INTRODUCTION
PAR
Jean-Pierre DEVAUX Catherine DEVAUX
Professeur de Turbomachines Professeur de Turbomachines
© 2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX Edition au 01/09/2016
Tous droits de traduction, d’adaptation et de reproduction, par tous procédés, y compris la photographie et le microfilm
réservés pour tous pays.
PLAN GENERAL DU CHAPITRE
AVANT-PROPOS 1. HISTORIQUE
2. PRINCIPE DE FONCTIONNEMENT DES TURBOREACTEURS 3. LE SYSTEME TURBOREACTEUR
4. ANALYSE DU ROLE DES COMPOSANTS
5. QUELQUES EXEMPLES DE TURBOMACHINES 6. QUELQUES CHIFFRES
CONCLUSION
ANNEXE :
1. BIBLIOGRAPHIE ET REFERENCES
AVANT-PROPOS
Ce cours de turbomachines est divisé en trois parties : les deux premières couvrent tout d’abord l’étude de l’architecture des turbomachines et les cycles thermodynamiques permettant d’atteindre les performances recherchées, puis le dimensionnement des composants. La dernière constitue une information complémentaire apportée aux élèves sur des domaines connexes utiles à la compréhension du monde des turbomachines.
Le but de ce cours est de donner aux élèves une compréhension claire du fonctionnement des turbomachines et des phénomènes physiques qui s’y déroulent : le cours donne également les outils nécessaires pour traiter simplement les problèmes de dimensionnement qu’ils soient relatifs à l’architecture générale de la turbomachine, à sa thermodynamique, à la mécanique ou à la thermique. Des exemples viendront illustrer la théorie exposée.
Les technologies utilisées (dans la mesure où ces technologies sont dans le domaine public) seront présentées et détaillées ainsi que les méthodes d'industrialisation et de production associées.
De plus, un bref exposé sera consacré aux contraintes "utilisateur" (armées de l’air, compagnies aériennes, ...) en montrant leur impact sur le dimensionnement de ces turbomachines (performances, critères de maintenance, de disponibilité, ...).
Enfin, pour un certain nombre de paramètres ou critères de dimensionnement, des tendances à long terme seront esquissées (évolution des taux de compression, des températures maximales acceptables par les matériaux, ...).
Ce cours, plus particulièrement centré sur les turbomachines aéronautiques, se veut plus général, les outils fournis étant tout à fait applicables aux turbomachines industrielles.
La méthodologie que suit le cours correspond typiquement à la méthodologie de conception d'une turbomachine aéronautique pratiquée par un industriel (voir figure 1).
La première partie de la démarche, qui correspond à la partie A de ce cours, consiste à partir des analyses de marché et des spécifications de besoin émises par le client (rayon d’action, consommation de carburant, durée de vie, niveau de maintenance, ...) pour aboutir à la définition d’un moteur sous la forme d’une architecture et d’un cycle thermodynamique.
Les contraintes moteur (poussée, consommation spécifique, ...) résultant de ces spécifications aéronef et utilisateur seront exposées dans le chapitre 1.
Ces contraintes permettront de définir le cycle de référence (cycle d'adaptation) de la turbomachine (débit d’air, taux de compression, ...) : le calcul de ce cycle est développé dans le chapitre 2.
Pour déterminer les performances du moteur dans l'ensemble du domaine de vol et optimiser ainsi l’architecture de la turbomachine, des calculs de cycle en dehors du point d’adaptation (cycles hors adaptation) seront réalisés : ce sera l'objet du chapitre 3.
En utilisant les modèles développés pour les calculs de cycles, une analyse détaillée du comportement de la turbomachine sera réalisée. Elle permettra en particulier d’étudier l’influence de certains paramètres de dimensionnement sur le fonctionnement du moteur et d’identifier les lois
"naturelles" de régulation d’une turbomachine : ce sera l’objet du chapitre 4.
Enfin, les limitations de pression, de température, de débit maxi et/ou mini, ..., imposées par
l’aérodynamique, la thermique ou la mécanique ainsi que la tenue des spécifications de poussée, de consommation de carburant, ..., entraînent la mise en place de lois de régulation plus ou moins sophistiquées : l’objet du chapitre 5 sera de présenter les matériels associés aux systèmes de régulation (pompes hydrauliques, système électrique, calculateur numérique, ...).
