alors l'énergie des gaz à haute température. La turbine à haute pression 9 entraîne le compresseur 6 et la turbine à basse pression 10 la soufflante 4. Entourant et s'étendant à l'intérieur de la section 8 constituant la chambre de combustion se trouve un ensemble 30 formé des collecteurs et des injecteurs de carburant, cet ensemble étant plus particu- lièrement illustré en figure 2. L'ensemble 30 comporte un premier collecteur 22 et un second collecteur 24 qui fournissent le carburant à des première et seconde multitudes d'injecteurs de carburant 26 et 28 par l'intermédiaire d'une première et d'une seconde multitude de conduites 32 et 34, respectivement. Le carburant est fourni aux collecteurs 22 et 24 par des première et seconde conduites 40 et 42, respecti- vement, et le débit du carburant dans les conduites 40 et 42 est contrôlé par une commande de carburant 44. La figure 3 représente une vanne de coupure 46 disposée dans la conduite de carburant 40 et son fonctionnement est commandé par un ordinateur électronique numérique 42, lequel commande égale- ment le fonctionnement de la commande de carburant 44. Une- première ligne de commande 52 et une seconde ligne de commande 54 qui peuvent être soit électroniques soit électri- ques, relient l'ordinateur électronique numérique 42 à la i5 commande de carburant 44 et à la vanne de coupure 46, respectivement, comme cela est représenté en figure 1. En liaison maintenant avec la figure 2, on décrit l'ensemble 30 formé par les collecteurs et les injecteurs de carburant de manière à montrer l'agencement général et la position relative de certains des éléments. On a trouvé que des collecteurs de carburant en forme d'anneau présentent des avantages, mais la présente invention n'est pas limitée à ce type particulier de forme de la section en coupe des collecteurs. L'ensemble 30 comprend un premier collecteur de carburant 22 qui reçoit son carburant à partir de la commande 44 (représentée en figure 1) par l'intermédiaire d'une première conduite de carburant 40. Une première multitude d'injecteurs de carburant 26 est supportée et placée dans la section 8 formée par la chambre de combustion (illustrée en figure 1), et est alimentée avec du carburant en provenance du premier collecteur 22 par une première multitude de conduites 32. Un second collecteur de carburant 24 reçoit du carburant en provenance de la commande de carburant 44 par l'intermédiaire d'une seconde conduite 42 et fournit le carburant à une seconde multitude d'injecteurs de carburant 28 par l'intermédiaire d'une seconde.multitude de conduites 34. La seconde multitude d'injecteurs de carburant 28 est supportée et placée dans la section 8, et alimentée en carburant à partir de la seconde multitude de conduites 34. Les conduites 32 et 34 peuvent être des conduites de carburant ou des éléments structurels renfermant des condui- tes de. carburant comme cela est le cas de la présente invention. La figure 3 décrit le mode de réalisation préféré, dans lequel la première multitude d'injecteurs de carburant 26 est placée de façon uniforme en alternance avec la seconde multitude d'injecteurs 28. Dans le mode de réalisation préféré, tous les injecteurs 26 et 28 sont placés de manière uniforme et circonférentielle, par rapport à. l'axe CL du moteur. Cependant, la présente invention n'est pas limitée à cet agencement particulier et comprend également les disposi- tions dans lesquelles les seconds ou les troisièmes injec- teurs dépendent du premier collecteur et le reste du second collecteur. On a trouvé qu'un nombre total d'injecteurs égal à 20 était un nombre avantageux, les dix premiers injecteurs 26 étant connectés au premier collecteur 22 et les dix autres injecteurs 28 l'étant au second collecteur 24. Ce nombre d'injecteurs permet une répartition uniforme du carburant et de la température dans la section 8 constituée par la chambre de combustion pendant le fonctionnement du moteur avec l'utilisation seulement de la seconde multitude d'injecteurs 28 tout en maintenant au minimum le nombre total des injecteurs. De nouveau en liaison avec la figure 3, on décrira le fonctionnement de la présente invention. L'ensemble 30 formé par les collecteurs et les injecteurs de carburant fournit un mélange atomisé de carburant et d'air à la chambre de combustion 8 (représentée en figure 1) d'une façon efficace pour faciliter une combustion complète. Le carburant est fourni à l'ensemble 30 par la commande de carburant 44 par 7 2 6 2617237 l'intermédiaire des première et seconde conduites 40 et 42, respectivement. La commande de carburant 44 dose la quantité du carburant brûlé dans la chambre de combustion 8 en réponse à la demande du pilote ou d'un programme prédéterminé. La commande de carburant 44 est contrôlée par un ordinateur électronique numérique 42 du moteur par l'intermédiaire d'une première ligne de commande 52. Une vanne de coupure 46 est placée dans la première conduite de carburant 40 et est commandée par l'ordinateur 42 par l'intermédiaire d'une seconde ligne de commande 54. L'ordinateur électronique surveille divers paramètres de l'avion, du vol et du moteur et calcule d'autres paramètres du moteur ou conditions de fonctionnement. Certains paramètres mesurés ou obtenus sont représentatifs des conditions de fonctionnement du moteur. Parmi ces paramètres, le débit du carburant entrant dans le moteur et le débit de l'air de combustion servent à obtenir un troisième paramètre, à savoir le rapport entre carburant et air. Un autre signal détecté par l'ordinateur 42 du moteur est le poids supporté par les roues, lequel est représentatif de l'avion au sol. Ce poids est utilisé en signal de priorité pour ouvrir la vanne, ce qui permet d'obtenir le fonctionne- ment