FR3097897A1 - Method and control system for starting from the ground a bypass turbojet of an aircraft in the presence of tail wind - Google Patents
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Abstract
Procédé et système de régulation pour le démarrage au sol d’un turboréacteur à double flux d’un aéronef en présence de vent arrière Procédé de démarrage au sol d’un turboréacteur à double flux et à double corps équipant un aéronef comprenant un actionnement (200) de la rotation d’une partie tournante d’un corps haute pression par le démarreur et une première tentative d’allumage de la chambre de combustion (205) dès que le régime de la partie tournante du corps haute pression est supérieur à un premier seuil de régime. Le procédé comprend en outre une surveillance d’une présence de vent arrière, puis, lorsqu’un vent arrière est détecté (230), une coupure (235) d’alimentation en carburant de la chambre de combustion pendant un délai de temporisation, une fermeture des vannes de décharge, une augmentation du régime de la partie tournante du corps haute pression généré par le démarreur, et, à l’issue du délai de temporisation, une alimentation en carburant de la chambre de combustion et une seconde tentative d’allumage de la chambre de combustion (240). Figure pour l’abrégé : Fig. 2.Method and control system for starting a turbofan engine of an aircraft on the ground in the presence of a tailwind Method for starting a turbofan and double-body turbojet on the ground equipping an aircraft comprising an actuation (200 ) the rotation of a rotating part of a high pressure body by the starter and a first attempt to ignite the combustion chamber (205) as soon as the speed of the rotating part of the high pressure body is greater than a first diet threshold. The method further comprises monitoring for the presence of tailwind, then, when a tailwind is detected (230), shutting off (235) the fuel supply to the combustion chamber for a timeout period, shutting off (235) the fuel supply to the combustion chamber for a timeout period. closing of the relief valves, an increase in the speed of the rotating part of the high pressure body generated by the starter, and, at the end of the time delay, a supply of fuel to the combustion chamber and a second ignition attempt of the combustion chamber (240). Figure for the abstract: Fig. 2.
Description
L’invention concerne l’allumage d’une chambre de combustion d’un turboréacteur d’un aéronef au sol, et plus particulièrement un procédé et un système de régulation de l’accélération entre l’allumage d’une chambre de combustion et l’atteinte d’une phase de ralenti d’un turboréacteur d’un aéronef au sol en présence d’un vent arrière.The invention relates to the ignition of a combustion chamber of a turbojet engine of an aircraft on the ground, and more particularly to a method and a system for regulating the acceleration between the ignition of a combustion chamber and the attainment of an idling phase of a turbojet engine of an aircraft on the ground in the presence of a tailwind.
Un phénomène de pompage peut être observé généralement au décollage sur les turboréacteurs qu'ils soient à simple ou double flux.A pumping phenomenon can generally be observed on take-off on turbojets, whether they are single-flow or double-flow.
Le pompage, connu en anglais sous l’expression « compressor stall » ou « compressor surge », est un phénomène aérodynamique qui intervient dans un compresseur de turboréacteur lorsque la différence de pression entre l'entrée et la sortie d'un compresseur devient trop élevée, générant des instabilités, appelées décollements, au niveau des aubes du compresseur. Les grandes fluctuations de débit du pompage provoquent des ondes longitudinales. Le décrochage aérodynamique ne permet plus de pousser les gaz dans le bon sens, et la sortie du compresseur se vide dans l’entrée du compresseur qui présente normalement une pression plus basse que la sortie. Dans certains cas extrêmes, une inversion du sens d'écoulement du flux peut même se produire.Pumping, known in English as "compressor stall" or "compressor surge", is an aerodynamic phenomenon that occurs in a turbojet compressor when the pressure difference between the inlet and the outlet of a compressor becomes too high. , generating instabilities, called detachments, at the level of the compressor blades. Large fluctuations in pumping flow cause longitudinal waves. The aerodynamic stall no longer allows the throttle to be pushed in the right direction, and the compressor outlet empties into the compressor inlet which normally has a lower pressure than the outlet. In some extreme cases, a reversal of the flow direction of the flux may even occur.
Si, en augmentant la vitesse de rotation, la différence de pression entre l'entrée et la sortie d'un compresseur augmente, cette augmentation de pression est limitée par ce phénomène de pompage. Lorsque le rapport de compression, c'est-à-dire le rapport entre la pression de sortie et la pression d'entrée du compresseur, dépasse une valeur critique, le pompage apparaît et l'augmentation de la vitesse de rotation des aubes du compresseur n'influera presque plus sur le rapport de compression.If, by increasing the speed of rotation, the pressure difference between the inlet and the outlet of a compressor increases, this increase in pressure is limited by this surge phenomenon. When the compression ratio, i.e. the ratio between the outlet pressure and the inlet pressure of the compressor, exceeds a critical value, surging appears and the increase in the rotational speed of the compressor blades hardly affect the compression ratio anymore.
Si ce phénomène nivelle les performances des compresseurs, il est également parfois très destructeur pour les aubes des compresseurs. Une inversion de débit peut par-exemple avoir des conséquences désastreuses pour un turboréacteur, puisqu’elle peut entraîner une rupture des ailettes sur les compresseurs axiaux ou des vibrations axiales de très forte amplitude, avec destruction des dispositifs d'étanchéité internes sur les compresseurs centrifuges.If this phenomenon levels the performance of the compressors, it is also sometimes very destructive for the blades of the compressors. A reversal of flow can for example have disastrous consequences for a turbojet, since it can cause breakage of the fins on axial compressors or very high amplitude axial vibrations, with destruction of internal sealing devices on centrifugal compressors .