Analyse de marché
Essais et développement
Phase de production Elaboration des
spécifications
Spécification de besoin des clients
Etudes préliminaires : choix du cycle, architecture,
installation
Etudes du point d'adaptation
Mise en service Etudes détaillées et
fabrication des prototypes Dimensionnement mécanique disques, aubes, carter, vibration, ...
Dimensionnement aérodynamique compresseur, turbine,
chambre, ...
Performances hors adaptation
Systèmes de régulation Versions
améliorées
Figure 1
Un premier choix ayant été fait quant à l’architecture du moteur, le motoriste se lance alors dans le dimensionnement détaillé des sous-ensembles (compresseur, chambre de combustion, turbine, ...) optimisant successivement le dimensionnement aérodynamique, thermique et mécanique de chaque composant : la partie B de ce cours (chapitres 6 à 10) détaille pour chaque composant moteur, la méthodologie de dimensionnement.
Enfin, la dernière partie du cours, objet des chapitres 11 à 14, s’attachera à présenter quelques domaines ou techniques connexes au dimensionnement des turbomachines :
- les essais et mesures réalisés pour valider une configuration et mettre au point les méthodes de calcul,
- la maintenance des turbomachines et le soutien logistique intégré (SLI), - le coût global de possession,
- la production.
1 - HISTORIQUE
Les turbomachines sont une famille de machines caractérisées par un cycle thermodynamique continu. C'est ce qui les distingue des moteurs à explosion dont le cycle est par essence cyclique donc discontinu.
Dans tous les cas, il s'agit de transformer une énergie généralement de nature fossile (kérosène, gaz) en une énergie cinétique (éjection de gaz chauds à vitesse élevée) ou en une énergie mécanique (entraînement d’une hélice ou d’un arbre).
Les premières turbomachines sont très anciennes, les turbines à eau remontant à l'antiquité, et ne s’intéressaient alors qu’à la récupération d’énergie. Les premières turbines à vapeur sont apparues beaucoup plus tard, au tout début de l'ère industrielle, pour transformer l'énergie de la vapeur en énergie mécanique : cette application est aujourd'hui à la base de la récupération d'énergie dans les centrales thermiques ou nucléaires.
Le passage aux turbines (cycle compression-combustion-récupération d’énergie) est apparu à l’orée du XXème siècle.
La première application aéronautique du concept de turbomachine est française et remonte à 1922.
Cependant, faute de crédits, les études sont abandonnées. Ce sont les anglais qui reprennent l’idée et dés 1935, Franck Whittle se lance dans la conception du premier turboréacteur monocorps mono flux (turbojet), le Whittle W.1. Ce moteur tourne le 12 avril 1937 et après trois ans de mise au point, le moteur atteint 1000 lb (450 kgp) de poussée. Il vole sur le Gloster E28/39 (voir figure 2) le 15 mai 1941 et une version améliorée équipe en avril 1944 le Gloster Méteor.
GLOSTER E28/39
Envergure : 8,84 m Longueur : 7,72 m
Moteur : 1 Whittle W.2/500 de 800 kgp Masse : 1700 kg maxi au décollage
Vitesse : 750 km/h maxi Figure 2 [1]
Coté allemand, le premier turboréacteur est mis au point avec une certaine avance sur les anglais par von Ohain (premiers essais au banc du HeS3, moteur fusée à hydrogène, réalisés en septembre 1937, suivi du premier vol sur Heinkel He 178 en août 1941) et par Junkers avec une première rotation au banc, début 1939, du prototype du Jumo 004. Ces premiers moteurs atteignent 600 kgp de poussée avec des évolutions ultérieures à 1300 kgp.
