FR 2704905 A1 19941110 FR 9305391 A 19930506 L'invention concerne la régulation des turbomoteurs utilisés pour la propulsion des aéronefs, mais elle peut être appliquée sur toute turbomachine et générateur de gaz utilisant un carburant liquide. L'invention est relative à un dispositif de modulation du débit de carburant pour améliorer simplement les performances du système de régulation des turbomoteurs. Deux applications particulières de ce dispositif sont présentées: la première application se rapporte au contrôle de la température de sortie turbine en phase de démarrage du turbomoteur; la deuxième application a pour but d'améliorer la décélération du turbomoteur pendant la phase d'atterrissage de l'aéronef. Le fonctionnement stable et le bon rendement d'une turbomachine exigent un contrôle rigoureux de la richesse du mélange air-carburant, au moyen d'une régulation du débit de carburant. Cette régulation est généralement obtenue par un asservissement qui tient compte du régime du moteur que le pilote demande par l'intermédiaire de la manette des gaz, du régime réel du moteur représenté par exemple par la vitesse de rotation de la turbine, ainsi que d'une loi définissant le débit de carburant optimal en fonction du régime du moteur. Pour augmenter le régime du moteur, il faut augmenter le débit de carburant à un niveau adapté au nouveau régime demandé. Afin que la phase d'accélération soit courte, on produit dans le moteur une surpuissance temporaire au moyen d'un enrichissement du mélange air-carburant par un débit plus important de carburant. Lorsque le nouveau régime est atteint, la richesse du mélange air-carburant est réduite et ramenée à son niveau optimal, par réduction du débit de carburant. Pendant la phase d'accélération, le mélange air-carburant très riche provoque une augmentation de température des gaz de combustion qui peut, lorsqu'elle est excessive, réduire la durée de vie de la turbine, voire fondre les aubes de la turbine. Pour prévenir ce danger, la régulation comprend aussi un moyen de limiter le débit de carburant en fonction du débit d'air injecté par le compresseur, le débit d'air étant représenté par la pression d'air mesurée à la sortie du compresseur, ou par la vitesse de rotation du compresseur. Inversement, pour réduire le régime du moteur dans un temps court, il faut appauvrir le mélange air-carburant sans toutefois dépasser un seuil en-dessous duquel la combustion risquerait de s'interrompre. Pour prévenir ce second danger, la régulation comprend aussi un moyen de limiter l'abaissement du débit de carburant en fonction de la quantité d'air débitée par le compresseur. Plus généralement, la régulation doit permettre d'ajuster le régime du moteur aux ordres du pilote dans des conditions de fonctionnement économiques et maintenues dans un domaine à l'intérieur duquel on ne risque pas l'apparition de phénomènes dangereux pour le moteur. Le moyen de limiter l'enrichissement ou l'appauvrissement du mélange air-carburant est évidemment optimisé pour les conditions d'environnement et les régimes du moteur habituels tels le régime de croisière ou le régime dit de plein-gaz. Pour être sûr de ne pas sortir du domaine de fonctionnement normal du moteur, il faut prévoir des marges de sécurité, mais ces marges de sécurité restreignent les possibilités d'emploi du moteur et doivent être plus importantes pour les régimes du moteur dans lesquels le limiteur n'est pas optimisé. Ce peut être le cas au démarrage du moteur, alors que la vitesse de rotation est très basse : la montée en régime se fait par injection d'un mélange air-carburant plus riche avec une marge de sécurité pas trop importante pour que ladite montée en régime se fasse suffisamment vite. Ceci provoque parfois une surchauffe qui est tolérée jusqu'à présent, car elle ne dure que peu de temps et ne se produit qu'une seule fois pendant un vol, mais qui réduit cependant la durée de vie de la turbine. Ce peut être aussi le cas au moment de l'atterissage de l'avion, le régime du moteur étant ramené à un niveau très bas par l'injection d'un mélange air-carburant appauvri. La marge de sécurité prise pour éviter tout risque d'extinction de la combustion pendant cette phase du vol compense les imperfections du limiteur, mais a pour inconvénient de maintenir le moteur à un régime un peu plus élevé et par conséquence d'augmenter la longueur de l'atteIrissage. Ainsi, les perfectionnements apportés à la régulation visent un fonctionnement plus économique, un temps de réponse plus court aux ordres du pilote et une réduction des marges de sécurité, afin d'étendre les possibilités d'utilisation du moteur. Pour se faire, les systèmes de régulation doivent comporter de nombreuses fonctions qui prennent en compte de nombreux paramètres représentatifs du régime de fonctionnement du moteur, des