FR 3122693 A1 20221111 FR 2104837 A 20210507 PROCEDE ET UNITE DE COMMANDE POUR LE PILOTAGE DU JEU D’UNE TURBINE HAUTE PRESSION POUR LA REDUCTION DE L’IMPACT DU GIVRAGE Procédé de pilotage de jeu entre des sommets d’aubes d’un rotor d’une turbine de moteur d’avion et un anneau de turbine, comprenant l’estimation d’un jeu nominal à piloter et la commande d’une vanne délivrant un flux d’air dirigé vers l’anneau de turbine en fonction du jeu nominal ainsi estimé, procédé dans lequel, pour éviter la formation de givre susceptible d’affecter le moteur d’avion, l’estimation du jeu nominal est augmentée si le résultat tout ou rien d’une logique de pilotage prédéterminée atteste que des conditions de formation de givre sont réunies et tant que des conditions de retour à un fonctionnement normal ne sont pas présentes, la logique de pilotage prédéterminée étant fonction des paramètres suivants : une température ambiante, une altitude, une température T12 et une vitesse de rotation d’un arbre basse pression. Figure pour l’abrégé : Fig. 3. PROCEDE ET UNITE DE COMMANDE POUR LE PILOTAGE DU JEU D’UNE TURBINE HAUTE PRESSION POUR LA REDUCTION DE L’IMPACT DU GIVRAGE La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines pour moteurs aéronautiques à turbine à gaz. Elle vise plus précisément le pilotage du jeu entre, d'une part, les sommets d'aubes mobiles d'un rotor de turbine et, d'autre part, un anneau de turbine d'un carter externe entourant les aubes. Le jeu existant entre le sommet des aubes d'une turbine et l'anneau qui les entoure est dépendant des différences de variations dimensionnelles entre les parties tournantes (disque et aubes formant le rotor de turbine) et les parties fixes (carter externe dont l'anneau de turbine qu'il comprend). Ces variations dimensionnelles sont à la fois d'origine thermique (liées aux variations de température des aubes, du disque et du carter) et d'origine mécanique (notamment liées à l'effet de la force centrifuge s'exerçant sur le rotor de turbine). Pour augmenter la performance d'une turbine, il est souhaitable de minimiser le jeu autant que possible. D'autre part, lors d'une augmentation de régime, par exemple lors du passage d'un régime de ralenti au sol à un régime de décollage dans une turbomachine pour moteur aéronautique, la force centrifuge s'exerçant sur le rotor de turbine tend à rapprocher les sommets d'aubes de l'anneau de turbine avant que l'anneau de turbine n'ait eu le temps de se dilater sous l'effet de l'augmentation de température liée à l'augmentation de régime. Il existe donc un risque de contact en ce point de fonctionnement appelé point de pincement. Il est connu de recourir à un système de pilotage actif pour piloter le jeu de sommet d'aubes d'une turbine de turbomachine. Un système de ce type fonctionne généralement en dirigeant sur la surface externe de l'anneau de turbine de l'air prélevé par exemple au niveau d'un compresseur et/ou de la soufflante de la turbomachine. De l’air frais envoyé sur la surface externe de l'anneau de turbine a pour effet de refroidir ce dernier et ainsi de limiter sa dilatation thermique. Le jeu est ainsi minimisé. Inversement, de l’air chaud favorise la dilatation thermique de l'anneau de turbine, ce qui augmente le jeu et permet par exemple d'éviter un contact au point de pincement précité. Un tel pilotage actif est contrôlé par une unité de commande, par exemple par le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) de la turbomachine. Typiquement, l'unité de commande agit sur une vanne à position régulée pour commander le débit et/ou la température de l'air dirigé sur l'anneau de turbine, en fonction d'une consigne de jeu et d'une estimation du jeu de sommet d'aube réel mise en œuvre dans le FADEC et fonction des conditions thermodynamiques de la turbomachine et de vol de l’aéronef. La turbomachine est par ailleurs soumise à des conditions de formation de givre (conditions appelées sous le terme générique anglais de « Icing ») générant des balourds liés à la centrifugation de la glace qui s’accumule sur la soufflante. Aussi, la dynamique du moteur peut présenter des modes de vibration couplés haute pression-basse pression non désirés dans une certaine plage de fonctionnement du moteur. Du fait de ces balourds liés au givrage, ces modes non désirés peuvent engendrer une consommation de jeu entre stator et rotor importante pouvant mener à des contacts entre les aubes et l’anneau de turbine de nature à générer une usure des sommets d’aubes et une diminution du