FR3166402A1 - Système de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement de pièces d’une turbomachine - Google Patents

Système de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement de pièces d’une turbomachine

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FR3166402A1
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Jerome DINQUEL
Christophe Michel Georges Marcel Brillet
Lucie Stéphanie APOSTIN
Boris Jean René MILLET
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Safran Helicopter Engines SAS
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Abstract

L’invention concerne un système de traitement (10) de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement (20) de pièces d’une turbomachine, le circuit (20) étant destiné à communiquer avec une veine (V1) de la turbomachine afin que de l’air de refroidissement sous pression soit apte à s’échapper dudit circuit (20) par la veine (V1). Le système de traitement (10) comprend une cavité pressurisée (40), un conduit de circulation fluidique (30) raccordé en aval au circuit (20) et en amont à cette cavité (40), un organe thermosensible (50) qui obture le conduit (30) quand sa température demeure sous une température de référence (TR) et qui se dégrade au-dessus de cette température pour permettre la circulation d’un flux dérivé (FD) de gaz à travers le conduit (30) depuis la cavité (40) vers le circuit (20), et un dispositif de détection de défaillance (60) qui émet un signal lorsque l’organe thermosensible (50) est dégradé. Figure 3

Description

Système de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement de pièces d’une turbomachine
Une turbomachine d’aéronef comporte au moins un compresseur et une turbine couplés en rotation. De l’air est admis dans une veine de la turbine à gaz et est comprimé par le compresseur situé en amont puis est envoyé dans une chambre de combustion où il est mélangé avec du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz chauds issus de cette combustion sont ensuite détendus dans une veine dans une turbine située en aval de cette chambre et font tourner cette turbine. La rotation de cette turbine entraine un arbre qui entraine à son tour en rotation le compresseur.
Dans une turbomachine tel qu’une turbomachine double corps double flux qui s’étend selon un axe longitudinal, l’arbre qui est entrainé par la rotation de la turbine entraine à son tour en rotation non seulement le compresseur mais en plus les pales de la soufflante située en amont de la turbomachine. La rotation des pales de la soufflante contribue, avec l’éjection à haute vitesse des gaz en sortie de la chambre de combustion, à la propulsion de la turbomachine.
Dans une turbomachine de type turbomoteur tel qu’un hélicoptère, une partie de l’énergie cinétique des gaz chauds (celle qui n’est pas utilisée pour faire tourner le compresseur) fait tourner une turbine libre qui entraine à son tour, directement ou via un réducteur, un organe récepteur (tel que la boîte de transmission principale) qui entraîne notamment un arbre de rotor qui porte les pales de l’hélicoptère.
Dans les turbomachines d’aéronef, il est prévu des circuits d’air de refroidissement, dont la fonction première réside dans le refroidissement de certaines pièces de la turbomachine. Habituellement, de l’air de refroidissement, dit air frais, est prélevé au niveau d’un compresseur de la turbomachine ou bien à l’extérieur de celle-ci, puis est injecté en direction des pièces sensibles, à refroidir. Dans certains cas, le circuit d’air de refroidissement communique avec une veine de la turbine à gaz, afin que de l’air de refroidissement sous pression puisse s’échapper du circuit par cette veine. Cela permet de limiter / éviter l’ingestion d’une partie d’un flux de gaz circulant dans la veine, en direction du circuit d’air de refroidissement.
Il peut se produire une défaillance du circuit d’air de refroidissement. Cette défaillance peut avoir plusieurs causes, comme par exemple la rupture d’une canalisation ou son colmatage, ou encore tout autre cas de panne d’alimentation en air de refroidissement.
La présente invention concerne un système de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement de pièces d’une turbomachine d’aéronef, le circuit étant destiné à communiquer avec une veine de la turbine à gaz afin que de l’air de refroidissement sous pression soit apte à s’échapper du circuit par la veine.