Le premier avion de série, le Messerschmitt Me 262, utilisera une version du Jumo 004, le Jumo 004B-1, développant 900 kgp pour une masse de 745 kg et un débit d’air de 21,2 kg/s. Ce turboréacteur comportait 8 étages de compression axiale, une chambre de combustion composée de 6 tubes à flamme et un étage de turbine pour la détente des gaz [2]. De plus, il pouvait être équipé d'une rechauffe. Le taux de compression global de 3,14 pour 8 étages parait aujourd’hui bien faible, les technologies modernes réalisant le même taux de compression en seulement deux à trois étages.
Sa durée de vie était de 50 heures et la production totale s'éleva à 6000 unités. Sa régulation étant embryonnaire, il ne pouvait fonctionner correctement que sur une ou deux positions manette, ce qui rendait le pilotage avion très délicat.
Le BMW 018 fut le dernier prototype développé par les allemands à la fin de la deuxième guerre mondiale. Il fournissait une poussée de 3450 kgp et fut lancé en série en 1945 sans application précise. C'est ce dernier moteur qui, à l’issue de la guerre, donnera naissance à la famille des turboréacteurs ATAR. Ces moteurs furent développés pour les avions d'armes français par la SNECMA en liaison avec les ingénieurs et techniciens allemands concepteurs, au titre des dommages de guerre.
Les français qui avaient repris leurs travaux en 1937, durent les arrêter pendant la guerre. Ils ne reprendront qu'à la libération avec quatre sociétés : SNECMA avec la famille ATAR, Hispano- Suiza en collaboration avec Rolls Royce pour la fabrication en licence des moteurs TAY et VERDON, Rateau (turbomachines industrielles) et Socema qui deviendra Turbomeca et qui fabrique essentiellement des turbines à gaz. La société Rateau sera la première à réaliser un turboréacteur double flux qui tournera au banc en 1946.
Dans les années 1956/1957, Leduc associé à SNECMA développera un turbostatoréacteur qui sera monté sur le Leduc 022, puis sur le Nord-Aviation Griffon 02.
Après la guerre, les anglais, les français, les américains et les russes se lanceront dans le développement de différentes versions de moteurs (voir figure 3) :
- turboréacteurs civil et militaire,
- turbopropulseurs entraînant une hélice ou un arbre, - statoréacteur,
- combiné turbo-stato-fusée, ...
Les principaux développements actuels sont avant tout centrés sur l'amélioration des cycles par l'augmentation des températures et des rendements, la plupart des architectures possibles ayant déjà fait l'objet d'études dans les années 50, 60 et 70.
Cette amélioration des rendements dans l’ensemble du domaine de vol conduit aujourd’hui à l’étude de systèmes à géométrie variable.
L’apport de l’informatique permet en outre d’envisager des reconfigurations de cycles moteur en vol, donc des mélanges d’architectures.
ARCHITECTURES MOTEUR ET APPLICATIONS
STATOREACTEUR MISSILE : ASMP
TURBOREACTEUR MILITAIRE : M88 AVIONS DE COMBAT : RAFALE
TURBOREACTEUR CIVIL : CFM56 AVIONS CIVILS : AIRBUS, BOEING
TURBINE A GAZ : RTM322 HELICOPTERES : EH 101, NH 90 TURBOPROPULSEUR : TYNE
AVION DE TRANSPORT MILITAIRE : TRANSALL
COMBINE TURBO-STATO-(FUSEE) PROJET
Entrée d’air Générateur de gaz Fusée intégrée Statoréacteur Turbine Compresseur
indépendant
Figure 3 [3]
2 - PRINCIPE DE FONCTIONNEMENT DES TURBOREACTEURS
Les moteurs fusée sont assimilables à des réservoirs sous pression qui progressivement se dégonflent en transformant au moyen d'une tuyère l'énergie totale de pression en énergie cinétique.
Par réaction, la quantité de mouvement éjectée (masse que multiplie la vitesse) propulse le réservoir dans l'autre sens (voir figure 4 [4] - mode de propulsion non entretenue).
PRINCIPES DE FONCTIONNEMENT DES TURBOREACTEURS
PROPULSION NON ENTRETENUE PROPULSION ENTRETENUE
Figure 4 [4]
La difficulté pour les moteurs fusée est de maintenir la pression suffisamment longtemps pour assurer la propulsion : pour voler au delà de quelques dizaines de minutes, il faut entretenir le niveau de pression par apport d'énergie (voir figure 4 - propulsion entretenue) et disposer d’une réserve de comburant importante.
