Jean-Claude Thevenin AAAF- Juin 2004 3me Edition

T/T0

Diagramme Temprature-EntropieP/P0=1 P/P0=5 P/P0=15 P/P0=40

Combustion Dtente Turbine

Compression

Dtente Tuyre

S-S0

Table des matiresPrambule Bref historique du turboracteur Chapitre I : Les principes de la propulsion par raction Chapitre II : Les diffrents types de propulseurs raction et leurs pousses 2.1 Le mode de classification 2.2 Les moteurs fuses 2.3 La famille des turboracteurs 2.4 Le turboracteur mono-flux 2.5 Le turboracteur double-flux spars 2.6 Le turboracteur double-flux mlangs 2.7 Les autres types de propulseurs Chapitre III : Le principe de fonctionnement du turboracteur 3.0 Question prliminaire 3.1 Les cycles de turboracteurs 3.1.1 Le cas du turboracteur mono-flux et simple-corps . 3.1.2 Le principe de la rchauffe (ou Post-Combustion ou PC) 3.1.3 Cas du turboracteur mono-flux mais double-corps 3.1.4 Cas du turboracteur double-flux, simple-corps 3.1.4 Cas du turboracteur double-flux , double, voire triple-corps . 3.2 Les organes des turboracteurs et leurs fonctions 3.2.1 Ladmission : 3.2.2 La compression : 3.2.3 La chambre de combustion : 3.2.4 La dtente dans la Turbine 3.2.5 La rchauffe (ou Post-combustion) ou PC 3.2.6 La dtente dans la tuyre puis ljection 3.2.7 Linversion de jets avec le systme de rverse 3.2.8 Les paliers et enceintes 3.3 Le pilotage du turboracteur 3.4 Le carburant Chapitre IV : Lintgration du turboracteur lavion 4.1 Linstallation des turboracteurs sur avion 4.2 La nacelle 4.3 Les prlvements d'air et de puissance Chapitre V : Les matriaux, la conception mcanique et la fabrication 5.1 Les enjeux du turboracteur 5.2 Les matriaux d'un turboracteur 5.3 La conception mcanique d'un turboracteur 5.4 La fabrication et le contrle qualit du turboracteur Chapitre VI : Quelques chiffres caractristiques 6.1 Cas des turboracteurs davions de transport civil subsoniques 6.2 Cas du moteur OLYMPUS 593 de Concorde 6.3 Cas des turboracteurs davions de combat Annexe 1 : La thermodynamique du turboracteur Annexe 2 : Les vitesses dcoulement dans les aubages

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PrambuleDbut 2003, lAAAF(Association Aronautique et Astronautique de France) a entrepris de refondre son site Internet avec deux objectifs majeurs, savoir: dvelopper la communication avec et entre ses membres et souvrir plus largement au monde des passionns de laronautique et de lastronautique. Depuis quelques mois, les responsables du nouveau site web, dont je suis, reoivent rgulirement des questions que de jeunes (et moins jeunes) internautes nous posent sur nos techniques, nos mtiers, nos matriels, etc... Ces questions couvrent peu prs tous les domaines de laronautique et de lastronautique. Nous avons retenu ici celui de la propulsion des avions raction. Le prsent document vise apporter des rponses la plupart des questions concernant ce domaine en utilisant le minimum de formules mathmatiques et ne faisant appel aux lois de la physique que le plus simplement possible. A cette fin, jai repris les ides pdagogiques du petit livre orange intitul Les turboracteurs que Serge Boudigues avait publi aux Editions Dunod en 1971 (dition puise) ainsi que celles des fascicules raliss par le Dpartement Formation et le Dpartement Veille et Connaissances de la Snecma sur le mme sujet. Sur certains points, jai jug utile dapporter quelques complments plus techniques mais dont la lecture est facultative; elles sont en italiques dans le texte. Jai puis nombre dentre eux dans les cours professs SupAro par Jean Decouflet. Si le lecteur souhaite des approfondissements en arodynamique, je renvoie dautres publications dans le site web AAAF et, en particulier, sur les didacticiels de Jean Dlery. Mont beaucoup aid dans la rdaction de ce document, dminents ingnieurs de Snecma et membres, voire prsidents de Commissions Techniques, de lAAAF : Isabelle Dubois, Valrie Gunon, Claudine Planquet, Christophe Brisset, Ren Carrillo, Bernard Guillot, Robert Kervistin, Alain Lardellier, Alain Lasalmonie, Olivier Mahias, Guy-Louis Rideau, Alain Varizat et bien dautres encore. Les photos et schmas de moteurs existants sont tirs de la documentation de Snecma Moteurs, dHispano Suiza et dautres socits du Groupe Snecma ainsi que celles de ses partenaires.