En effet, la défaillance du circuit d’air de refroidissement conduit à un fonctionnement dégradé de la turbomachine, avec une modification du débit d’air de refroidissement. Il en résulte une baisse des performances de refroidissement des pièces sensibles, ainsi que des risques d’ingestion de gaz de la veine, dans le circuit de refroidissement, en raison de la perte de pression du débit d’air de refroidissement. Cette ingestion de gaz chaud de la veine, également dénommée réinjection de gaz, nuit encore davantage au refroidissement des pièces sensibles.
La diminution des performances de refroidissement engendre un impact thermique sur les pièces à refroidir, en altérant potentiellement leur durée de vie. Or ce type de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement n’est généralement pas détectable durant le fonctionnement de la turbomachine. Il s’agit alors d’un cas de panne ou de fonctionnement dégradé dit « dormant », dont la détection intervient généralement seulement lors d’un démontage de la turbomachine, au cours d’opérations de maintenance sur celle-ci.
Pour pallier à cette situation, des pièces de la turbomachine doivent alors être surdimensionnées de manière à pouvoir fonctionner sans impact sur la sécurité des vols, et ce pendant toute la durée de vie de ces pièces. Ce principe sécuritaire engendre des impacts non-négligeables sur le dimensionnement du circuit d’air de refroidissement, et/ou sur le dimensionnement des pièces à refroidir. Il en découle des prélèvements d’air et/ou une masse globale non-optimisés, nuisant aux performances globales de la turbomachine.
Description de l’invention
La présente invention vise à remédier à ces inconvénients.
L'invention vise à proposer un système de traitement des défaillances d’un circuit d’air de refroidissement de pièces d’une turbomachine d’aéronef qui permette de minimiser voire supprimer les conséquences d’une défaillance du circuit d’air de refroidissement.
Ce but est atteint grâce au fait que le système de traitement des défaillances d’un circuit d’air de refroidissement comprend une cavité pressurisée, un conduit de circulation fluidique qui est raccordé en aval au circuit d’air de refroidissement et en amont à la cavité pressurisée, un organe thermosensible d’obturation du conduit de circulation fluidique et un dispositif de détection de défaillance, le système de traitement étant configuré de sorte que l’organe thermosensible obture le conduit tant que sa température demeure en dessous d’une température de référence, et qu’il se dégrade lorsque sa température atteint la température de référence pour permettre la circulation d’un flux dérivé de gaz à travers le conduit depuis la cavité pressurisée vers le circuit d’air de refroidissement, le dispositif de détection de défaillance étant configuré pour émettre un signal de défaillance lorsque l’organe thermosensible est dégradé.
Grâce à ces dispositions, une défaillance du circuit d’air de refroidissement est traitée dès son apparition. Les conséquences de cette défaillance, c’est-à-dire un réchauffement indésirable de pièces de la turbomachine, sont minimisées voire supprimées, et la turbomachine peut continuer à fonctionner sans dégradation indésirable de ces pièces. En outre, on peut optimiser le dimensionnement de ces pièces, et anticiper des opérations de maintenance. De plus, une défaillance du circuit d’air de refroidissement est détectée dès son apparition et pendant le fonctionnement de la turbomachine, et un opérateur tel qu’un pilote est apte à être informé de cette défaillance en temps réel par le signal de défaillance qui est émis.
Par exemple, l’organe thermosensible d’obturation est un obturateur thermofusible comprenant un matériau qui traverse l’obturateur de l’amont à l’aval et dont la température de fusion est inférieure ou égale à la température de référence
Par exemple, la température de référence est comprise entre la température du circuit d’air de refroidissement et la température des gaz dans la veine au niveau d’un orifice du circuit dans la veine durant le fonctionnement de la turbomachine.
Par exemple, le dispositif de détection de défaillance est situé dans le conduit en amont de l’organe thermosensible et est configuré pour émettre le signal de défaillance en présence du flux dérivé de gaz.
Par exemple, le dispositif de détection de défaillance comprend un capteur de pression qui est apte à détecter la baisse de pression qui se produit après la dégradation de l’organe thermosensible.