Des essais en vent arrière réalisés sur des turboréacteurs d’aéronefs lors de démarrages au sol du turboréacteur ont permis d’observer que des vents arrières d’une vitesse inférieure ou égale à 25 nœuds (25 kts), c’est-à-dire 46,3 km/h, n’avaient pas d’impact sur le démarrage de la turbomachine malgré tout de même la possible apparition d’un pompage et d’un décollement fluidique tournant ainsi que d’une légère surchauffe au démarrage.Tailwind tests carried out on aircraft turbojet engines during ground start-ups of the turbojet engine have shown that tailwinds with a speed less than or equal to 25 knots (25 kts), i.e. 46.3 km/h, had no impact on the starting of the turbomachine despite all the same the possible appearance of pumping and rotating fluid separation as well as slight overheating on start-up.
En revanche, les essais ont montré qu’un vent arrière de 30 kts, c’est-à-dire 55,56 km/h, impactait directement le démarrage, puisqu’il entraîne généralement un avortement du démarrage suite à un dévissage du moteur. Il a été observé également des pompages francs.On the other hand, the tests showed that a tailwind of 30 kts, i.e. 55.56 km/h, had a direct impact on starting, since it generally leads to aborted starting following engine unscrewing. . Free pumping was also observed.
La figure 1 illustre schématiquement une vue en coupe d’un exemple de turboréacteur à double flux et à double corps selon l’état de la technique. Le turboréacteur 1 comprend une veine primaire 2, une veine secondaire 3, une soufflante 4 alimentant les veines primaire et secondaire 2 et 3 avec un flux d’air 5 se divisant en un flux primaire 7 circulant dans la veine primaire 2 et un flux secondaire 8 circulant dans la veine secondaire 3. Le turboréacteur 1 comprend en outre des vannes de décharge 9, aussi appelées VBV pour « variable bleed valve » en anglais, permettant de le transfert d’une portion du flux primaire vers la veine secondaire en cas de surpression. La veine primaire 2 comprend successivement, dans le sens du flux d’air primaire 7, un compresseur basse pression 14 (aussi appelé booster) en amont des vannes de décharge 9, un compresseur haute pression 10, une chambre de combustion 11 et une turbine haute pression 12 couplée au compresseur haute pression 10 via un arbre appelé arbre haute pression et une turbine basse pression 15 couplée au booster 14 et à la soufflante 4. La turbine haute pression 12, le compresseur haute pression 11, et l’arbre haute pression qui les relie, font partie d’un corps haute pression du turboréacteur à double corps.Figure 1 schematically illustrates a cross-sectional view of an example of a turbofan and two-spool turbojet engine according to the state of the art. The turbojet engine 1 comprises a primary stream 2, a secondary stream 3, a fan 4 supplying the primary and secondary streams 2 and 3 with an airflow 5 dividing into a primary stream 7 circulating in the primary stream 2 and a secondary stream 8 circulating in the secondary stream 3. The turbojet engine 1 further comprises relief valves 9, also called VBV for "variable bleed valve" in English, allowing the transfer of a portion of the primary flow to the secondary stream in case of overpressure. The primary stream 2 successively comprises, in the direction of the primary air flow 7, a low pressure compressor 14 (also called a booster) upstream of the discharge valves 9, a high pressure compressor 10, a combustion chamber 11 and a turbine high pressure 12 coupled to the high pressure compressor 10 via a shaft called high pressure shaft and a low pressure turbine 15 coupled to the booster 14 and to the fan 4. The high pressure turbine 12, the high pressure compressor 11, and the high pressure shaft which connects them, are part of a high-pressure spool of the twin-spool turbojet engine.
Comme le montre la figure 1, les gaz chauds émanant de la chambre de combustion 11 sont éjectés de la veine primaire 2 pour rejoindre une partie aval de la veine secondaire. Un vent arrière 13 important, c’est-à-dire possédant une vitesse supérieure à un certain seuil, génère un retour de ces gaz chauds dans la veine secondaire 3 en remontant l’écoulement du flux secondaire 8. Ces gaz sont ensuite ré-ingérés dans le compresseur haute pression 10, puis dans la chambre de combustion 11 en partie via les vannes de décharge 9 qui sont généralement ouvertes pendant le démarrage de la turbomachine, et également par l’intermédiaire de la soufflante 4 qui renvoie une partie de ces gaz avec le flux primaire 7 à l’entrée de la veine primaire 2.As shown in Figure 1, the hot gases emanating from the combustion chamber 11 are ejected from the primary stream 2 to reach a downstream part of the secondary stream. A significant tailwind 13, that is to say having a speed greater than a certain threshold, generates a return of these hot gases in the secondary stream 3 by ascending the flow of the secondary flow 8. These gases are then re- ingested into the high pressure compressor 10, then into the combustion chamber 11 partly via the relief valves 9 which are generally open during the start-up of the turbomachine, and also via the fan 4 which sends back part of these gas with the primary stream 7 at the inlet of the primary vein 2.
La ré-ingestion des gaz chauds dans le compresseur haute pression puis dans la chambre de combustion semble être à l’origine des pompages constatés, ainsi que du dévissage du moteur. En effet, l’air chaud ré-ingéré dans la chambre est pauvre en oxygène, ne brulant ainsi pas correctement, ce qui génère des distorsions d’alimentation du compresseur haute pression 10. Ce phénomène favorise le pompage et engendre un dévissage du moteur.The re-ingestion of hot gases into the high-pressure compressor then into the combustion chamber seems to be the cause of the pumping observed, as well as the unscrewing of the engine. Indeed, the hot air re-ingested in the chamber is poor in oxygen, thus not burning correctly, which generates distortions in the power supply of the high-pressure compressor 10. This phenomenon promotes pumping and causes the motor to unscrew.
L’invention vise à fournir un procédé et un système de démarrage d’un turboréacteur double flux d’un aéronef permettant de limiter l’impact du vent arrière sur le comportement du turboréacteur au démarrage.The aim of the invention is to provide a method and a system for starting a turbofan engine of an aircraft making it possible to limit the impact of the tailwind on the behavior of the turbojet engine on start-up.