Autorisation de publication dans le site Web de lAAAF : Serge Eury, directeur R&T de Snecma Moteurs

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Bref historique du turboracteur

Selon nos sources, le turboracteur est n en Europe dans les annes qui ont prcd la 2me guerre mondiale. La liste des inventeurs de moteurs de ce type est plutt longue et il est difficile de dire qui fut rellement le prcurseur. En fait, la plupart des ides pour propulser des engins volants tait dans lair ( double titre !) depuis le milieu du XIXme sicle. Comme beaucoup de technologies qui font appel de multiples disciplines, celle du turboracteur daujourdhui est le produit dune longue succession dinventions o chaque ingnieur et chaque technicien a apport sa contribution, aussi modeste fut-elle. Le principe consistant crer un jet propulsif par compression puis chauffage de lair a t brevet en 1908 par le franais Ren Lorin. Dans ce cas, la compression tait produite par un moteur piston. En parallle, a merg le principe de la turbine gaz qui transforme lnergie des gaz de combustion en nergie de rotation (Sudois G. de Laval). Lassociation de ces 2 principes conduit dans les annes 30, aux ides puis la ralisation des premiers turbomoteurs. Ceux-ci entranaient une hlice. Le turboracteur ntait pas loin. En 1930, Maurice Roy dcrit une turbofuse qui a tous les constituants de base du turboracteur. Les premiers turboracteurs furent fabriqus un peu plus tard, lorsque les matriaux et les technologies le permirent. Ils apparurent presque simultanment, partir de 1937, en Grande Bretagne (Franck Whittle), en Allemagne (Pabst von Ohain, Heinkel) et en France (Sensaud de Lavaud, Ren Anxionnaz, Rateau, ). Dabord dusage militaire, les turboracteurs furent rapidement utiliss pour la propulsion des avions civils. Le premier avion de transport civil raction voler fut le Comet er de De Havilland avec 4 moteurs DH Ghost (GB). Le 1 vol commercial eut lieu entre Londres et Johannesburg, en mai 1952. Malgr les accidents qui frapprent cet avion, accidents qui ntaient pas dus aux moteurs, lpope des avions raction qui venait de commencer allait se poursuivre brillamment. A partir des annes soixante, le moteur explosion et hlice fut progressivement remplac par ce nouveau moyen de propulsion qui a multipli par plus de deux les vitesses de croisire, tout en permettant aux avions long-courriers daller de Paris New York en vol direct, sans escale. Ce fut lpoque des premiers Boeing 707 et DC8 ( partir de 1958) quips de JT3C, bruyants et gourmands en carburant, ou de JT3D un peu plus performants, de la Caravelle de Sud Aviation ( partir de 1959) avec moteurs RR Avon puis JT8D. A partir de 1970, entrrent en service les avions propulss par des moteurs double flux et grand taux de dilution, comme les Boeing 747 quips de JT9D de Pratt&Whitney, qui marqurent une avance importante et dcisive dans lpope de laviation civile raction. Du ct militaire, les progrs furent sensationnels. Les enjeux taient la vitesse maximale (cest qui dpasserait le premier la vitesse du son ou ses premiers multiples, en piqu, puis en vol horizontal ou en monte), laltitude maximale, la capacit demport, la discrtion, lacclrationet la maniabilit. Qui ne se souvient pas des figures dites du cobra excutes par les avions Russes, MIG 29 et SUKHOI 27 aux salons du Bourget dans les annes 90 !