Par exemple, la cavité pressurisée est destinée à être située au niveau du compresseur de la turbomachine.
Par exemple, le circuit d’air de refroidissement est destiné à refroidir des éléments d’une turbine de la turbomachine dont les aubes sont situées dans la première veine.
L’invention concerne également une turbomachine d’aéronef comportant un système de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement de pièces de la turbomachine selon l’invention.
L’invention concerne également un procédé de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement de pièces d’une turbomachine d’aéronef.
Selon l’invention, le procédé comprend les étapes suivantes
(a) On fournit un système de traitement de défaillance du circuit d’air de refroidissement selon l’invention ;
(b) On surveille le dispositif de détection de défaillance.
L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels :
FIG. 1LaFIG. 1est une vue schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine de type double corps-double flux.
FIG. 2LaFIG. 2est une vue schématique de la région R de laFIG. 1illustrant un système de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement de la turbomachine en fonctionnement normal de ce circuit.
FIG. 3LaFIG. 3est une vue schématique agrandie de la région R de laFIG. 1illustrant le système de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement de la turbomachine en cas de panne de ce circuit.
FIG. 4LaFIG. 4est vue en coupe longitudinale d’un mode de réalisation de l’organe thermosensible d’obturation du système de traitement de défaillance du circuit d’air de refroidissement de la turbomachine.
FIG. 5LaFIG. 5est une vue schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine de type turbopropulseur.
FIG. 6LaFIG. 6est une vue schématique agrandie de la région S de laFIG. 5illustrant un système de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement de la turbomachine en fonctionnement normal de ce circuit.
Description détaillée de l’invention
On considère une turbomachine 1 d’axe longitudinal X qui est son axe de rotation. Dans la description ci-dessous, les termes « interne » et « intérieur » désignent un élément orienté vers l’axe longitudinal X ou disposé plus près de cet axe. Les termes « externe » et « extérieur » désignent un élément orienté en direction opposée de l’axe longitudinal X ou disposé plus loin de cet axe. Les termes « amont » et « aval » sont par rapport au sens de circulation de l’air et des gaz lors du fonctionnement de la turbomachine, c’est-à-dire de la gauche vers la droite sur les figures. Le terme « radial » désigne une position ou une direction dans un plan transversal perpendiculaire à l’axe longitudinal X.
A titre d’exemple, on décrit l’invention dans le cas où la turbomachine 1 est une turbomachine double corps double flux. LaFIG. 1illustre une telle turbomachine 1, selon une vue longitudinale. Cette turbomachine 1 comporte une nacelle 2 avec une soufflante 3 comportant des pales. La turbomachine 1 comporte un moyeu 8m dont un élément de rotor porte la couronne de pales formant l’hélice de la soufflante 3. Le moyeu 8m est constitué d’éléments de rotor et d’éléments de stator alternés le long de l’axe longitudinal X. Ces éléments de rotor du moyeu 8m sont portés par un arbre rotor 8 qui s’étend selon l’axe longitudinal X. A l’extérieur radialement du moyeu 8m et en aval de l’hélice de la soufflante 3 se situe un carter interne 9 qui est coaxial avec le moyeu 8m.
En fonctionnement normal de la turbomachine 1, un flux d’air (appelé flux secondaire F2) circule dans une veine annulaire, appelée deuxième veine V2, qui s’étend entre le carter interne 9 et la nacelle 2. Une autre veine annulaire, appelée première veine V1 (dans laquelle circule un flux d’air F1), s’étend entre le moyeu 8m et le carter interne 9. La première veine V1 comprend en aval de la soufflante 3 un compresseur 4 et une chambre de combustion 5. Ce compresseur 4 comprend en amont un compresseur basse pression 4a et en aval un compresseur haute pression 4b. L'air comprimé par le compresseur 4 est admis en aval dans la chambre de combustion 5 et mélangé avec du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz chauds issus de cette combustion sont ensuite détendus dans une turbine dans la première veine V1 et font tourner cette turbine. Cette turbine comprend une turbine haute pression 6 qui est située en aval de la chambre de combustion 5 puis une turbine basse pression 7 située en aval de la turbine haute pression 6. Les aubes de turbine mobiles de la turbine haute pression 6 et de la turbine basse pression 7 sont montées sur des disques qui sont eux-mêmes montés sur l’arbre rotor 8, et qui entrainent donc en rotation l’arbre rotor 8. L’arbre rotor 8 entraine en rotation les éléments de rotor du moyeu 8m et l’hélice de la soufflante 3. La rotation de l’hélice de la soufflante 3 contribue, avec l’éjection à haute vitesse des gaz en sortie de la chambre de combustion 5, à la propulsion de la turbomachine 1.
