Turboréacteur

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Le turboréacteur est un système de propulsion à réaction fondé sur le principe d'une force de réaction en milieu élastique dans le sens opposé à une force d'action créée par une réaction thermodynamique. Ce type de moteur est essentiellement utilisé sur les avions de type commercial ou militaire. La poussée générée résulte de l'accélération d'une certaine quantité d'air entre l'entrée (buse d'entrée d'air) et la sortie (tuyère d'éjection).
Afin d'éjecter une quantité d'air suffisante en masse, un accroissement de la pression à vitesse constante est assurée par le compresseur d'entrée. Un important dégagement d'énergie est ensuite provoqué par la combustion d'un carburant, généralement du kérosène, dans l'oxygène de l'air qui traverse la machine. Une partie de l'énergie produite est récupérée par une turbine à gaz à la sortie de la chambre de combustion pour entraîner certains accessoires dont le compresseur situé juste en aval de l'entrée d'air, l'autre partie du flux chaud (additionnée ou non au flux froid suivant le type de réacteur) produit la poussée par détente dans la tuyère d'éjection.

Sommaire

Généralités[modifier | modifier le code]

Depuis le milieu du XXe siècle, le rapport coût/efficacité du turboréacteur le rend particulièrement attractif pour les avions de transport qui volent dans le domaine du haut subsonique (0,7 < Mach < 0,9), d'où son utilisation sur les avions civils des familles Airbus A3xx, Boeing B7xxetc.

Grâce à des adaptations sur les buses d'entrée pour absorber les ondes de choc en vol supersonique et à une capacité de vitesse d'éjection supérieure à la vitesse du son par postcombustion, ils sont capables de couvrir les domaines de vol allant du subsonique au supersonique. Ils sont utilisés par exemple sur les avions de combat (Dassault Rafale, F-16 Fighting Falcon…).

L'industrie du turboréacteur est un secteur majeur de l'aéronautique civile et militaire, ce qui en fait un facteur important de développement technologique et un moteur économique puissant pour un nombre important d'entreprises industrielles et commerciales. C'est une technologie de pointe qui est au carrefour de développements importants dans des domaines aussi variés que la métallurgie, l'électronique, l'informatique, la sûreté de fonctionnement, etc., et par voie de conséquence une grande utilisatrice de recherche appliquée. C'est aussi indirectement en France un facteur d'autonomie dans le domaine de la défense.

Historique[modifier | modifier le code]

Préambule avant la Seconde Guerre mondiale : les pionniers[modifier | modifier le code]

Le premier avion à réaction au deuxième Salon du Bourget de 1910.
Turbine du moteur Coanda (1910).
Le Heinkel He 178, premier aéronef conçu pour être propulsé par un turboréacteur et ayant réussi ses essais.

Le premier turboréacteur est construit et présenté comme « turbo-propulseur » par le roumain Henri Coanda au salon du Bourget en 1910. Lors d'un essai au sol, son inventeur et pilote, surpris par sa puissance, coupe le moteur, mais l'inertie, bien plus importante que celle d'un moteur à hélice, fait que l'avion décolle quand même, puis, privé de propulsion, atterrit brutalement et brûle partiellement. Coanda revient à une motorisation à hélice mais poursuit ses études et son aventure sera à l'origine de la découverte de l'effet Coanda.

Le moteur Coanda inspire d'abord le français Maxime Guillaume qui est le premier à déposer, le 3 mai 1921, un brevet d'invention[1] concernant la « propulsion par réaction sur l'air », brevet qu'il obtient le 13 janvier 1922[2]. Néanmoins, il ne sera suivi d'aucune construction, car elle aurait nécessité d'importantes avancées techniques sur les compresseurs et les matériaux.

Dans les années 1930, de nouveaux turboréacteurs sont conçus, à peu près simultanément mais indépendamment, par Frank Whittle en Angleterre et par Hans von Ohain en Allemagne. Whittle, ingénieur aéronautique, s'engage dans la Royal Air Force en 1928 et effectue ses premiers vols en tant que pilote en 1931. Âgé alors de 22 ans, il imagine pour la première fois un avion propulsé sans hélices et essaie sans succès d'obtenir un soutien financier de l'armée pour le développement de son idée[3],[4]. Il persiste alors seul dans le développement de cette motorisation et imagine l'utilisation de deux turbines, l'une à l'entrée pour amener l'air vers la chambre de combustion et l'autre pour mélanger le carburant à l'air[3].

Premier prototype du E28/39, connu sous le nom de « Pioneer ».

En 1935, grâce à des dons privés, il construit le premier prototype de turboréacteur et le teste au banc d'essai en avril 1937. Le W.1 (en), premier turboréacteur destiné à un petit avion expérimental, est livré le 7 juillet 1939 à la société Power Jets Ltd., avec laquelle Whittle est associé. En février 1940, la Gloster Aircraft Company est choisie pour développer un avion mû par le W.1. Le « Pioneer » effectue ainsi son premier vol le 15 mai 1941[4].

Von Ohain est doctorant en physique à l'Université de Göttingen en Allemagne. Constructeur d'avions, Ernst Heinkel fait appel à l'université pour développer un nouveau type de propulsion aéronautique[3],[4]. Répondant à l'appel, Von Ohain conçoit l'idée d'un moteur dont la combustion se fait selon un cycle continu et dépose en 1934 un brevet de moteur à propulsion similaire à celui de Whittle sur le dessin mais différent sur les éléments internes au moteur. Von Ohain fait voler le premier turboréacteur sur un Heinkel He 178 en 1939, premier aéronef conçu pour être propulsé par ce type de moteurs[4].

Autour de la Seconde Guerre mondiale[modifier | modifier le code]

Les premiers turboréacteurs dessinés par Whittle et Von Ohain sont conçus sur la technologie des compresseurs centrifuges. Ces turboréacteurs présentent l'inconvénient de nécessiter un moteur de grand diamètre pour pouvoir comprimer correctement l'air à l'entrée du turboréacteur. En 1940, Anselm Franz (en) développe un turboréacteur fondé sur le principe des compresseurs axiaux, dont la section frontale est beaucoup plus restreinte et le rendement meilleur. Le Junkers Jumo 004 devient ainsi en 1944 non seulement le premier turboréacteur moderne mais également le premier produit en série[5],[6].

Les premiers avions à turboréacteurs construits en série sont des chasseurs-bombardiers, tels que les Messerschmitt Me 262 Schwalbe mus par des Jumo 004A, utilisés à la fin de la Seconde Guerre mondiale[6]. Leur conception est facilitée par la forme allongée et le petit diamètre des turboréacteurs axiaux. Après guerre, les turboréacteurs se généralisent, aussi bien dans l'aviation militaire que civile, ainsi que les turbopropulseurs, conçus sur une technologie très similaire, pour entraîner des hélices. Les Alliés construisent un nombre important de nouveaux turboréacteurs, dont « le Me P.1101 (en) est sûrement le plus avancé[7] ».

Le De Havilland Comet, premier avion commercial à turboréacteurs, décolle en 1953 aux couleurs de la BOAC.

Ces premiers chasseurs seront néanmoins marqués par un manque cruel de puissance. Le Bell P-59 Airacomet, premier avion de chasse à réaction conçu aux États-Unis, n'a d'ailleurs jamais été engagé dans des missions de combat en raison de ses performances décevantes (sous motorisé, peu manœuvrable à basse vitesse…)[8]. Ainsi, dès 1945, les premiers aéronefs « hybrides » font leur apparition. Ces appareils, à l'image du Ryan FR Fireball, sont en effet mus par un turboréacteur et un moteur à pistons[9]. Par ailleurs, la recherche de vitesses toujours plus importantes sera à l'origine dans les années 1960 d'une nouvelle hybridation : un turboréacteur associé à un statoréacteur. Le Nord 1500 Griffon II fonctionne sur ce principe. Le turboréacteur fonctionne au décollage tandis que le statoréacteur prend le relais en croisière[10].

Par la suite, le développement continu des turboréacteurs devient un enjeu majeur aussi bien militaire (du point de vue de la défense, de l'attaque et de la force de dissuasion) que civil. Conçu par McDonnell Douglas, le F-4 Phantom II est l'un des avions militaires américains les plus importants du XXe siècle et l'avion de combat occidental ayant été le plus produit depuis la guerre de Corée. Mû par deux réacteurs General Electric J79, il est l'un des très rares avions à être réputé pour sa durée de vie et ses aptitudes en mission[11]. D'un point de vue civil, le De Havilland Comet est le premier avion commercial propulsé par des turboréacteurs. Lancé en 1949, il est resté célèbre pour une série d'accidents en plein vol qui a mis en évidence le phénomène de fatigue des structures dans l'aéronautique[12].

1950 – 1980 : la recherche de performances[modifier | modifier le code]

Photographie d'un Lockheed F-104 Starfighter et du General Electric J79 qui le propulse.

La recherche de performances plus élevées du point de vue de la poussée se concentre essentiellement sur deux voies : l'augmentation du taux de compression — les compresseurs centrifuges et les premiers compresseurs axiaux atteignent difficilement un rapport de 6 — et l'augmentation de la température d'éjection. Aux États-Unis, en 1953, General Electric développe le J79, dont le compresseur comporte 17 étages, 6 des stators étant à incidence variable. Ce dernier sera produit en 16 500 exemplaires. En 1949, Pratt & Whitney développe le premier réacteur double corps qui amènera au développement du J57 militaire utilisé sur les Boeing B-52 et KC-135, ainsi que les Douglas Skywarrior.

Dans le domaine civil, sous la dénomination JT3C, il sera le propulseur originel des Boeing 707 et Douglas DC-8 et sera, au total, produit à 21 200 exemplaires. Au Royaume-Uni, Bristol développe à partir de 1949 l'Olympus, de technologie similaire. Initialement, il fournira une poussée de 5 000 daN portée vers 6 000 en 1957, près de 8 000 en 1960 et finalement 9 000 daN. Équipé de la postcombustion, il deviendra le propulseur du Concorde avec une poussée nominale de 17 240 daN.

En France, la Snecma développe la série des Atar, qui culminera avec le 9C à 6 400 daN, et équipera les Mirage III et 5. Enfin, l'URSS produit les Mikulin AM-5, AM-9 et RD-9 qui équipent les chasseurs MiG-19 et Yak-25. Les bombardiers Tu-16 et le transport civil Tu-104 sont équipés de l'AM-3 (en) développé par Mikulin qui, bien qu'utilisant la technologie monocorps, atteint près de 10 000 daN.

Le choc pétrolier[modifier | modifier le code]

Le General Electric TF39 (en), l'un des premiers turboréacteurs à double flux à haut taux de dilution.

En dehors du Concorde, supersonique, les avions commerciaux sont limités à des vitesses subsoniques. L'augmentation de la poussée n'est donc nécessaire que pour propulser des avions de plus en plus lourds. Après le choc pétrolier, les recherches portent sur des moteurs dont la consommation spécifique — le rapport entre la consommation de carburant et la poussée obtenue — est la plus faible possible. La concurrence se révèle très forte entre les trois principaux motoristes — Rolls-Royce au Royaume-Uni, Pratt & Whitney aux États-Unis et CFM, consortium entre l'américain General Electric et le français Snecma — et ceci d'autant plus que Boeing ou Airbus laissent aux compagnies aériennes le choix du propulseur. Les développements portent donc essentiellement sur un nouveau type de turboréacteur, le turbofan ou turboréacteur à double flux, qui peut être considéré comme intermédiaire entre le turboréacteur et le turbopropulseur (voir Propulsion des aéronefs). Le premier développement est réalisé par Rolls-Royce avec le Conway (en) et un taux de dilution initial de 0,3 porté par la suite à 0,6.

La première génération de turboréacteurs à double flux à haut taux de dilution et non développés à partir d'éléments pré-existants a permis d'équiper les Lockheed C-5 Galaxy de l'US Air Force avec le General Electric TF39 (en), qui atteignait une poussée de 19 000 daN. Ce réacteur est à l'origine du CF6, modèle civil qui se retrouve sur les DC-10, Airbus A300 et Boeing 747. Les deux concurrents Pratt & Whitney et Rolls-Royce suivirent avec les JT9D et RB.211, aux performances équivalentes.

Trinôme avion, réacteur, mission[modifier | modifier le code]

L'avion et la mission sont les dénominateurs communs du développement d'une famille de turboréacteur. Pour un même modèle d'avion plusieurs constructeurs peuvent développer des moteurs de même gamme et se répartir ainsi le marché de la gamme.

Les critères avion pris en compte en premier lieu sont :

  • Le nombre de passagers à transporter
  • La distance franchissable
  • La charge marchande
  • La masse maxi au décollage
  • La masse à vide
  • Le volume de carburant
  • Le nombre de Mach en croisière
  • L'altitude de croisière
  • La surface alaire

Les types de mission envisagées pour le transport civil peuvent être les suivantes :

  • Court courrier R < 1 500 Nm (Europe domestique)
  • Court Moyen courrier 1 500 Nm < R < 3 000 Nm (USA domestique)
  • Moyen courrier 3 000 Nm < R < 4 500 Nm (Europe - Afrique)
  • Long courrier 4 500 Nm < R < 6 000 Nm (Europe - USA)
  • Très long courrier 6 000 Nm < R (Europe - Asie et USA - Asie)

R étant le rayon d'action et 1 Nm = 1,852 km

Pour les opérations militaires les durées de vol peuvent varier entre 40 mn et plusieurs heures en cas de vol avec bidons ou ravitaillement en vol.

Le profil type d'une mission pour le transport civil peut se décomposer en phases successives telles que :

  1. Taxi
  2. Take-Off to 35 ft
  3. Climb and Accel 1 500 ft - 250 kt
  4. Climb 250 kt
  5. Accel to climb speed
  6. Climb
  7. Step cruise (limit 40 000 ft
  8. Descent
  9. Deccel to 250 kt
  10. Deccel at 250 kt
  11. Approach and Landing
  12. Taxi

Le dimensionnement du turboréacteur est donc la synthèse de tous ces critères objectifs et demande donc une étude très approfondie des besoins du client.

Les grands dilemmes de l'aéronautique[modifier | modifier le code]

Pour répondre aux besoins du client le motoriste doit développer un moteur qui soit :

  1. Léger mais solide afin
    1. d'augmenter la charge marchande
    2. de réduire la masse de carburant à emporter
    3. de permettre des poussées de plusieurs dizaines de tonnes avec des moteurs de seulement quelques tonnes de masse individuelle
    4. d'avoir des composants résistants à des efforts de centaines de tonnes pour un poids de seulement quelques centaines de kilos
  1. Sûr et fiable
    1. Une panne de fonctionnement au plus toutes les 300 000 h
    2. Une remise en état toutes les 15 000 h
  2. Compétitif commercialement
    1. Silencieux et peu polluant
    2. Maintenance peu coûteuse
    3. prix du kg transporté le plus faible possible

Technicité et complexité accrues des moteurs[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Efficacité d'un turboréacteur.
Le General Electric CF6, turboréacteur à double flux et double corps.

Les turboréacteurs d'aujourd'hui sont des machines d'une extrême complexité regroupant un grand nombre de sous-systèmes. Le développement d'un nouveau moteur demande des moyens humains, technologiques et financiers considérables que seules quelques rares entreprises possèdent dans le monde : General Electric, Snecma, Rolls-Royce, Pratt & Whitney et NPO Saturn pour les plus importants. Les turboréacteurs sont utilisés sur tous les avions civils moyen et gros porteurs, car ils sont les seuls à pouvoir atteindre des vitesses transsoniques (entre mach 0,8 et mach 1) de manière économique[13]. Seuls les petits avions de tourisme et les ULM sont encore équipés de moteurs à explosion à pistons.

La fabrication et l'exploitation d'un turboréacteur nécessitent des connaissances techniques parmi les plus pointues de notre époque telles que la mécanique des fluides, la thermodynamique, la science des matériaux, l'automatique ou encore l'acoustique. D'ailleurs, à bord d'un avion, civil ou militaire, le turboréacteur n'est pas seulement un organe propulsif. Il fournit aussi toute l'énergie disponible à bord sous forme électrique, hydraulique et pneumatique et alimente le système de pressurisation et de conditionnement d'air. Le groupe moteur est ainsi souvent appelé « générateur de puissance » ou « powerplant ». Si le rendement et la fiabilité de ces moteurs se sont considérablement améliorés depuis leurs débuts, leur coût est très important, et représente en général pour un avion civil le tiers du coût total de l'appareil.[réf. nécessaire]

Technique[modifier | modifier le code]

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Domaine de vol (vitesse en mach) et rendement (Impulsion spécifique) des différents types de moteurs à réaction.
Schéma en coupe d'un turboréacteur illustrant son principe de fonctionnement.