Dans le cas des turbomachines, le maintien à niveau constant du réservoir de pression sur une longue durée nécessite l'emploi d'un compresseur pour aspirer et comprimer l’air ambiant (voir figure 5).
PRINCIPES DE FONCTIONNEMENT DES TURBOREACTEURS
Compression Combustion Détente
Compresseur Chambre Turbine
de combustion
Figure 5 [4]
Il faut toutefois fournir de l'énergie : cette énergie, comme pour le moteur fusée, est fournie par la combustion de carburants, en général fossiles, dans la chambre de combustion. Cette combustion présente en outre l'avantage d'augmenter l'énergie disponible, donc le niveau de pression potentielle.
L'énergie nécessaire au compresseur est prélevée par une turbine, le reste de l’énergie potentielle étant transformée en énergie cinétique en passant dans la tuyère (processus identique au moteur fusée). L’avantage de la turbomachine réside donc essentiellement dans la non nécessité d’emporter le comburant.
3 - LE SYSTEME TURBOREACTEUR
On peut décrire globalement les turboréacteurs comme un système composé de différents sous systèmes reliés les uns avec les autres au travers de liens de différentes natures (voir figure 6).
Chacun de ses sous-systèmes est assimilable à une boîte noire dont le comportement peut n’être décrit que par un ensemble restreint de paramètres d’entrée / sortie.
Le premier lien entre composants est le flux d'air qui les traverse. Il indique les dépendances en amont et les contraintes en aval : nous verrons que ce lien est celui qui dimensionne la puissance de la machine.
Le second lien est la transmission d'énergie, avec l'arrivée de l'énergie fossile dans la chambre de combustion (et la postcombustion), la transformation de cette énergie fossile en énergie thermique
puis mécanique au travers de la turbine et les transferts d'énergie mécanique au sein de la turbomachine.
SYSTEME TURBOREACTEUR
ENTREE
D'AIR COMPRESSEUR CHAMBR E DE
COMBUS TION CARBUR ANT
TUYERE TUR BINE
TRANSMISS ION DE PUISSANCE
REGULATION
LEGENDE
VEINE D'AIR CARB UR ANT
section calages
variables,
… débit
d’air chaud
débit d’air froid
Figure 6
Le dernier lien est le plus important car il conditionne le bon fonctionnement et la sécurité de la machine : c'est la régulation. Elle peut agir sur les différents composants (section d’entrée d’air, angle de calage des aubes de compresseur, ...) tout en assurant un fonctionnement correct de l’ensemble de la turbomachine.
Finalement, il convient de se rappeler que les turbomachines aéronautiques sont une composante à part entière du système aéronef et que des échanges de données, d'énergie et de fluides s’effectuent entre le système propulsif et l'aéronef.
4 - ANALYSE DU ROLE DES COMPOSANTS
Compression
C'est le processus qui vise à augmenter la pression des gaz par : 1. l'augmentation de la vitesse relative du fluide,
2. la transformation en pression par réduction de section (diminution de volume).
La figure 7 montre l'évolution du taux de compression maximum au décollage de turboréacteurs civils et militaires. Nous constatons que ce taux de compression est toujours plus élevé pour les moteurs civils que pour les moteurs militaires, ceci résultant de la limitation en pression absolue des carters de turbomachines. En effet, pour les moteurs militaires, cette limitation est atteinte au cours des phases de vol à fort Mach et basse altitude, phases dans lesquelles les moteurs civils n’opèrent pas, ce qui nécessite de prendre des marges sur les taux de compression au décollage.
EVOLUTION DES TAUX DE COMPRESSION MAXIMUM AU DECOLLAGE
1960 1965 1970 1975 1980 1985 1990 1995 2000 2005 2010
F E T T – 1èrerotation
C 7060
50
40
30
20
10
0
F100-232
M88-2
GP7000
Figure 7
Il est à noter que l’augmentation du taux de compression améliore le rendement de combustion.