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Pour ne pas disparatre, les entreprises qui tudiaient et fabriquaient des moteurs me pistons avant la 2 guerre mondiale ont du se reconvertir rapidement ce nouveau type de moteur qutait le turboracteur. Les autres ont priclit. Le dveloppement extraordinaire de laviation raction commerciale a conduit une forte expansion de cette industrie, mais aussi une slection impitoyable. Elle a donn lieu de nombreux regroupements industriels. En France, par exemple, la socit Gnme et Rhone qui avait absorb les Moteurs dAviation Lorraine, donna naissance la Snecma en 1945. Dautres socits renommes telles que : Hispano-Suiza, TURBOMECA (1938) et MICROTURBO (1961) rejoignirent le Groupe Snecma un plus tard. Entre les grands industriels restants, pour les principaux avionneurs : Boeing, Airbuset les principaux motoristes : General Electric, Pratt&Withney, Rolls Royce, Snecma SA la comptition est certes svre, mais les cooprations croises sont aussi trs actives. Dans ces cooprations, la France et la Grande Bretagne, avec Concorde et ses moteurs Olympus 593, puis lEurope, avec AIRBUS, la France et les USA avec les moteurs CFM 56 de CFMI (50% Snecma-50% GE) et bien dautres encore sont exemplaires .

Pour ceux qui veulent en savoir plus sur lhistoire du turboracteur en France, je recommande louvrage de A.Bodemer et R.Laugier LATAR et tous les autres moteurs raction Franais , Edition L.D.REBER, 1996. Je recommande aussi la visite du muse des moteurs de Snecma, Villaroche, prs de Melun (Conservateur : Jacques Hauvette de Snecma Moteurs).

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Chapitre I Les principes de la propulsion par raction

La propulsion des avions " raction" s'appuie, principalement, sur deux branches de la science physique : 1) la mcanique : avec le principe de "l'action et de la raction", 2) l'arodynamique : avec les "jets propulsifs". (nous verrons en annexe que la transformation dnergie dans le turboracteur sappuie sur une troisime branche, la thermodynamique). La raction: Elle est la consquence d'une action. Par exemple, imaginez que vous tes dans une barque sur l'eau dun tang. Lorsque vous tirez sur les rames, vous exercez une action qui propulse la barque par raction . Si vous plongez hors de la barque ou si vous sautez sur la berge, la barque va de se dplacer en sens contraire, par la raction qui rsulte de l'action que vous avez exerce en vous jectant du bateau.Il est noter que cette action est quasi instantane et quil en est de mme pour la raction. La barque subit une impulsion et sera freine par le frottement de leau au bout de quelques secondes. On notera aussi quil existe un autre couple action-raction, permanent celui-l, qui quilibre le poids de la barque par la pousse dArchimde, lempchant ainsi de couler.

Action Raction

1er exemple dAction et de Raction

Le principe de l'action et de la raction rgit ainsi de nombreux phnomnes dquilibre statique et de locomotion, dont la marche pied, le dplacement en bicyclette, le dplacement en automobile ... et , bien sr, celui en avion. Laction et la raction qui en rsulte correspondent des forces gales et de sens opposs. La raction par jet : Si vous gonflez un ballon baudruche puis si vous le lchez en laissant s'chapper l'air qu'il contient, le ballon va se dplacer dans l'espace jusqu' ce que la rserve dair sous pression se soit puise. L'air qui s'chappe de l'embouchure du ballon ( une vitesse Vj) cre une action; le ballon se dplace ( une vitesse Vb) par raction.

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Les deux figures ci-aprs illustrent cette exprience qui est la porte de chacun.

Raction : dplacement du ballon,

Gonflage Action : jet propulsif2me exemple dAction et de Raction

Raction : dplacement de la fuse

Les fuses des feux d'artifice sont propulses grce l'jection des gaz sous pression qui rsultent de la raction chimique interne d'un mlange solide de carburant et de comburant . Les gaz qui s'chappent de la fuse ( une vitesse Vj) crent une action; la fuse se dplace ( une vitesse Vb) par raction. Les fuses modernes qui envoient des vhicules dans l'espace et qui mettent des satellites en orbite, par exemple ARIANE 4 ou 5, se propulsent de faon similaire. Les gaz du jet propulsif sont produits en gnral par la raction chimique (ou combustion) de mlanges carburantcomburant trs nergtiques, liquides ou solides. Ces carburants et comburants sont nomms propergols .