La turbine haute pression 6 comporte au moins un étage E et la turbine basse pression 7 comporte une pluralité d’étages coaxiaux E, chaque étage E étant constitué d'une couronne d'aubes de turbine fixes (stator) TS, aussi appelée distributeur, suivie d'une couronne d'aubes de turbine mobiles (rotor) TRespacées circonférentiellement tout autour de l’axe longitudinal X qui entrainent donc en rotation l’arbre rotor 8. Les étages E sont situés dans la première veine V1.
LaFIG. 2est une représentation schématique agrandie de la région R de laFIG. 1, qui comprend la turbine haute pression 6 et le premier étage E amont de la turbine basse pression 7 qui est donc situé immédiatement en aval de la turbine haute pression 6. Entre ces deux turbines (6, 7) se situe un espace 90, qui fait partie par exemple d’un carter appelé carter inter-turbines.
La turbomachine 1 comprend un circuit d’air de refroidissement 20 destiné à refroidir plusieurs pièces de cette turbomachine, en particulier la couronne d'aubes de turbine fixes TS-6 et la couronne d'aubes de turbine mobiles TR-6 de la turbine haute pression 6 et les couronnes d'aubes de turbine fixes TS-7 et d'aubes de turbine mobiles TR-7 du premier étage E amont de la turbine basse pression 7. A cet égard, le circuit d’air de refroidissement 20 comporte une ou plusieurs canalisations d’alimentation en air, représentées schématiquement par la flèche F20 sur laFIG. 2. Cette canalisation d’alimentation en air est par exemple raccordée en amont à l’un des compresseurs (4a, 4b) pour qu’un prélèvement d’air sur ce compresseur puisse servir d’air de refroidissement, également dénommé air de ventilation ou encore air frais, en comparaison avec la température bien plus élevée du flux de gaz circulant dans la veine primaire V1 à travers les turbines (6, 7). Alternativement, la canalisation d’alimentation en air est raccordée à d’autres sources d’air frais conventionnelles.
Cette canalisation d’alimentation débouche directement en aval du disque portant la couronne d'aubes de turbine mobiles TR-6, afin que l’air de refroidissement se propage radialement vers l’extérieur, dans une première cavité d’air de refroidissement amont 21, appartenant au circuit d’air de refroidissement 20. La première cavité d’air de refroidissement amont 21 se situe dans l’espace 90 entre les turbines (6, 7). Cette première cavité 21 est délimitée vers l’amont par le disque portant la couronne d'aubes de turbine mobiles TR-6 de la turbine haute pression 6, et vers l’aval par des éléments statoriques (fixes) 19 de la turbomachine 1 sur lesquels s’appuient les parties mobiles de la turbine (6, 7). Ces éléments statoriques 19 se situent dans l’espace 90 et sont représentés schématiquement par des parois.
En raison de la pression élevée du flux d’air de refroidissement circulant dans la première cavité 21, cet air s’échappe du circuit 20 par un premier orifice (interstice annulaire) 91 défini axialement entre une plateforme radialement interne de la couronne d'aubes de turbine mobiles TR-6, et une paroi statorique de délimitation radialement interne de la première veine V1. Ainsi, l’air de refroidissement sous pression pénètre dans la première veine V1 par le premier orifice annulaire 91 établissant la communication fluidique entre le circuit d’air de refroidissement 20 et la première veine V1. Ce flux d’air est indiqué par la flèche F21. Le flux d’air F21 empêche ou au moins limite l’ingestion d’une partie du flux F1 dans le circuit d’air de refroidissement 20, et permet de conserver les performances de ce circuit 20.
