Jusqu’à maintenant, la chambre utilisée a été décrite grossièrement comme étant une chambre générique servant aux tests expérimentaux, et ayant une configuration tubulaire, telle que représentée à la Figure 2-1. Plus de détails sont donc ici donnés sur cette composante.
2.2.1 Dimensions et propriétés
Les dimensions générales de la chambre ne peuvent être présentées dans ce travail pour cause de confidentialité. On parle essentiellement d’un diamètre interne de boitier de 90,1 mm, et d’un tube à flamme dont le diamètre interne fait 65,6 mm. La longueur du tube à flamme ne dépasse pas 175 mm, alors que la chambre (hors-tout) a une longueur totale de 350 mm. Enfin, le diamètre externe du boitier se limite à 101 mm (brides de fixation non comprises). Les épaisseurs du boitier et du tube à flamme (respectivement de 5 et 1,5 mm) indiquent bien que la chambre n’a pas été conçue pour des applications de vol, mais d’expérimentation. Pour cette raison, son comportement en mode de retour de chaleur risque de différer quelque peu d’une réelle chambre de combustion conçue pour application aéronautique, tel que mentionné plus tôt.
2.2.2 Conditions d’opération
Aux fins de combustion, le tube à flamme est muni de neuf stations de trous de passage pour l’air, dont le diamètre hydraulique varie de 1,45 à 8,55 mm. Quatre d’entre elles sont munies de lèvres de refroidissement, permettant au tube à flamme de conserver une température sous-critique. Un schéma du tube à flamme, montrant entre autres la disposition et les informations sur les stations, est donné à la Figure 2-5. Le carburant est vaporisé dans la chambre par un injecteur à pression, et le mélange est allumé par une simple bougie. En configuration normale, la chambre est disposée de sorte que la conduite de l’injecteur pointe vers le bas, et que la bougie soit placée dans la partie supérieure. Cependant, afin de maximiser l’effet du retour de chaleur sur l’injecteur, la chambre a été retournée axialement sur 180° afin que la conduite de ce dernier se retrouve dans la partie supérieure TDC (tel que montré à la Figure 2-4).
Figure 2-5: Disposition des stations dans le tube à flamme. Les « * » dénotent les stations munies de lèvres de refroidissement, et (a) dénote une station annulaire
Tel que mentionné en 2.1, les conditions d’opération typiques de la chambre sont connues à plusieurs régimes. La condition d’opération qui est considérée pour ce travail, soit le régime ralenti à 6,8%, est donnée au Tableau 2-1.
Tableau 2-1: Propriétés de la chambre au régime ralenti telles que spécifiées par P&WC (SI)
Régime (%) T3 (K) P3 (Pa) T4 (T) P4 (Pa) ṁ3 (g/s) FAR ACD (mm2) (K1/2Q3/m) ΔP3-4/P3 (g/s) ṁf 6,8 375,0 366 125 835,0 361 298 121,9 0,0114 663,35 6,40E-06 1,30% 1,38 Le FAR est le rapport carburant/air dans la chambre (expression (2.1)), Q3 (indicateur
aérodynamique) est le nombre de Mach (expression (2.2)) et ΔP3-4/P3 la perte de charge
normalisée de la chambre (expression (2.3)).
f 3
FAR (2.1) m m 3 3 3 3 ref m T Q A P (2.2) 3 4 3 4 3 3 P P P P P (2.3)Aref est, dans ce cas-ci, littéralement la section de passage interne du boitier. Un obstacle
s’impose toutefois, des conditions parfaitement identiques étant impossibles à reproduire pour deux raisons. Tout d’abord, la soufflante, une Gast RB8200, ne produit pas la pression
requise, sa tête maximale H étant limitée à 38 kPa nets (soit plus de 5 fois moins que ce qui serait normalement requis). De plus, lorsque cette soufflante est arrêtée, sa température, et donc celle de l’air qu’elle pousse (jusqu’à ce qu’elle s’immobilise), ne diminue pas comme dans une turbine à gaz, qui lorsqu’arrêtée, ne comprime plus (et donc ne réchauffe plus) l’air qu’elle ingère. Ainsi, l’usage de la soufflante à ses capacités maximales ne permet pas le refroidissement résiduel de certaines pièces (tube à flamme, injecteur, etc.), et nécessiterait une plus grande température de flamme (T4) pour conserver le potentiel et le
comportement thermique du retour de chaleur, qui dépend entre autre de l’écart de température entre les pièces chaudes (≈T4) et les pièces froides (≈T3) – cette variable est
démontrée en détail en 2.3. Bref, une condition spéciale d’opération doit être utilisée pour le montage. Pour assurer que l’air pénétrant la chambre soit assez frais pour créer un refroidissement résiduel lorsque la séquence d’arrêt moteur est enclenchée (tel que mentionné ci-haut), les conditions minimales de la soufflante sont utilisées, c’est-à-dire une température d’entrée T3 de 318 K et une tête nette Hsouf d’environ 6 890 Pa. P3 prend donc
une valeur d’environ 106 720 Pa en incluant cette tête, la dépression causée par la hotte (Hhotte ≈ -1 495 Pa) et une pression atmosphérique (Patm) de 101 325 Pa.