Action : jet propulsif

3me exemple dAction et de Raction

Les "turboracteurs" (qui seuls font lobjet du prsent document) ainsi que les "statoracteurs" et les "pulsoracteurs", n'emportent pas avec eux les gaz de propulsion, mais seulement le carburant. Ils absorbent de l'air et le rejettent aprs l'avoir acclr. Les propulseurs hlice, procdent de mme, bien que les limites du volume dair que les hlices acclrent, ne soient difficiles matrialiser.

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Chapitre II Les diffrents types de propulseurs raction et leurs pousses2.1 Le mode de classification On distingue couramment les diffrents types de propulseurs raction suivants : les moteurs fuses, les turboracteurs, les statoracteurs, les pulsoracteurs les moteurs hlices, Ceux ci peuvent se regrouper en 2 grandes familles de propulseurs : A. Celle des moteurs fuses qui n'ont pas besoin de l'air ambiant pour fonctionner, B. Celle de tous les autres moteurs qui ont besoin de cet air. 2.2 Les moteurs fuses Ils emportent en gnral avec eux une certaine quantit de mlange de propergols solides, liquides ou gazeux. Ils jectent des gaz qui tirent leur nergie, donc leur vitesse, de la combustion interne de ces propergols ; par exemple, avec de l'hydrogne (carburant) et de l'oxygne (comburant) cest de leau (vaporise) qui est jecte. Certains moteurs fuses utilisent de la matire sous d'autres formes ; par exemple des ions dans le cas des moteurs plasmiques, voire des particules lmentaires telles que des lectrons. Le problme est que plus la masse (Mj) des particules de matire jectes est faible, plus forte devra tre la vitesse d'jection (Vj) pour fournir un mme effet. Cet effet est la pousse (P): P = Mj*Vj Plutt que d'utiliser la notion de masse on utilisera la notion de dbit-masse, c'est--dire la masse jecte par seconde : P = Qj*Vj 2.3 La famille des turboracteurs Nous avons dj indiqu que les turboracteurs, les statoracteurs, les pulsoracteurs, les moteurs hlice ont besoin de l'air ambiant pour propulser un avion. Tout comme les moteurs combustion des vhicules automobiles et des petits avions hlice, on les nomme moteurs "arobies". Schmatiquement, le turboracteur absorbe de l'air par "une manche d'entre dair" ; le comprime, le chauffe puis l'jecte l'extrieur par lintermdiaire dune "tuyre". Pour fournir une pousse, cette vitesse l'jection doit tre suprieure celle de l'admission. La pousse s'exprime, comme pour les fuses, dans le cas du turboracteur le plus simple ("simple flux d'air") et s'il est l'arrt, par la formule : P = Qj*Vj Si lavion, donc le moteur , est en vol, la pousse "nette" rellement utilisable est infrieure celle que donne cette formule, car il faut lui dduire l'effet inverse celui du jet, qui correspond l'air absorb par la manche d'entre. Cet effet est le produit du dbit absorb par la vitesse l'entre d'air qui est peu prs gale la vitesse d'avancement de l'avion. La pousse nette de ce turboracteur s'exprime alors par la formule : P = Qj*Vj - Qo*Vo La diffrence entre le dbit sortant (Qj) et le dbit entrant (Qo) provient essentiellement du dbit de carburant (en plus) et de l' air ventuellement prlev dans le moteur pour la pressurisation de la cabine(en moins).

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2.4 Le turboracteur mono-flux En premire approche, dans le cas le plus simple dun turboracteur , celui du turboracteur mono-flux ( ou simple flux ) on peut crire que les deux dbits Qj et Qo sont gaux ; dans ce cas la formule de la pousse nette sera : Pnet = Qj*(Vj - Vo)

VoQj

Vj

Turboracteur mono-flux

2.5 Le turboracteur double-flux spars Dans le cas o le turboracteur comporte deux flux d'air spars ("flux primaire" et "flux secondaire") comme, par exemple, pour les turboracteurs "double flux" des avions civils, il faudra calculer la pousse sparment pour chacun des flux et ajouter les rsultats, soit: P nette = Qprimaire*(Vj/primaire - Vo) + Qsecondaire*(Vj/secondaire - Vo)

Vj/second. VoQj/secondaire

Vj/prim.Qj/primaire

Turboracteur double-flux spars 2.6 Le turboracteur double-flux mlangs Si les deux flux sont mlangs avant d'tre jects, au lieu de calculer la pousse pour chacun des flux sparment, on la calculera en prenant le produit du dbit total par la vitesse d'jection unique du flux mlang (en la diminuant de la vitesse d'avancement Vo dans le cas d'une pousse nette) . On a alors la formule : Pnet = (Qj/p + Qj/s)*( Vml - Vo)

Vo

Qj/secondaire

Vj/ml.