Un objet de l’invention propose un procédé de démarrage au sol d’un turboréacteur à double flux et à double corps équipant un aéronef, le turboréacteur comprenant une veine primaire traversant une chambre de combustion, une veine secondaire, une soufflante alimentant les veines primaire et secondaire avec un flux d’air, un corps haute pression comportant une partie tournante, une partie fixe et la chambre de combustion, et des vannes de décharge configurées pour transférer une portion du flux d’air circulant dans la veine primaire vers la veine secondaire, le turboréacteur comprenant en outre un démarreur configuré pour entraîner en rotation la partie tournante du corps haute pression jusqu’à l’allumage de la chambre de combustion. Le corps haute pression est doté successivement, dans le sens du flux d’air délivré dans la veine primaire par la soufflante, d’un compresseur haute pression, d’une chambre de combustion et d’une turbine haute pression.An object of the invention proposes a method for starting on the ground a turbofan engine with two spools equipping an aircraft, the turbojet engine comprising a primary stream passing through a combustion chamber, a secondary stream, a fan supplying the primary streams and secondary with an air flow, a high pressure body comprising a rotating part, a fixed part and the combustion chamber, and relief valves configured to transfer a portion of the air flow circulating in the primary stream to the stream secondary, the turbojet further comprising a starter configured to rotate the rotating part of the high-pressure body until the ignition of the combustion chamber. The high-pressure unit is successively equipped, in the direction of the air flow delivered in the primary stream by the fan, with a high-pressure compressor, a combustion chamber and a high-pressure turbine.
Le procédé comprend un actionnement de la rotation de la partie tournante du corps haute pression par le démarreur et une première tentative d’allumage de la chambre de combustion dès que le régime de la partie tournante du corps haute pression est supérieur à un premier seuil de régimeThe method comprises actuating the rotation of the rotating part of the high-pressure body by the starter and a first attempt to ignite the combustion chamber as soon as the speed of the rotating part of the high-pressure body is greater than a first threshold of diet
Selon une caractéristique générale de l’invention, le procédé comprend en outre une surveillance d’une présence de vent arrière présentant une vitesse supérieure à un seuil prédéterminé significatif d’un risque de ré-ingestion dans la veine primaire des gaz chauds issus de la chambre de combustion, puis, lorsqu’un tel vent arrière est détecté, une coupure d’alimentation en carburant de la chambre de combustion pendant un délai de temporisation, une fermeture des vannes de décharge, une augmentation du régime de la partie tournante du corps haute pression généré par le démarreur, et, à l’issue du délai de temporisation, une alimentation en carburant de la chambre de combustion et une seconde tentative d’allumage de la chambre de combustion.According to a general characteristic of the invention, the method further comprises monitoring the presence of a tailwind having a speed greater than a predetermined threshold significant of a risk of re-ingestion into the primary stream of the hot gases from the combustion chamber, then, when such a tailwind is detected, cutting off the fuel supply to the combustion chamber for a time delay, closing the wastegates, increasing the speed of the rotating part of the body high pressure generated by the starter, and, at the end of the time delay, a fuel supply to the combustion chamber and a second attempt to ignite the combustion chamber.
La surveillance d’une présence de vent arrière correspond à une surveillance de la présence d’un flux d’air s’écoulant depuis la sortie du turboréacteur dans un sens opposé au flux d’air produit par le turboréacteur. Plus le régime moteur, aussi appelé régime N2 ou régime de la partie tournante du corps haute pression, est important lors de l’allumage de la chambre à combustion, moins le retour des gaz dans le flux secondaire provoqué par un vent arrière est possible.Monitoring the presence of tailwind corresponds to monitoring the presence of a flow of air flowing from the outlet of the turbojet in a direction opposite to the flow of air produced by the turbojet. The higher the engine speed, also called N2 speed or speed of the rotating part of the high pressure body, when the combustion chamber is ignited, the less the return of gases in the secondary flow caused by a tailwind is possible.
La coupure d’alimentation en carburant permet de réduire le risque qu’il y ait un empêchement du démarrage du moteur que des instabilités de pression, qui peuvent correspondre à un pompage, et/ou un dévissage de moteur, pourraient entraîner.Cutting off the fuel supply makes it possible to reduce the risk of engine starting being prevented as a result of pressure instabilities, which may correspond to engine surging and/or engine unscrewing, could cause.
La coupure d’alimentation et la fermeture des vannes de décharge, réduit ainsi la quantité de gaz chaud réinjectée dans la veine secondaire puis la veine primaire par l’action du vent arrière, et réduit ainsi, voire supprime, les risques d’endommagement.Cutting off the supply and closing the relief valves thus reduces the quantity of hot gas reinjected into the secondary stream then the primary stream by the action of the tailwind, and thus reduces or even eliminates the risk of damage.
La seconde tentative d’allumage après la coupure d’alimentation de la chambre de combustion durant un délai de temporisation de quelques secondes suite à la détection d’un vent arrière, permet de réaliser une nouvelle tentative d’allumage de la chambre de combustion à un régime de turbine haute pression beaucoup plus élevé que le régime initial lors de la première tentative de démarrage en espérant que la ré-ingestion soit absente ou plus faible étant donné le régime plus élevé de la turbine haute pression, et permet également de se débarrasser des éventuelles instabilités de pression, notamment de type décollement tournant ou pompage, ayant pu apparaître dans le compresseur haute pression à cause du vent arrière.The second ignition attempt after the power supply to the combustion chamber has been cut off during a time delay of a few seconds following the detection of a tailwind, makes it possible to carry out a new attempt to ignite the combustion chamber at a high pressure turbine rpm much higher than the initial rpm during the first attempt to start hoping that the re-ingestion is absent or weaker given the higher rpm of the high pressure turbine, and also allows you to get rid of any pressure instabilities, in particular of the rotating stall or pumping type, which may have appeared in the high pressure compressor due to the tailwind.