caractéristiques du carburant et des conditions atmosphériques. De tels systèmes deviennent évidemment très complexes. n est rappelé que le système de régulation d'une turbomachine comprend notamment un ensemble de moyens pour mesurer les paramètres à surveiller, un calculateur pour établir une consigne de débit de carburant en fonction des paramètres mesurés et un régulateur de carburant pour ajuster le débit effectif de carburant à ladite consigne. La modification d'une fonction du système de régulation ou l'ajout d'une fonction supplémentaire pour améliorer la consigne de débit de carburant peuvent avoir des répercussions sur les autres fonctions de la régulation. Ces répercussions sont d'autant plus délicates à maîtriser que les fonctions de régulation sont nombreuses. Les essais et les mises au point sont longues. Le coût de modification ou d'amélioration d'un système de régulation est en conséquence généralement élevé. L'invention propose de réguler, complémentairement le débit de carburant principal en excès en prélevant le carburant excédentaire par l'intermédiaire d'un circuit auxiliaire raccordé en dérivation au circuit du carburant dosé. L'invention est donc relative à une turbomachine comportant des injecteurs de carburant, un régulateur principal d'alimentation en carburant desdits injecteurs relié, par un conduit amont, à une source d'alimentation en carburant, et, par un conduit aval auxdits injecteurs, et, un calculateur qui calcule en permanence la valeur du débit principal d'alimentation en carburant des injecteurs, qui est relié audit régulateur principal, et, qui en commande la valeur de réglage. Selon l'invention, les dispositions suivantes sont adoptées : A) un conduit auxiliaire est raccordé par l'une de ses extrémités en dérivation au conduit aval d'alimentation en carburant des injecteurs alors que l'autre extrémité débouche en un point à pression inférieure du circuit amont de l'alimentation en carburant ; B) un régulateur secondaire est placé sur ce conduit auxiliaire; et, C) un calculateur secondaire calcule la valeur de correction dudit débit d'alimentation en carburant des injecteurs, est relié audit régulateur secondaire, et, en commande la valeur de réglage du débit. Par mesure de sécurité, une vanne est placée dans le conduit auxiliaire, ladite vanne étant ouverte dans les périodes où le régulateur secondaire est susceptible d'intervenir, et fermée dans les autres cas, afin de ne pas risquer un prélèvement non désiré du carburant délivré aux injecteurs, par exemple pendant le décollage de l'avion. De manière préférée, le conduit auxiliaire débouche dans le conduit en amont du régulateur principal de carburant en un point où la pression du carburant est inférieure à la pression du carburant à la jonction du conduit aval et du conduit auxiliaire. Selon une première application conforme à l'invention, pendant la phase de démarrage de la turbomachine, la vanne d'obturation est placée dans sa configuration d'ouverture et le calculateur secondaire, en fonction d'une valeur de vitesse de rotation mesurée de la turbomachine et d'une température mesurée de la turbomachine, détermine une température de consigne de la turbomachine, et, en fonction de l'écart entre cette température de consigne et la température mesurée, détermine la valeur d'un débit excédentaire de carburant qui doit être évacué hors du conduit aval d'alimentation en carburant des injecteurs, et, commande le régulateur secondaire d'alimentation en carburant pour que soit effectivement évacué ledit débit excédentaire de carburant. Dans une deuxième application, l'invention est utilisée pour compenser les imprécisions ou insuffisances du limiteur de débit de carburant en phase de décélération à bas régime de la turbomachine, correspondant à la phase d'atterrissage de l'avion. Du fait des marges de sécurité prises, il peut arriver que le limiteur de débit de carburant impose en décélération un débit minimum de carburant supérieur au débit calculé en régime stabilisé.Le calculateur secondaire, en fonction de valeurs de consigne de débit de carburant en régime stabilisé et de débit minimum de carburant en phase de décélération, calcule la différence de ces valeurs : débit minimum - débit en régime stabilisé, et détermine, dans le seul cas d'une valeur positive de cette différence, le débit excédentaire de carburant qui doit être évacué hors du conduit aval d'alimentation en carburant, et, commande le régulateur secondaire d'alimentation en carburant pour que soit effectivement évacué ledit débit excédentaire de carburant. L'avantage principal des nouvelles dispositions proposées réside dans l'amélioration obtenue du fonctionnement par adoption d'un complément d'installation peu coûteux. Le régulateur secondaire de débit de carburant employé est de type classique, simple et de