Préambule[modifier | modifier le code]

Jusqu'à ces dernières décennies l'hélice avait le monopole de la propulsion des avions mais les phénomènes soniques en limitant l'utilisation à une vitesse inférieure à 720 km/h, soit 200 m/s, il a fallu innover et la deuxième guerre mondiale a accéléré le développement d'un nouveau système de propulsion sans changer le principe initial fondé sur le principe d'action-réaction en milieu élastique.

Ce nouveau système peut être considéré comme un tube dans lequel l'air entre à la vitesse V0 et en sort à la vitesse V1 plus grande que V0. De ce point de vue le réacteur ne se distingue pas des hélices sauf par le fait que, lors de la traversée du réacteur, l'air est comprimé et voit donc sa température croître significativement avant d'arriver dans la chambre de combustion. Une deuxième différence avec l'hélice est que l'air est guidé par des parois et cela rend possible l'éjection à des vitesses supersoniques. La dernière différence fondamentale avec l'hélice, qui n'apporte à l'air propulsif une énergie de vitesse que par l'action mécanique de ses pales, tient au fait que dans le réacteur la vitesse d'éjection est obtenue principalement (pour un simple flux) par un accroissement brusque de volume à pression quasi constante dans la chambre de combustion, obtenu par combustion d'un carburant (Kérosène) injecté dans l'air propulsif.

Pour une hélice, l'air moteur (lié à la combustion) et l'air propulsif sont dissociés alors que pour un réacteur l'air lié à la combustion et l'air propulsif sont partiellement (double flux) ou totalement confondus (simple flux). Malgré cela la vitesse d'éjection des réacteurs comme celle des hélices possède une limite dite « limite métallurgique » que l'on peut situer dans les années 1980 à 3 500 km/h.

Fonctionnement général[modifier | modifier le code]

Un turboréacteur fonctionne comme le propulseur à hélice sur le principe d'action-réaction et fournit une poussée qui résulte :

  1. de la différence de quantité de mouvement entre l'air admis et les gaz éjectés par unité de temps ;
  2. de la différence de pression entre la sortie de la tuyère et l'infini amont.

Cette poussée engendre en réaction le déplacement vers l'avant du moteur (d'où le terme moteur à réaction), donc du véhicule sur lequel il est fixé[14].

Principe fondamental[modifier | modifier le code]

Une masse d'air importante entrant dans le réacteur à une vitesse V1 et en sortant à une vitesse V2 telle que V2 >> V1 produit une force de réaction utilisée comme force de poussée propulsive.

L'admission de l'air servant à la propulsion se fait à travers la manche (buse) d'entrée d'air qui peut être à géométrie variable sur certains avions afin de permettre le vol supersonique.

Aspiré par le fan ou soufflante pour les moteurs équipés puis comprimé via un compresseur axial (ou centrifuge sur certains moteurs) l'air comprimé et réchauffé passe en partie (ou en totalité) à travers la chambre de combustion ou il est mélangé avec du kérosène pulvérisé qui s'enflamme spontanément (fonctionnement nominal).

À la suite de cette combustion il se produit alors une forte dilatation des gaz brûlés dont une partie, par leur détente dans la turbines à gaz, permet l'entrainement du compresseur, du fan et des accessoires nécessaires au fonctionnement du réacteur.

Le reste des gaz brûlés est transformé en énergie de pression derrière la turbine puis en énergie cinétique par effet Venturi dans la tuyère dont la section peut être variable en fonction du domaine de vol (convergente en subsonique ou divergente en supersonique) afin de réaliser la poussée de l'avion.

L'écoulement de l'air est maintenu subsonique au sein du réacteur dans tout le domaine de vol et le fonctionnement du réacteur continue tant qu'il y a injection de carburant[14].

Cycle thermodynamique[modifier | modifier le code]

Le turboréacteur est un moteur :

  • Thermique
  • Aérobie
  • constitué autour d'une turbomachine à gaz

Le cycle thermodynamique du turboréacteur comprend 4 stades où l'air subit des modifications physiques ou chimiques :

  1. Aspiration
  2. Compression
  3. Combustion
  4. Détente / éjection

Ces quatre phases du cycle thermodynamique s'effectuent simultanément à des endroits différents par opposition aux quatre temps du moteur à explosion qui se réalisent au même endroit (dans le même cylindre) et à des instants différents.

Pour assurer la réalisation de ce cycle le turboréacteur (mono flux) est constitué de deux parties :

  • Un ensemble compresseur-foyer-turbine qui transforme l'énergie chimique du carburant en énergie potentielle de gaz comprimés et chauds
  • Une tuyère d'éjection qui transforme en vitesse l'énergie de pression fournie par le générateur de gaz

Diagramme du turboréacteur[modifier | modifier le code]

Les 4 phases du cycle thermodynamique peuvent être représentées sur un graphique qui permet de voir l'évolution des caractéristiques de l'air traversant le turboréacteur.

À l'image des moteurs automobile, le turboréacteur réalise ainsi un cycle continu à quatre phases — admission, compression, combustion et détente/échappement — théoriquement décrit par le cycle de Brayton. Ce cycle est constitué d'une compression adiabatique réversible, d'une combustion isobare irréversible (le réacteur étant considéré comme un système ouvert), d'une détente adiabatique réversible et d'un refroidissement isobare réversible.

Poussée du turboréacteur[modifier | modifier le code]

Préambule[modifier | modifier le code]

Le GE90-115B, turboréacteur le plus puissant en date de 2009.

La gamme des différents turboréacteurs est assez vaste, tout comme les valeurs de leur poussée. Dans la gamme des avions de transport civil, le plus petit turboréacteur, le TRS 18-1 de Microturbo (division du groupe Safran), atteint entre 120 et 160 daN, tandis que le plus imposant, le GE90-115B, fabriqué par General Electric, développe plus de 40 000 daN[13],[15]. Pour ce qui est des avions de combat, la gamme est beaucoup plus restreinte. Le Pratt & Whitney F119, l'un des réacteurs les plus puissants dans ce domaine, développe entre 9 800 et 15 600 daN, tandis que le Snecma M88 équipant le Dassault Rafale développe de 5 000 à 7 500 daN[13].

Calcul de la poussée[modifier | modifier le code]

Le turboréacteur comme tous les moteurs à réaction directe est caractérisé par sa poussée qui résulte principalement de deux causes :

  1. la différence de quantité de mouvement entre l'air admis et les gaz éjectés pendant l'unité de temps
  2. la force résultant de la différence de pression existant entre la sortie de la tuyère et l'infini amont

La Poussée d'un turboréacteur est donc :

  1. proportionnelle, en négligeant la masse de carburant injectée, au débit-masse d'air le traversant
  2. une fonction croissante de la vitesse d'éjection des gaz en sortie de tuyère

Soit :

F\mapsto\text{Poussée du turboréacteur}
D\mapsto\text{Débit massique de l'air traversant le turboréacteur}
V_1\mapsto\text{Vitesse air de l'avion}
V_2\mapsto\text{Vitesse d'éjection des gaz en sortie de tuyère}
S_1\mapsto\text{Section d'entrée d'air du turboréacteur}
S_2\mapsto\text{Section de la tuyère en sortie}
P_0\mapsto\text{Pression ambiante à l'infini amont}
P_2\mapsto\text{Pression statique à la sortie de la tuyère}

La différence des quantités de mouvement s'écrit, en négligeant la masse de combustible injecté :

D*V_2-D*V_1=D(V_2-V_1)

La différence des pressions entre la sortie de tuyère et l'infini amont conduit à écrire :

P_2*S_2-P_0*S_1

d'où l'expression de la poussée :

F=D(V_2-V_1)-(P_2*S_2-P_0*S_1)

Le terme (P_2*S_2-P_0*S_1) est suffisamment petit pour être négligé et l'expression réduite de la poussée peut s'exprimer à partir des équations [16] :

  1. \text{En vol}\mapsto F=D(V_2-V_1)
  2. \text{Au sol au point fixe}\mapsto F=D(V_2)

La mise en vitesse des gaz se fait dans la tuyère par transformation de l'énergie potentielle de pression totale et de température totale en énergie cinétique à la sortie du col de tuyère. Tant que la tuyère est en régime subsonique la pression statique dans le plan de sortie est égale à la pression ambiante. Si la vitesse des gaz devient supérieure à Mach 1 alors la pression statique au col devient supérieure à la pression ambiante et des ondes de choc se forment en aval (anneaux en sortie de tuyère sur réacteurs en post-combustion).

La vitesse isentropique en sortie de tuyère à pour équation :

V_{Isentropique}=\sqrt[]{2*Cp*Tt*(1-(\frac{Pamb}{Pt})^\frac{\gamma-1}{\gamma})}


avec :

\gamma\mapsto\text{Rapport des chaleur massique à pression et volume constant}

Ainsi, pour que le turboréacteur crée une poussée vers l'avant, il faut que la vitesse des gaz d'échappement soit supérieure à celle de l'aéronef[16].

Une même poussée peut être obtenue avec un débit plus faible et une vitesse d'éjection du gaz plus élevée, ou au contraire, un débit plus élevé à moindre vitesse. Il est cependant plus avantageux de favoriser le débit plutôt que la vitesse dans le cas des vitesses subsoniques.

Rendement du turboréacteur[modifier | modifier le code]

Il faut distinguer plusieurs niveaux de puissance et donc de rendement dans le fonctionnement du turboréacteur :

  1. La puissance calorifique fournie au turboréacteur à partir de la combustion d'un carburant et qui s'exprime par le produit du débit carburant et de son pouvoir calorifique
  2. La puissance cinétique du jet de gaz éjecté à la sortie de la tuyère
  3. La puissance propulsive qui est la puissance prélevée sur la puissance cinétique des gaz éjectés que l'avion utilise réellement et qui est le produit de la poussée par la "vitesse air" de l'avion

A partir de ces trois niveaux de puissance on détermine trois niveaux de rendement pour le turboréacteur :

  1. le rendement THERMODYNAMIQUE qui est le rapport de la puissance cinétique du jet sur la puissance contenue dans le carburant
  2. le rendement THERMOPROPULSIF qui est le rapport de la puissance utilisée pour la propulsion sur la puissance contenue dans le carburant
  3. le rendement PROPULSIF qui est le rapport de la puissance utilisée pour la propulsion sur la puissance cinétique du jet

Le rendement propulsif dont la formule est :

\eta_p=\frac{2V_1}{V_2+V_1}

avec

V_1\mapsto\text{Vitesse de l'air à l'entrée du turboréacteur}

et

V_2\mapsto\text{Vitesse d'éjection en sortie de tuyère}


. .

L'idéal serait donc de réduire cette énergie à zéro, ce qui correspond à un gaz sortant à vitesse nulle par rapport à l'air ambiant, c'est-à-dire dans le référentiel de l'avion à une vitesse égale à celle de l'avion par rapport à l'air. Il est en effet plus efficace de s'appuyer contre un mur que sur un objet mobile pour se pousser en avant[réf. souhaitée]. En outre, l'énergie thermique contenue par le gaz est également perdue. Il est ainsi important de convertir au maximum cette énergie sous forme d'énergie cinétique pour l'avion, via une tuyère adaptée, la détente du gaz entraînant une réduction de sa température.

C'est la raison du développement des turbopropulseurs, et des réacteurs double flux munis d'une très large soufflante. Leur débit est plus élevé et la température des gaz plus basse. Pour une même poussée, leur rendement plus élevé permet une moindre consommation de carburant, une moindre charge en carburant, donc une charge utile supérieure.

Carburant, Combustion et Consommation[modifier | modifier le code]

Carburant[modifier | modifier le code]

Le carburant utilisé dans les turboréacteurs civils et militaire est principalement du kérosène, produit pétrolier obtenu par raffinage des pétroles bruts et composé de carbone à 86% et d'hydrogène à 14% avec un point éclair pour la sécurité d'utilisation qui se situe aux alentours de 41°C.

Combustion[modifier | modifier le code]

La combustion qui n'est possible qu'à partir d'un certain niveau de température et de pression demande une quantité d'oxygène minimale présente dans la combustion dite stoechiométrique. Dans la chambre de combustion principale d'un turboréacteur la réaction n'est pas stoechiométrique, c'est une combustion pauvre avec excès d'oxygène et avec présence de vapeur d'eau.

Il reste de l'oxygène dans les produits de combustion de la chambre principale ce qui permet sur les moteurs militaires d'alimenter une post-combustion afin de générer un excédent de poussée à température plus élevée sans crainte de détérioration de pièces tournantes.

La combustion stoechiométrique du kérosène dans de l'air sec donne en masse pour une formulation C10 H20 du kérosène :

soit 140 kg de kérosène + 2058 kg d'air sec => 440 kg de gaz carbonique + 180 kg de vapeur d'eau + 1578 kg d'azote

Ce type de combustion ne se rencontre pas aujourd'hui dans les turboréacteurs et le rapport débit carburant sur débit d'air qui est de 0,068 pour une combustion stoechiométrique est plutôt de 0,03 pour un moteur militaire et 0,02 pour un moteur civil.


Consommation[modifier | modifier le code]

La consommation en carburant des turboréacteurs qui augmente proportionnellement avec la poussée est évalué par un paramètre appelé consommation spécifique qui représente le rapport de la consommation de carburant à la poussée obtenue pour un moteur donné.

Les moteurs de dernières générations présentent pour la plupart un ratio de 0,55 en vol de croisière. Cette valeur, pour un Boeing 777 équipé de deux GE90 parcourant 10 000 km à une moyenne de 1 800 L/100 km, équivaut à environ 5 L/100 km par passager (pour 360 passagers), soit autant qu'une petite automobile[13].

Cependant, les petits réacteurs, du fait d'une construction très simplifiée, ont une plus forte consommation spécifique[réf. souhaitée].

Contraintes de fonctionnement[modifier | modifier le code]

Diagramme de pression autour des aubes d'un turboréacteur.

Les turboréacteurs sont des machines de conception très complexe qui doivent supporter des sollicitations thermiques, mécaniques et vibratoires intenses et répondent à de fortes contraintes d'exploitation. Les caractéristiques ne sont pas données de façon précise par les constructeurs mais on peut estimer entre 200 °C et 2 000 °C les températures de fonctionnement[17].

Ces contraintes nécessitent donc des matériaux adaptés à chaque zone. De façon générale, la turbine haute pression est soumise aux conditions les plus sévères (températures et pressions élevées). Les pièces dans cette zone sont en général à base d'alliage de nickel et de cobalt. Dans les zones plus froides, l'acier et le titane sont davantage utilisés[17]. Les surfaces internes, notamment celles des aubes et des carters, sont de surcroît protégées par des revêtements afin d'augmenter la durée de vie des matériaux.

Le développement des turboréacteurs s'est d'ailleurs fait surtout grâce à la maîtrise des matériaux qui composent la conduite des gaz, car ce sont eux les plus fortement sollicités. Cette connaissance des matériaux permet d'obtenir des pièces d'une résistance mécanique maximale pour un poids minimal. Encore aujourd'hui, il s'agit d'une des applications qui demandent la plus haute technicité dans le domaine de la science des matériaux : pièces en titane, aubes en alliage monocristallin, traitements thermiques, etc.

Pollutions générée par les réacteurs[modifier | modifier le code]

Pollution sonore[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Pollution sonore.
Les phases de décollage et d'atterrissage sont particulièrement nuisibles du point de vue des émissions sonores.

Le turboréacteur est la principale source de pollution sonore des avions, mais pas la seule. Les volets et les trains d'atterrissage ont un impact non négligeable, au décollage et à l'atterrissage[13]. En outre, même si on estime que moins de 10 % de la gêne acoustique est due aux aéronefs[13], les turboréacteurs, et plus globalement les moteurs d'avions, génèrent des sons de très basses fréquences qui sont mal atténués par la distance et les murs des maisons modernes. Des progrès significatifs ont néanmoins été réalisés depuis 50 ans puisque le niveau sonore des avions a diminué de plus de 10 dB aussi bien au décollage ou à l'approche qu'en vol[13].