des vingt injecteurs 26 et 28 de carburant. Cela aide à éviter que le moteur ne viole les règlements sur les émissions de la FAA relatifs aux émissions invisibles de l'échappement des moteurs. Les première et seconde lignes de commande 52 et 54, respectivement, sont représentées par des tirets et peuvent être des connexions soit électriques, soit électroniques, soit à fibre optique. Les moteurs modernes à turbine à gaz des avions emploient des commandes électroniques pour le moteur et cet élément peut également constituer une partie d'un ordinateur central de commande de l'avion. La commande électronique numérique 42 du moteur constitue le moyen dans lequel le programme d'alimentation en carburant est stocké et avec lequel les instructions du programme sont exécutées. - 8 - Lors de la plupart des conditions de vol, la vanne de coupure 46 reste dans le mode inactif, c'est-à-dire qu'elle est ouverte et permet le fonctionement de la totalité des injecteurs de carburant 26 et 28. Lorsque la vanne 46 est actionnée, le débit dans la première multitude d'injecteurs 26 est interrompu. La vanne n'est actionnée que pendant certaines conditions de fonctionnement ou en réponse à un signal prédéterminé représentant un paramètre du moteur. Le mode de réalisation préféré de la présente invention incor- pore comme signal représentant un paramètre de fonctionnement du moteur, le rapport air/carburant. On peut utiliser d'autres signaux qui représentent certaines conditions de fonctionnement du moteur ainsi que des paramètres de fonc- tionnement de ce moteur. Une autre condition typique du fonctionnement pour laquelle la- vanne de coupure 46 est actionnée est la descente et plus particulièrement la descente au ralenti. Cette situation est signalée à la commande électronique 42 du moteur par le réglage de puissance, lequel est fonction dans les avions modernes de l'angle du balai commandé par le pilote. Le mode de réalisation préféré de la présente invention fait appel au paramètre obtenu qui concerne le rapport entre air et carburant. La valeur à laquelle la vanne de coupure est actionnée peut être variable ou fixe comme cela est le cas du mode de réalisation préféré de l'invention. De manière à éviter des émissions anormalement élevées, un signal de priorité indicateur de la charge imposée aux roues, représen- tatif de la présence de l'avion au sol, rend inopérante la vanne de coupure, ce qui permet au carburant de s'écouler dans la totalité des injecteurs, même dans le cas o un ou plusieurs autres signaux indiquent que la vanne doit être actionnée. -9- REVENDICATIONS 1. Système d'injection de carburant destiné à être utilisé dans la section formée par la chambre de combustion (8) d'un moteur à turbine à gaz (2), caractérisé en ce qu'il comprend: une multitude d'injecteurs de carburant (26, 28), dans laquelle une partie des injecteurs peut être interrompue en réponse à un signal. 2. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 1, caractérisé en ce que le signal est basé sur le rapport entre air et carburant appliqué à la turbine à gaz. 3. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 1, caractérisé en ce que le signal est basé sur le rapport entre air et carburant appliqués à la turbine à gaz et sur le poids supporté par les roues. 4. Système d'injection de carburant destiné à être utilisé dans la section formée par la chambre de combustion (8) d'un moteur à turbine à gaz (2), caractérisé en ce qu'il comprend: des première et seconde conduites de carburant (32, 34), des première et seconde multitudes d'injecteurs de carburant (26, 28) pour les première et seconde conduites, respectivement, une vanne de coupure (46) placée dans la première conduite de carburant qui peut être interrompue en réponse à un signal. 5. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 4, caractérisé en ce que le signal est basé sur le rapport entre air et carburant appliqués au moteur. 6. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 5, caractérisé en ce que la vanne de coupure répond à un signal de priorité basé sur le poids supporté par les roues. 7. Système d'injection de carburant selon la revendi- - 10 - L". cation 6, caractérisé en ce qu'il comprend des premier et second collecteurs de carburant (22, 24) disposés entre les première et seconde conduites de carburant (32, 34) et les première et seconde multitudes d'injecteurs de carburant (26, 28), respectivement. 8. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 7, caractérisé en ce que les première et seconde multitudes d'injecteurs de carburant sont disposées en alternance dans une configuration généralement circulaire. 9. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 8, caractérisé en ce qu'il comprend une commande de carburant (44) communiquant avec les première et seconde conduites de carburant à des fins d'alimentation. 10. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 9, caractérisé en ce qu'il comprend une commande électronique de moteur (42) qui commande la vanne de coupure et la commande de carburant. 11. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 10, caractérisé en ce que la commande électronique du moteur est une commande électronique numérique. 12. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 1, caractérisé en ce que la multitude d'injecteurs de carburant peut être interrompue en réponse à une condition de fonctionnement du moteur à turbine à gaz. 13. Système d'injection de carburant selon la revendi- cation 12, caractérisé en ce que la condition de fonctionne- ment du moteur à turbine à gaz est la descente. 14. Système d'injection du carburant selon la revendi- cation 13, caractérisé en ce que la descente est indiquée par le règlage de puissance du moteur.