Selon un premier aspect du procédé de démarrage, le délai de temporisation peut être compris entre 8 et 20 secondes, et est de préférence compris entre 10 et 15 secondes.According to a first aspect of the start-up method, the time delay can be between 8 and 20 seconds, and is preferably between 10 and 15 seconds.
Une temporisation supérieure à 8 secondes permet de laisser suffisamment de temps pour que le démarreur puisse amener la turbine haute pression à un régime suffisant pour réduire, voire supprimer la ré-ingestion des gaz chauds dans le flux secondaire par le vent arrière.A time delay greater than 8 seconds makes it possible to allow sufficient time for the starter to bring the high pressure turbine to a sufficient speed to reduce, or even eliminate the re-ingestion of hot gases into the secondary flow by the tailwind.
Selon un deuxième aspect du procédé de démarrage, la surveillance d’une présence de vent arrière présentant une vitesse supérieure à un seuil prédéterminé comprend de préférence une comparaison de variations d’une température du flux d’air mesurée dans la veine secondaire ou en amont de la soufflante à un seuil d’augmentation de température, la présence d’un tel vent arrière étant détectée lorsqu’une variation de la température mesurée présente une augmentation supérieure audit seuil.According to a second aspect of the start-up method, the monitoring of a presence of tailwind having a speed greater than a predetermined threshold preferably comprises a comparison of variations in a temperature of the air flow measured in the secondary stream or upstream of the fan at a temperature increase threshold, the presence of such a tailwind being detected when a variation in the measured temperature exhibits an increase greater than said threshold.
La signature principale de la présence de vent arrière lors d’un démarrage au sol d’un turboréacteur est une augmentation de la température en amont de la soufflante. L’utilisation des mesures de cette température permet d’utiliser des mesures de température à partir de capteurs de température existants déjà sur le turboréacteur. La surveillance de la présence de vent arrière est ainsi réalisée sans coût ou masse supplémentaire.The main signature of the presence of tailwind during a ground start of a turbojet engine is an increase in temperature upstream of the fan. The use of measurements of this temperature makes it possible to use temperature measurements from existing temperature sensors already on the turbojet engine. The monitoring of the presence of tailwind is thus carried out without additional cost or mass.
Selon un troisième aspect du procédé de démarrage, la surveillance d’une présence de vent arrière peut comprendre en outre une détection de la présence d’instabilités de pression en aval d’un compresseur haute pression du corps haute pression à partir de mesures d’une pression statique en amont de la chambre de combustion, ces instabilités de pression étant générées par un pompage à bas régime du compresseur haute pression en cas de ré-ingestion dans la veine primaire des gaz chauds issus de la combustion.According to a third aspect of the start-up method, the monitoring of a presence of tailwind can further comprise a detection of the presence of pressure instabilities downstream of a high pressure compressor of the high pressure body from measurements of a static pressure upstream of the combustion chamber, these pressure instabilities being generated by low-speed pumping of the high-pressure compressor in the event of re-ingestion into the primary stream of the hot gases resulting from the combustion.
Selon un quatrième aspect du procédé de démarrage, le seuil d’augmentation de température peut avantageusement correspondre à la somme d’une augmentation de température minimale et d’une augmentation de température additionnelle, ladite augmentation de température additionnelle ayant une première valeur supérieure ou égale à zéro lorsque des instabilités de pression sont détectées et une seconde valeur supérieure à la première valeur lorsqu’aucune instabilité de pression n’est détectée.According to a fourth aspect of the start-up method, the temperature increase threshold can advantageously correspond to the sum of a minimum temperature increase and an additional temperature increase, said additional temperature increase having a first value greater than or equal to to zero when pressure instabilities are detected and a second value greater than the first value when no pressure instability is detected.
L’abaissement du seuil de température dans le cas où un pompage (instabilités de pression) est détecté permet de détecter la présence de vent arrière plus rapidement et d’appliquer les actions de protection au plus vite, à savoir la coupure d’alimentation en carburant et la fermeture des vannes de décharges, et ainsi de réduire les risques que le pompage endommage le turboréacteur.The lowering of the temperature threshold in the event that pumping (pressure instabilities) is detected makes it possible to detect the presence of tailwind more quickly and to apply protective actions as quickly as possible, i.e. cutting off the power supply in fuel and the closure of wastegates, and thus reduce the risk of pumping damaging the turbojet engine.
Selon un cinquième aspect du procédé de démarrage, la température minimale peut correspondre à la température mesurée en amont de la soufflante dès que le moteur est allumé alors que l’aéronef est au sol et que l’injection de carburant dans la chambre de combustion est autorisée.According to a fifth aspect of the starting method, the minimum temperature may correspond to the temperature measured upstream of the fan as soon as the engine is on while the aircraft is on the ground and the injection of fuel into the combustion chamber is authorized.
La température minimale est ainsi réinitialisée à chaque nouveau démarrage au sol du turboréacteur en fonction des conditions environnementales influant directement sur la température du flux en amont de la soufflante.The minimum temperature is thus reinitialized on each new ground start of the turbojet according to the environmental conditions directly influencing the temperature of the flow upstream of the fan.
Selon un sixième aspect du procédé de démarrage, le procédé peut comprendre en outre une mémorisation d’un indicateur de la présence de vent arrière dès que la présence de vent arrière est détectée lors du démarrage du turboréacteur, l’indicateur étant gardé en mémoire jusqu’à la fin du démarrage du turboréacteur, et la mémoire étant réinitialisée dès que l’injection de carburant dans la chambre de combustion n’est plus autorisée.According to a sixth aspect of the start-up method, the method may further comprise a storage of an indicator of the presence of tailwind as soon as the presence of tailwind is detected during the start-up of the turbojet engine, the indicator being kept in memory until at the end of the start of the turbojet engine, and the memory being reset as soon as the injection of fuel into the combustion chamber is no longer authorized.