Qj/primaire

Turboracteur double-flux mlangs

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2.6 Les autres types de propulseurs Les statoracteurs sont bass sur le mme principe de fonctionnement que les turboracteurs, avec les 3 phases compression-combustion-dtente mais avec une diffrence fondamentale : ils ne comporte pas de pices mobiles. Il ny a donc pas de compresseur ni de turbine. La compression est assure par la seule manche dentre, condition que le statoracteur soit en mouvement. Un statoracteur se prsente comme un gros tuyau occup en son centre par la chambre de combustion.

Statoracteur

Ce type de propulseur ne peut donc pas dmarrer au point fixe. Il faut lamener une certaine vitesse davancement (environ 200 km/h) pour quil puisse commencer fonctionner. En revanche, il est trs bien adapt aux trs grandes vitesses, quoique gourmand en carburant. Des solutions mixtes turbo-stato sont tudies afin de pouvoir couvrir de trs larges domaines de vol , du dcollage plus de trois fois la vitesse du son. Les principales difficults, aux grandes vitesses, sont de stabiliser la combustion et de trouver des systmes matriaux tenant trs hautes tempratures. Aux dernires nouvelles, lavion sans pilote NASA X-43A a atteint Mach 7 en mars 2004 avec un tel type de propulseur !

Les pulsoracteurs vitent cet inconvnient de ne pouvoir dmarrer seul, en alternant une phase dadmission, une phase de combustion et une phase djection. Cette alternance est en gnral anime par des volets mobiles ouvrant puis fermant larrive dair. On peut aussi utiliser le principe de la rsonance acoustique dans le tuyau (qui constitue lessentiel de la structure du pulsoracteur) , comme ctait le cas de lEscopette de Snecma , il y a prs de cinquante ans. Ces propulseurs ne sont pratiquement pas utiliss sauf sur certains engins . Ils prsentent linconvnient majeur dtre trs bruyants (en plus dtre gourmands).

Pulsoracteur , phases : 1) admission , 2) combustion/jection

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Les moteurs hlice, et tout particulirement les turbopropulseurs qui utilisent les mmes gnrateurs de gaz que les turboracteurs, peuvent tre considrs, soit comme le cas limite des turboracteurs trs grands taux de dilution, mais sans carnage de la soufflante , soit comme de petites ailes tournantes . Dans le premier cas, on considre que la soufflante acclre modrment une grande quantit dair crant une raction vers lavant. Dans le deuxime cas, on considre que la rsultante des efforts arodynamiques exercs par lair sur les pales cre une force de traction dans laxe moteur. Sur un turbopropulseur, les pales de lhlice sont entranes par plusieurs tages de turbine. Pour obtenir des vitesses en bout de ple qui ne soient pas trop leves, il peut tre ncessaire dutiliser un rducteur de vitesse de rotation, ce dernier tant en gnral constitu dun botier dengrenages mont sur larbre dentranement turbine-hlice: voir le schma cidessous. Cest le cas des 4 moteurs TP400 du futur transporteur militaire Europen lA400M. Du fait du prlvement dnergie important pour faire tourner lhlice, la pousse du jet qui schappe de la tuyre est trs faible, la vitesse djection tant elle mme trs faible. Tous ces moteurs sont bien adapts aux avions ayant des vitesses de vol modres. Ils prsentent lavantage dtre peu gourmands en carburant.