Combustion
C'est le phénomène par lequel l'énergie fossile est transformée en énergie calorifique. Le processus comprend :
1. la pulvérisation de carburant mélangé à l'air capté,
2. l'inflammation du mélange air/carburant et l'augmentation de la température des gaz à iso-pression.
La réduction de la pollution engendrée par les turbomachines s’effectue en agissant sur ce processus.
Détente
C'est la transformation de l'énergie de pression en énergie cinétique avec ou sans prélèvement de puissance. Le processus comprend :
1. le prélèvement au moyen d'une turbine de l'énergie nécessaire à l’entraînement du compresseur,
2. la transformation de la pression résiduelle en vitesse d'éjection par une tuyère.
La limitation en température maxi dans une turbomachine résulte essentiellement de la turbine.
L'évolution des températures entrée turbine est présentée sur la figure 8.
EVOLUTION DE LA TEMPERATURE ENTREE TURBINE (TET)
M88-2
PHT
M53-2 M53-5 M53-P2
ATAR 9K50 F404-400
F404-RM12 F414-400
EJ-200
1200 1350 1500 1650 1800 1950 2100 2250
1965 1970 1975 1980 1985 1990 1995 2000 2005 2010 2015
ANNEE DE 1ère ROTATION
Figure 8
L’augmentation continue du niveau de température en entrée turbine se poursuit au rythme d’environ 400 à 500°C tous les vingt ans. La température en entrée turbine se rapproche donc peu à peu du niveau maxi imposé par le carburant et le cycle moteur, notamment par le taux de compression maxi réalisé en amont de la chambre de combustion (voir figure 7). Pour le kérosène, carburant le plus couramment utilisé dans l’aéronautique, la température maximale de flamme est de l’ordre de 2800 K pour une température en entrée de chambre de combustion de 1000 K.
Régulation
C'est le système qui permet d'obtenir la poussée demandée sans toutefois franchir les limites de la sécurité : ce système gère bien évidemment l'arrivée du combustible, mais aussi les systèmes à géométrie variable de la machine (section de tuyère, calages variables, ...). Il est composé d'un ensemble d'équipements liés par des lois de fonctionnement qui résultent soit des lois de l'hydraulique et de la mécanique lorsque cette régulation est hydromécanique, soit de lois implantées dans un calculateur lorsque la régulation est numérique.
Les régulations ont pour but d'éviter en priorité :
TET
(K)
- les survitesses d'arbre,
- les surchauffes tant au niveau de la chambre de combustion que sur les turbines, - les baisses imprévues de poussée,
- les zones de fonctionnement dangereuses ou aléatoires, - les extinctions du moteur, ...
Pour vérifier l'action des consignes, les régulations utilisent une instrumentation répartie sur l'ensemble de la machine : elle peut être doublée lorsque la sécurité des vols ou la sûreté de la machine est en jeu.
Avec les régulations de type numérique, les systèmes moteur peuvent désormais dialoguer avec les calculateurs de l’aéronef et donc parfaitement assurer la symbiose entre système propulsif et système aéronef. Cette symbiose peut aller jusqu’à l’intégration au système de commande de vol (cas des tuyères vectorielles).