La mémorisation de l’indicateur de vent arrière permet ne pas détecter de manière intempestive la présence de vent arrière et ainsi de rester dans un mode de démarrage avec vent arrière dès lors qu’un vent arrière a été détecté une fois.The memorization of the tailwind indicator makes it possible not to detect the presence of tailwind inadvertently and thus to remain in a starting mode with tailwind as soon as a tailwind has been detected once.
Dans un autre objet de l’invention, il est proposé un système de démarrage au sol d’un turboréacteur à double flux et à double corps équipant un aéronef, le turboréacteur comprenant une veine primaire traversant une chambre de combustion, une veine secondaire, une soufflante alimentant les veines primaire et secondaire avec un flux d’air, un corps haute pression comportant une partie tournante, une partie fixe et la chambre de combustion, et des vannes de décharge configurées pour transférer une portion du flux d’air circulant dans la veine primaire vers la veine secondaire, le turboréacteur comprenant en outre un démarreur configuré pour entraîner en rotation la partie tournante du corps haute pression jusqu’à l’allumage de la chambre de combustion.In another object of the invention, there is proposed a system for starting on the ground a turbofan engine with two spools equipping an aircraft, the turbojet engine comprising a primary stream passing through a combustion chamber, a secondary stream, a blower supplying the primary and secondary veins with an air flow, a high pressure body comprising a rotating part, a fixed part and the combustion chamber, and discharge valves configured to transfer a portion of the air flow circulating in the primary stream to the secondary stream, the turbojet further comprising a starter configured to rotate the rotating part of the high-pressure body until the ignition of the combustion chamber.
Le système de démarrage comprend une unité de démarrage initial configurée pour commander la rotation de la partie tournante du corps haute pression par le démarreur et commander une première tentative d’allumage de la chambre de combustion dès que le régime de la partie tournante du corps haute pression est supérieur à un premier seuil de régime.The starting system comprises an initial starting unit configured to control the rotation of the rotating part of the high pressure body by the starter and to control a first ignition attempt of the combustion chamber as soon as the speed of the rotating part of the high pressure body pressure is greater than a first speed threshold.
Selon une caractéristique générale du système de démarrage, il comprend une unité de démarrage en vent arrière comprenant des moyens de surveillance d’une présence de vent arrière présentant une vitesse supérieure à un seuil prédéterminé significatif d’un risque de ré-ingestion dans la veine primaire des gaz chauds issus de la chambre de combustion, et des moyens de commande configurés pour, lorsque la présence d’un tel vent arrière est détectée par les moyens de surveillance, commander une coupure d’alimentation en carburant de la chambre de combustion pendant un délai de temporisation, une fermeture des vannes de décharge, une augmentation du régime de la partie tournante du corps haute pression généré par le démarreur, et, à l’issue du délai de temporisation, une alimentation en carburant de la chambre de combustion et une seconde tentative d’allumage de la chambre de combustion.According to a general characteristic of the starting system, it comprises a tailwind starting unit comprising means for monitoring the presence of tailwind having a speed greater than a predetermined threshold significant of a risk of re-ingestion into the vein primary source of the hot gases from the combustion chamber, and control means configured to, when the presence of such a tailwind is detected by the monitoring means, order a fuel supply cut-off to the combustion chamber during a time delay, a closing of the relief valves, an increase in the speed of the rotating part of the high pressure body generated by the starter, and, at the end of the time delay, a fuel supply to the combustion chamber and a second attempt to ignite the combustion chamber.
Selon un aspect du système de démarrage, les moyens de surveillance peuvent avantageusement comprendre un comparateur configuré pour comparer des mesures de température d’un capteur de température positionné pour mesurer la température dans la veine secondaire ou en amont de la soufflante à un seuil d’augmentation de température, la présence d’un vent arrière présentant une vitesse supérieure à un seuil prédéterminé étant détectée lorsqu’une augmentation de la température mesurée est supérieure au seuil d’augmentation de température, et un module de détection configuré pour détecter la présence d’éventuelles instabilités de pression à partir de mesures d’une pression statique en amont de la chambre de combustion, ces instabilités de pression étant générées par un pompage à bas régime du compresseur haute pression en cas de ré-ingestion dans la veine primaire des gaz chauds issus de la combustion.According to one aspect of the start-up system, the monitoring means can advantageously comprise a comparator configured to compare temperature measurements from a temperature sensor positioned to measure the temperature in the secondary stream or upstream of the fan with a threshold of temperature increase, the presence of a tailwind having a speed greater than a predetermined threshold being detected when an increase in the measured temperature is greater than the temperature increase threshold, and a detection module configured to detect the presence of possible pressure instabilities from measurements of a static pressure upstream of the combustion chamber, these pressure instabilities being generated by low-speed pumping of the high-pressure compressor in the event of re-ingestion into the primary stream of gases hot from combustion.
Une autre objet de l’invention encore propose un turboréacteur à double flux et à double corps destiné à être monté sur un aéronef, le turboréacteur comprenant une veine primaire, une veine secondaire, une soufflante alimentant les veines primaire et secondaire avec un flux d’air, un corps haute pression comportant une partie tournante, une partie fixe et la chambre de combustion, et des vannes de décharge configurées pour transférer une portion du flux d’air circulant dans la veine primaire vers la veine secondaire, le turboréacteur comprenant en outre un démarreur configuré pour entraîner en rotation ladite partie tournante du corps haute pression jusqu’à l’allumage de la chambre de combustion.Yet another object of the invention provides a dual-spool turbofan engine intended to be mounted on an aircraft, the turbojet engine comprising a primary stream, a secondary stream, a fan supplying the primary and secondary streams with a flow of air, a high pressure body comprising a rotating part, a fixed part and the combustion chamber, and discharge valves configured to transfer a portion of the air flow circulating in the primary stream to the secondary stream, the turbojet further comprising a starter configured to drive said rotating part of the high-pressure body in rotation until the combustion chamber is ignited.