Le turboréacteur génère deux types de bruit : celui dû à l'éjection des gaz et celui induit par les interactions entre les aubes tournantes et les différents conduits. Le second devient prépondérant sur le premier lors des phases de décollage ou d'approche[18]. Étant donné que le but est de réduire les émissions sonores dans les zones habitées, les études portent donc sur la réduction de ce deuxième type de bruit.

L'un des programmes les plus connus destinés à réduire les émissions sonores des turboréacteurs est le projet européen « Resound » d'absorption acoustique active. Le principe du projet est de créer une onde de même structure spatiale — c'est-à-dire de même fréquence, de même amplitude et possédant la même directivité — que le bruit de raie de la soufflante, mais déphasée de 180°. Pour cela, un mode acoustique identique au mode d'interaction est généré grâce à une grille de contrôle constituée de tiges radiales. Bien que le niveau acoustique des harmoniques soit augmenté à cause de la création de nouveaux sons d'interaction, le gain fondamental atteint 8 dB[18],[19].

D'autres projet plus récents, comme le « LNA-2 » pour Low Noise Aircraft 2, s'intéressent davantage au rayonnement acoustique en aval. Débuté en janvier 2005, le programme s'appuie sur une caractérisation expérimentale et numérique pour réduire les effets de ce rayonnement[20].

Pollution atmosphérique[modifier | modifier le code]

Généralités[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Pollution de l'air.

Les émissions polluantes issues de la combustion du kérosène sont l'un des problèmes majeurs du turboréacteur pris « à bras le corps »[13] par les ingénieurs. Néanmoins, ils doivent être relativisés, puisque le trafic aérien ne représente que 5 % des émissions polluantes au voisinage des habitations, et que le CO2 émis ne contribue à l'effet de serre du globe terrestre qu'à hauteur de 2 %. Les effets des traînée de condensation sont essentiellement des cristaux de glace générés par la vapeur d'eau, générée par la combustion du kérosène et cristallisée par le froid[réf. nécessaire].

Toutefois, la pollution aérienne en haute altitude pourrait avoir bien plus d'impact sur l'environnement et notamment sur l'amincissement de la couche d'ozone. En effet, 75 % des émissions des turboréacteurs ont lieu en vol de croisière dans la troposphère et la basse stratosphère[21].

Produits de combustion[modifier | modifier le code]

Parmis les produits de combustion liés au fonctionnement des turboréacteurs, on trouve deux gaz toxiques :

  • le monoxyde d'azote à haute température
  • le monoxyde de carbone en fonctionnement au ralenti du moteur

Les problèmes de combustion à résoudre sont liés aux modes de fonctionnement du turboréacteur suivants :

  • au ralenti il faut avoir une richesse élevée pour augmenter la vitesse de réaction du moteur et la température de fonctionnement
  • au plein gaz il faut réduire la richesse pour baisser la température et obtenir un gain
    • sur la pollution par les fumées et le monoxyde d'azote
    • sur les températures des parois internes du moteur
    • dans l'homogénéité des températures des gaz d'éjection

Pour diminuer la pollution on agit sur différents axes au niveau des chambres de combustion :

  • Une combustion étagée à l'aide de chambre à double têtes
  • une géométrie interne variable

Constitution et performances[modifier | modifier le code]

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Le turboréacteur fait partie d'un ensemble appelé G.T.R ou Groupe Turboréacteur comprenant une manche d'entrée d'air qui fait partie de la cellule avion et le turboréacteur lui-même qui assure la propulsion de l'avion. Le turboréacteur quant à lui est constitué des éléments fondamentaux suivants :

  1. Une virole d'entrée encore appelée carter d'admission (qui pour les réacteurs à double-flux intègre un FAN qui est à l'origine de la plus grande partie de la poussée).
  2. Un compresseur qui permet d'augmenter la pression et la température de l'air aspiré par le réacteur avant l'injection de carburant.
  3. Une chambre de combustion où l'augmentation brutale de température de l'air (par injection de carburant) va avoir pour conséquence une augmentation très importante de son volume.
  4. Une turbine dans laquelle une partie de l'énergie des gaz brûlés va se transformer en énergie mécanique pour entraîner le compresseur et tous les éléments mécaniques rotatifs du réacteur.
  5. Un canal d'éjection terminé par une tuyère qui assure la mise en vitesse des gaz éjectés.

En plus de ces éléments que l'on retrouve sur tous les types de turboréacteurs on trouve aussi :

  • Un système de démarrage et d'allumage
  • Un système de régulation
  • une chaîne cinématique d'entrainement des pompes, alternateurs, etc.

L'aérothermodynamique globale de la veine constituée par tous ces éléments mis bout à bout et qui décrit les transformations successives que subit l'air traversant le turboréacteur nous montre qu'une dégradation du débit d'air au cours de son passage dans la machine se traduit par une perte de poussée .

Manche d'entrée d'air[modifier | modifier le code]

Soufflante d'un Boeing 737.

Rôle[modifier | modifier le code]

  • Que le turboréacteur soit installé à l' extérieur ou à l'intérieur de la cellule cette manche d'entrée d'air aura le même rôle c'est-à-dire : assurer l'alimentation en air du turboréacteur quelles que soient les conditions de vol.
  • Son rôle est donc de transformer, avec un rendement acceptable la vitesse de l'air à l'entrée (vitesse avion) en une vitesse satisfaisante pour l'entrée du compresseur.

Fonctionnement au point fixe[modifier | modifier le code]

  • Au point fixe à plein gaz la vitesse d'entrée dans la manche est inférieure à la vitesse d'entrée dans la première grille de compresseur. La pression d'entrée manche devenant plus faible que celle de l'entrée compresseur il faut par l'évolution de sa section (ouverture de trappes) permettre une suralimentation en air.

Fonctionnement en vol[modifier | modifier le code]

La manche d'entrée recevant une énergie de vitesse variable en fonction des conditions de vol devra tantôt ralentir, tantôt accélérer l'air dans l'entrée compresseur.

Vol subsonique[modifier | modifier le code]

Pour ce domaine de vitesses inférieures au Mach la manche d'entrée sera un simple divergent, c'est-à-dire qu'elle aura pour effet de diminuer la vitesse en augmentant la pression de l'air à l'entrée compresseur dès Mach > 0,5.

Vol supersonique[modifier | modifier le code]

Dans ce domaine de vol, la vitesse de l'air entrant dans la manche d'entrée devient plus grande que la vitesse du son, ce qui crée une discontinuité dans l'écoulement. Cette discontinuité se traduit par une brutale variation de pression appelée onde de choc.

Si un écoulement d'air pénètre directement dans la manche d'entrée il y a formation d'une onde de choc droite (perpendiculaire au plan d'entrée) alors que si nous plaçons un obstacle pointu dans cette manche d'entrée nous aurons formation d'un front d'onde oblique.

La transformation que subit le gaz au passage de l'onde de choc implique une dégradation d'énergie qui se traduit par :

  1. une diminution de la vitesse d'écoulement
  2. une augmentation de la température
  3. une augmentation de la pression

La dégradation d'énergie est plus faible dans une onde de choc oblique que dans une onde de choc droite. En aval d'une onde de choc droite l'écoulement est toujours subsonique. En aval d'une onde oblique la perte de vitesse étant moins forte on peut être amené à créer plusieurs zones de chocs pour atteindre des vitesses inférieures au Mach.

Le tableau ci-dessous est donné à titre indicatif pour montrer la réalité de la dégradation d'énergie de part et d'autre d'une onde de choc droite.

Variation de la vitesse / T°C / Pression pour T°C ambiant de 15 °C et Pression 1013,25 hp
M1
Mach en amont
P2
-----
P1
T2
-----
T1
M2
Mach en aval
Diminution de vitesse
au travers
de l'onde de choc
1,1 1,250 1,065 0,91 52 m/s
2 4,50 1,690 0,577 436 m/s
3 10,03 2,680 0,475 755 m/s

La structure de la manche d'entrée devra présenter des zones de convergence et de divergence afin de ralentir l'air de gavage du compresseur.

Mais cette structure doit être à géométrie variable afin d'adapter le débit d'air à toutes les conditions de vol et d'assurer la stabilité des ondes de choc qui assurent le passage de l'écoulement supersonique à un écoulement Subsonique.

Par exemple sur le Mirage 2000 une souris mobile permet :

  • de créer une recompression de l'écoulement avant l'entrée d'air divergente située devant le compresseur (au travers d'ondes de choc obliques)
  • de dévier plus ou moins d'air excédentaire à l'extérieur pour s'adapter aux différents rapports débit/vitesse de vol (gavage efficace du moteur).

Compresseur[modifier | modifier le code]

Rôle du compresseur[modifier | modifier le code]

Le compresseur a pour fonction d'élever la pression du fluide entre l'entrée et la sortie par transformation de l'énergie cinétique en énergie de pression :

  • par effet centrifuge dans un compresseur centrifuge
  • par ralentissement du fluide dans les grilles fixes et mobiles dans un compresseur axial

La poussée du turboréacteur dépend essentiellement du débit d'air entrant et de la vitesse d'éjection à la sortie de la tuyère, elle-même dépendant de la température des gaz en fin de combustion. Pour améliorer le rendement tout en diminuant la consommation de carburant et en chauffant à la limite de la métallurgie il a fallu augmenter le taux de compression à l'entrée de la chambre de combustion tout en assurant la combustion continue du carburant injecté. Cela a nécessité l'utilisation d'un compresseur dont la réalisation a suivi deux principes très différents :

  • la compression par effet centrifuge se traduisant par une augmentation de la vitesse (énergie cinétique) des gaz et dont la technique est quasiment abandonnée au début du XXIe siècle
  • la compression par ralentissement du fluide et diminution du volume des gaz dans l'axe de rotation du moteur — le compresseur axial — actuellement généralisée sur tous les types de turboréacteurs.

Compresseur centrifuge[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Compresseur centrifuge.
Schéma d'un moteur Goblin équipé d'un compresseur centrifuge
Compresseur centrifuge sur un réacteur Goblin de De Havilland Vampire.
Généralités[modifier | modifier le code]

Les premiers turboréacteurs, conçus à partir des prototypes mis au point par Whittle et Von Ohain, sont munis d'un compresseur centrifuge qui est entraîné par la turbine. Ils ont le mérite de la simplicité, étant donné qu'un seul étage d'aubes réalise la compression et qu'un seul arbre relie la turbine au compresseur[22].

Leur faible longueur s'accompagne d'un fort diamètre nécessaire à une bonne compression. L'air atteint en effet sa compression maximale à l'extrémité du compresseur puisque la force centrifuge est d'autant plus grande que son point d'application est éloigné de l'axe de rotation[22]. Ce fort diamètre le destine plutôt à des turboréacteurs de faible dimension.

Les premiers réacteurs anglais tels que les Goblin des De Havilland Vampire ou les Rolls-Royce Welland du Gloster Meteor sont ainsi conçus[23]. Par ailleurs, la plupart des turbines pour hélicoptères restent conçues sur ce principe qui permet la conception de moteurs compacts.

Constitution[modifier | modifier le code]

Le compresseur centrifuge se compose essentiellement d'un Rotor à ailettes radiales et d'un diffuseur. L'écoulement de l'air ne se fait pas parallèlement à l'axe de rotation mais radialement. L'air est d'abord comprimé par l'action centrifuge des ailettes puis une deuxième fois par son ralentissement dans le diffuseur.

Compresseur axial[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Compresseur axial.
Schéma du moteur Avia M-04 équipé d'un compresseur axial
Le moteur Avia M-04, copie du Junkers Jumo 004 B-1 équipant le Me-262, fonctionne sur le principe du compresseur axial simple corps.

L'augmentation croissante du poids des aéronefs amène les ingénieurs en aéronautique à imaginer des solutions pour améliorer la poussée fournie par le turboréacteur[24]. Avec une meilleure maîtrise de la métallurgie sont introduits des compresseurs axiaux combinés à des aubages fixes (stators). Du fait de la moindre efficacité, ils nécessitent plusieurs étages tournant à la même vitesse mais peuvent supporter des vitesses de rotation nettement plus élevées. Le premier de ce type, et aussi le premier construit en grande série, est le Jumo 004 de Junkers-Motoren qui équipait le Messerschmitt Me 262[6].

Technologie[modifier | modifier le code]

Le compresseur est constitué :

  1. d'une partie tournante - le Rotor
  2. d'une partie fixe - le Stator
  3. d'une enveloppe - le Carter
  • Le rotor comprend un tambour constitué par l'assemblage de plusieurs disques sur lesquels sont fixées les aubes et un ensemble d'aubes montées sur un disque s'appelle une roue mobile
  • Le stator est constitué de plusieurs rangées d'aubes fixées sur le carter (cas de l'ATAR - SNECMA) ou sur des viroles (cas du M53 - SNECMA); chaque rangée d'aubes fixes s'appelle grille fixe ou redresseur.

Les aubes ont un profil aérodynamique avec un bord d'attaque arrondi (tolérant les variations d'incidence) et un bord de fuite aminci (pour diminuer le sillage).Elles présentent un angle de calage par rapport à la génératrice du rotor ce qui impose le sens de l'écoulement.Elles sont également vrillées afin que les filets d'air présentent un angle d'incidence constant entre la tête de l'aube et son pied qui n'ont pas la même vitesse circonférentielle.

L'air traverse alternativement une roue mobile puis une grille fixe soit un étage compresseur qui réalise une phase complète de compression.Pour augmenter le taux de compression du moteur il suffit d'augmenter le nombre d'étages. La compression s'accompagnant d'une diminution du volume la veine est de forme convergente de l'entrée vers la sortie du compresseur afin de maintenir les rapports de pression entre chaque étage.

Principe de fonctionnement[modifier | modifier le code]

Le principe élémentaire de compression d'un étage compresseur est le suivant :

  • mise en vitesse de l'air par effet dynamique dans la roue mobile et légère augmentation de sa pression statique par ralentissement lors du passage dans le divergent créé entre deux aubes consécutives.
  • redressement de l'air après passage dans la roue mobile et augmentation de sa pression par ralentissement dans le divergent créé par deux aubes fixes consécutives.
  • augmentation de la température de l'air à la suite de sa compression

En augmentant le nombre d'étages (Rotor + Stator) on augmente le taux de compression global et la température à la sortie du compresseur.

En résumé dans un étage de compresseur, qui comprend une grille mobile et une grille fixe :

  • La grille mobile apporte l'énergie en augmentant la vitesse relative de l'écoulement.
  • La grille fixe ramène l'écoulement dans l'axe et augmente la pression en diminuant la vitesse absolue de l'écoulement.

Dans un compresseur axial la vitesse de déplacement axiale du flux est à peu près constante en grandeur et direction : la valeur de cette vitesse étant généralement comprise entre 130 m/s et 170 m/s.

Limites de fonctionnement[modifier | modifier le code]

Des limites de fonctionnement apparaissent :

  1. le pompage
  2. le décrochage
  3. la vitesse de rotation
  4. le niveau vibratoire
  5. la température
  • Le pompage se traduit par des oscillations brutales de la pression et du débit de l'air traversant le turboréacteur. Il est souvent causé par le décollement de l'écoulement sur l'aube.
  • Le décrochage est lié à une diminution brutale du débit à vitesse constante il a pour conséquence de rendre la pression dans la chambre de combustion supérieure à la pression de refoulement du compresseur et de conduire à l'extinction de la chambre de combustion par une inversion de l'écoulement.
  • Les aubes sont soumises à la force centrifuge qui est proportionnelle au carré de la vitesse de rotation. Malgré un dimensionnement adapté aux plus sévères contraintes cette vitesse est une limite à ne pas dépasser sous peine de rupture.
  • L'aube étant en forme de lame peut vibrer à une fréquence propre qui dépend de ses dimensions, de sa forme et de son mode de fixation. Un certain nombre de phénomènes peuvent exciter et entretenir des vibrations mécaniques pouvant amener à la rupture, tels que :
  1. les sillages de bord de fuite
  2. les balourds dus à des défauts d'équilibrage
  3. des instabilités aérodynamiques (liées aux décollements des filets d'air)
  • Le nombre de Mach maximal d'un turboréacteur est lié principalement à l'élévation de température qui traverse le compresseur qui elle-même dépend :
  1. de la vitesse de vol
  2. du rapport de pressions du compresseur
Champ compresseur[modifier | modifier le code]

La qualité de la transformation en énergie de pression est caractérisée par le rendement de compression ηc =P2/P1, les pertes dans un étage pouvant être :

  • aérodynamique
  • par écoulement
  • mécaniques

Dans le champ de fonctionnement du compresseur (Taux de compression;Débit) il existe une ligne unique sur laquelle se placent tous les points de fonctionnement possibles pour un compresseur donné : c'est la ligne de fonctionnement qui fait correspondre un débit et un taux de compression pour un régime de rotation donné (lignes d'iso-vitesses).