Turbopropulseur

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Chapitre III Le principe de fonctionnement du turboracteur

3.0 Question prliminaireNous avons vu que pour que le propulseur pousse, il faut que la vitesse d'jection soit suprieure la vitesse d'admission (cette dernire vitesse correspondant peu prs la vitesse de vol) : Comment lobtenir ? Comme on l'a vu pour le cas du ballon baudruche, c'est la compression de l'air qui permet de crer la vitesse d'jection. Dans le turboracteur, il faudra donc comprimer suffisamment l'air aspir. Cette opration se fait au moyen du ou des compresseurs et, dans le cas de turboracteurs double flux, pour le flux secondaire, au moyen de soufflantes .

3.1 Les cycles de turboracteurs3.1.1 Le cas du turboracteur mono-flux et simple-corps Cest le cas le plus simple. Un compresseur assure la compression de lair . Mais pour cela, il faut le faire tourner. Sur notre turboracteur, il est coupl une turbine . Cette dernire est elle mme entrane par les gaz chauds qui sortent d'une chambre de combustion . Dans cette chambre, l'nergie est fournie par la combustion de krosne avec l'oxygne de l'air disponible dans lair absorb (et comprim). Une fois prleve lnergie ncessaire lentranement du compresseur, il reste encore suffisamment dnergie provenant de la combustion, donc de pression, pour fournir lnergie de propulsion requise. La pousse est finalement obtenue au travers dune tuyre destine acclrer les gaz sortant de la turbine et dont la section djection est rgle de telle sorte que la pousse soit optimale. Cette section peut tre dfinie une fois pour toutes ou ajustable en vol.

Manche dentre dair

Compresseur

Chambre de combustion

Turbine Tuyre

Principaux constituants dun TBR mono-flux et simple-corps

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3.1.2 Le principe de la rchauffe (ou Post-Combustion ou PC) Il est noter que dans certains cas, on peut tre amen accrotre la pousse en chauffant nouveau lair avant de ljecter, dans une partie dsigne canal PC situe entre la turbine et la tuyre. Pour cela on utilise un systme de rchauffe ou post-combustion ou encore PC , dans lequel on injecte du carburant qui est brl avec ce qui reste doxygne dans les gaz sortant de la chambre de combustion puis de la turbine. Voir schma ci-dessous :

Injection carburant PC

Accroches flammes

Systme PC(Rchauffe)

3.1.3 Cas du turboracteur mono-flux mais double-corps Pour des raisons de performances il peut tre ncessaire de sparer le compresseur en deux, chacun tournant une vitesse approprie. Dans ce cas il faudra deux turbines , une pour chaque compresseur, lentranement de chaque couple compresseur-turbine se faisant par un er me arbre dentranement, celui du 1 compresseur passant lintrieur de celui du 2 . 3.1.4 Cas du turboracteur double-flux, simple-corps Dans un turboracteur simple flux les gaz jects le sont en gnral des vitesses trs leves. La pousse est galement trs leve mais, en contrepartie, on perd une grande partie de lnergie cintique du jet dont les particules dair et de gaz brls qui sortent du moteur grandes vitesses vont se disperser dans lair ambiant. Si lon veut utiliser au mieux pour la propulsion lnergie disponible dans le moteur, la solution consiste en prlever une partie pour faire fonctionner un ou plusieurs tages supplmentaires de turbine qui elle mme entranera un compresseur basse-pression. Ce dernier crera donc une pousse supplmentaire en acclrant un flux dair secondaire (qui ne passera pas par la chambre de combustion) une vitesse modre, mais avec un dbit significatif. Le schma ci-dessous en illustre ce principe.

Compresseur BP (ou soufflante)

Compresseur HP Flux Secondaire Flux Primaire

Turboracteur double-flux, simple-corpsTout comme les turboracteurs mono-flux, ces derniers peuvent tre quips dune rchauffe.

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3.1.4 Cas du turboracteur double-flux , double, voire triple-corps . Le raisonnement est semblable celui du cas prcdent ; mais il est pouss beaucoup plus loin. Dans ce type de moteur, on cherche obtenir du flux secondaire un maximum de pousse avec des vitesses djection pas trop leves. Le compresseur basse-pression du cas prcdent devient une soufflante de grand diamtre, diamtre trs suprieur celui du compresseur de base. Si cette soufflante devait tre entrane par la turbine de base, au mme rgime de rotation (en tours par minute) les vitesses arodynamiques que lon rencontrerait au rayon extrieur de la soufflante seraient trop leves pour obtenir un fonctionnement efficace. La solution consiste donc entraner cette soufflante par une turbine diffrente de la premire et tournant plus lentement. Ceci est illustr sur le schma ci-dessous, dans le cas dun double-corps.