Avantageusement, une partie de l’air de refroidissement situé dans la première cavité 21 circule vers l’aval vers une ou plusieurs autres cavités du circuit d’air de refroidissement 20, et en particulier vers une deuxième cavité 22 qui est délimitée vers l’amont par des éléments statoriques 19 et vers l’aval par le disque portant la couronne d'aubes de turbine mobiles TR-7 de la turbine basse pression 7. Ce flux d’air est indiqué par la flèche F23.
Toujours en raison de la pression élevée du flux d’air de refroidissement circulant dans la deuxième cavité 22, cet air s’échappe du circuit d’air de refroidissement 20 par un deuxième orifice (interstice annulaire) 92 défini axialement entre une plateforme radialement interne de la couronne d'aubes de turbine mobiles TR-7, et une paroi statorique de délimitation radialement interne de la première veine V1. Ainsi, l’air de refroidissement sous pression pénètre dans la première veine V1 par le deuxième orifice annulaire 92 établissant la communication fluidique entre le circuit d’air de refroidissement 20 et la première veine V1. Ce flux d’air est indiqué par la flèche F22. Le flux d’air F22 empêche ou au moins limite également l’ingestion d’une partie du flux F1 dans le circuit d’air de refroidissement 20.
Le circuit d’air de refroidissement 20 communique avec la première veine V1 par l’intermédiaire des orifices annulaires (91, 92). Les flux d’air de refroidissement F21, F22 et F23, qui font partie du circuit d’air de refroidissement 20, permettent le refroidissement du disque portant la couronne d'aubes de turbine mobiles TR-6 de la turbine haute pression 6 et du disque portant la couronne d'aubes de turbine mobiles TR-7 du premier étage E amont de la turbine basse pression 7. Les flux d’air de refroidissement F21, F22 et F23 permettent également le refroidissement d’autres pièces comme les plateformes de ces couronnes d’aubes de turbine mobiles (TR-6, TR-7).
Le système de traitement 10 de défaillance du circuit d’air de refroidissement 20 comprend un conduit de circulation fluidique 30 qui est raccordé en aval à ce circuit d’air de refroidissement 20 et en amont à une cavité pressurisée 40 contenant du gaz ou de l’air, comme illustré enFIG. 2. Cette cavité pressurisée 40 fait partie du système de traitement 10. Cette cavité pressurisée 40 se situe par exemple au niveau du compresseur 4 de la turbomachine 1, ce qui permet d’utiliser directement de l’air comprimé par la turbomachine 1.
Le système de traitement 10 de défaillance comprend également un organe thermosensible 50 d’obturation de ce conduit de circulation fluidique 30. L’organe thermosensible 50 obture le conduit 30 tant que sa température demeure en dessous d’une température de référence TR. Cette situation correspond à un fonctionnement normal de la turbomachine 1 et est illustrée enFIG. 2.
En cas de de défaillance du circuit d’air de refroidissement 20, la pression dans les cavités (21, 22) de ce circuit d’air de refroidissement 20 diminue, de telle sorte que des gaz chauds passent de la première veine V1 dans ces cavités au travers du premier orifice 91 et éventuellement du deuxième orifice 92, ce qui empêche le refroidissement des disques portant les couronnes d’aubes de turbine mobiles (TR-6, TR-7). Le flux de ces gaz chauds est représenté par les flèches FC en blanc enFIG. 3, qui illustre le cas de défaillance du circuit d’air de refroidissement 20. L’organe thermosensible 50 se dégrade lorsque sa température atteint la température de référence TRpour permettre la circulation d’un flux dérivé FD de gaz à travers le conduit 30 depuis la cavité pressurisée 40 vers le circuit d’air de refroidissement 20 sous l’effet de la pression qui existe dans cette cavité pressurisée 40. Par exemple, le conduit 30 débouche dans la première cavité 21. Ce flux dérivé FD de gaz frais, à une température plus basse que celle des gaz chauds provenant de la première veine V1, contre le flux de gaz chauds FC et empêche ou diminue l’entrée de ces gaz chauds. Le flux dérivé FD de gaz frais permet ainsi de refroidir les cavités (21, 22), les disques portant les couronnes d’aubes de turbine mobiles (TR-6, TR-7) et les autres pièces voisines.