5 - QUELQUES EXEMPLES DE TURBOMACHINES
L’association des différents composants basiques (compresseur, chambre de combustion, turbine et tuyère) d’une turbomachine permet d’obtenir des architectures moteur très variées (voir figures 9 à 18), adaptées chacune à un ou plusieurs objectifs : poussée maximale et/ou consommation minimale et/ou simplicité et légèreté, ...) :
Architecture Exemples Caractéristiques - monocorps, monoflux : ATAR . architecture très simple
. niveau de poussée élevée
. consommation de carburant élevée
- monocorps, double flux : M53 . architecture simple
. consommation de carburant modérée
- double corps, monoflux : OLYMPUS . architecture plus complexe
. compacité plus élevée
. réactivité améliorée
. consommation de carburant élevée
- double corps, double flux : M88-2 . architecture plus complexe
CFM56 . faible consommation de carburant
. faible niveau sonore (moteur civil)
- triple corps, double flux : RB211 . architecture très complexe
. consommation de carburant faible
. très grande souplesse d’utilisation
- turbine libre, RTM 322 . architecture très simple
monocorps, monoflux : . consommation de carburant élevée - turbine liée, TYNE . architecture plus complexe
double corps, monoflux : . plus grande souplesse d’utilisation
PRINCIPALES ARCHITECTURES DE TURBOREACTEURS
TRIPLE CORPS - DOUBLE FLUX
FAN CIP CHP THP TIP TBP
RB211
DOUBLE CORPS - DOUBLE FLUX
CHP THP TBP
M88 F110 F404 RD-33
CBP
DOUBLE CORPS - MONO FLUX
CBP CHP THP TBP
J52
MONOCORPS - MONO FLUX
C T
ATAR
MONOCORPS - DOUBLE FLUX
CBP CHP T M53
TURBINE LIBRE MONOCORPS - MONO FLUX
C T TP
TURBINE LIEE MONOCORPS - MONO FLUX
C T
Figure 9 REACTEUR MONOCORPS, MONOFLUX : ATAR 09K50 (SNECMA)
Figure 10 [4]
REACTEUR MONOCORPS, DOUBLE FLUX : M53-P2 (SNECMA)
Figure 11 [4]
1 mètre
1 mètre
REACTEUR DOUBLE CORPS, DOUBLE FLUX : M88-2 (SNECMA)
Figure 12 [4]
REACTEUR DOUBLE CORPS, DOUBLE FLUX : LARZAC 04 (TM/SNECMA/MTU)
Figure 13 [4]
REACTEUR DOUBLE CORPS, DOUBLE FLUX : CFM56-5C (GE/SNECMA)
Figure 14 [4]
1 mètre
0,5 mètre
1 mètre
PROPFAN : UDF (GE/SNECMA)
Figure 15 [4]
TURBOMOTEUR : RTM 322 (TURBOMECA)
Arbre de puissance Boite relais
2 roulements
Turbine de puissance à 2 étages
Séparateur de particules
Compresseur 3 axiaux + 1 centrifuge
Chambre de combustion
Turbine à 2 étages
Figure 16 [4]
HELICES CONTRAROTATIVES A CALAGES VARIABLES
"CORE"
MOTEUR A CYCLE VARIABLE : MCV99 (SNECMA)
Figure 17a [4]
MOTEUR A CYCLE VARIABLE : MCV99 (SNECMA)
Figure 17b [4]
MOTEUR A DETONATION PULSEE
1. Conditions initiales :
injection d'air et de carburant
2. Amorçage et propagation d'une onde de détonation de l'arrière vers l'avant
3. Poussée créée lors de la réflexion de l'onde sur la paroi avant et de l'expansion des gaz
4. Surdétente permettant de recréer les conditions initiales
injecteur mélange
air-combustible
allumeur
Figure 18
6 - QUELQUES CHIFFRES
Evolution de la température
L’évolution de la température au sein d’un moteur est liée aux phénomènes de compression, de combustion et de détente dans les compresseur(s), chambre de combustion, turbine(s), (postcombustion) et tuyère.
De la température ambiante (T0 = 15°C = 288 K) à l’entrée du moteur, son niveau peut atteindre lorsque le moteur tourne à son régime maximal (voir figure 19 pour le moteur ATAR) :
- 50 à 60°C en sortie du compresseur BP (soufflante ou fan) 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 chambre de combustion, - jusqu’à 2000°C (2300 K) au sein de la chambre de combustion,
- jusqu’à 900°C (1200 K) en sortie de la turbine BP,
- jusqu’à 1800-1900°C (2100-2200 K) en sortie de postcombustion.
L'augmentation de température se fait partiellement dans le compresseur et principalement dans la chambre de combustion. La détente diminue cette température qui reste toutefois plus élevée en sortie de tuyère qu'en entrée du moteur.