Cette ligne de fonctionnement est indépendante des conditions extérieures (pression, température) ainsi que des conditions de vol du moteur (nombre de Mach, altitude). Cette ligne de fonctionnement coupant les iso-vitesses du champ de fonctionnement elle peut être traduite en vitesse de rotation du compresseur. En clair si on connait la vitesse du compresseur, on sait si le point de fonctionnement pour cette vitesse de rotation est sur la ligne de fonctionnement stable du compresseur c'est-à-dire si cela correspond au débit et au taux de compression correcte.

Une autre ligne de fonctionnement dite « ligne de pompage » est constituée des points de fonctionnement compresseur ou le rendement chute à la suite du décrochage aérodynamique des aubes. La distance entre ces deux lignes de fonctionnement est appelée « marge au pompage ».

Si l'air entre deux aubes consécutives atteint la vitesse du son le débit d'air se bloque sur le front de pression engendré.

À vitesse élevée, le pompage est lié au décollement des derniers étages et au blocage des étages de tête alors qu'a basse vitesse c'est le contraire.

Le décrochage du compresseur ne lui permet plus d'assurer le niveau de pression en aval de la chambre de combustion. Les conséquences sont alors catastrophiques sur le fonctionnement du moteur du point de vue de la performance et de la sécurité (risque de détérioration mécanique, d'extinction du moteur).

Solutions multi-corps[modifier | modifier le code]

Le compresseur transmet à l'air qui le traverse l'énergie reçue de la turbine et le taux de compression de chaque étage dépend de la température d'entrée dans chacun des étages. Pour une vitesse de rotation donnée de tous les étages, les températures d'entrée dans chaque étage augmentent au fur et à mesure de la progression du flux et donc le taux de compression par étage diminue (car pour un étage donné le taux de compression est d'autant plus élevé que la température d'entrée dans l'étage est basse).

Donc pour obtenir des taux de compressions plus élevés par étage, afin de contribuer à de meilleurs rendements du turboréacteur, il a fallu augmenter la vitesse des étages les plus chauds, d'où les solutions double-corps, triple corps.

Par exemple les avantages du double corps par rapport à un simple corps sont :

  • moins de pompage aux bas régimes (le corps HP tourne plus vite ce qui évite le bourrage)
  • le rendement de compression est amélioré aux bas régimes
  • la poussée au ralenti est plus faible et la consommation est diminuée
  • le démarrage est facilité car seul le corps HP est lancé
  • les accélérations sont plus rapides par une inertie diminuée

Les multi corps sont plus complexes et leur coût initial est plus élevé mais en exploitation la différence est en faveur du multi corps.

Chambre de combustion[modifier | modifier le code]

Généralités[modifier | modifier le code]

La chambre de combustion est la partie du turboréacteur qui a pour rôle d'élever la température de l'air issu du compresseur par combustion de carburant afin de fournir des gaz chauds à la turbine et de participer à la propulsion à travers leur détente dans la tuyère d'éjection.

La combustion doit y être optimale et l'écoulement dans la partie aval du turboréacteur ne doit pas subir de perte de charge [perte de pression] trop importante.L'air doit traverser la chambre à vitesse relativement faible, moins de 100 m/s.La flamme est confinée dans une zone à très basse vitesse alimentée par environ le dixième du débit d'air qui traverse la chambre et la température au point le plus élevé approche les 2 000 °C.La température s'abaisse très rapidement par dilution avec le reste de l'air traversant la chambre afin d'atteindre une valeur compatible avec la tenue des matériaux de la turbine. Pour assurer une bonne tenue mécanique des parois de la chambre il faut limiter la température aux alentours de 900 °C (dépend des matériaux réfractaires employés).

Réaction de combustion[modifier | modifier le code]

Le mécanisme de combustion des hydrocarbures dans l'air est une réaction exothermique qui implique que le mélange carburé :

  • soit à l'état gazeux et dans un rapport de richesse optimal dit stoechiométrique
  • soit à une température minimum qui permette l'allumage
  • soit à une pression minimum

La température de flamme atteint alors un maximum pour ces conditions et augmente avec la température initiale du mélange.Cette température chute rapidement si ces conditions ne sont pas réunies.

La température d'allumage permettant une réaction chimique avec flamme permet :

  • l'inflammation spontanée du mélange si celle-ci est maintenue
  • l'inflammation assistée si un point du mélange est porté au-dessus de celle ci.

L'énergie nécessaire à fournir pour l'allumage est d'autant plus importante que :

  • la température du mélange est basse et la volatilité du carburant est faible
  • la pression du mélange est faible
  • la richesse du mélange est différente du rapport stoechiométrique
  • la vitesse d'écoulement du mélange est grande

Les limites de combustion autonome sont :

  • la richesse du mélange par excès de carburant
  • la pauvreté du mélange par défaut de carburant
  • la richesse gazeuse maximale qui limite la combustion dans les basses températures du mélange
  • la zone d'auto-allumage qui limite le fonctionnement dans les hautes températures du mélange

Dans un écoulement laminaire le front de flamme suit la variation de vitesse d'écoulement du mélange mais dans la chambre de combustion d'un turboréacteur l'écoulement du mélange est fortement turbulent.Le brassage des produits de combustion avec le mélange arrivant dans la chambre conduit à une combustion généralisée dans l'enceinte avec des temps de réaction très courts.Si le débit augmente trop, le temps de maintient du mélange frais dans la chambre deviendra inférieur au délai d'allumage et la flamme sera expulsée de l'enceinte de combustion : c'est le phénomène de soufflage encore appelé "blow out".

Les causes d'extinction d'une chambre de combustion sont multiples mais tiennent à deux phénomènes principaux :

  • une vitesse de réaction trop faible due principalement à une pression du mélange trop faible et (ou) une température de flamme trop basse
  • un temps de maintient insuffisant du mélange carburé causé principalement par une vaporisation trop lente du carburant et (ou) une vitesse d'écoulement du mélange carburé trop grande

Évidemment l'extinction en vol peut constituer, si elle est multiple, un risque d'accident car la probabilité d'un rallumage en vol dépend :

  • du temps disponible avant l'arrivée au sol (ex: sans motorisation à une altitude de 10000 ft pour une vitesse de 250 kts un A320 (masse 60 t) descend à 1800 ft/min)
  • du stress de l'équipage dans ce genre de situation
  • des conditions dégradées des facteurs de rallumage (perte de pression de gavage, allumage sur une seule bougie, régime d'autorisation faible, météo)

Performances d'une chambre de combustion[modifier | modifier le code]

Rendement[modifier | modifier le code]

Si Q est la quantité de chaleur libérée chaque seconde par la combustion du carburant et Q' la quantité de chaleur que l'on pourrait obtenir par une combustion complète, le rapport ? = Q/Q' représente le rendement de la chambre de combustion. La consommation spécifique est liée au rendement de combustion. Pour l'améliorer, il faut assurer un mélange comburant-carburant aussi intime que possible par obtention d'un écoulement tourbillonnaire entre les écoulements linéaires à l'entrée et à la sortie. La conception aérodynamique de la chambre de combustion est donc particulièrement compliquée.

Paramètres influençant la combustion[modifier | modifier le code]

Les principaux paramètres influençants la combustion sont :

  • la température d'entrée dans la chambre
  • la pression d'entrée dans la chambre
  • la vitesse d'écoulement à l'entrée de la chambre
Carburants aéronautiques[modifier | modifier le code]
Propriétés générales[modifier | modifier le code]

Un carburant aéronautique doit avoir les caractéristiques suivantes :

  • un fort pouvoir calorifique par unité de masse pour favoriser l'autonomie de vol
  • une forte masse volumique pour diminuer le volume des réservoir à masse donnée
  • une faible inflammabilité aux conditions de température et de pression d'emploi, pour augmenter la sécurité du vol
  • un bon pouvoir lubrifiant pour garantir une bonne durée de vie des pompes et différents organes traversés par le carburant
  • un prix compatible avec l'économie du transport aérien pour le civil

Aujourd'hui c'est un hydrocarbure insaturé, le kérosène, qui répond le mieux à tous ces critères.

Caractéristiques des différents carburants utilisés en aéronautique[modifier | modifier le code]
  • Masse volumique : 0,8 pour TRO (F34,F35) et 0,75 pour TR4 (F40)
  • Pouvoir calorifique inférieur : 43054 J/kg
  • Richesse stoechiométrique : Dc/Da = 0,06
  • Température maximale après combustion : environ 2200 °K avec de l'air à 300°K
  • ɣ=Cp/Cv des gaz brûlés à 1000°K : 1,3
  • ɣ=Cp/Cv des gaz brûlés à 2000°K : 1,2

Nota : le kérosène et l'oxygène pur donnent une température de 3500°K lorsque le mélange est stoechiométrique.

Vitesse de flamme - stabilité de combustion[modifier | modifier le code]

La vitesse du front de flamme (dans un mélange homogène) est relativement faible par rapport à la vitesse d'écoulement du fluide dan un turboréacteur et augmente :

  • avec la pression du mélange
  • avec la densité des gouttelettes de carburant et leur pression d'injection dans la chambre.

Pour qu'une injection en continu du carburant puisse donner une flamme stable il faut que les gouttelettes injectées rencontrent rapidement les gouttelettes allumées et récupèrent ainsi assez d'énergie pour leur propre allumage.

Turbine[modifier | modifier le code]

Turbine et axe de turbine.

But[modifier | modifier le code]

La turbine à pour fonction de transformer l'énergie de pression des gaz en sortie de la chambre de combustion en énergie cinétique, puis en énergie mécanique afin d'entrainer le FAN ou soufflante, le compresseur et les différents équipements de servitude. L'énergie restante à la sortie de la turbine participe à la poussée du réacteur.

Principe[modifier | modifier le code]

Dans un écoulement subsonique, la relation entre la vitesse, la pression et la masse volumique du fluide est caractérisée par le théorème de bernouilli. La détente des gaz dans la turbine est obtenue par l'accélération du fluide dans un convergent et une partie de l'énergie cinétique récupérée est transformée en travail moteur.

Descriptif et Fonctionnement[modifier | modifier le code]

En général les turbines rencontrées sur turboréacteur sont de type axiale ; l'écoulement est donc parallèle à l'axe du moteur. L'étage de détente d'une turbine se compose d'une grille d'aubes fixes appelée [Distributeur] et d'une grille d'aubes mobiles appelée [Roue]. Lorsque la puissance à prélever dépasse les possibilités d'un seul étage, on utilise des turbines à plusieurs étages.

Rôle du distributeur[modifier | modifier le code]

Les gaz à la sortie de la chambre de combustion pénètrent dans le distributeur qui les dévie d'un angle \propto dans la direction tangentielle de la [Roue]. Il transforme leur énergie de pression en énergie cinétique par effet convergent. L'accélération de l'écoulement ainsi obtenue s'accompagne d'une diminution de pression et de température.

Rôle de la Roue[modifier | modifier le code]

Les gaz à la sortie du distributeur pénètrent dans la [Roue] mobile avec un angle d'incidence qui entraîne une distribution inégale des pressions sur l'intrados et l'extrados des aubes. La pression exercée par le fluide sur l'intrados est supérieure à celle exercée sur l'extrados et cela crée une résultante aérodynamique qui met la [Roue] mobile en mouvement réalisant la transformation d'une partie de l'énergie cinétique en énergie mécanique.

Pour augmenter l'énergie mécanique utile il faut :

  • soit augmenter la vitesse du fluide
  • soit augmenter l'angle d'incidence \propto
  • soit agir sur les deux à la fois

Performances[modifier | modifier le code]

Puissance développée[modifier | modifier le code]

La puissance développée par une turbine peut s'exprimer par la formule suivante :

W=J*(D5+dc)*[(Cp5*T5)-(Cp6*T6)]


avec
\scriptstyle\text{W} \mapsto\text{Puissance développée par la turbine en watt}
\scriptstyle\text{J}   \mapsto\text{Equivalent mécanique de la Kilocalorie = 4186 J/Kcal}
\scriptstyle\text{D5}\mapsto\text{Débit d'air traversant la turbine en Kg/s}
\scriptstyle\text{dc} \mapsto\text{Débit de carburant injecté dans la chambre de combustion en Kg/s}
\scriptstyle\text{Cp} \mapsto\text{Chaleur spécifique des gaz qui varie en fonction de la température et de la richesse}
\scriptstyle\text{T5} \mapsto\text{Température entrée turbine en °K}
\scriptstyle\text{T6} \mapsto\text{Température sortie turbine en °K}

Calcul de la puissance développée par le moteur OLYMPUS au sol avec les valeurs suivantes des paramètres :

  • D5 = 182,4 kg⋅s-1 ;
  • dc = 3,4 kg⋅s-1 ;
  • T5 = 1 293 °K ;
  • T6 = 948 °K ;

pour \scriptstyle\propto= 0,01865 valeur de la richesse du mélange Air-Carburant nous avons les valeurs suivantes de chaleur spécifique :

  • pour T5 = 1 293 °K \rightarrow Cp5 = 0,2626
  • pour T6 = 948 °K \rightarrow Cp6 = 0,2537

la puissance développée par la turbine du moteur OLYMPUS est alors W = 77 600 000 Watts ou 105 300 ch
cette puissance qui est une petite partie de la puissance globale du réacteur sert essentiellement à entraîner le compresseur et les équipements.

Limitations[modifier | modifier le code]

La turbine est l'organe du turboréacteur qui travaille dans les conditions les plus sévères :

  • haute température
  • efforts centrifuges importants
  • contraintes thermiques élevées, notamment lors des allumages et des extinctions de la chambre de combustion
  • atmosphère oxydante
  • vibrations lors des passages dans les régimes de résonances

De plus toute augmentation de la vitesse des gaz entraîne une augmentation de la vitesse de rotation de la roue mobile et donc de la vitesse circonférentielle, limitée par des considérations de résistance mécanique. Une augmentation trop importante de l'angle d'incidence du flux par rapport au calage des aubes conduirait à des perturbations aérodynamiques entrainant des pertes de charge trop importantes.

Pendant une compression adiabatique il y a augmentation de l'enthalpie et pour une détente c'est l'inverse qui se produit cela à pour conséquence qu'une turbine peut absorber plus d'énergie qu'un étage de compresseur peut en fournir. C'est pour cette raison aussi que le phénomène de pompage ou de décollement tournant est inexistant dans une turbine.

L'accroissement de la puissance absorbée par la turbine est obtenu grâce à l'ouverture de la section de tuyère (ou du col du distributeur aval) pour augmenter la détente. La qualité d'une turbine est évaluée par son rendement de détente et sa limite de puissance absorbée dépend de la vitesse de l'air entre ses aubes (blocage si Mach=1).