L’organe thermosensible 50 d’obturation est par exemple un obturateur thermofusible 51 comprenant un matériau qui traverse l’obturateur 51 de l’amont à l’aval et dont la température de fusion est inférieure ou égale à la température de référence TR. Par exemple, l’obturateur thermofusible 51 comprend un anneau fileté 511 vissé sur une portion filetée du conduit de circulation 30, et comprend un cœur 512 constitué par ce matériau et entouré par cet anneau 511. Ce mode de réalisation est illustré enFIG. 4. Par exemple, l’anneau fileté 511 est un acier ou un inconel, et le matériau du cœur 512 est un alliage non-ferreux à base de bismuth.
La température de référence TRest comprise entre la température du circuit d’air de refroidissement 20 et la température des gaz dans la première veine V1 au niveau d’un orifice (91, 92) du circuit 20 dans la veine V1 durant le fonctionnement de la turbomachine. Par exemple, la température du circuit d’air de refroidissement 20 est d’environ 230°C et la température des gaz dans la première veine V1 au niveau d’un orifice (91, 92) est d’environ 900°C, et la température de référence TRest égale à 380°C.
Le système de traitement 10 de défaillance comprend également un dispositif de détection de défaillance 60 qui est configuré pour émettre un signal de défaillance lorsque l’organe thermosensible 50 est dégradé. Comme illustré en figures 2 et 3, le dispositif de détection de défaillance 60 est situé dans le conduit 30 de circulation fluidique en amont de l’organe thermosensible 50 et est configuré pour émettre le signal de défaillance en présence du flux dérivé FD de gaz, c’est-à-dire lorsque le gaz circule dans le conduit 30. Par exemple, le dispositif de détection de défaillance 60 comprend un capteur de pression 61 qui est apte à détecter la baisse de pression qui se produit dans le conduit 30 de circulation fluidique après la dégradation de l’organe thermosensible 50. Le dispositif de détection de défaillance 60 envoie alors un signal de défaillance à l’avionique, par exemple par câble (non-représenté) de façon à informer un opérateur tel que le pilote.
Alternativement, le dispositif de détection de défaillance 60 détecte directement l’état dégradé de l’organe thermosensible 50.
L’invention concerne également une turbomachine de type turbomoteur tel qu’un hélicoptère. Un tel turbomoteur 1 est illustré enFIG. 5. Le turbomoteur 1 selon un axe longitudinal X et comprend un compresseur 4 et une turbine amont 6 couplés en rotation, une chambre de combustion 5 et une turbine aval 7. De l’air est admis dans une veine du turbomoteur et est comprimé par le compresseur 4 puis est envoyé dans la chambre de combustion 5 où il est mélangé avec du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz chauds issus de cette combustion sont ensuite détendus dans une première veine V1 dans une turbine amont 6 située en aval de cette chambre 5 et font tourner cette turbine amont 6. La rotation de cette turbine amont entraine un arbre 8 qui entraine à son tour en rotation le compresseur. Les gaz chauds issus de la combustion sont aussi détendus dans une turbine aval 7 située sur la première veine V1 en aval de la turbine amont 6. La turbine aval 7 entraine à son tour, directement ou via un réducteur, un arbre de rotor secondaire 8s qui porte les pales de l’hélicoptère 1.
LaFIG. 6est une représentation schématique agrandie de la région S de laFIG. 5, qui comprend la turbine amont 6 et la turbine aval 7 qui est située immédiatement en aval de la turbine aval 6.