rendement de la turbine haute pression et par conséquent une baisse des performances et donc une augmentation de la consommation en carburant de la turbomachine. Il apparait donc souhaitable de réduire voire de supprimer l’impact du givrage dans certaines conditions de fonctionnement du moteur, tout en écartant le risque éventuel de dégradation des aubes de la turbine haute pression. La présente invention a pour but de remédier aux inconvénients précités et en particulier de proposer un procédé de pilotage de la vanne réduisant en fonctionnement le jeu en sommet d’aube de turbine et permettant de limiter au maximum l’impact de la consommation de jeu liée aux balourds provenant du givrage. A cet effet, l'invention propose un procédé de pilotage d’un jeu entre, d’une part, des sommets d’aubes d’un rotor d’une turbine haute pression d’un moteur d’avion à turbine à gaz et, d’autre part, un anneau de turbine d’un carter entourant lesdites aubes de la turbine haute pression, le procédé comprenant l’estimation du jeu à piloter et la commande d’une vanne délivrant un flux d’air dirigé vers ledit anneau de turbine en fonction du jeu ainsi estimé, ce procédé étant caractérisé en ce que, pour éviter la formation de givre susceptible d’affecter ledit moteur d’avion, ladite estimation du jeu nominal est augmentée si le résultat tout ou rien d’une logique de pilotage prédéterminée atteste que des conditions de formation de givre sont réunies et tant que des conditions de retour à un fonctionnement normal ne sont pas présentes, ladite logique de pilotage prédéterminée étant fonction des paramètres suivants : une température ambiante, une altitude, une température T12 et une vitesse de rotation d’un arbre basse pression. Ainsi, le procédé ci-dessus permet de limiter l’impact de la consommation de jeu lié au balourd provenant de conditions givrantes susceptible d’apparaitre dans une zone à risque définie par la logique de pilotage ainsi prédéterminée. De préférence, ladite logique de pilotage prédéterminée répond à la logique suivante : Tamb ≥ X°C ET Altitude Avantageusement, lesdites conditions de retour à un fonctionnement normal répondent à la logique suivante : régime BP > X3 rpm OU T12 > XX °C avec X3 une vitesse par exemple supérieure de 100 rpm à X2 permettant de centrifuger la glace et XX une température supérieure à 0°C permettant de faire fondre la glace. L’invention propose également, selon un autre aspect, une unité de commande pour le pilotage d’un jeu entre, d’une part, des sommets d’aubes d’un rotor d’une turbine haute pression d’un moteur d’avion à turbine à gaz et, d’autre part, un anneau de turbine d’un carter entourant lesdites aubes de la turbine haute pression, l’unité de commande comprenant des moyens d’estimation du jeu à piloter et des moyens de commande d’une vanne, la vanne étant configurée pour délivrer un flux d’air vers ledit anneau de la turbine en fonction du jeu ainsi estimé, l’unité de commande étant caractérisée en ce que, pour éviter la formation de givre susceptible d’affecter ledit moteur d’avion, elle comprend en outre : des moyens d’acquisition configurés pour acquérir des données relatives au moteur et à l’avion, à savoir une température ambiante « Tamb », une altitude de l’avion « Altitude », une température en entrée du moteur « T12 » et une vitesse de rotation de l’arbre basse pression « régime BP » et des moyens de calcul logique configurés pour appliquer aux données ainsi recueillies une logique de pilotage prédéterminée et délivrer un résultat tout ou rien attestant ou non que les conditions de formation de givre sont réunies, et des moyens de commande configurés pour augmenter le jeu nominal estimé si le résultat tout ou rien de la logique de pilotage prédéterminée atteste que les conditions de formation de givre sont réunies et tant que des conditions de retour à un fonctionnement normal ne sont pas présentes. De préférence, l’unité de commande comprend un calculateur de jeu intégré au système de régulation du moteur. L’invention propose également, selon un autre aspect, un moteur d’avion à turbine à gaz comprenant l’unité de commande résumée ci-dessus et au moins une vanne pour agir sur un flux d’air dirigé vers l’anneau de turbine et dans lequel la vanne est commandée par les moyens de commande. D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels : la est une vue schématique et en coupe longitudinale d'une partie d'un moteur d'avion à turbine à gaz selon un mode de réalisation de l'invention, la est une vue