capacité réduite, puisqu'il n'apporte qu'une correction du débit de carburant délivré par le régulateur principal. L'établissement de la consigne de modulation du débit de carburant est simple et relève des techniques habituelles de régulation des turbomachines bien connues de l'homme de métier. L'invention sera mieux comprise, et des caractéristiques secondaires et leurs avantages apparaîtront au cours de la description de réalisations données ci-dessous à titre d'exemple. il est entendu que la description et les dessins ne sont donnés qu'à titre indicatif et non limitatif. n sera fait référence aux dessins annexés, dans lesquels: - la figure 1 représente schématiquement un système d'alimentation en carburant d'une turbomachine, ainsi que l'invention replacée dans ce système; - la figure 2 précise le schéma de la figure 1 en ce qui concerne une première application de l'invention; - la figure 3 représente un diagramme se rapportant au schéma de la figure 2; - la figure 4 précise le schéma de la figure 1 en ce qui concerne une deuxième application de l'invention; et, - la figure 5 représente un diagramme se rapportant au schéma de la figure 4. L'invention représentée sur la figure 1 se rapporte à un turbomachine 10, comprenant des injecteurs de carburant 11. Le système d'alimentation en carburant comprend: - un réservoir de carburant 1 constituant une source d'alimentation en carburant; - un régulateur principal 6 d'alimentation en carburant; - un conduit amont 2 reliant le régulateur principal 6 au réservoir 1; - une pompe haute pression 5 généralement volumétrique, disposée sur le conduit 2; - une pompe de gavage 4, disposée également sur le conduit 2, entre la pompe haute pression 5 et le réservoir 1, l'ensemble desdites pompes de gavage 4 et haute pression 5, et, du régulateur principal 6 constituant le circuit 3 d'alimentation du carburant;; - un conduit 9 relie le régulateur principal 6 au conduit amont 2, et permet le retour au conduit amont 2 du carburant refoulé par la pompe volumétrique 5 et non débité par le régulateur principal 6 vers les injecteurs de carburant Il; - un ou plusieurs conduits aval 7 reliant le régulateur principal 6 aux injecteurs de carburant 11; - un calculateur principal 16; - un limiteur 17, relié à la machine calculatrice principale 16 par une liaison 24; - une liaison 8 reliant le limiteur 18 au régulateur principal 6 et véhiculant une consigne de débit de carburant; - un conduit auxiliaire 21, raccordé en dérivation au conduit aval 7, et faisant retour au réservoir 1; - un régulateur secondaire 22 d'alimentation en carburant, placé sur le conduit auxiliaire 21;; - un vanne 27, placée sur le conduit auxiliaire 21, et apte à l'obturer, ladite vanne étant commandée par exemple manuellement par le pilote de l'avion ou automatiquement par le calculateur; - un calculateur secondaire 26; - une liaison 25 reliant la machine calculatrice secondaire au régulateur secondaire 22 et véhiculant une consigne corrective de débit de carburant;; - l'ensemble du calculateur principal 16 et secondaire 26 et du limiteur 17 constituant un ensemble calculateur 15 relié en outre par une liaison 14 à des capteurs de température et de régime, par une liaison 13 à la manette des gaz, transmettant la commande du fonctionnement de la turbomachine choisie par le pilote, et, par une liaison 12 à des capteurs installés sur la turbomachine, mesurant ses paramètres de fonctionnement telles les vitesses de rotation des corps basse et haute pressions, les températures de sortie du compresseur haute pression et de sortie de la turbine, les diverses pressions. Le limiteur 17 est représenté distinctement du calculateur 16 pour la clarté de l'exposé. Dans la réalité, le calculateur 16 et le limiteur 17 sont étroitement imbriqués physiquement et dans leur mode de fonctionnement, sans que cela ne modifie l'invention en quoi que ce soit. Le conduit 9 ne doit pas être confondu avec l'invention : en effet, le régulateur principal 6 étant alimenté par la pompe haute pression et généralement volumétrique 5 reçoit un carburant en excès par rapport à la consigne de débit carburant donnée par le calculateur 16 et le limiteur 17. Le régulateur principal 6 débite dans le conduit 7 la quantité de carburant demandée et dérive le reste dans le conduit 9 qui n'existe donc que pour les besoins du fonctionnement du régulateur principal 6 alimenté par la pompe volumétrique 5. La première application de l'invention, qui a pour but le contrôle et le réglage de la température de sortie turbine pendant la phase de démarrage de la turbomachine, est représentée schématiquement par la figure 2. Elle reprend les dispositions de la figure 1 en les précisant. Le calculateur secondaire 26 comprend: - un générateur de fonctions 31, relié par une liaison 30 à un capteur mesurant la vitesse de