2.2.3 Aérodynamique et propriétés thermiques
Pour que la chambre ne perde pas ses propriétés aérodynamiques, le débit d’air entrant dans la chambre doit être réajusté aux nouvelles conditions de fonctionnement (Kretschmer et al., 2012). Pour ce faire, le nombre de Mach Q3 doit être conservé de la condition
originale à la nouvelle condition. Ainsi, le débit (ṁ3) de la nouvelle condition s’approche de
38,3 g/s. La théorie sur l’aérodynamique des chambres de combustion n’est pas rappelée ici puisqu’elle est déjà très bien explicitée dans les notes de cours de Foyers de Combustion, de Kretschmer et al. (2012).
La température de flamme est un autre paramètre devant être conservé. Des tables de température de flamme adiabatique NASA CEA, à P3=1 atm (soit 101 325 Pa) et T3=318 K
(conditions absolues approximatives à l’entrée de la chambre), on obtient un débit de carburant ṁf de 0,5 g/s (soit un ϕ de 0,19 en considérant du Jet-A) pour obtenir T4=835 K
, stoechio JetA FAR FAR
où
1 , 14, 7 stoechio JetA FAR (2.4)Une méthode par interpolation linéaire est utilisée par le biais du logiciel NASA CEA, en récoltant les températures adiabatiques de flamme retournées associées aux différents ϕ soumis pour les conditions d’opération mentionnées (NASA CEA, 2012) – à des ϕ inférieurs à 0,3, il peut être considéré que T4 varie linéairement selon ce paramètre. Les
résultats retournés par CEA ainsi que la méthode d’interpolation sont présentés à l’Annexe B. Quant à la perte de pression (et donc à la pression de sortie P4), ce paramètre est
calculable par la méthode présentée par Kretschmer et al. (2012). Cette technique permet également d’approximer les débits d’air ṁh traversant chacune des stations, paramètre
éventuellement utile pour le maillage (les vitesses découlant de ces débits sont utilisées pour déterminer le y+ approximatif – plus de détails concernant ce paramètre sont donnés au Chapitre 4). Le calcul de perte de pression est itératif, et il serait très long de décrire chacune des étapes dans cette section. Sa forme générale, ainsi que des exemples de calcul pour la première itération, sont donnés (pour la présente chambre) en Annexe C. Les débits ṁh découlant de ce calcul sont tout de même résumés au Tableau 2-2 (la dénotation (a)
indique une station annulaire), et finalement l’ensemble des conditions de fonctionnement au Tableau 2-3.
Tableau 2-2: Débits d’air aux différentes stations de la chambre
Station ṁh (g/s) 1 (inj.) 2,46 2 (a) 3,43 3 1,71 4 3,86 5 3,38 6 3,91 7 14,90 8 3,23 9 1,39 Total (ṁ3) 38,3
Tableau 2-3: Conditions de fonctionnement prévue et ajustée pour le laboratoire (surlignée) selon la conservation des propriétés aérodynamiques
Régime (%) T 3 (K) P 3 (Pa) T 4 (T) P 4 (Pa) ṁ 3 (g/s) FAR AC D (mm2) (K1/2Q3/m) ΔP3-4/P3 (g/s) ṁf 6,8 375,0 366 125 835,0 361 298 121,9 0,0114 663,35 6,40E-06 1,30% 1,38 CLUL 318,2 106 720 835,0 105 327 38,3 0,0130 624,7 + ACD,inj 6,40E- 06 1,31% 0,498