Selon une caractéristique générale du turboréacteur, il comprend un système de démarrage tel que défini ci-dessus.According to a general characteristic of the turbojet, it comprises a starting system as defined above.
L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels :The invention will be better understood from the reading made below, by way of indication but not limitation, with reference to the appended drawings in which:
Sur la figure 2 est présenté un logigramme d’un procédé de démarrage d’un turboréacteur double flux en présence de vent arrière selon un mode de mise en œuvre de l’invention.In Figure 2 is presented a flowchart of a method of starting a turbofan engine in the presence of tailwind according to an embodiment of the invention.
Le turboréacteur double flux est similaire à celui décrit sur la figure 1. Il comprend une veine primaire, une veine secondaire, une soufflante alimentant les veines primaire et secondaire avec un flux d’air, et des vannes de décharge configurées pour transférer une portion du flux d’air circulant dans la veine primaire vers la veine secondaire, la veine primaire comprenant successivement, dans le sens du flux d’air délivré dans la veine primaire par la soufflante, un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une turbine haute pression, le turboréacteur comprenant en outre un démarreur configuré pour entraîner la turbine haute pression en rotation jusqu’à l’allumage de la chambre de combustion.The turbofan engine is similar to that depicted in Figure 1. It includes a primary stream, a secondary stream, a fan supplying the primary and secondary streams with airflow, and dump valves configured to transfer a portion of the flow of air circulating in the primary stream towards the secondary stream, the primary stream comprising successively, in the direction of the air flow delivered into the primary stream by the fan, a high pressure compressor, a combustion chamber and a high turbine pressure, the turbojet engine further comprising a starter configured to drive the high pressure turbine in rotation until the ignition of the combustion chamber.
Dans une première étape 200 du procédé de démarrage, suite à la réception d’une commande de démarrage du turboréacteur, un démarreur, éventuellement électrique, est actionné pour entraîner en rotation la turbine haute pression jusqu’à ce que le régime de la turbine dépasse un seuil de régime de démarrage.In a first step 200 of the start-up method, following receipt of a start-up command from the turbojet engine, a starter, possibly electric, is actuated to drive the high-pressure turbine in rotation until the turbine speed exceeds a starting speed threshold.
Dans une étape suivante 205, une fois le seuil de régime de démarrage dépassé par la turbine haute pression, on commande une première tentative d’allumage de la chambre de combustion.In a following step 205, once the start-up speed threshold has been exceeded by the high-pressure turbine, a first attempt to ignite the combustion chamber is ordered.
A la suite de cette première tentative d’allumage de la chambre de combustion, on procède ensuite à une surveillance d’une présence de vent arrière.Following this first attempt to ignite the combustion chamber, monitoring is then carried out for the presence of tailwind.
Pour cela dans une étape suivante 210, on réalise une pluralité de mesures de la température du flux d’air entrant dans le turboréacteur en amont de la soufflante à l’aide d’un capteur de température, et en parallèle, dans une étape 215, on réalise une pluralité de mesures de la pression statique en amont du compresseur haute pression pour détecter une éventuelle présence d’instabilités de pression, c’est-à-dire un éventuel phénomène de pompage. La pression statique qui est surveillée est en aval du compresseur haute pression 10. Un pompage à très bas régime, comme c’est le cas lorsque le pompage survient au démarrage, génère des instabilités de pressions qui se traduisent par des variations à hautes fréquences qui peuvent être détectées.For this in a next step 210, a plurality of measurements of the temperature of the air flow entering the turbojet engine upstream of the fan are carried out using a temperature sensor, and in parallel, in a step 215 , a plurality of measurements of the static pressure upstream of the high-pressure compressor are carried out to detect the possible presence of pressure instabilities, that is to say a possible surge phenomenon. The static pressure which is monitored is downstream of the high pressure compressor 10. Pumping at very low speed, as is the case when the pumping occurs at start-up, generates pressure instabilities which result in variations at high frequencies which can be detected.
Dans une étape 220, on détermine les variations de température à partir des températures mesurées pour le flux d’air entrant dans le turboréacteur en amont de la soufflante, et on compare chacune des variations de température ainsi déterminées à un seuil d’augmentation de température.In a step 220, the temperature variations are determined from the temperatures measured for the air flow entering the turbojet engine upstream of the fan, and each of the temperature variations thus determined is compared with a temperature increase threshold .
Le seuil d’augmentation de température est déterminé à partir de la somme de deux paramètres : une augmentation de température minimale et une augmentation de température additionnelle.The temperature increase threshold is determined from the sum of two parameters: a minimum temperature increase and an additional temperature increase.
L’augmentation de température minimale correspond à l’augmentation de température mesurée en amont de la soufflante lors de la première tentative d’allumage de la chambre de combustion à l’étape 205, alors que l’aéronef est au sol et que l’injection de carburant dans la chambre de combustion est autorisée.The minimum temperature increase corresponds to the temperature increase measured upstream of the fan during the first attempt to ignite the combustion chamber in step 205, while the aircraft is on the ground and the fuel injection into the combustion chamber is permitted.
L’augmentation de température additionnelle correspond à une première constante d’augmentation de température lorsque des instabilités de pression sont détectées à l’étape 215 et une seconde constante d’augmentation de température supérieure à la première constante d’augmentation de température lorsqu’aucune instabilité de pression n’est détectée à l’étape 215.The additional temperature increase corresponds to a first temperature increase constant when pressure instabilities are detected in step 215 and a second temperature increase constant greater than the first temperature increase constant when no pressure instability is detected at step 215.