Rendement[modifier | modifier le code]

Comme dans la manche d'entrée, le compresseur ou la chambre de combustion, la transformation que subit l'écoulement dans la turbine est imparfaite, d'où la notion de rendement :

  • P5 pression réelle entrée turbine
  • P6 pression réelle sortie turbine
  • T5 température réelle entrée turbine
  • T6 température réelle de sortie turbine
  • T6th température théorique de sortie turbine
  • Sr section de sortie du rotor

Si la transformation d'énergie était sans pertes on aurait :

\frac{T6th}{T5}=\left(\frac{P6}{P5}\right) ^{\frac{Sr -1}{Sr}}

à partir de cette équation et connaissant P5, P6 et T5 on peut calculer la T6th qui est toujours supérieure à la T6 réelle et de ce fait le rendement réel de la turbine est approximativement :

\frac{T6 -T5}{T6th -T5}

Refroidissement des aubes[modifier | modifier le code]

Pourquoi ?[modifier | modifier le code]

L'obligation de réduire la consommation en carburant nécessite d'avoir des températures plus élevées à l'entrée de la Turbine et d'augmenter le taux de compression en aval car le gain en SFC est d'autant plus grand que celui-ci est plus élevé.
L'augmentation de la température à l'entrée de la Turbine permet également :

  • d'augmenter la poussée par unité de débit d'air chauffé
  • de réduire la masse de carburant à emporter ou d'augmenter le rayon d'action
  • et pour une poussée donnée de réduire les dimensions et le poids du moteur.
Comment[modifier | modifier le code]

Le refroidissement des aubes est réalisé par convection en utilisant de l'air plus frais prélevé sur le compresseur aval. Ce prélèvement fait au détriment des performances se pose au motoriste en termes de compromis et de bilan.
Le refroidissement des aubes autorise des températures plus élevées, ce qui améliore le rendement global du cycle de la Turbine mais cela correspond à un déficit au niveau du moteur car il a fallut dépenser plus d'énergie pour le comprimer alors qu'il n'intervient pas dans la poussée.
Actuellement avec les températures atteinte en sortie de chambre de combustion et au vu des débits de refroidissement adoptés, le bilan global est positif.
Deux procédés principaux sont utilisés pour assurer la refroidissement des aubes de Turbine :

  • la convection interne
  • le film protecteur
Convection Interne[modifier | modifier le code]

Le refroidissement de la paroi extérieure de l'aube est assuré par échange de calories entre les gaz chauds extérieurs et les gaz frais circulant à l'intérieur de l'aubage et rejetés au bord de fuite. Les aubes qui sont creuses sont équipés de conduits de type :

  • chemisage pour les aubes fixes (distributeurs)
  • canaux ou cavités pour les aubes mobiles
Film Protecteur[modifier | modifier le code]

Le refroidissement par convection interne peut être complété par un refroidissement des parois par film protecteur. On prélève sur le débit d'air frais qui circule dans l'aube un débit d'air qui est projeté à l'extérieur sur les bords d'attaque et de fuite pour créer une paroi fluide protectrice qui isole l'extérieur de l'aube des gaz chauds.
Le film d'air protecteur est créé au moyen de petits trous percés au bord d'attaque ou au bord de fuite par laser ou électro-érosion.

Technologie[modifier | modifier le code]

La métallurgie des aubes a évoluée depuis la fabrication des aubes par coulage en passant par les alliages à solidification dirigée pour aboutir aux aubes monocristallines pour lesquelles les gains en températures sont très importants. La métallurgie des disques de Turbine a aussi évoluée dans le sens d'une meilleure tenue mécanique et thermique avec l'augmentation des vitesses de rotation et des températures de sortie de chambre de combustion.

Fabrication des aubes[modifier | modifier le code]

Une autre façon d'améliorer la tenue en température des aubes de turbine est d'élaborer de nouveaux matériaux résistants à très haute température et de faire évoluer la métallurgie des alliages utilisés dans leur fabrication.

Alliages[modifier | modifier le code]

Un alliage est constitué d'un ou plusieurs métaux de base appelés matrice auxquels on ajoute des éléments chimiques permettant d'améliorer certaines propriétés de celui-ci telles que :

  • résistance mécanique
  • dureté
  • résistance à la corrosion
  • tenue au fluage
  • etc.

A l'échelle microscopique, un alliage apparaît comme un agglomérat de grains (cristaux). Si la solidification est réalisée sans précaution particulière, l'orientation des grains est désordonnée et les caractéristiques du matériau sont sensiblement les mêmes dans toutes les directions : on parle alors d'une structure EQUIAXE.

Afin de privilégier un axe de travail permettant une meilleure tenue mécanique, il existe des procédés qui permettent de diriger les cristaux dans un sens privilégié : on parle alors d'alliage à solidification dirigée.

D'autres procédés permettent d'obtenir des alliages avec un seul grain, ce qui leur confère des propriétés encore meilleures le problème résidant essentiellement dans l'obtention de pièces monocristallines de dimensions importantes.

Certains alliage dits "Eutectiques" se solidifient à température constante comme les corps pur et permettent d'obtenir des structures à grains fins et homogènes.

Un autre procédé appelé " Métallurgie des Poudres" permet en mélangeant les composants sous forme pulvérulente puis en les compactant sous forte pression d'obtenir des pièces directement à leur cotes finies tels que les disques de turbine.

Différents types de turbines[modifier | modifier le code]

Dans les turboréacteurs double-corps, la turbine est constituée d'un ou plusieurs étages (stator-rotor) à haute pression (HP) et d'un second à basse pression. La turbine HP, dont les ailettes sont soumises au flux des gaz de combustion les plus chauds, est la pièce la plus compliquée sur les plans de la tenue des matériaux et de l'aérodynamique. Il existe deux types de turbine, l'une à action et l'autre à réaction.

Dans une turbine à action (solution privilégiée pour les turbopropulseurs et les turbomoteurs), le travail de détente (quasi complet) ne s'effectue que dans le stator. L'énergie cinétique ainsi engendrée sera récupérée sous forme d'énergie mécanique afin d'entraîner le compresseur, le réducteur, l'hélice ou la voilure tournante suivant le cas, ainsi que les accessoires nécessaires au moteur.

Dans une turbine à réaction, la détente s'effectue à la fois dans le stator et dans le rotor. De plus, dans ce type de turbine, seule une "faible" partie de l'énergie des gaz est détendue afin de la récupérer sous forme d'énergie mécanique, étant donné que l'ensemble turbine-compresseur (ajouter à cela la soufflante) est moins "lourd" à entraîner qu'un ensemble avec hélice. Le restant d'énergie sera récupéré au niveau de la tuyère, sous forme d'énergie cinétique, afin de créer la poussée.

Canal d'éjection[modifier | modifier le code]

Généralités[modifier | modifier le code]

C'est dans le canal d'éjection qu'a lieu la détente utile à la propulsion par transformation en vitesse de l'énergie restante (pression et température) des gaz après passage dans la turbine. La poussée du turboréacteur sera d'autant plus forte que la vitesse d'éjection sera plus grande.

Le canal d'éjection est constitué, pour les moteur sans postcombustion, d'un carter d'échappement et d'une tuyère. Pour les moteurs avec postcombustion, le canal d'éjection comprend un système de réchauffe situé entre le carter d'échappement et la tuyère d'éjection.

Carter d'échappement[modifier | modifier le code]

Le carter d'échappement situé derrière la turbine assure la continuité intérieure et extérieure de la veine permettant de séparer, sur les moteurs à double-flux, le flux chaud du flux froid.

Tuyère d'éjection[modifier | modifier le code]

But[modifier | modifier le code]

La tuyère assure l'éjection des gaz brûles ainsi que leur retour à la pression ambiante. L'accélération du flux qui en résulte génère la poussée.

Caractéristiques[modifier | modifier le code]

Elle se situe en aval de la turbine et est composée pour la plus simple d'un tronc de cône dont la section amont est supérieure à la section aval.Quand la pression des gaz est trop forte (supérieure à deux fois la pression atmosphérique) le simple tronc de cône conduit à un éclatement du jet qui lui fait perdre une grande part de son efficacité de poussée.Dans ce cas on utilise des tuyères convergente-divergente qui évite l'éclatement et guide le jet. La tuyère peut être à section variable pour des moteurs avec réchauffe et peut recevoir des accessoires tels que :

  • un silencieux
  • un inverseur de poussée

Rendement propulsif[modifier | modifier le code]

Dans un turboréacteur l'ensemble compresseur;chambre de combustion;turbine fournit des gaz comprimés et chauds qui libèrent leur énergie dans le but d'assurer la propulsion de l'avion.Il convient de libérer cette énergie avec le maximum d'efficacité en consommant le moins de carburant possible.Il est nécessaire d'optimiser alors le rendement propulsif.

D'une manière générale le rendement propulsif diminue lorsque croît la vitesse d'éjection ce qui nous amène à la conclusion que pour les vitesse subsonique il faut ralentir la vitesse d'éjection et augmenter la masse de fluide éjectée afin d'obtenir la poussée nécessaire. Cela étant il a fallu trouver des solution peu gourmandes en carburant et aujourd'hui la technique du double-flux à fort taux de dilution est couramment employée en aviation commerciale.

Le principe général en est le suivant :

  • on utilise la température maximale permise par la métallurgie
  • on augmente le taux de compression pour valoriser au maximum cette température afin de l'obtenir avec moins de carburant (optimisation du rendement thermique)
  • on fait travailler les gaz chauds dans une turbine avant leur éjection pour mettre en vitesse un débit d'air frais qui participe à la propulsion

Autrement dit le fluide servant à la propulsion se scinde en deux flux :

  • le flux primaire ou flux chaud qui a suivi le processus thermodynamique
  • le flux secondaire ou flux froid qui ne reçoit que de l'énergie mécanique

Le rendement propulsif du moteur est augmenté dans des proportions importantes pour des valeurs de dilution voisine de 5 et les vitesses d'éjection sont telles que le flux froid produit 80 % de la poussée totale.

Types de turboréacteurs[modifier | modifier le code]

Simple et multiple corps[modifier | modifier le code]

Le moteur Avia M-04, copie du Junkers Jumo 004 B-1 équipant le Me 262, fonctionne sur le principe du compresseur axial simple corps. Le moteur Avia M-04, copie du Junkers Jumo 004 B-1 équipant le Me 262, fonctionne sur le principe du compresseur axial simple corps.
Le moteur Avia M-04, copie du Junkers Jumo 004 B-1 équipant le Me 262, fonctionne sur le principe du compresseur axial simple corps.

On appelle corps un ensemble compresseur-turbine accouplés sur un même arbre et tournant donc à la même vitesse. Un turboréacteur peut être mono-, double ou triple corps[25].

Dans les premiers turboréacteurs, centrifuges comme axiaux, turbine et compresseur forment un unique ensemble cinématique. On parle alors de compresseurs/moteurs simple corps ou simple attelage. Pour accroître l'efficacité du turboréacteur, le compresseur est désormais divisé en deux parties successives : une à basse pression et une à haute pression, mues par deux turbines successives (haute et basse pression). On parle alors de turboréacteurs double corps ou double attelage[24]. La vitesse de rotation des deux corps étant différente, ces moteurs nécessitent deux arbres concentriques et sont donc plus longs et plus lourds. En contrepartie, le rendement est nettement amélioré[22].

Les deux arbres tournent généralement dans le même sens, afin de ne pas imposer aux roulements (ou paliers) les reliant, des vitesses de rotation trop importantes. Dans certains cas toutefois, ils tournent dans des sens différents, ce qui a pour avantage de ne pas cumuler les couples gyroscopiques, et de permettre un meilleur rendement aérodynamique. Par contre, l'excitation dynamique qui résulte de deux corps contra-rotatifs est fonction de la somme des régimes de rotation des deux corps — au lieu d'être fonction de la différence des régimes, dans le cas co-rotatif — donc très élevée, ce qui pose des problèmes de tenue aux vibrations[26].

Tous les moteurs de nouvelle génération sont à double corps, voire à triple corps pour ceux à très fort taux de dilution. Cette dernière configuration est une spécificité de la famille de moteurs Rolls-Royce "Trent" pour l'aviation civile.

Simple et double flux[modifier | modifier le code]

L'Honeywell ALF 502 (en) est un turboréacteur double flux et double corps installé sur le Bombardier Challenger 600-1A11. L'Honeywell ALF 502 (en) est un turboréacteur double flux et double corps installé sur le Bombardier Challenger 600-1A11.
L'Honeywell ALF 502 (en) est un turboréacteur double flux et double corps installé sur le Bombardier Challenger 600-1A11.

Les moteurs sont dits à simple flux quand la totalité de l'air admis traverse le moteur et actionne les turbines. Les turboréacteurs à simple flux sont très bruyants et n'atteignent leur meilleur rendement qu'au-delà de Mach 1.

Bien plus économiques aux vitesses subsoniques et moins bruyants, les turboréacteurs à double flux sont apparus dans les années 1960. Dans ces moteurs, les premiers étages du compresseur basse pression, souvent réduits à la soufflante, sont de grandes dimensions pour aspirer de grandes quantités d'air[27]. L'air pré-comprimé par la soufflante ne passe pas intégralement par le moteur, mais une partie (le flux froid) le contourne par sa périphérie jusqu'à la tuyère où il est éjecté avec les gaz chauds (flux chaud)[24]. Cela permet, pour des vitesses modérées, en dessous de Mach 1,5 environ, d'augmenter la poussée par augmentation du débit de gaz, et de réduire considérablement le niveau de bruit[25].

La proportion d'air contournant le moteur est variable selon les moteurs. Elle est d'autant plus élevée que le moteur est destiné à voler à des vitesses faibles. Cette proportion est exprimée par le taux de dilution, égal au rapport du flux froid massique (dit secondaire) sur le flux chaud massique (dit primaire). Les moteurs militaires optimisés pour le vol supersonique peuvent atteindre un taux de dilution en dessous de 1, alors que les moteurs civils pour avions de ligne, optimisés pour des croisières autour de Mach 0,8, ont des taux de dilution entre 5 et 10[22],[25]. De tels moteurs tirent l'essentiel de leur poussée du flux froid (80 %), le flux chaud représentant 20 % de la poussée, et se rapprochent de turbines couplées à des hélices carénées (turbopropulseurs)[25].

Sous-systèmes du turboréacteur[modifier | modifier le code]

Commande et régulation[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Fadec.
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Commande[modifier | modifier le code]

La commande d'un turboréacteur par le pilote s'effectue par un moyen simple, en général une commande unique appelée manette des gaz. L'objectif est d'obtenir pour une position donnée de la manette des gaz les performances de poussée adaptées aux conditions de vol. La pression, la température et la vitesse de l'air admis dans le moteur variant en permanence avec l'altitude et la vitesse de vol il a été nécessaire d'interposer entre la commande pilote et le moteur un système de régulation.

Contrôle[modifier | modifier le code]

On sait que la poussée est fonction du débit d'air qui entre dans le turboréacteur et de sa vitesse d'éjection en sortie. On peut dire, en première approximation, que le débit d'air est proportionnel à la vitesse de rotation et que la vitesse d'éjection est proportionnelle à la température devant la turbine. En conséquence contrôler la poussée revient à contrôler :

  • le régime de rotation
  • la température devant turbine

Régulation[modifier | modifier le code]

Constitution[modifier | modifier le code]

Le système de régulation est constitué de différents équipements qui doivent assurer des fonctions :

  • d'information
  • de transmission
  • de commande
  • de génération de puissance

Ces équipements sont les constituants du circuit carburant, des commandes d'organes mobiles (tuyère, vannes de décharge, stators variables, etc.), du circuit électrique, des différents capteurs et du calculateur de régulation.

But[modifier | modifier le code]

La régulation en fonctionnement stabilisé d'un turboréacteur a pour but essentiel de maintenir un régime de rotation et une température optimale devant la turbine afin que la poussée correspondant à la position manette choisit soit fournit quelles que soient les perturbations extérieures. Cela revient à maintenir de manière automatique le point de fonctionnement correspondant par l'optimisation du couple (débit-carburant ;section de tuyère) en assurant aussi la gestion des limitations de fonctionnement de la machine.

La régulation directe de la température devant turbine étant très délicate, on choisit de réguler des paramètres moteurs représentatifs de cette température :

  • régime moteur
  • régime moteur plus section de tuyère
  • régime moteur plus température de sortie des gaz
  • richesse C/P de la combustion avec C pour le débit carburant et P pour la pression en sortie compresseur.

Pour agir sur ces paramètres et les contrôler on dispose de moyens appelés [paramètres réglants] en nombre variable suivant le type de turboréacteur :

  • débit SEC
  • débit PC
  • section de tuyère variable
  • vannes de décharges
  • stators variables
  • etc.
Lois de fonctionnement moteur[modifier | modifier le code]

Des lois de fonctionnement invariables et propres à chaque type de turboréacteur relient ces différents paramètres et permettent à la régulation de maintenir stable le point de fonctionnement moteur correspondant à la poussée choisie par le pilote. Les lois de fonctionnement moteur sont les relations qui permettent de connaître les variations des paramètres réglés ou régulés (ceux que l'on veut contrôler) lorsque varient les paramètres réglants.Ces lois moteur sont des caractéristiques intrinsèques du moteur et sont variables avec les conditions de vol et la valeur des paramètres réglants.Elles ne doivent pas être confondues avec les lois de régulation.

par exemple pour un réacteur à tuyère fixe, sans stators variables ou sans vannes de décharge, et pour une condition de vol donnée :

  • la loi de régulation (régime fonction du débit carburant) va donner la valeur de régime N0 correspondant au débit carburant C0
  • la loi moteur (température entrée turbine fonction du régime) donnera la valeur de température entrée turbine Tet0 pour la valeur de régime N0

Par cet exemple simple l'on voit que la régulation d'un turboréacteur sera l'intégration de ses caractéristiques intrinsèques dans un système plus global tenant compte d'éléments extérieurs.