rotation de la turbomachine et calculant une température de consigne; - un discriminateur 34, relié d'une part, par une liaison 32 au générateur de fonctions 31, la liaison 32 véhiculant l'information relative à la température de consigne, d'autre part, par une liaison 33, à un capteur mesurant la température réelle de la turbomachine par exemple en sortie de turbine basse pression; - un amplificateur 36 relié, par une liaison 35, au discriminateur 34, cette liaison 35 véhiculant une information relative à l'écart entre la température mesurée et la température de consigne, et, par la liaison 25 au régulateur secondaire 22. La figure 3 représente un exemple de courbe définissant la température de consigne T en degrés Celsius, en fonction de la vitesse de rotation N de la turbomachine en tours par minute. La température de consigne T est faible aux basses vitesses de rotation N du moteur, puis va croissante avec celle-ci et enfin est plafonnée à une valeur haute, cette montée progressive de la température T avec la vitesse N de rotation ayant pour but de limiter les chocs thermiques imposés au moteur. La deuxième application de l'invention, qui a pour but d'améliorer le fonctionnement de la turbomachine pendant la phase de décélération qui précède l'atterrissage, est représentée schématiquement sur la figure 4. Elle aussi reprend les dispositions de la figure 1 en les précisant. Dans cette application, le calculateur secondaire 26 comprend: - un générateur de fonctions 42 relié, par une liaison 40, véhiculant une consigne DS de débit de carburant en régime stabilisé, au calculateur principal 16, et, par une liaison 41 au limiteur 17, véhiculant une consigne DM de débit minimal de carburant pendant la phase de décélération; - un amplificateur 44 relié, par une liaison 43 véhiculant une consigne D de carburant, au générateur de fonction 42, et, par la liaison 25 au régulateur secondaire 22 d'alimentation en carburant. La figure 5 représente la courbe définissant le débit D en fonction de l'écart (DM DS), uniquement pour les valeurs positives de cet écart. Le débit D est égal à l'écart (DM-DS) lorsqu'il est positif, et nul dans le cas contraire. Dans sa généralité (figure 1), l'invention propose un dispositif de modulation du débit de carburant permettant de prélever le carburant en excès délivré par le régulateur principal de carburant. En service, ce dispositif a sa vanne 27 placée dans la configuration de non-obturation du conduit auxiliaire 21. Au contraire, la configuration d'obturation du dispositif de vannes 27 correspond à la configuration hors service du dispositif de modulation. Ce dispositif de modulation comporte: - le conduit auxiliaire 21 raccordé en dérivation au conduit aval 7; - le régulateur secondaire 22, qui contrôle le débit de carburant véhiculé dans le conduit auxiliaire 21. Le carburant en excès, prélevé dans le conduit aval 7, fait retour au réservoir 1. Le régulateur secondaire 22 réagit en fonction de la commande véhiculée par la liaison 25, le débit prélevé dans le conduit aval 7 étant fonction de l'effet recherché. Dans la première application (figures 2 et 3), les vannes 27 étant ouvertes, le dispositif permet de contrôler et de limiter la température des gaz de combustion à l'entrée de la turbine pendant la phase de démarrage et de montée en régime du moteur. Avant l'invention, le mélange air-carburant était enrichi pour faciliter le démarrage et la montée en régime du moteur, ce qui donnait lieu parfois à une surchauffe temporaire généralement admise afin de simplifier le système de régulation et d'en abaisser le coût. Le limiteur 17 intervient pendant les phases d'accélération pour limiter la consigne de débit carburant et par répercussion la richesse du mélange air-carburant, afin que la surchauffe n'atteigne pas une valeur dangereuse pour le moteur. Le limiteur 17 est en général optimisé pour les régimes de fonctionnement normaux du moteur, principalement le régime de croisière et le régime de plein gaz, mais un risque de surchauffe temporaire est généralement admis par mesure de simplicité aux très bas régimes, pendant la phase de démarrage et de montée en régime du moteur. Cette surchauffe mal contrôlée réduisait la longévité de la turbine et nécessitait une réduction de l'accélération du moteur, afin de conserver une marge de sécurité. Le présent dispositif permet d'éviter simplement cet inconvénient. Dans ce dispositif, le circuit de dérivation reçoit une consigne qui est fonction de I'écart entre la température réelle des gaz de combustion à la sortie de la turbine et une température théorique, constante ou dépendante de la vitesse de rotation du moteur. La température de sortie turbine, qui pouvait auparavant atteindre 1250 degrés Celsius, est maintenant stabilisée vers 900 degrés Celsius. Cette maîtrise de la température