3 – Thermodynamique appliquée aux turbomachines 4 – Calcul des cycles d’adaptation

(1)

Bruno LODATO

3T - 2017-2018 1

Cours de Turbomachines - 2017 Copyright DEVAUX Catherine(IPSA-Paris)

Sommaire

1&2 – Introduction aux turbomachines

3 – Thermodynamique appliquée aux turbomachines 4 – Calcul des cycles d’adaptation

5 – Calcul des cycles d’adaptation (suite) 6 – Intégration des contraintes avionneurs

2

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1&2-Introduction aux turbomachines

Historique

Principe de fonctionnement des turboréacteurs Le système turboréacteur

Analyse du rôle des composants Quelques exemples

Quelques chiffres Conclusion

3

Les turbomachines

4

1-Introduction - Historique

Système ouvert Système fermé

Cycle continu

Cycle

discontinu

(3)

Les turbines

5

A eau A vapeur

Les turbomachines aéronautiques

6

1922 1

^er

concept français 1935 Franck Whittle (GB)

Gloster E28/39 Démonstrateur

Gloster Meteor

(4)

Les turbomachines aéronautiques

7

Allemagne

Messerschmitt Me262

Jumo 004

Les turbomachines aéronautiques

8

Année 1956/57

Nord-Aviation Griffon 02 Leduc 022

(5)

Architectures Moteur et Applications

9

Principe de fonctionnement des turboréacteurs

10

1-Introduction – Principe de fonctionnement des turboréacteurs

(6)

11

1-Introduction – Principe de fonctionnement des turboréacteurs

12

1-Introduction – Le système turboréacteur

1 2

3

(7)

La compression

13

Vitesse Pression

Evolution des taux de compression maximum au décollage

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1-Introduction – Analyse du rôle des composants

FETT, First Engine To Test

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Compresseur axial

Un compresseur axial est composé d'éléments en rotation et d'éléments statiques¹: L'arbre central, guidé par des roulements, est composé d'anneaux composés eux- mêmes d'aubes rotoriques et statoriques.

L'ensemble est un montage alternant des rotors et des stators. On appelle un étage, un disque de rotor suivi d'un disque de stator ;

L'étage rotorique accélère l'écoulement du fluide grâce à l'énergie transmise par l'arbre de transmission ;

L'étage statorique transforme l'énergie cinétique en pression via la forme du stator ;

La section entre le rotor et le carter du compresseur diminue pour maintenir un flux de fluide constant au fur et à mesure de la compression, et conserver le flux dans le sens axial du moteur.

15

Compresseur axial

16

General Electric J85-GE-17A

Différentes technologies de liaison entre le disque (roue)

Vrillage de l’aube

(9)

Triangle des vitesses (compresseur)

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C vitesse absolue de l’écoulement W vitesse relative de l’écoulement U vitesse périphérique du rotor

1 étage : Rotor + Stator

Cu, Cm, Cx, composante tangentielle, radiale et axiale de la vitesse absolue du fluide Wu, Wm, Wx, composante tangentielle, radiale et axiale de la vitesse relative du fluide

C1 = W1 + U1 C2 = W2 + U2 C3= W3 + U3

  

Champs compresseur

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Sillage et couches limites du distributeur et de la roue.

(10)

La combustion

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Température Iso-Pression

Chambre de combustion inversée

La combustion

20

Chambre séparée ou tubulaire Chambre

annulaire

(11)

La détente

21

Température Pression

Evolution de la Température Entrée Turbine (TET)

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(12)

La régulation

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Permet d’éviter :

Les survitesses de l’arbre, Les surchauffes (chambre de combustion, turbines), Les baisses imprévues de poussée,

Les zones de fonctionnement dangereuses,

Les extinctions moteur …

Principale architectures de turboréacteurs

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1-Introduction – Quelques exemples de turbomachines

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Mono corps – Mono flux

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Caractéristiques :

Architecture très simple Niveau de poussée élevé

Consommation de carburant élevée

Ex.

ATAR09K50 (SNECMA) J85-GE-17A (GE) Avon RA29 (RR)

ATAR 09K50 (SNECMA)

Mono corps – Double flux

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Caractéristiques :

Architecture très simple Consommation de carburant modérée

Ex.

M53-P2 (SNECMA) – Mirage2000

M53-P2 (SNECMA)

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Double corps – Mono flux

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Caractéristiques :

Architecture plus complexe Compacité plus élevée Réactivité améliorée

Ex.

OLYMPUS (RR)

BRISTOL OLYMPUS Mk 101 (RR)

Double corps – Double flux

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Caractéristiques :

Architecture plus complexe Faible consommation de carburant Faible niveau sonore (moteur civil)

Ex.

M88-2 (SNECMA) - Rafale

LARZAC 04 (TM/SNECMA/MTU) – Alpha Jet

CFM56-5C (GE/SNECMA) - Airbus

GP7200 (GE)

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Triple corps – Double flux

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Caractéristiques :

Architecture très complexe Faible consommation de carburant Très grande souplesse d’utilisation

Ex.