EVOLUTION DES PRESSION, TEMPERATURE ET VITESSE POUR LE MOTEUR ATAR
= 6,15T4= 940°C = 1215 K
Da2= 73 kg/s F0/0= 5000 daN
CS0/0= 1 kg/h/daN
2 bars
800°C
Figure 19 [4]
Evolution de la pression
L’évolution de la pression au sein d’un moteur est, bien entendu, directement liée aux phénomènes de compression et de détente dans les compresseur(s) et turbine(s) (voir figure 19). S’y ajoutent à plus faible échelle, les pertes de pression, aussi appelées "pertes de charge".
Ces pertes de charge sont liées :
- soit aux frottements le long des parois (ordre de grandeur de 0,1 à 1 %),
- soit à la présence d’obstacles dans la veine, tels que stabilisateurs de flamme, injecteurs de carburant, canalisations, ..., dont les pertes de charge sont beaucoup plus importantes (ordre de grandeur de 1 à 10 %).
De la pression ambiante (P0 = 101325 Pa) à l’entrée du moteur, son niveau peut atteindre lorsque le moteur tourne à son régime maximal :
- 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 des moteurs civils et militaires, - 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.
On constate que la pression, après une légère dégradation dans la manche d'entrée d'air, subit une forte augmentation dans le compresseur, puis de nouveau une légère dégradation dans la chambre de combustion. La pression diminue fortement dans la turbine et beaucoup plus faiblement dans le canal d’éjection avec un niveau dans la tuyère toujours supérieur à celui en entrée du moteur.
Evolution de la vitesse
La vitesse d’écoulement s'accroît en amont du compresseur compte tenu du blocage du à la présence du cône moteur, puis diminue légèrement dans le compresseur (voir figure 19). La vitesse s'accroît ensuite fortement en sortie de la chambre de combustion et décroît tout aussi fortement dans la turbine compte tenu de la détente qui s’y opère. La tuyère permet d'accroître à nouveau la vitesse, augmentant ainsi la quantité de mouvement en sortie du moteur. 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.
EVOLUTION DE LA VITESSE TANGENTIELLE
VITESSES TANGENTIELLES
1656 km/h 1235 km/h
515 km/h 90 km/h
0 km/h
MACH = 1
Figure 20
D’autre part, la vitesse de rotation des éléments mobiles (compresseur et turbine) étant fixée, la vitesse relative W le long de l’aubage va varier en fonction du rayon (voir figure 20) et peut atteindre des nombres de Mach supersoniques (vitesse > 1235 km/h) en "tête" de pale (aube) de compresseur ou de turbine.
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.
Evolution du débit
Le débit qui traverse un moteur est intimement lié au diamètre d’entrée de ce moteur. La relation suivante permet d’estimer rapidement ce débit :
Débit = K . (Diamètre)² (kg/s) (m)²
avec : - K 150 pour les moteurs militaires, - K 140 pour les moteurs civils.
la valeur plus faible du coefficient K pour un moteur civil venant du fait que ce type de moteur n’est jamais conçu au maximum du niveau technologique de l’époque donnée.
A titre indicatif, un moteur civil aspire environ 400 m3 d’air par seconde, ce qui est équivalent au volume d’une maison.
Evolution de la masse
La masse d’un moteur (m) est en grande partie liée à son niveau de poussée (F) et le rapport caractéristique poussée sur poids (F/m.g) est relativement constant :
- 4 à 6 pour les moteurs sans postcombustion, - 8 à 10 pour les moteurs avec postcombustion.
A titre d’exemple :
- le moteur militaire M88-2, développé et produit par SNECMA, pèse 900 kg pour un rapport poussée sur poids de 8,5 avec postcombustion,
- le moteur civil CFM56-5C4, développé et produit par SNECMA et General Electric, pèse 2500 kg pour un rapport poussée sur poids de 6,1 sans postcombustion.
A l’horizon 2015-2020, on vise des rapports de l’ordre de 10 pour les moteurs civils et de 20 avec post-combustion pour les moteurs militaires (voir figure 21), avec une rupture de pente due aux nouvelles technologies (ANAM : ANneau Aubagé Monobloc, …).
EVOLUTION DU RAPPORT POUSSEE SUR POIDS EN PC (MOTEURS MILITAIRES)
Figure 21
Résistance mécanique
Les vitesses de rotation étant grandes, les aubes des compresseurs et turbines sont soumises à des efforts centrifuges très importants.