permet en plus de réduire la marge de sécurité en accélération, et ainsi de raccourcir la durée de la montée en régime du moteur. Le comportement du moteur au démarrage peut être encore amélioré en prenant aussi en compte la température et la pression extérieures. Dans la deuxième application (figures 4 et 5), la vanne 27 étant ouverte, le dispositif permet d'améliorer la décélération de la turbomachine au moment de l'atterrissage de l'avion. La décélération est obtenue par un appauvrissement du mélange air-carburant. Le limiteur 17 empêche cet appauvrissement d'être trop important, afin de ne pas risquer l'arrêt de la turbomachine par extinction de la flamme, qui entrarnerait la chute de l'avion. Le limiteur 17 est en général optimisé pour les régimes de fonctionnement normaux du moteur et il peut, à basse vitesse de rotation, maintenir une consigne de débit de carburant supérieure à celle qui est calculée pour cette même vitesse en régime stabilisé. Dans cette deuxième application, le régulateur secondaire de carburant 22 reçoit la consigne de correction de débit de carburant, qui est nulle, lorsque la consigne de débit minimal DM est inférieure à la consigne DS de débit en régime stabilisé, et, qui, dans le cas contraire, est égale à la différence positive (DM-DS) entre la consigne de débit minimal et la consigne de débit en régime stabilisé. Le présent dispositif permet ainsi de mieux faire correspondre la décélération du moteur avec les ordres du pilote et de faciliter en conséquence l'atterrissage de l'avion. L'invention n'est pas limitée aux réalisations décrites, mais en couvre au contraire toutes les variantes qui pourraient leur être apportées sans sortir de leur cadre, ni de leur esprit. REVENDICATIONS 1. Turbomachine (10) comportant des injecteurs de carburant (11), un régulateur principal (6) d'alimentation en carburant desdits injecteurs relié, par un conduit amont (2), à une source d'alimentation en carburant (1), et, par un conduit aval (7) auxdits injecteurs, et, un calculateur principal (16), qui calcule en permanence la valeur du débit d'alimentation en carburant des injecteurs, qui est relié (24-17-8) audit régulateur principal (6), et, qui en commande la valeur de réglage, caractérisée en ce que A) un conduit auxiliaire (21) est raccordé par l'une de ses extrémités en dérivation au conduit aval (7) d'alimentation en carburant des injecteurs alors que l'autre extrémité débouche en un point à pression inférieure du circuit amont de l'alimentation en carburant B) un régulateur secondaire (22) d'alimentation en carburant des injecteurs est placé sur ce conduit auxiliaire; et % un calculateur secondaire (26) calcule la valeur de correction dudit débit principal d'alimentation en carburant des injecteurs, est relié (25) audit régulateur secondaire (22), et, en commande la valeur de réglage du débit. 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'un moyen d'obturation (27), par exemple une vanne, est placé sur le conduit auxiliaire (21). 3. Turbomachine suivant la revendication 2, caractérisée en ce que le moyen d'obturation (27) est ouvert pendant les phases de fonctionnement du régulateur secondaire (22), et fermé par mesure de sécurité dans les autres cas. 4. Turbomachine suivant la revendication 1 caractérisée en ce que le conduit auxiliaire (21) débouche dans le conduit (2) en amont du régulateur principal de carburant (6) en un point où la pression du carburant est inférieure à la pression du carburant à la jonction du conduit aval (7) et du conduit auxiliaire (21). 5. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que le calculateur seondaire 26, en fonction d'une valeur de vitesse de rotation mesurée de la turbomachine et d'une température mesurée également dans la turbomachine, détermine une température de consigne de turbomachine, et, en fonction de l'écart entre cette température de consigne et la température mesurée, détermine la valeur d'un débit excédentaire de carburant qui doit être évacué hors du conduit aval d'alimentation en carburant des injecteurs, et, commande le régulateur secondaire d'alimentation en carburant pour que soit effectivement évacué ledit débit excédentaire de carburant. 6. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que, pendant la phase de décélération de la turbomachine, le calculateur secondaire (26), en fonction de valeurs de consigne de débit de carburant en régime stabilisé (DS) et de débit minimal en phase de décélération (DM), et de la différence (DM-DS) de ces valeurs, détermine, dans le seul cas d'une valeur positive de cette différence, le débit excédentaire de carburant qui doit être évacué hors du conduit aval d'alimentation en carburant, et, commande le régulateur secondaire d'alimentation en carburant pour que soit effectivement évacué ledit débit excédentaire de carburant.