agrandie du moteur de la montrant notamment la turbine haute pression de celui-ci, et la est un schéma fonctionnel d'une unité de commande d'une vanne permettant de piloter le jeu de sommet d'aubes dans le moteur de la selon l’invention. Le principe de base de l’invention repose sur la définition d’une logique spécifique permettant de détecter si la turbomachine est soumise à des conditions à risque vis-à-vis de l’accumulation (accrétion) de glace dans une plage de fonctionnement de la turbomachine définie comme à risque vis-à-vis des modes de vibration couplés haute pression-basse pression. La représente de façon schématique un turboréacteur 10 du type à double flux et double corps auquel s'applique en particulier l'invention. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce type particulier de moteur d'avion à turbine à gaz. De façon bien connue, le turboréacteur 10 d'axe longitudinal X-X comprend notamment une soufflante 12 qui délivre un flux d'air dans une veine d'écoulement de flux primaire 14 et dans une veine d'écoulement de flux secondaire 16 coaxiale à la veine de flux primaire. D'amont en aval dans le sens d'écoulement du flux gazeux la traversant, la veine d'écoulement de flux primaire 14 comprend un compresseur basse pression 18, un compresseur haute pression 20, une chambre de combustion 22, une turbine haute pression 24 et une turbine basse pression 26. Comme représenté plus précisément par la , la turbine haute pression 24 du turboréacteur comprend un rotor formé d'un disque 28 sur lequel sont montées une pluralité d'aubes 30 mobiles disposées dans la veine d'écoulement du flux primaire 14. Le rotor est entouré par un carter de turbine 32 comprenant un anneau de turbine 34 porté par un carter externe de turbine 36 par l'intermédiaire d'un support de fixation 37. L'anneau de turbine 34 peut être formé d'une pluralité de secteurs ou segments adjacents. Du côté interne, il est muni d'une couche 34a de matériau abradable et entoure les aubes 30 du rotor en ménageant avec les sommets 30a de celles-ci un jeu 38 dont le pilotage est prévu en modifiant, de manière commandée, le diamètre interne du carter externe de turbine 36. A cet effet, une unité de commande 50 commande le débit et/ou la température de l'air dirigé vers le carter externe de turbine 36. L'unité de commande 50 est par exemple le système de régulation pleine autorité (ou FADEC) du turboréacteur 10 intégrant un calculateur de jeu délivrant à chaque instant une estimation du jeu à piloter. Dans l'exemple illustré, un boîtier de pilotage 40 est disposé autour du carter externe de turbine 36. Ce boîtier reçoit de l'air frais au moyen d'un conduit d'air 42 s'ouvrant à son extrémité amont dans la veine d'écoulement du flux primaire au niveau de l'un des étages du compresseur haute pression 20 (par exemple au moyen d'une écope connue en soi et non représentée sur les figures). L'air frais circulant dans le conduit d'air est déchargé sur le carter externe de turbine 36 (par exemple à l'aide d'une multi-perforation des parois du boîtier de pilotage 40) provoquant un refroidissement de celui-ci et donc une diminution du diamètre interne du carter externe de turbine 36. Comme représenté sur la , une vanne 44 est disposée dans le conduit d'air 42. Cette vanne 44 est commandée par l'unité de commande 50 et est prévue pour rester en position fermée en absence d'alimentation électrique. La vanne 44 est une vanne à position régulée de façon continue entre la position de pleine fermeture à 0% (vanne fermée) et la position de pleine ouverture à 100% (vanne ouverte en totalité). Lorsque la vanne 44 est pleinement ouverte (position à 100%), l'air frais est amené vers le carter externe de turbine 36, ce qui a pour effet une contraction thermique de ce dernier et donc une diminution du jeu 38. Au contraire, lorsque la vanne 44 est pleinement fermée (position à 0%), l'air frais n'est pas amené vers le carter externe de turbine 36 qui est donc chauffé par le flux primaire. Ceci a pour effet soit une dilatation thermique du carter 36 et une augmentation du jeu 38, soit au moins une limitation contrôlée (voire un arrêt) de la dilation du carter 36. Dans les positions intermédiaires, le carter externe de turbine 36 se contracte ou se dilate et le jeu 38 augmente ou diminue, dans une moindre mesure. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à cet exemple. Ainsi, un autre exemple peut consister à prélever de l’air au niveau de deux étages différents du compresseur et de commander des vannes 44 pour moduler le débit de chacun de ces deux prélèvements pour régler la température du mélange à diriger sur le carter externe de turbine 36. Conformément à l’invention, l’unité de commande 50 comprend des moyens d’acquisition 52 configurés pour acquérir des données relatives au moteur et à l’avion, à savoir la température ambiante « Tamb », l’altitude de l’avion « Altitude », la température en entrée du moteur « T12 » et la vitesse de rotation de l’arbre basse pression « régime BP » et des moyens de calcul logique 54 configurés pour appliquer aux données ainsi recueillies une logique de pilotage prédéterminée et délivrer un résultat binaire de calcul, et enfin des moyens de commande 56 configurés pour définir un niveau et une durée d’ouverture de la vanne 44 selon le résultat de calcul tout ou rien de la logique de pilotage prédéterminée. Les moyens d’acquisition 52, les moyens de calcul logique 54 et les moyens de commande 56 correspondent par exemple à un programme d’ordinateur exécuté par l’unité de commande 50, à un circuit électronique de l’unité de commande 50 (par exemple de type circuit logique programmable) ou à une combinaison d’un circuit électronique et d’un programme d’ordinateur. Les différentes étapes du procédé de pilotage du jeu 38 mis en œuvre dans l’unité de commande 50 sont décrites maintenant en regard de la . La première étape 100 est une étape de fonctionnement normal de la turbomachine où la consigne de jeu estimée par un modèle de jeu du calculateur de jeu embarqué dans le FADEC pour les besoins du système de pilotage est la consigne nominale, la vanne 44 délivrant sous la commande du FADEC un débit d’air approprié aux conditions de fonctionnement du moteur, en particulier le régime moteur considéré. Dans une seconde étape 102, il est testé si les conditions de formation de givre sont réunies, c’est-à-dire si la turbomachine est soumise à des conditions à risque vis-à-vis de l’accrétion de glace dans une plage de fonctionnement de la turbomachine définie comme à risque vis-à-vis des modes de vibration couplés haute pression-basse pression, les critères de définition de ces conditions à risque propices à l’accrétion de glace étant les suivants : Tamb ≥ X°C ET Altitude T12 ≤ Z°C ET X1 rpm Le paramètre « Tamb » est la température ambiante mesurée en °C à l’extérieur de la turbomachine ; Le paramètre « Altitude » est l’altitude de l’aéronef en millier de mètres ; Le paramètre « T12 » représente la température mesurée en entrée du moteur de l’avion (en amont de la soufflante de la turbomachine) ; Le paramètre « régime BP » représente la vitesse de rotation en nombre de rotation par minute de l’arbre basse pression ; X, Y, Z et X1, X2 étant les valeurs de la température ambiante, de l’altitude, de la température T12 et de la plage de fonctionnement du régime moteur de la turbomachine jugées à risque de formation de givre et dépendant de l’architecture et de la dynamique du moteur, et que sera à même de déterminer l’homme du métier sans faire preuve d’activité inventive. Par exemple, les plages suivantes peuvent être retenues pour ces différentes valeurs : -70 Si ces critères sont obtenus (réponse oui au test de l’étape 102), la consigne de jeu régit par la logique de pilotage sera dans une nouvelle étape 104 augmentée par rapport à la consigne de jeu nominale définie à l’étape 100 d’une valeur dimensionnée préalablement pour limiter au maximum le risque d’usure des sommets d’aubes de la turbine haute pression, ce qui provoquera une baisse, voir une coupure totale, du débit d’air frais prélevé. De façon alternative, dans le cas d’un prélèvement d’air chaud, il s’agira alors d’une augmentation de l’apport de chaleur. Cette étape se poursuit tant que des conditions de retour à un fonctionnement normal ne sont pas présentes et déterminées par le test de l’étape finale 106 dans laquelle la zone à risque est considérée comme passée une fois que les critères suivants sont obtenus : régime BP > X3 rpm OU T12 > XX °C La vitesse de rotation X3 correspond à une vitesse permettant de centrifuger la glace suite à une accélération du pilote qui dépendant de l’architecture et de la dynamique du moteur est typiquement supérieure de 100 rpm à la vitesse de rotation X2. La température XX correspond à une température supérieure à 0°C permettant de faire fondre la glace. Ainsi, le procédé de l’invention permet de prendre en compte le risque de balourds lié au givrage et donc le risque de forte consommation de jeu en sommet d’aubes de la