A titre d’exemple sur un moteur civil (voir figure 22) :
- une aube de soufflante doit 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 50 à 60 tonnes,
- le carter intermédiaire d’une masse de 200 kg encaisse des efforts supérieurs à 100 tonnes.
EJ-200
F414-400 F404-RM12
F404-400
ATAR 9K50
M53-P2 M53-5
M53-2
JSF119
VAATE 1
M88-2
4 6 8 10 12 14 16 18
1965 1970 1975 1980 1985 1990 1995 2000 2005 2010 2015
année de 1ère rotation
(démonstrateur)
(démonstrateur)
F
PC.
(m.g)
CFM56-5
Poussée 15 tonnes Masse 2500 kg
Figure 22 [4]
Fiabilité
La fiabilité des moteurs d’avion est reconnue et il est beaucoup plus sûr de monter en avion que de conduire sa voiture. Le tableau suivant présente quelques caractéristiques comparées :
MOTEUR D’AUTOMOBILE
MOTEUR D’AVION
PANNES EN FONCTIONNEMENT
1/1000 heures (1,5 tours du monde)
1/30000 heures (7500 tours du monde)
REMISE EN ETAT DU MOTEUR
1/2000 heures (3 tours du monde)
1/10000 heures (250 tours du monde)
DEMARRAGE NECESSITANT
L’OUVERTURE DU CAPOT 20/10000 heures 4/10000 heures
VERIFICATION MECANIQUE
AVANT CHAQUE DEMARRAGE aucune aubes fan
(risque d’impacts)
Aujourd’hui, un programme de fiabilité à "six sigma" est amorcé : ce programme vise à diminuer le taux d’incident actuel de deux par jour pour l’ensemble du parc des avions civils (niveau actuel dit à
"trois sigma") à moins d’un pour deux ans.
CARTER FAN :
. MASSE 250 kg
. RESISTE A L’IMPACT D’UNE AUBE FAN DE 57 TONNES D’EFFORT CENTRIFUGE
CARTER INTERMEDIAIRE :
. MASSE 200 kg
. ENCAISSE DES EFFORTS SUPERIEURS A 100 TONNES
Investissements liés au développement d’un nouveau moteur
Le point marquant qui caractérise le développement d’un nouveau moteur est le niveau important des investissements requis et la durée du retour sur investissement : le moteur est un produit à très long cycle de vie. Il génère en conséquence une industrie très "capitalistique".
-2500 -2000 -1500 -1000 -500 0 500 1000 1500
0 10 20 30 40 50
années
Dépenses rechanges Dépenses moteurs CA moteurs
CA rechanges Dépenses RDI Cumul
M€
Figure 23 La figure 23 montre que le cycle de vie d’un moteur est de l’ordre de 50 ans avec un retour sur investissement au bout de 25 à 30 ans. L’investissement atteint en général son maximum au bout de 15 ans et peut être compris entre 10 et 15 milliards de francs selon le niveau technologique requis et l’importance des efforts de recherche et de développement.
CONCLUSION
Le développement d’une turbomachine suit donc un processus très complexe fondé sur les spécifications d’un ou plusieurs clients, français ou étranger :
- moteur silencieux et non polluant, - facile à entretenir,
- sans limitation d’emploi,
- obéissant, performant et ne craignant ni la météo, ni les ingestions d’oiseaux, - économique, fiable, avec des garanties éternelles, ...
ces spécifications étant le plus souvent incompatibles les unes des autres, si ce n’est par le développement de nouvelles technologies très coûteuses (matériaux hautes températures, systèmes à géométrie variable, ..).
ANNEXE 1
BIBLIOGRAPHIE et
REFERENCES
[1] Wikipédia - Gloster E.28/39 (W4041), Farnborough, Sqn Ldr J Moloney, c. 1941 Devon SA, Royal Air Force official photographer
This is photograph CH14832A from the collections of the Imperial War Museums.
[2] 50 years of jet powered flight - ISABE 92-7002 Dr. Franz ANSELM
[3] Affiche Rolls Royce
[4] Coupes moteur et schémas Snecma Moteurs et Turboméca