RB211 (RR) – Boeing 747

Trent 700 (RR) – Airbus 330 –Beluga Trent 1700 (RR) – Airbus 350 Trent 900 (RR) – Airbus 380

RB211 (RR)

Trent 900 (RR) – A380

Turbine libre, Mono corps, Mono flux

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Caractéristiques :

Architecture très simple

Ex.

RTM322 (TM) – NH90

PW 100/150 (PW) - ATR 42 et 72 TP400 – A400M

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Turbine liée, Double corps, Mono flux

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Caractéristiques :

Architecture plus simple

Plus grande souplesse d’utilisation

Ex.

TYNE – C160 Transall

Evolution de la température

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1-Introduction – Quelques chiffres

Augmentation :

Dans le compresseur et

Essentiellement dans la chambre de combustion

- 50 à 60°C en sortie du compresseur BP d’un moteur civil, - 200 à 300°C en sortie du compresseur BP d’un moteur militaire, - 600 à 800°C en sortie du compresseur HP,

- jusqu’à 1600-1700°C (1850-2000 K) en sortie de la CC, - jusqu’à 2000°C (2300 K) au sein de la CC,

- jusqu’à 900°C (1200 K) en sortie de la turbine BP,

- jusqu’à 1800-1900°C (2100-2200 K) en sortie de postcombustion

Ex. moteur ATAR

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Evolution de la pression

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Variation :

Dans le(s) compresseur(s) Et dans la(les) turbine(s) + pertes de charges (1 à 10%)

- 1,5 à 1,6 bars en sortie de soufflante,

- 3 à 5 bars en sortie du compresseur BP des moteurs militaires, - 30 à 50 bars en sortie du compresseur HP

- 3 à 5 bars dans le canal et la tuyère d’éjection des moteurs militaires, - 1,5 à 1,8 bars dans le canal et la tuyère d’éjection des moteurs civils.

Ex. moteur ATAR

Evolution de la vitesse

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Ex. moteur ATAR

La vitesse d’écoulement s'accroît en amont du compresseur (présence du cône moteur), puis diminue légèrement dans le compresseur .

La vitesse s'accroît fortement en sortie de la chambre de combustion et décroît fortement dans la turbine.

La tuyère permet d'accroître à nouveau la vitesse.

La poussée sera donc d'autant plus élevée que la différence de quantité de mouvement entre l'entrée et la sortie du moteur sera importante.

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Evolution de la vitesse tangentielle

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Ordre de grandeur des vitesses de rotation

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A régime maximum, les vitesses de rotation caractéristiques sont les suivantes :

- 4000 à 5000 tr/mn pour une soufflante de moteur civil,

- 11000 à 13500 tr/mn pour un compresseur BP de moteur militaire, -17000 à 18000 tr/mn pour un compresseur HP.

Les régimes minimum correspondent quant à eux au "ralenti sol" et "ralenti vol", valeurs en dessous desquelles le moteur risque de s’éteindre.

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Evolution du débit

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- K ≈ 150 pour les moteurs militaires, - K ≈ 140 pour les moteurs civils.

A titre indicatif, un moteur civil aspire environ 400 m³d’air par seconde, ce qui est équivalent au volume d’une maison.

Evolution de la poussée

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F / (m.g)

- 4 à 6 pour les moteurs sans postcombustion, - 8 à 10 pour les moteurs avec postcombustion.

- CFM56-5C4 m=2500 kg pour un rapport poussée sur poids de 6,1 sans postcombustion.

-M88-2 m=900 kg pour un rapport poussée sur poids de 8,5 avec postcombustion.

“ Versatile Affordable Advanced Turbine Engines”

- US Army

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Evolution des technologies

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ANAM : ANneau Aubagé Monobloc BLISK : blade + disk

2015-2020, on vise des rapports F/(m.g) de l’ordre de : - 10 pour les moteurs civils

- 20 avec post-combustion pour les moteurs militaires

Résistance mécanique

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Moteur civil :

- une aube de soufflantedoit résister à l’impact de plusieurs oiseaux (jusqu’à 8) de 2 kg et d’une dizaine de grêlons de 50 mm de diamètre,

- le pied d’une aube de soufflante est soumis à un effort de traction de l’ordre de 50 à 60 tonnes (effort centrifuge), - le carter fan, d’une masse de 250 kg, résiste à l’impact d’une aube de soufflante lancée avec une impulsion initiale de 5 0 à 60 tonnes,

- le carter intermédiaire d’une masse de 200 kg encaisse des efforts supérieurs à 100 tonnes.

(21)

Fiabilité

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42

Développement d’un nouveau moteur

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Investissements liés au développement

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Tendances futures

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1-Introduction – Conclusion

Cdc

Moteur - Silencieux - Polluant + Performant + Robuste + Entretien facile + Fiable

- Couteux + Garanties

(23)

Présentation GEnx

GEnx(General Electric Next-generation) - Turboréacteur double-corps – double-flux 45

Présentation Moteurs

46

LEAP (SNECMA) Turboréacteur double-corps

Leading Edge Aviation Propulsion

TP400 (SNECMA) – Turbopropulseur triple-corps

(24)

Fin des chapitres 1&2

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