Entre ces deux turbines (6, 7) se situe un espace 90. Le turbomoteur 1 comprend un circuit d’air de refroidissement 20 destiné à refroidir la couronne d'aubes de turbine amont 6 et la couronne d'aubes de turbine aval 7. Le circuit d’air de refroidissement 20 comporte une ou plusieurs canalisations d’alimentation en air, représentées schématiquement par la flèche F20, qui apportent de l’air frais.
Cette canalisation d’alimentation débouche dans une première cavité d’air de refroidissement amont 21, appartenant au circuit d’air de refroidissement 20. La première cavité d’air de refroidissement amont 21 se situe dans l’espace 90 entre les turbines (6, 7). Cette première cavité 21 est délimitée vers l’amont par la turbine amont 6, et vers l’aval par des éléments statoriques (fixes) 19 du turbomoteur 1 qui se situent dans l’espace 90 et sont représentés schématiquement par des parois. L’air circulant dans la première cavité 21 s’échappe du circuit 20 par un premier orifice 91 dans la paroi radialement interne de la première veine V1. Ce flux d’air est indiqué par la flèche F21.
Avantageusement, une partie de l’air de refroidissement situé dans la première cavité 21 circule vers l’aval vers une ou plusieurs autres cavités du circuit d’air de refroidissement 20, et en particulier vers une deuxième cavité 22 qui est délimitée vers l’amont par des éléments statoriques 19 et vers l’aval par la turbine aval 7. L’air circulant dans la deuxième cavité 22 s’échappe du circuit 20 par un deuxième orifice 92 dans la paroi radialement interne de la première veine V1. Ce flux d’air est indiqué par la flèche F22.
Le système de traitement 10 de défaillance du circuit d’air de refroidissement 20 comprend un conduit de circulation fluidique 30 qui est raccordé en aval à ce circuit d’air de refroidissement 20 et en amont à une cavité pressurisée 40, comme illustré enFIG. 6en fonctionnement normal. Le système de traitement 10 de défaillance comprend également un organe thermosensible 50 d’obturation de ce conduit de circulation fluidique 30 qui se dégrade au-dessus d’une température de référence pour laisser circuler l’air, et un dispositif de détection de défaillance 60 qui est configuré pour émettre un signal de défaillance lorsque l’organe thermosensible 50 est dégradé. Sur les figures 5 et 6, les éléments qui portent les mêmes références que sur les figures 1 à 3 présentent une fonction identique ou similaire.
L’invention est décrite ci-dessus dans le cas d’un circuit d’air de refroidissement 20 qui est destiné notamment à refroidir des éléments d’une turbine (6, 7) dont les aubes sont situées dans la première veine V1. Plus généralement, l’invention s’applique au refroidissement de n’importe quelle pièce d’une turbomachine 1.
L’invention concerne également un procédé de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement 20 de pièces d’une turbomachine d’aéronef. Ce procédé utilise un système de traitement 10 de défaillance du circuit d’air de refroidissement 20, tel que décrit ci-dessus (étape (a)). Dans une étape (b), un opérateur surveille le dispositif de détection de défaillance 60 et l’envoi d’un signal de défaillance par ce dispositif de détection de défaillance 60.

Claims (9)

  1. Système de traitement (10) de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement (20) de pièces d’une turbomachine d’aéronef, ledit circuit (20) étant destiné à communiquer avec une veine (V1) de ladite turbomachine afin que de l’air de refroidissement sous pression soit apte à s’échapper dudit circuit (20) par ladite veine (V1), le système de traitement (10) étant caractérisé en ce qu’il comprend une cavité pressurisée (40), un conduit de circulation fluidique (30) qui est raccordé en aval audit circuit d’air de refroidissement (20) et en amont à ladite cavité pressurisée (40), un organe thermosensible (50) d’obturation dudit conduit de circulation fluidique (30) et un dispositif de détection de défaillance (60), ledit système de traitement (10) étant configuré de sorte que ledit organe thermosensible (50) obture ledit conduit (30) tant que sa température demeure en dessous d’une température de référence (TR), et qu’il se dégrade lorsque sa température atteint ladite température de référence (TR) pour permettre la circulation d’un flux dérivé (FD) de gaz à travers ledit conduit (30) depuis ladite cavité pressurisée (40) vers ledit circuit d’air de refroidissement (20), ledit dispositif de détection de défaillance (60) étant configuré pour émettre un signal de défaillance lorsque ledit organe thermosensible (50) est dégradé.