Tant que les variations de température sont inférieures au seuil d’augmentation de température à l’étape 220, le démarrage reste dans le mode initial jusqu’à la fin de la phase de démarrage (étape 225), par exemple si le démarrage se fait sans vent arrière significatif, ou jusqu’à la sortie du mode initial en cas de détection de la présence d’un vent arrière.As long as the temperature variations are below the temperature increase threshold in step 220, the start-up remains in the initial mode until the end of the start-up phase (step 225), for example if the start-up takes place without significant tailwind, or until the exit from the initial mode in the event of detection of the presence of a tailwind.
Si, à l’étape 220, une variation de température est supérieure au seuil d’augmentation de température, un indicateur de vent arrière est activé et mémorisé dans une étape 230. L’indicateur de vent arrière reste mémorisé jusqu’à la fin de la phase de démarrage du turboréacteur et sera réinitialisé lors de la fin d’autorisation d’injection de carburant dans la chambre de combustion.If, in step 220, a temperature variation is greater than the temperature increase threshold, a tailwind indicator is activated and stored in a step 230. The tailwind indicator remains stored until the end of the turbojet start-up phase and will be reinitialized at the end of fuel injection authorization in the combustion chamber.
A la suite d’une détection de la présence d’un vent arrière, on réalise, dans une étape 235, une coupure d’alimentation en carburant de la chambre de combustion pendant un délai de temporisation de 10 à 15 secondes, et une fermeture des vannes de décharge ainsi qu’une augmentation du régime de la turbine haute pression généré par le démarreur jusqu’à un seuil de régime de démarrage par vent arrière dont la valeur est supérieure au seuil de régime de démarrage.Following detection of the presence of a tailwind, a step 235 cuts off the fuel supply to the combustion chamber for a time delay of 10 to 15 seconds, and closes relief valves as well as an increase in the speed of the high pressure turbine generated by the starter up to a starting speed threshold by tailwind whose value is greater than the starting speed threshold.
A l’issue du délai de temporisation, on commande, dans une étape 240, une alimentation en carburant de la chambre de combustion et une seconde tentative d’allumage de la chambre de combustion.At the end of the time delay, in a step 240, a fuel supply to the combustion chamber and a second attempt to ignite the combustion chamber are ordered.
La seconde tentative d’allumage après la coupure d’alimentation de la chambre de combustion est ainsi réalisée à un régime de turbine haute pression beaucoup plus élevé que le régime initial maximisant ainsi les chances que la ré-ingestion soit absente ou plus faible. En outre, la temporisation permet de se débarrasser des éventuelles instabilités de pression, de type pompage, ayant pu apparaître dans le compresseur haute pression à cause du vent arrière.The second ignition attempt after the combustion chamber power supply is cut is thus carried out at a high pressure turbine speed much higher than the initial speed, thus maximizing the chances that re-ingestion is absent or weaker. In addition, the time delay makes it possible to get rid of any pressure instabilities, of the surge type, which may have appeared in the high pressure compressor due to the tailwind.
Sur la figure 3 est représenté schématiquement un système de démarrage d’un turboréacteur double flux selon un mode de réalisation de l’invention permettant la mise en œuvre du procédé de la figure 2.In Figure 3 is shown schematically a system for starting a turbofan engine according to an embodiment of the invention allowing the implementation of the method of Figure 2.
Le système de démarrage 30 comprend une unité de démarrage initial 31 configurée pour commander la rotation de la turbine haute pression par le démarreur et commander une première tentative d’allumage de la chambre de combustion dès que le régime de la turbine haute pression est supérieure à un premier seuil de régime.The starting system 30 comprises an initial starting unit 31 configured to control the rotation of the high pressure turbine by the starter and to control a first ignition attempt of the combustion chamber as soon as the speed of the high pressure turbine is greater than a first speed threshold.
Le système de démarrage 30 comprend en outre une unité de démarrage en vent arrière 32 comprenant des moyens de surveillance d’une présence de vent arrière 33, et des moyens de commande 34 configurés pour, lorsque la présence d’un vent arrière est détectée par les moyens de surveillance 33, commander une coupure d’alimentation en carburant de la chambre de combustion pendant un délai de temporisation, une fermeture des vannes de décharge, une augmentation du régime de la turbine haute pression généré par le démarreur, et, à l’issue du délai de temporisation, une alimentation en carburant de la chambre de combustion et une seconde tentative d’allumage de la chambre de combustion.The starting system 30 further comprises a tailwind starting unit 32 comprising means for monitoring the presence of tailwind 33, and control means 34 configured for, when the presence of a tailwind is detected by the monitoring means 33, command a cut-off of fuel supply to the combustion chamber during a time delay, a closing of the relief valves, an increase in the speed of the high-pressure turbine generated by the starter, and, at the At the end of the time delay, a fuel supply to the combustion chamber and a second attempt to ignite the combustion chamber.
Les moyens de surveillance 33 comprennent un comparateur 35 configuré pour comparer des mesures de température d’un capteur de température disposé sur le turboréacteur pour mesurer la température en amont de la soufflante à un seuil de température, la présence d’un vent arrière étant détectée lorsqu’une mesure de température est supérieure au seuil de température, et un module de détection 36 configuré pour détecter la présence d’éventuelles instabilités de pression à partir de mesures d’une pression statique en amont de la chambre de combustion.The monitoring means 33 comprise a comparator 35 configured to compare temperature measurements from a temperature sensor placed on the turbojet to measure the temperature upstream of the fan with a temperature threshold, the presence of a tailwind being detected when a temperature measurement is greater than the temperature threshold, and a detection module 36 configured to detect the presence of any pressure instabilities from measurements of a static pressure upstream of the combustion chamber.