turbine haute pression tout en limitant le débit d’air frais prélevé grâce à une consigne de jeu augmentée (par le biais de la logique de pilotage de la vanne) en cas de rencontre des conditions de formation de givre (icing). Les usures en sommet d’aubes comme la consommation de carburant, la dégradation irréversible du rendement de la turbine haute pression et des performances/opérabilité de la turbomachine sont ainsi limitées. Procédé de pilotage de jeu entre, d’une part, des sommets (30a) d’aubes (30) d’un rotor d’une turbine haute pression (24) d’un moteur (10) d’avion à turbine à gaz et, d’autre part, un anneau de turbine (34) d’un carter (32) entourant lesdites aubes (30) de la turbine haute pression (24), le procédé comprenant l’estimation d’un jeu nominal (38) à piloter et la commande d’une vanne (44) délivrant un flux d’air dirigé vers ledit anneau de turbine (34) en fonction du jeu nominal ainsi estimé, ce procédé étant caractérisé en ce que, pour éviter la formation de givre susceptible d’affecter ledit moteur d’avion, ladite estimation du jeu nominal est augmentée si le résultat tout ou rien d’une logique de pilotage prédéterminée atteste que des conditions de formation de givre sont réunies et tant que des conditions de retour à un fonctionnement normal ne sont pas présentes, ladite logique de pilotage prédéterminée étant fonction des paramètres suivants : une température ambiante, une altitude, une température T12 et une vitesse de rotation d’un arbre basse pression. Procédé de pilotage selon la revendication 1, dans lequel ladite logique de pilotage prédéterminée répond à la logique suivante : Tamb ≥ X°C ET Altitude Procédé de pilotage selon la revendication 2, dans lequel : -70 Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel lesdites conditions de retour à un fonctionnement normal répondent à la logique suivante : régime BP > X3 rpm OU T12 > XX °C avec X3 une vitesse permettant de centrifuger la glace et XX température permettant de faire fondre la glace. Procédé de pilotage selon la revendication 4, dans lequel X3 = X2 + 100 rpm et XX > 0°C. Unité de commande (50) pour un pilotage de jeu entre, d’une part, des sommets (30a) d’aubes (30) d’un rotor d’une turbine haute pression (24) d’un moteur (10) d’avion à turbine à gaz et, d’autre part, un anneau de turbine (34) d’un carter (32) entourant lesdites aubes (30) de la turbine haute pression (24), l’unité de commande (50) comprenant des moyens d’estimation d’un jeu nominal (38) à piloter et de commande (58) d’une vanne (44) configurée pour délivrer un flux d’air vers ledit anneau de la turbine (34) en fonction du jeu nominal ainsi estimé, l’unité de commande (50) étant caractérisée en ce que, pour éviter la formation de givre susceptible d’affecter ledit moteur d’avion, elle comprend en outre : des moyens d’acquisition (52) configurés pour acquérir des données relatives au moteur et à l’avion, à savoir une température ambiante « Tamb », une altitude de l’avion « Altitude », une température en entrée du moteur « T12 » et une vitesse de rotation de l’arbre basse pression « régime BP » et des moyens de calcul logique (54) configurés pour appliquer aux données ainsi recueillies une logique de pilotage prédéterminée et délivrer un résultat tout ou rien attestant ou non que les conditions de formation de givre sont réunies, et des moyens de commande (56) configurés pour augmenter le jeu nominal estimé si le résultat tout ou rien de la logique de pilotage prédéterminée atteste que les conditions de formation de givre sont réunies et tant que des conditions de retour à un fonctionnement normal ne sont pas présentes. Unité de commande selon la revendication 6, dans laquelle ladite logique de pilotage prédéterminée répond à la logique suivante : Tamb ≥ X°C ET Altitude Unité de commande selon la revendication 6 ou la revendication 7, dans laquelle lesdites conditions de retour à un fonctionnement normal répondent à la logique suivante : régime BP > X3 rpm OU T12 > XX °C avec X3 une vitesse permettant de centrifuger la glace et XX température permettant de fondre la glace. Unité de commande selon l’une quelconque des revendications 6 à 8, comprenant un calculateur de jeu intégré au système de régulation (FADEC 50) du moteur. Moteur (10) d’avion à turbine à gaz comprenant une unité de commande (50) selon l’une quelconque des revendications 6 à 9 et au moins une vanne (44) commandée par ladite unité de commande pour agir sélectivement sur un flux d’air dirigé vers l’anneau de turbine (34).