  2. Système de traitement (10) de défaillance selon la revendication 1 tel que ledit organe thermosensible (50) d’obturation est un obturateur thermofusible (51) comprenant un matériau qui traverse ledit obturateur (51) de l’amont à l’aval et dont la température de fusion est inférieure ou égale à ladite température de référence (TR).
  3. Système de traitement (10) de défaillance selon la revendication 1 ou 2 ladite température de référence (TR) est comprise entre la température dudit circuit d’air de refroidissement (20) et la température des gaz dans ladite veine (V1) au niveau d’un orifice dudit circuit (20) dans ladite veine (V1) durant le fonctionnement de ladite turbomachine.
  4. Système de traitement (10) de défaillance selon l’une quelconque des revendications 1 à 3 tel que ledit dispositif de détection de défaillance (60) est situé dans ledit conduit (30) en amont dudit organe thermosensible (50) et est configuré pour émettre ledit signal de défaillance en présence dudit flux dérivé (FD) de gaz.
  5. Système de traitement (10) de défaillance selon la revendication 4 tel que ledit dispositif de détection de défaillance (60) comprend un capteur de pression (61) qui est apte à détecter la baisse de pression qui se produit après la dégradation dudit organe thermosensible (50).
  6. Système de traitement (10) de défaillance selon l’une quelconque des revendications 1 à 5 tel que ladite cavité pressurisée (40) est destinée à être située au niveau du compresseur de ladite turbomachine.
  7. Système de traitement (10) de défaillance selon l’une quelconque des revendications 1 à 6 tel que ledit circuit d’air de refroidissement (20) est destiné à refroidir des éléments d’une turbine (6, 7) de ladite turbomachine dont les aubes sont situées dans ladite première veine (V1).
  8. Turbomachine d’aéronef comportant un système de traitement (10) de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement (20) de pièces de ladite turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes.
  9. Procédé de traitement de défaillance d’un circuit d’air de refroidissement (20) de pièces d’une turbomachine d’aéronef caractérisé en ce qu’il comporte les étapes suivantes :
    (a) On fournit un système de traitement (10) de défaillance dudit circuit d’air de refroidissement (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7;
    (b) On surveille ledit dispositif de détection de défaillance (60).
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040226682A1 (en) * 2002-10-30 2004-11-18 Jan Ehrhard Emergency cooling system for a thermally loaded component
US20070147983A1 (en) * 2005-12-26 2007-06-28 Denso Corporation Vortex-flow blower device
FR3095831A1 (fr) * 2019-05-10 2020-11-13 Safran Aircraft Engines dispositif de ventilation amélioré de module de turbomachine
FR3106624A1 (fr) * 2020-01-24 2021-07-30 Safran Aircraft Engines dispositif amélioré de détection d’anomalie de refroidissement pour turbomachine d’aéronef

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040226682A1 (en) * 2002-10-30 2004-11-18 Jan Ehrhard Emergency cooling system for a thermally loaded component
US20070147983A1 (en) * 2005-12-26 2007-06-28 Denso Corporation Vortex-flow blower device
FR3095831A1 (fr) * 2019-05-10 2020-11-13 Safran Aircraft Engines dispositif de ventilation amélioré de module de turbomachine
FR3106624A1 (fr) * 2020-01-24 2021-07-30 Safran Aircraft Engines dispositif amélioré de détection d’anomalie de refroidissement pour turbomachine d’aéronef

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