L’unité de démarrage en vent arrière 32 comprend en outre des moyens de mémorisation 37 configurés pour enregistrer l’indicateur de vent arrière lorsqu’il est activé.Downwind start unit 32 further includes memory means 37 configured to record the downwind indicator when activated.
L’invention fournit ainsi un procédé et un système de démarrage d’un turboréacteur double flux d’un aéronef permettant de limiter l’impact du vent arrière sur le comportement du turboréacteur au démarrage.The invention thus provides a method and a system for starting a turbofan engine of an aircraft making it possible to limit the impact of the tailwind on the behavior of the turbojet engine on start-up.
Claims (9)
le procédé comprenant un actionnement (200) de la rotation de la partie tournante du corps haute pression par le démarreur et une première tentative d’allumage de la chambre de combustion (205) dès que le régime de la partie tournante du corps haute pression est supérieur à un premier seuil de régime,
caractérisé en ce que le procédé comprend en outre une surveillance d’une présence de vent arrière présentant une vitesse supérieure à un seuil prédéterminé significatif d’un risque de ré-ingestion dans la veine primaire des gaz chauds issus de la chambre de combustion, puis, lorsqu’un tel vent arrière est détecté (230), une coupure (235) d’alimentation en carburant de la chambre de combustion pendant un délai de temporisation, une fermeture des vannes de décharge, une augmentation du régime de la partie tournante du corps haute pression générée par le démarreur, et, à l’issue du délai de temporisation, une alimentation en carburant de la chambre de combustion et une seconde tentative d’allumage de la chambre de combustion (240).Method for starting a turbofan and two-spool turbojet on the ground equipping an aircraft, the turbojet comprising a primary stream passing through a combustion chamber, a secondary stream, a fan supplying the primary and secondary streams with an air flow , a high-pressure body comprising a rotating part, a fixed part and the combustion chamber, and relief valves configured to transfer a portion of the air flow circulating in the primary stream to the secondary stream, the turbojet further comprising a starter configured to drive the rotating part of the high-pressure body of the turbojet engine in rotation until the combustion chamber is ignited,
the method comprising an actuation (200) of the rotation of the rotating part of the high pressure body by the starter and a first attempt to ignite the combustion chamber (205) as soon as the speed of the rotating part of the high pressure body is greater than a first speed threshold,
characterized in that the method further comprises monitoring the presence of tailwind having a speed greater than a predetermined threshold significant of a risk of re-ingestion into the primary stream of the hot gases from the combustion chamber, then , when such a tailwind is detected (230), a cut (235) of fuel supply to the combustion chamber for a time delay, a closing of the wastegate valves, an increase in the speed of the rotating part of the high pressure body generated by the starter, and, at the end of the time delay, a fuel supply to the combustion chamber and a second attempt to ignite the combustion chamber (240).
le système de démarrage (30) comprenant une unité de démarrage initial (31) configurée pour commander la rotation de la partie tournante du corps haute pression par le démarreur et commander une première tentative d’allumage de la chambre de combustion dès que le régime de la partie tournante du corps haute pression est supérieur à un premier seuil de régime,
caractérisé en ce qu’il comprend une unité de démarrage en vent arrière (32) comprenant des moyens de surveillance (33) d’une présence de vent arrière présentant une vitesse supérieure à un seuil prédéterminé significatif d’un risque de ré-ingestion dans la veine primaire des gaz chauds issus de la chambre de combustion, et des moyens de commande (34) configurés pour, lorsque la présence d’un tel vent arrière est détectée par les moyens de surveillance (33), commander une coupure d’alimentation en carburant de la chambre de combustion pendant un délai de temporisation, une fermeture des vannes de décharge, une augmentation du régime de la partie tournante du corps haute pression généré par le démarreur, et, à l’issue du délai de temporisation, une alimentation en carburant de la chambre de combustion et une seconde tentative d’allumage de la chambre de combustion.Start-up system (30) on the ground for a turbofan engine with two spools fitted to an aircraft, the turbojet engine comprising a primary stream passing through a combustion chamber, a secondary stream, a fan supplying the primary and secondary streams with a of air, a high-pressure body comprising a rotating part, a fixed part and the combustion chamber, and discharge valves configured to transfer a portion of the air flow circulating in the primary stream to the secondary stream, the turbojet engine comprising furthermore a starter configured to rotate a rotating part of the high-pressure body until the ignition of the combustion chamber,
the starting system (30) comprising an initial starting unit (31) configured to control the rotation of the rotating part of the high pressure body by the starter and to control a first ignition attempt of the combustion chamber as soon as the engine speed the rotating part of the high pressure body is greater than a first speed threshold,
characterized in that it comprises a tailwind starting unit (32) comprising monitoring means (33) of the presence of tailwind having a speed greater than a predetermined threshold significant of a risk of re-ingestion into the primary stream of hot gases from the combustion chamber, and control means (34) configured to, when the presence of such a tailwind is detected by the monitoring means (33), order a power cut in fuel from the combustion chamber during a time delay, a closing of the relief valves, an increase in the speed of the rotating part of the high pressure body generated by the starter, and, at the end of the time delay, a supply fuel from the combustion chamber and a second attempt to ignite the combustion chamber.
caractérisé en ce qu’il comprend un système de démarrage (30) selon l’une des revendications 7 ou 8.Turbojet engine with two spools intended to be mounted on an aircraft, the turbojet engine comprising a primary stream, a secondary stream, a fan supplying the primary and secondary streams with a flow of air, a high pressure spool comprising a rotating part , a fixed part and the combustion chamber, and relief valves configured to transfer a portion of the air flow circulating in the primary stream to the secondary stream, the turbojet further comprising a starter configured to drive the rotating part in rotation from the high pressure body to the ignition of the combustion chamber,
characterized in that it comprises a starting system (30) according to one of claims 7 or 8.
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2019
- 2019-06-28 FR FR1907168A patent/FR3097897B1/en active Active
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