Pour fixer le point de fonctionnement du moteur, on doit agir sur les paramètres réglants à travers une fonction de régulation qui peut être :

  • une régulation programmée dont la valeur de sortie, résultat du traitement de la consigne d'entrée par la loi de régulation, ne tient pas compte des conditions réelles du moment.
  • une régulation de boucle qui tient compte de son action pour modifier celle-ci en fonction des variations extérieures.
Modes de régulation[modifier | modifier le code]

Il y a deux modes principaux qui peuvent être associés et qui sont les modes :

  • programmé
  • bouclé
Régulation programmée[modifier | modifier le code]

Ce type de régulation est stable mais peu précise car les perturbations réelles sont souvent différentes, voir très différentes, des conditions programmées du moment. Le paramètre réglé n'aura pas toujours la valeur désirée et cela recale définitivement ce type de régulation pour garantir la stabilité du point de fonctionnement en fonction des conditions extérieures.

Par exemple, si à une altitude donnée une position manette fixe une valeur de débit carburant qui va elle-même fixer une valeur de régime et que l'altitude change sans que la régulation en soit informée, il va se produire un écart entre le régime réel et le régime qu'il faudrait avoir.

Par contre en régime transitoire, là où les limitations risquent d'être atteintes il est préférable d'utiliser un programme qui intégrera toutes les butées en tenant compte des écarts entre moteurs et du vieillissement des pièces à durée de vie limitée. Par exemple pour un chasseur embarqué, le temps d'établissement de la poussée maximum est souvent aussi important que le niveau de poussée lui-même, car en cas d'appontage raté la remise des gaz doit se faire en toute sécurité sans que le moteur subisse une perte de puissance liée à un pompage ou une extinction riche.

Régulation bouclée[modifier | modifier le code]

Le principe d'une régulation bouclée est de détecter l'écart entre la valeur de sortie et la consigne d'entrée puis d'utiliser cet écart pour commander un ou plusieurs paramètres réglants. Ce type de régulation permet de s'affranchir des variations extérieures mais présente le défaut d'être instable. Cette instabilité est liée aux temps de réponse des transmissions et au gain de boucle c'est-à-dire au rapport qu'il y a entre la variation de sortie et la variation à l'entrée. Les performances de la boucle seront celles de l'ensemble régulation + moteur, ce dernier ayant ses propres gains et temps de réponse. Les caractéristiques du turboréacteur variant dans des proportions très importantes en fonction des conditions de vol (Mach, Altitude) il faudra donc, pour conserver une bonne réponse de l'ensemble quelles que soient les conditions extérieures, que les caractéristiques du régulateur varient également. C'est ce qui complique les régulations des turboréacteurs par rapport aux régulations de processus industriels.

Régimes de régulation[modifier | modifier le code]

L'utilisation du turboréacteur consiste à le maintenir en fonctionnement stabilisé pour chaque condition de vol et le faire fonctionner en régime transitoire entre deux états stables. Cela montre la nécessité de prévoir deux modes principaux de régulation :

  • Une régulation en régime stabilisé qui maintient le point de fonctionnement pour la condition de vol choisie, en dépit de variations éventuelles des conditions extérieures et qui garanti le respect des limites de sécurité pour éviter :
    • le départ en survitesse
    • le phénomène de surchauffe
    • etc.
  • La régulation en régime transitoire qui permet de changer rapidement de point de fonctionnement en évitant :

D'autres fonctions sont aussi gérées par le système de régulation :

  • le démarrage du réacteur
  • l'allumage des bougies au démarrage
  • le contrôle actif des jeux pour certains moteurs
  • etc.
Régulation du moteur[modifier | modifier le code]

Le point de fonctionnement stabilisé d'un moteur se trouve sur une ligne particulière du champ compresseur, mais lorsque le pilote demande un régime compresseur différent à l'aide de sa manette des gaz la régulation doit :

  • augmenter le débit-carburant lorsque le pilote accélère ;
  • diminuer le débit-carburant en cas de demande contraire et ceci en tenant compte des limitations de la machine.

Pendant les variations de régime, le point de fonctionnement du compresseur quitte la ligne de fonctionnement stabilisé du champ compresseur. Physiquement, une augmentation de carburant dans la chambre de combustion produit une sur-dilatation de l'air d'où une montée brutale du taux de compression du compresseur : le travail produit par la turbine augmentant plus vite que le travail absorbé par le compresseur, le moteur accélère. L'inverse se produit en cas de diminution de carburant, le moteur décélère.

La régulation du moteur fournit donc le carburant nécessaire en fonction du régime de rotation, de la pression et de la température en certains points du turboréacteur.

Limitations et Interdictions[modifier | modifier le code]

Pour passer d'un point de fonctionnement à un autre, on s'écarte de la courbe stabilisée initiale et l'on se heurte à des limitations :

  • une brusque augmentation du débit carburant peut conduire :
    • à une surtempérature transitoire devant turbine
    • à une extinction riche
    • au pompage du compresseur par élévation brutale de la pression en sortie compresseur
  • une diminution du débit carburant pouvant conduire à une extinction pauvre

Pour se protéger de ces phénomènes dangereux la régulation possède une limitation de débit carburant :

  • haute appelée : butée d'accélération
  • basse appelée : butée de décélération
Technologie de la régulation[modifier | modifier le code]
Préambule[modifier | modifier le code]

Tous les régulateurs sont constitués d'un système dédié au calcul des lois et d'un autre à leur exécution (débit carburant et géométrie variable). Si depuis les premiers turboréacteurs la partie exécution a peu varié (le système "Doseur-Soupape régulatrice" existait sur l'ATAR101 SNECMA en 1949), une évolution considérable a été réalisée sur la partie calcul.

Jusqu'en 1970 le calcul des Lois est réalisé par des systèmes hydromécaniques mettant en action des leviers, cames, capsules anéroïde, servo-moteurs, réducteurs de pression, etc.

À partir des années 1970, l'électronique apparaît progressivement, c'est l'époque des systèmes de calcul mixtes à "faible autorité" ou les lois de régulation sont en partie réalisées par des fonctions électroniques analogiques avec :

  • détection électrique des paramètres moteurs ou des conditions de vol (altitude, pression d'impact, etc.)
  • asservissements hydromécaniques à consigne électrique

Vers le milieu des années 1980, la technologie numérique ayant évoluée, apparaissent les premiers systèmes ou l'électronique associée à l'informatique prend complètement en charge la fonction calcul qui traite alors non seulement des lois de régulation mais aussi des lois de protection moteur, de la maintenance intégrée et de la sûreté de fonctionnement de l'ensemble du moteur.

Les régulations qui ont d'abord été hydromécaniques ont évolué vers la mixité avec une part de plus en plus importante de l'électronique pour actuellement être des systèmes dit "Pleine Autorité" et "redondants" ce qui signifie une autonomie complète pour le fonctionnement du moteur et la détection de panne avec reconfiguration sans intervention du pilote.

Évolution Technologique[modifier | modifier le code]

La régulation du moteur ATAR9C SNECMA entièrement hydromécanique avec de l'huile pour fluide précède celle du moteur ATAR9K50 SNECMA qui est équipée d' un système à fuite variable commandé par un moteur électrique pilotant la régulation hydromécanique de tuyère.Sur les moteurs Rolls-Royce/Snecma Olympus-593 du Concorde fut installé le premier système de régulation analogique. Le moteur SNECMA M53-5 fut équipé d'une régulation "Analogique Pleine Autorité" puis le moteur SNECMA M53-P2 fut équipé d'une régulation "Numérique Pleine Autorité".

Depuis le milieu des années 1980 la régulation Numérique Pleine Autorité Redondante a commencé à équiper les Pratt & Whitney PW2000 et CFMI/CFM56-A. Ce système s'est généralisé sur les avions commerciaux de toutes tailles. C'est également le cas de la totalité des avions militaires récents[28].

Régulation du Régime[modifier | modifier le code]
But[modifier | modifier le code]

La régulation de ce paramètre moteur a pour objectif d'éviter les régimes de sur-vitesse et de sous-vitesses tout en permettant un pilotage précis du niveau de poussée désiré.

Historique[modifier | modifier le code]

Les premières régulations fonctionnaient sur le même principe que les régulateurs à boules des premières machines à vapeur. La déformation du parallélogramme, fonction du régime, était utilisée pour agir sur le débit carburant. Une action sur la commande des gaz permettant de fournir une nouvelle consigne de régime en modifiant le point d'équilibre du parallélogramme.

Les inconvénients de ce type de régulation étaient de deux ordres :

  • Un rapport (gain de boucle) fixe entre l'écart de régime détecté et l'écart de débit carburant généré, or en altitude ce rapport (gain) doit diminuer pour éviter le sur-régime.
  • Un écart de débit carburant proportionnel à ce même gain sur un échelon (mouvement rapide) manette alors qu'il aurait dû être proportionnel à la pression qui règne dans la chambre de combustion pour ne pas faire décrocher le compresseur ou avoir une extinction.

Dans un premier temps ces inconvénients ont été supprimés par une correction du gain de la chaine de retour en y intégrant des capsules barométriques et des amortisseurs mécaniques afin de conserver un gain fort en contre-réaction.Ce type de régulation équipait les moteurs Marboré de Turbomeca équipant les avions Fouga. Malgré ces correctifs, les variations rapides de position manette étaient prohibés au-dessus de 15 000 pieds, afin d'éviter les inconvénients décrits ci-dessus.

Par contre, ce système permet une régulation sans manette des gaz. Ce procédé est employé sur le TURMO IIIC4 de Turbomeca équipant le SA330 Puma. La vitesse du rotor (NR) étant désirée constante, la vitesse de rotation de la turbine (mécaniquement liée au rotor) permet de détecter une variation du NR à la suite d'une variation de la commande de pas collectif. La vitesse de rotation de la turbine (NTL) est appliqué à un système de doseur à masselotte qui modifie le Qc (débit carburant) afin de conserver NTL constant et donc NR constant. Ce système induit une régulation a posteriori. Si le pilote modifie l'équilibre Puissance moteur fournie / Puissance absorbée par le rotor, le régime rotor évolue, la régulation détecte cette variation et corrige le débit carburant afin de retrouver le NR souhaité. Cette régulation est assez molle et toujours par défaut : lorsque le NR baisse, le Qc est augmenté mais insuffisamment pour récupérer le NR d'origine. Inversement, si le Nr augmente, le Qc est diminué mais le nouveau Nr régulé sera supérieur à l'ancien. Ce système a fait ses preuve et est toujours en service car il jouit d'une grande simplicité et donc d'une grande fiabilité, indépendante de toute source électrique.

Dans un deuxième temps le paramètre piloté n'a plus été le débit carburant mais la richesse du mélange air-carburant afin d'éliminer l'influence de la pression donc de l'altitude. Cette régulation a nécessité un mécanisme plus complexe qui permettait d'intégrer des butées hautes et basses sur la variation de la richesse afin de supprimer les limitations sur la vitesse de la manette. Les moteurs ATAR SNECMA ont été les premiers équipés par ce système plus performant.

La connaissance approximative du paramètre richesse à partir du débit carburant et de la pression est améliorée par l'introduction du paramètre Température puis les conditions de vol (altitude, pression d'impact) sont utilisées dans la détermination des butées hautes et basses de la richesse.Toutes ces informations apparaissent sur les moteurs ATAR 9K50 SNECMA sous forme électriques.

Sur les moteurs double-corps un seul corps est régulé en régime, l'autre suit : par exemple sur les F404 en « SEC » c'est le corps HP qui est piloté alors qu'en « PC » c'est le corps BP

Régulation de Tuyère[modifier | modifier le code]

à venir

Postcombustion[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Postcombustion.

La postcombustion, parfois dénommée réchauffe, est un système utilisé par les avions militaires ou civils supersoniques pour augmenter temporairement la poussée fournie par le turboréacteur en augmentant de manière significative la vitesse d'éjection. Cette technique consiste à injecter du kérosène — après la turbine du moteur, d'où le terme « post » — dans les gaz d'échappement du réacteur. Sous l'effet de la chaleur, le kérosène s'enflamme, ce qui a pour conséquence une augmentation soudaine de la poussée[29].

Cet apport de puissance supplémentaire est particulièrement utile lors d'un décollage sur une piste courte, ou pour se sortir d'une situation délicate lors d'une mission militaire. Ce système était aussi présent sur les deux seuls avions civils supersoniques à ce jour, le Concorde français et le Tupolev Tu-144 russe, mais reste principalement l'apanage des avions de combat rapides, où il est en général utilisé avec parcimonie car il augmente de façon significative la consommation de carburant[29].

Généralités[modifier | modifier le code]

Pour éjecter un gaz à travers une tuyère, il suffit que sa pression génératrice amont soit supérieure à la statique extérieure aval. La vitesse d'éjection est une fonction croissante de la pression génératrice jusqu'à une valeur particulière du rapport pression amont sur pression aval. Au-delà la vitesse d'éjection reste constante.

Le débit massique et le débit de quantité de mouvement à travers la tuyère n'ont pas de limite et augmente comme la pression génératrice. La vitesse limite d'éjection dépend de la température du gaz : plus le gaz sera chaud, plus la vitesse d'éjection sera élevée.

Si la température augmente, pour une pression génératrice donnée le débit massique éjecté décroît mais la quantité de mouvement éjectée augmente et donc la poussée augmente.

De ce fait on peut augmenter la poussée d'un turboréacteur donné caractérisé par une pression génératrice maximale de son plein gaz « SEC » en réchauffant le gaz avant son éjection.

Ce réchauffage s'appelle post-combustion ou réchauffe et le point de fonctionnement moteur le plein gaz « PC ».

Particularités[modifier | modifier le code]

Avantages[modifier | modifier le code]

C'est un moyen techniquement simple car sans pièces mécaniques mobiles qui le rend léger et exempte des contraintes thermiques auxquelles sont soumises les autres parties du moteur. Il permet une augmentation de la poussée [+ 50 %] d'un turboréacteur sans modification de sa taille ni du fonctionnement de son compresseur. C'est un moyen nécessaire pour atteindre les Mach élevés lorsque la tuyère ne peut être adaptée en permanence aux caractéristiques du vol.

Inconvénients[modifier | modifier le code]

Pour les Militaires la « PC » présente une signature infrarouge importante et augmente nettement la consommation spécifique (CS en kg/daN/heure) du moteur. Pour les civils le bruit et la CS sont des inconvénients majeurs.

Enfin l'apparente simplicité mécanique n'écarte pas l'obligation d'avoir une tuyère à section de col variable afin d'éviter une augmentation de la pression de sortie du compresseur en amont de la réchauffe. Cette augmentation de pression appelée blocage thermique risquerait de faire décrocher le compresseur.

Augmentation de la poussée[modifier | modifier le code]

Pour un débit gazeux D éjecté à la vitesse Vs, d'une tuyère adaptée de section de col Sc et de section de sortie S les formules d'aérodynamique indiquent que le nombre de Mach en sortie de tuyère est strictement lié au rapport des sections de col et de sortie ainsi qu'au rapport (?=Cp/Cv) de la chaleur massique de l'air à pression constante sur la chaleur massique de l'air à volume constant.

La poussée est proportionnelle au Mach en sortie de tuyère et à la vTt (Température totale du gaz). Dans un turboréacteur le débit étant fixé par le compresseur, si on maintient constante la géométrie de tuyère on rend la poussée uniquement dépendante de la Température totale du gaz. On obtient alors la formule simplifiée F ˜ vTt

Exemple : si Tt = 1000 K au PG sec et si Tt = 2000 K au PGpc alors le rapport de poussée entre le PGsec et le PGpc est de v2 = 1,414

Augmentation de la vitesse des gaz[modifier | modifier le code]

La conservation du débit entre l'entrée et la sortie associée à la dilatation des gaz par son réchauffement conduisent à augmenter la vitesse en sortie proportionnellement au rapport de dilatation si on prend un conduit cylindrique et un écoulement subsonique.

Inverseur de poussée[modifier | modifier le code]

Le McDonnell Douglas MD-82 est équipé d'inverseurs de poussée.
Article détaillé : Inversion de poussée.

L'inversion de poussée est un dispositif permettant d'orienter vers l'avant la poussée exercée par le turboréacteur dans le but de ralentir l'avion et de réduire les distances de freinage lors de l'atterrissage. Seul le flux secondaire est généralement dévié par les dispositifs d'inversion[30].

Cette technique est surtout utilisée sur les avions civils, ou sur les avions militaires qui en sont dérivés (avions de transport, ravitailleurs…). Elle équipe également quelques avions de combat comme le Panavia Tornado ou le Saab 37 Viggen. Bien qu'il soit monté sur la majorité des avions civils équipés de réacteurs, cet équipement n'est cependant pas obligatoire sur ce type d'avion. D'ailleurs, la certification d'un appareil se fait sans l'utilisation des inverseurs.

Poussée vectorielle[modifier | modifier le code]

Le Rockwell-MBB X-31 peut réaliser une poussée vectorielle 3D.
Article détaillé : Poussée vectorielle.

Spécificité des avions militaires les plus performants, notamment les intercepteurs, la tuyère des réacteurs est prolongée par un dispositif orientable permettant de dévier le jet et donc la direction de la poussée pour augmenter la manœuvrabilité de l'appareil. On parle généralement de poussée bidimensionnelle (respectivement tridimensionnelle) lorsque la poussée est dirigée dans un (respectivement deux) plan directionnels. Outre cet aspect, elle permet aussi de se déplacer dans des milieux où les ailerons et les gouvernes sont inutiles, c'est-à-dire à très haute altitude où l'air est raréfié[31].

Ce dispositif équipe notamment des prototypes russes Soukhoï (SU-37, MiG 1.44 et MiG-29 OVT) et des chasseurs américains (F-22, F/B-22 Concept et JSF). Le plus récent développement (2005) est le Rockwell-MBB X-31. La poussée peut aussi être déviée vers le sol afin de permettre les décollages et atterrissages verticaux, comme sur le Harrier, le F-35 et le Yak-141[31].

Nacelle[modifier | modifier le code]

Sous la dénomination de nacelle on identifie l'ensemble des capotages qui enveloppent le moteur et sa suspension à l'aile ou au fuselage de l'avion.
Les fonctions principales d'une nacelle sont :

  1. Assurer les écoulements d'air à l'extérieur et au travers du moteur avec de bonnes performances aérodynamiques et acoustiques
  2. Contenir les accessoires du moteur, voire de l'avion
  3. Guider les ventilations nécessaires au moteur et à ses accessoires avec de bonnes étanchéités
  4. Contenir un incendie éventuel ou assurer la rétention d'une aube de soufflante qui se détacherait
  5. Assurer parfois l'inversion de poussée du moteur

Groupe auxiliaire de puissance[modifier | modifier le code]

Nacelle de train principal du C-160 Transall renfermant le GAP.
Article détaillé : Groupe auxiliaire de puissance.

Les turboréacteurs nécessitent généralement l'aide d'un moteur auxiliaire pour être démarrés, le GAP (groupe auxiliaire de puissance) ou APU (Auxiliary Power Unit). Il s'agit d'un petit turbomoteur, souvent dérivé d'une turbomachine d'hélicoptère et situé dans le fuselage de l'aéronef, souvent dans la partie arrière, qui fournit l'air comprimé pour alimenter les démarreurs pneumatiques des turboréacteurs, ainsi que l'énergie électrique avant les démarrages. Le GAP peut parfois servir à la génération hydraulique, en secours[32].

Le GAP est démarré par la ou les batteries électriques de l'avion, ou par un groupe de puissance extérieur. Le GAP peut aussi être utilisé en générateur électrique de secours, lorsque toutes les génératrices et alternateurs des turboréacteurs ou turbopropulseurs sont inopérants. Des essais récents ont été menés avec succès avec des piles à hydrogène en tant que GAP. Ces dispositifs sont plus légers et ne nécessitent pas d'entrée d'air, mais ils sont plus onéreux[32].

Applications et fabricants[modifier | modifier le code]

Dragster de Vincent Perrot au Festival automobile de Mulhouse 2009.

Probablement moins connu du grand public, les turboréacteurs trouvent quelques applications sur les véhicules terrestres. Le Thrust SSC, véhicule terrestre supersonique détenteur du record absolu de vitesse au sol avec une moyenne à 1 227,985 km/h, est propulsé par deux turboréacteurs à postcombustion développant une puissance d'environ 106 000 ch[33]. Des versions turbo-motorisées des dragsters, dénommées jet-cars, existent également, mais celles-ci ne peuvent participer à aucun championnat et ne font l'objet que de démonstrations.

En raison de leur capacité à atteindre des vitesses transsoniques (entre mach 0,8 et mach 1) de manière économique, les turboréacteurs sont essentiellement utilisés sur des aéronefs aussi bien militaires que civils. Tous les avions de plus de 110 places, ceux produits par Airbus et Boeing, sont équipés de turboréacteurs. Trois grands fabricants équipent ces avions, à savoir les américains General Electric et Pratt & Whitney, et le britannique Rolls-Royce. On peut y ajouter quatre autres sociétés : le français Snecma, l'allemand MTU Aero Engines, l'italienne Avio et le japonais JAEC (en), qui participent à la production de réacteurs en association avec les « trois grands »[34].

Ainsi, Snecma intervient en association avec General Electric au sein de CFM International, une coentreprise détenue à parité égale, pour équiper essentiellement les Airbus de la famille A320 et les Boeing 737. De même, JAEC et MTU Aero Engines participent également à une société commune, International Aero Engines, avec Rolls-Royce et Pratt & Whitney. International Aero Engines est détenue à hauteur de 32,5 % par Rolls-Royce, 32,5 % par Pratt & Whitney, 23 % par JAEC et 12 % par MTU. Elle fabrique des réacteurs destinés exclusivement aux Airbus de la famille A320. Enfin, General Electric et Pratt & Whitney se sont associés dans une coentreprise détenue à parité, Engine Alliance, pour équiper l'Airbus A380, en concurrence avec Rolls-Royce[34]. Le 10 février 2011, Avio a signé un accord industriel avec le motoriste aéronautique américain Pratt & Whitney pour la fourniture de son nouveau moteur Pure Power PW1500G.

Développement et certification[modifier | modifier le code]

But[modifier | modifier le code]

L'ensemble des activités liées au développement d'un turboréacteur et à sa certification ont pour objectif de démontrer qu'à son entrée en service il remplira les conditions de qualité et de sécurité imposées par le client, en l'occurrence l'avionneur.L'aspect qualité sera traité par les essais de développement tandis que les critères liés à la sécurité seront évalués lors des essais de certification.

Essais de développement[modifier | modifier le code]

Les essais de développement qui ont pour objectifs d'optimiser les performances et d'acquérir des données d'enginierie portent principalement sur :

  • le domaine de fonctionnement des composants principaux tels que
    • le FAN
    • les compresseurs HP et BP
    • les turbines HP et BP
    • la chambre de combustion
  • les performances globales de la machine au fur et à mesure de l'assemblage des différents composants jusqu'au moteur complet.
  • l'opérabilité qui permet de vérifier le comportement en transitoire (marges au pompage) et de déterminer les bûtées de fonctionnement (accélération et décélération).
  • les ventilations internes, les contraintes mécaniques et la pollution sonore et chimique.
  • l'endurance qui permet de valider certains choix technologiques.
  • l'ingestion d'objet (oiseaux, glace, eau, sable) et le givrage.
  • la préparation des essais en vol et au sol sur des banc d'essais globaux à l'air libre et fermés.

Pour assurer le développement d'un nouveau moteur il fallait dans les années 2000 :

  • 7 à 8 moteurs de compliance dérivés des prototypes et similaires au moteurs qui seront produits en série
  • une durée totale de 3 ans (18 mois pour un moteur dérivé) et un budget conséquent
  • environ 5000 heures de fonctionnement accumulées à la certification

Certification[modifier | modifier le code]

Le développement et la fabrication des turboréacteurs utilisés pour motoriser des aéronefs doivent répondre aux exigences d'organismes tels que la DGAC (JAR-E) pour la France ou la FAA (FAR33) pour les USA. Certains constructeurs comme la SNECMA pour la France et GE pour les USA coopèrent sur des moteurs communs ce qui les obligent à satisfaire à la norme la plus contraignante en cas de désaccord.

La certification se fait en deux grandes étapes :

  • Par démonstration
    • similarité par rapport à un existant déjà certifié
    • analyse technique et méthodologique
    • résultats d'essais partiel
    • résultats d'essais moteur complet
  • Par des essais moteurs qui permettent
    • la calibration des caractéristiques de puissance du moteur
    • la démonstration de bon fonctionnement (démarrage, ralenti, accélération, survitesse, réponse en poussée)
    • de vérifier l'absence de vibration et de résonance néfaste dans le domaine de fonctionnement
    • de tester l'endurance par des essais cyclés
    • de tester l'absence de feu pendant 15 secondes et l'absence de rupture de la suspension à l'aile du moteur à la suite de la rupture d'une aube FAN
    • de vérifier la tenue du moteur en cas de dépassement important de la température EGT pendant une durée de plusieurs minutes
    • de vérifier la tenue au givrage par injection d'eau à basse température
    • de vérifier la bonne tenue du moteur en cas d'injection (eau, glace, sable, oiseaux)

Contrat avec l'avionneur[modifier | modifier le code]

Le motoriste signe avec l'avionneur un contrat sous forme de spécifications définissant et garantissant toutes les données techniques du moteur qui sera installé sur l'avion. Ce contrat comporte deux clauses fondamentales :

  • une garantie de poussée
  • une garantie de consommation spécifique

La démonstration de la capacité du moteur à satisfaire les exigences de poussée et de consommation spécifiques s'effectue à travers le programme de certification avion dont les étapes principales pour le moteur sont les suivantes :

  • fonctionnement au sol sur des banc d'essais ouverts des moteurs de compliance d'abord équipés avec nacelle ATC puis dans un deuxième temps équipés avec nacelle FTC
  • essais de performance en vol avec nacelle FTC
  • calcul de la poussée en vol et établissement des lois de conduites (Power Management)
  • calcul de la consommation spécifique et comparaison avec la garantie

Poussée et lois de conduite (Power Management)[modifier | modifier le code]

But[modifier | modifier le code]

L'établissement des différents réglages du moteur pour les régimes d'utilisation (ralenti sol et vol, décollage, montée, croisière) et la demande de poussée de l'avionneur s'effectue dans tout le domaine de vol et pour chacune des versions du moteur.

Ce processus se fait en trois étapes :

  • définition des niveaux de poussée nécessaires
  • démonstration de la capacité du moteur à satisfaire les niveaux de poussée requis tout en restant dans les limites certifiées
  • détermination des lois de conduite du moteur permettant de satisfaire les niveaux de poussée exigés

Définition de la poussée nécessaire[modifier | modifier le code]

L'évaluation de la poussée que devra fournir le moteur est le résultat d'un processus qui démarre chez l'avionneur par des études de marché qui ont pour objectif de définir les besoins des compagnies aériennes en termes de taille, poids, distance franchissable... et qui conduisent à la définition de la classe de poussée de l'ensemble propulsif.

Le motoriste propose à l'avionneur un modèle mathématique du moteur qui intègre son expérience industrielle, les exigences du client et ce que propose la concurrence. À partir de ce modèle et après de nombreuses révisions le motoriste et l'avionneur se mettent d'accord sur une spécification contractuelle qui intègre les garanties de poussée et de consommation spécifique.

Démonstration de la capacité du moteur[modifier | modifier le code]

Essais au sol en nacelle ATC[modifier | modifier le code]

Chaque moteur de démonstration (compliance engine) est testé équipé de la même nacelle ATC dans un banc d'essais ouvert (à l'air libre) suivant la même procédure que celle qui sera déroulée pour les futurs moteurs de série.

  • test d'étanchéité de la nacelle ATC
  • rodage du moteur
  • stabilisation et définition des régimes moteurs

ces essais serviront de base pour l'établissement des limites de réception des moteurs de série.

Essais au sol en nacelle FTC[modifier | modifier le code]

Les moteurs de démonstration sont testés avec la nacelle FTC suivant la même procédure qu'avec la nacelle ATC.Les résultats d'essais seront utilisés pour :

  • établir les caractéristiques (corrélations de pression) nécessaires au calcul de la poussée en vol
  • établir les facteurs correctifs entre la nacelle ATC de référence et la nacelle FTC de référence
Calcul de la poussée en vol[modifier | modifier le code]

La poussée en vol est calculée car on ne sait pas la mesurer et cela nécessite des moteurs fortement instrumentés. Le principe est de calculer la variation de quantité de mouvement au travers du moteur en s'appuyant sur l'équation d'Euler. Après avoir déterminé les coefficients de tuyère au moyen d'essais maquette et déterminé les corrélations de pression amont et aval du moteur à partir des essais au sol avec nacelle FTC les essais en vol se poursuivent en palier stabilisé ( Trainée = Poussée) pour différents régimes.

À partir du calcul de la poussée en vol :

  • l'avionneur établi la polaire de son aéronef
  • le motoriste établi le modèle de son moteur
Essais en vol[modifier | modifier le code]

Les essais en vol permettent :

  • de collecter les données nécessaires à l'établissement des lois de conduite du moteur
  • de déterminer les niveaux de SFC afin de les comparer aux niveaux de garantie
  • d'élaborer un modèle définissant les performances combinées de l'avion et du moteur que l'on proposera au client
  • de relever les caractéristiques du moteur au décollage (température et régimes) en transitoire.

Établissement des lois de conduite[modifier | modifier le code]

Cette étape permet d'établir les régimes de pilotage en rapport de la garantie de poussée qui a été vendue à l'avionneur. Pour cela les moteurs de démonstration étant considérés comme des moteurs de série moyen (en performances) les caractéristiques poussée / régimes issues des essais en vol permettent d'y parvenir.

Ces caractéristiques moyennes intègrent :

  • la dispersion des moteurs de série (+/- 2 % couramment)
  • les imprécisions de régulation
  • les effets de l'humidité de l'atmosphère

Garantie de consommation spécifique[modifier | modifier le code]

Définition[modifier | modifier le code]

La SFC représente la consommation de carburant par unité de poussée et est utilisée pour évaluer l'efficacité du moteur. C'est un critère de conception très important et un moteur est conçu en ayant pour objectif d'optimiser ce paramètre aux conditions de vol les plus courantes, la croisière généralement c'est-à-dire pour une altitude de 40 000 pied et Mach 0,8.

La formule de la consommation spécifique est :

SFC = \textstyle\frac{WF}{FN}

Relation entre SFC et Specific Range[modifier | modifier le code]

Le critère de S/R permet de corréler la consommation de carburant du moteur avec la vitesse air de l'avion afin de permettre une correspondance entre la poussée du moteur et la vitesse de l'avion.

La formule du S/R est :

S/R = \textstyle\frac{V}{WF}


\scriptstyle\text{V}\mapsto\text{vitesse air de l'avion}
\scriptstyle\text{WF}\mapsto\text{consommation du moteur}

D'après la définition de la SFC on peut déduire que WF = FN*SFC

La finesse de l'avion est f = \textstyle\frac{T}{P}
\scriptstyle\text{T}\mapsto\text{traînée globale de l'avion}

\scriptstyle\text{P}\mapsto\text{portance}

Sachant que dans le cas d'un vol stabilisé :

  • la poussée des moteurs est égale à la traînée globale (avion + moteurs)
  • la portance est égale au poids total de l'avion

on en déduit que la finesse de l'avion est alors :

f = \textstyle\frac{FN}{P}

on en déduit

S/R = \textstyle\frac{V}{FN*SFC}

et

S/R = \textstyle\frac{V}{f*P*SFC}

soit à masse et vitesse avion constantes une augmentation de SFC a pour conséquence une réduction du même ordre du S/R

Technologie[modifier | modifier le code]

Pour les moteurs à taux de dilution élevé, les caractéristiques du cycle thermodynamique qui affectent la SFC sont  :

  • le rapport de compression global
  • le taux de dilution
  • la température de sortie de la chambre à combustion
  • le taux de compression du Fan
  • le fait d'avoir un moteur dont les flux chaud et froid sont mélangés ou non avant éjection

Évidemment le rendement de chaque composant (compresseurs, chambre de combustion, turbines, etc .) affecte également la SFC.

Garantie de SFC[modifier | modifier le code]

L'estimation initiale des niveaux de SFC d'un nouveau moteur est basée sur un modèle théorique intégrant l'expérience du motoriste sur les modèles déjà en ligne. Le niveau de garantie signé avec l'avionneur est l'aboutissement de nombreuses itérations qui intègrent les offres de la concurrence. Le niveau de garantie vendu par le motoriste est alors utilisé par l'avionneur pour établir les performances de l'avion proposé aux compagnies aériennes.

Comme pour la poussée, la démonstration des garanties de SFC est réalisée pendant le programme de certification de l'avion motorisé avec les moteurs de démonstration. Les résultats des essais en vol (calcul de la poussée et mesure du débit carburant) sont utilisés pour calculer la SFC et ensuite la comparée aux niveaux de garantie initialement vendus.

Le motoriste et l'avionneur se mettent d'accord sur le niveau de performance du moteur qui conditionnera :

  • les performances de l'avion
  • les limites de réception des moteurs de série
  • les pénalités financières éventuelles à devoir par le motoriste en cas de manquement aux engagements de garantie
  • la mise en œuvre d'un programme de rattrapage dans le cas d'un déficit par rapport aux garanties

Équivalent Spec[modifier | modifier le code]

Le paramètre EQUIVALENT SPEC sert à calculer les pénalités financières que le motoriste sera amené à donner à l'avionneur en cas de déficit des garanties sur la SFC. Deux possibilités :

  1. les garanties sont tenues et il n'y a pas de pénalités
  2. le moteur est déficitaire, il consomme plus que prévu et dans ce cas les limites de réception des moteurs de série sont recalculées en rapport de l'écart à la garantie initiale. Ces nouvelles limites portent le nom de EQUIVALENT SPEC.

Le nouveau niveau de SFC est déterminé à partir de la moyenne des moteurs de démonstration à laquelle on retranche le déficit mesuré en vol. Ensuite on calcule le paramètre EQUIVALENT SPEC qui est la transposition au sol de la situation des moteurs vis-à-vis de la garantie initiale en vol.

Production et réception[modifier | modifier le code]

La production des moteurs de série est sanctionnée par un essai de réception définit dans des documents ayant fait l'objet d'accord avec les autorités (FAA, DGAC, etc .) et les avionneurs. Ces documents traitent des aspects sécurité et sûreté de fonctionnement pour une part et d'autre part décrivent dans les moindres détails l'essai de réception ainsi que les limites de réception.

Essais de réception[modifier | modifier le code]

Préambule[modifier | modifier le code]

Cet essai qui permet de valider en une seule fois la totalité des versions du moteur qui, lui, n'est livré qu'à sa version de vente, comprend deux phases principales :

  1. la vérification du bon comportement mécanique
    1. rodage stabilisé
    2. équilibrage et niveaux vibratoires
    3. rodage transitoire
  2. la vérification des performances et des limites garanties pour la totalité des versions du modèle de moteur

Evaluation des performances d'un moteur[modifier | modifier le code]

Généralités[modifier | modifier le code]
Turboréacteur en salle d'essais

Les performances du moteur en essai ne sont pas comparables directement car elles dépendent :

  1. des conditions ambiantes le jour de l'essai
    1. Pression atmosphérique
    2. Température de l'air admis par le moteur
    3. Humidité de l'air
  2. de l'environnement du moteur en essai
    1. Banc d'Essais fermé
    2. Systèmes d'adaptation complémentaires nécessaires à l'essais (Buse d'entrée, Nacelle d'avionnage, Instrumentation)
  3. du moteur lui-même
    1. Influence des lois de régulation et configuration des systèmes variables équipants le moteur en position nominale
Standardisation[modifier | modifier le code]

Pour sanctionner les performances d'un moteur, il est indispensable de les ramener à des conditions connues de fonctionnement. La méthode utilisée est de

  1. CORRIGER les résultats bruts issus de l'essai par l'utilisation de coefficients de correction dépendants
    1. des écarts entre les conditions ambiantes du jour de l'essai et les conditions ambiantes standards
      1. Pression atmosphérique 1 013,25 hPa
      2. Température ambiante 15 °C
      3. Humidité 0 %
    2. des différences existant entre l'environnement d'essai et l'environnement d'utilisation (sur avion) qui est
      1. moteur intégré dans une nacelle avion et fonctionnant à l'air libre
      2. sans instrumentation dans la veine d'entrée d'air
    3. des écarts liés au moteur lui-même et dus à l'action de sa régulation
  2. EXPRIMER ces résultats corrigés en fonction d'un paramètre moteur choisi comme référence tel que :
    1. un régime de référence (paramètre réglant)
    2. la poussée de référence (paramètre réglé)

Ces corrections sont appliquées sur les paramètres contractuels tels que :

  1. la poussée
  2. le débit carburant
  3. les régimes des corps BP et HP pour les moteurs double-corps
  4. la température d'entrée turbine, trop élevée pour être directement mesurée, remplacée par la mesure de température des gaz d'éjection appelée EGT

Les fluctuations sur les performances du moteur au banc d'essai ont plusieurs origines et se répartissent en gros de la manière suivante sur 100 % de variation :

  1. 40 % sont dues aux mesures physiques réalisées dans le banc d'essai
  2. 30 % sont dues aux corrections apportées par les calculs
  3. 30 % sont liées directement aux aléas de production des moteurs
Corrections apportées aux résultats bruts d'essai[modifier | modifier le code]
Correction de pression ambiante[modifier | modifier le code]

Cette correction permet de ramener la valeur des paramètres de poussée et de débit carburant du moteur en essai à des conditions de pression ambiante standard 1 013,25 hPa afin de les comparer aux limites contractuelles vendues à l'avionneur.

Correction de température ambiante[modifier | modifier le code]

Cette correction affecte les paramètres de régime de rotation, de température EGT et de débit carburant par des coefficients calculés à partir d'un modèle théorique du moteur et de sa régulation dont on fait varier les conditions de température ambiante dans toute la gamme des températures susceptibles d'être rencontrées en essai de réception.

La qualité de ces coefficients et donc des corrections apportées dépend étroitement de la représentativité du modèle (moteur + régulation) ayant servi à leur détermination. La modélisation du dévrillage du FAN en fonction du régime du corps BP et des systèmes variables pilotés par la régulation sont déterminants dans l'obtention d'un modèle théorique (moteur + régulation) de haute qualité.

Correction d'humidité[modifier | modifier le code]

La présence de vapeur d'eau dans l'air modifie les performances du moteur du fait de la différence de chaleur spécifique entre un air sec et un air chargé en vapeur d'eau ce qui nécessite de corriger les performances du jour de l'essai afin de les ramener en air sec.

Les corrections à appliquer sur les paramètres de poussée, de régimes, de débit carburant et d'EGT sont déterminées à partir d'un modèle moteur dont on fait varier la richesse en vapeur d'eau, de 0 % jusqu'à la saturation, en gardant constante la température d'entrée et la puissance moteur. Par balayages successifs des différents points de régimes du moteur et de température d'entrée que l'on peut rencontrer en essai réel on détermine les différents facteurs de correction qui seront apportés aux paramètres moteurs en fonction du taux d'humidité qui sera mesuré pendant l'essai réel.

Correction de condensation[modifier | modifier le code]

En fonction de la température ambiante et du degré d'humidité le jour de l'essai du moteur, la manche d'entrée peut être le siège d'une condensation lorsque localement la pression partielle de la vapeur d'eau devient inférieure à la pression de vapeur saturante : le phénomène est exothermique, l'eau cède de la chaleur et donc l'air ambiant voit sa température augmenter. À l'entrée dans le FAN il y a compression donc élévation de température et évaporation ce qui prélève de l'énergie au moteur. Ce prélèvement d'énergie doit être compensé par des correctifs qui ne portent que sur le régime du corps BP.

Correction d'installation d'essais[modifier | modifier le code]
Correction de banc d'essais[modifier | modifier le code]

Les essais de moteur qui se font à proximité de zones habitées génèrent une pollution acoustique du même ordre que les zones d'approche d'aéroport. La législation imposant de limiter fortement les nuisances sonores oblige les fabricants de moteur à réaction à réaliser leurs essais en banc fermé. Le bruit est alors limité par leur configuration aérodynamique qui canalise les flux d'entrée d'air et d'éjection à travers des tunnels équipés de traitements acoustiques des parois et présentant des configurations d'entrée et de sortie verticales. Malheureusement la poussée du moteur n'est plus exactement la même que dans un banc d'essais à l'air libre pour un débit carburant identique car le débit d'air supplémentaire à entrainer, lié à l'effet venturi du collecteur de gaz de la cheminée d'échappement, demande de l'énergie au moteur et le résultat final doit être corrigé par calcul pour obtenir la poussée réelle du moteur. Les correctifs apportés sont de l'ordre de 3 % à 10 % suivant les installations.

Les débits d'air à l'entrée des moteurs peuvent varier de 80 kgs pour les moteurs militaires à 1 600 kgs pour les moteurs subsoniques de forte poussée ce qui engendre des débits induits très variables en fonction des essais.

Un facteur correctif est alors déterminé pour chaque banc d'essai fermé en évaluant les écarts de performances donnés avec un banc d'essais à l'air libre en utilisant les moteurs de référence ayant servi dans tous les essais de certification. Ce facteur correctif est alors appliqué pour chaque moteur de série passé au banc d'essais fermé. La phase d'essais permettant de déterminer ce facteur correctif s'appelle la "corrélation de banc d'essais". Cette phase de corrélation n'est obligatoire que dans le cas ou l'aérodynamique interne du banc d'essais viendrait à être modifiée de manière significative.

Correction d'instrumentation d'essais[modifier | modifier le code]

Les installations de mesure et de contrôle d'essai induisent des écarts dans la réponse du moteur et doivent être corrigés dans les résultats finaux pour obtenir les performances réelles du moteur. Les facteurs correctifs à appliquer sur les résultats d'essais sont déterminés par calcul à partir d'un modèle moteur dont on simule le fonctionnement avec et sans instrumentation.

Corrélation de nacelle[modifier | modifier le code]

Les Nacelles utilisées pour les essais de production doivent être comparées à celles utilisées pour les essais au sol des moteurs de démonstration ayant servi aux essais de certification. Les écarts constatés à la suite d'essais menés comparativement se traduisent par des facteurs correctifs que l'on applique aux résultats d'essais de chaque moteur de série.

Dérive de performances des banc d'essais[modifier | modifier le code]

Pour déterminer une dérive lente des installations d'essais on détermine un coefficient de suivi faisant intervenir les température d'entrée et de sortie du banc ainsi que le carburant consommé lors de l'essai. On établit alors la quantité de travail fournie et si elle est stable cela veut dire que le banc d'essais n'évolue pas.

Calculs à régime de référence[modifier | modifier le code]

Une fois toutes les corrections d'installation réalisées il faut ajuster les paramètres moteurs contractuels pour chaque point d'essais par rapport au régime BP contractuel vendu à l'avionneur. On utilise alors les tables d'interpolation établies lors des essais au sol des moteurs de démonstration pendant la phase de certification.

Les paramètres concernés sont la poussée, le débit carburant, la température EGT et le régime HP pour les double-corps.

Calculs à poussée de référence[modifier | modifier le code]

Le principe est le même que pour se ramener à régime de référence, mais seul le débit carburant est concerné (utile au calcul de la SFC)

Déroulement d'un essai moteur[modifier | modifier le code]

Chronologie des opérations[modifier | modifier le code]

Les opérations devant être réalisées pour passer un moteur au banc d'essai sont les suivantes dans l'ordre chronologique :

  1. Instrumentation et alimentation en huile puis installation à son point fixe
  2. Ventilation sèche sans carburant
  3. Démarrage puis Rodage
  4. Réglages et contrôles
  5. Relevé des courbes de performances
  6. Protection contre la corrosion et arrêt
Suivi de l'essai[modifier | modifier le code]

Durant l'essai du moteur le personnel responsable doit :

  1. surveiller les paramètres à limite de sécurité
    1. Régimes
    2. Température turbine
    3. Vibration
    4. Températures des paliers d'arbres
    5. Pression d'huile et de carburant
  2. vérifier tous les modes de fonctionnement du moteur et contrôler tous les paramètres à tolérance
  3. contrôler les performances en régimes stabilisés et transitoires
  4. assurer les contrôles de fin d'essai
    1. niveau huile
    2. étanchéité
    3. témoins d'usure
  5. délivrer la sanction finale sous forme d'un procès-verbal qui sera remis au client et servira de preuve en cas d'usure prématurée du moteur une fois celui-ci avionné (garantie constructeur).

En cas d'anomalie le moteur n'est pas livré au client et part sur une chaîne hôpital afin d'être expertisé ; le retour en essai de production se fera après traitement complet du problème.

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. Brevet de Maxime Guillaume, numéro 534 801.
  2. « Brevet d'invention - Propulseur par réaction sur air », sur Office national de la propriété industrielle
  3. a, b et c (en) Kendall F. Haven (2006), 100 greatest science inventions of all time, How was the jet engine invented ?, p. 225-226
  4. a, b, c et d (en) Mary Bellis, « Jet Engines - Hans von Ohain and Sir Frank Whittle - The History of the Jet Engine », sur About.com (consulté le 16 août 2009), p. 1
  5. (en) « Junkers Jumo 004 B4 Turbojet Engine », sur National Air and Space Museum (consulté le 16 août 2009)
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  8. « Bell P-59 Airacomet : le faux premier jet de l'USAAF », sur Avion légendaire (consulté le 25 août 2009)
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  10. « Nord N.1500 Griffon : un statoréacteur français trop en avance », sur Avion légendaire (consulté le 25 août 2009)
  11. (en) « McDonnell F-4A Phantom II "Sageburner" », sur National Air and Space Museum (consulté le 16 août 2009)
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  17. a et b Jean-Claude Thevenin (2004), Le turboréacteur, le moteur des avions à réaction, Chp. 5 - Les matériaux, la conception mécanique et la fabrication des turboréacteur, p. 32-34
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  27. Dans de rares cas, comme sur le General Electric CF700 (en), la soufflante n'est pas placée à l'avant du moteur mais à l'arrière.
  28. Jean-Claude Thevenin (2004), Le turboréacteur, le moteur des avions à réaction, Chp. 3 - Le principe de fonctionnement du turboréacteur, p. 26
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  30. « Systèmes de commande d’inverseurs de poussée », sur Messier Bugatti (consulté le 19 août 2009)
  31. a et b « La Poussée Vectorielle », sur Avion légendaire.net (consulté le 19 août 2009)
  32. a et b (en) « Auxiliary Power Units », sur NASA (consulté le 19 août 2009)
  33. Thrust SSC, Sport Auto, numéro 430, novembre 1997, p. 10-11
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Annexes[modifier | modifier le code]

Bibliographie[modifier | modifier le code]

  • R. KLING, Thermodynamique générale et applications, TECNIP
  • R. OUZIAUX & J. PERRIER, Mécanique appliquée, Tome 1, Mécanique des fluides, DUNOD,‎ 1958
  • R. OUZIAUX & J. PERRIER, Mécanique appliquée, Tome 2, Thermodynamique, DUNOD,‎ 1958
  • Jacques LACHNITT, La mécanique des fluides, PUF que sais je ?
  • R. COMOLET, Mécanique expérimentale des fluides,Tomes 1, 2 et 3, MASSON,‎ 1969
  • G. LEMASSON, Les machines transformatrices d'énergie, Delagrave,‎ 1963
  • R. VICHNIEVSKY, Thermodynamique appliquée aux machines, MASSON,‎ 1967
  • V. BENSIMHON, Fonctionnement hors adaptation des Turbomachines, MASSON,‎ 1986
  • (en) Kendall F. Haven, 100 greatest science inventions of all time, Libraries Unlimited,‎ 2006, 333 p. (ISBN 978-1591582649, lire en ligne)
  • (en) Klaus Hünecke, Jet engines : fundamentals of theory, design, and operation, Zenith Imprint,‎ 1997, 241 p. (ISBN 978-0760304594, lire en ligne)
  • Jean-Claude Thevenin, Le turboréacteur, moteur des avions à réaction, Association Aéronautique et Astronautique de France,‎ 2004, 46 p. (lire en ligne)
  • Serge BOUDIGUES, Les turboréacteurs, DUNOD,‎ 1970, 112 p.
  • Gilbert KLOPFSTEIN, Comprendre l'avion(Tome 3), Cépaduès,‎ 2008, 256 p.
  • J. DECOUFLET, Aérothermodynamique des turbomachines, cours ENSAE
  • Alfred BODEMER, Les turbomachines aéronautiques mondiales, éditions Larivière
  • DEHMAN & DEPONNY, Technologie des Turboréacteurs, ENAC,‎ 1981

Articles connexes[modifier | modifier le code]

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