Corps HP (Compresseur HP+ Chambre de Combustion +Turbine HP)

+

==>Turboracteur double-corps , double-flux (avec nacelle)

Corps BP ( Soufflante + Compresseur BP+ Turbine BP)

Principe de constitution dun turboracteur double-flux, double-corps

Les turboracteurs qui propulsent les avions de transports civils subsoniques modernes sont presque tous du type double-corps, double-flux. La soufflante reoit la totalit de lair qui pntre dans le moteur. Un grande partie de cet air va constituer le flux secondaire, lautre partie va constituer le flux primaire. Ce dernier passe par un compresseur BP (basse pression) solidaire de la soufflante, par un compresseur HP (haute pression), par la chambre de combustion, par la turbine HP (haute pression) et, pour finir, par la turbine basse pression (BP) avant dtre ject. Le flux secondaire est ject par une tuyre secondaire, le flux primaire par une tuyre primaire, sauf dans le cas o les deux flux sont mlangs. Dans ce dernier cas, les deux flux sont jects par une tuyre commune Ces diffrents organes seront prsents plus en dtail dans les suivants. Le rapport entre le dbit dair du flux secondaire et celui du flux secondaire se nomme le rapport de dilution dsign par la lettre ( = Qs/Qp). Cest un paramtre important. En gnral est suprieur 5 et peut atteindre, voire dpasser, la valeur de 10.

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Le dessin ci-dessous donne une image dun turboracteur de ce type (cas des flux spars).

Flux dair primaire dans compresseur BP

Flux dair secondaire Turbine BP

Flux dentre dair total Flux dair primaire Chambre de combustion

Compresseur HP

Turbine HP

Turboracteur double-flux, double-corps du type le plus courant

Ainsi suivant le cycle admission-compression-combustion-dtente (partielle) dans la turbine-dtente (finale) dans la tuyre-jection , que nous allons dtaill ci-aprs, notre turboracteur va fournir une pousse approprie grce lnergie apporte par la combustion du carburant.

3.2 Les organes des turboracteurs et leurs fonctions3.2.1 Ladmission Elle se fait au travers dune manche dentre dair qui doit alimenter la soufflante ou les compresseurs en air, des vitesses convenables (environ la moiti de la clrit du son locale) et de faon homogne . Sur les moteurs davions subsoniques il sagit dun conduit assez simple. A larrt et au faibles vitesses, lair y est acclr ; aux grandes vitesses, il est au contraire lgrement ralenti. Sur les moteurs davions supersoniques les choses se compliquent. La vitesse de lair devant lentre peut dpasser largement la vitesse du son (on a couramment un nombre de Mach voisin de 2). Il faudra donc le ralentir fortement pour assurer un fonctionnement correct des compresseurs tout en minimisant les pertes engendres par les ondes de choc et les dcollement arodynamiques qui apparaissent aux vitesses supersoniques. Ces manches deviennent alors des organes plus complexes, avec des formes appropries et, le cas chant, des parties rglables. On notera que le fait de ralentir fortement lair aspir conduit augmenter sa pression et donc participer dj la phase de compression du cycle. Pour plus de dtail se reporter la prsentation de Grard Laruelle consultable sur le site internet de lAAAF.

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3.2.2 La compression Les compresseurs sont en gnral de deux types : - les compresseur axiaux et les soufflantes, - les compresseurs centrifuges. Il y a galement une solution mixte : le compresseur axialo-centrifuge . A. Principe de fonctionnement dun compresseur axial Un compresseur axial rsulte dun empilage d tages composs chacun dun aubage mobile et dun aubage fixe . Considrons dabord un tel tage de compresseur. Laubage mobile (ou roue) est constitu dun disque circulaire sur lequel sont fixes des aubes qui ressemblent des petites ailes (ailettes), Il tourne devant laubage fixe, circulaire, (ou grille fixe) qui est galement constitu d'aubes, fixes celles-ci. La compression de lair sy passe en 2 phases ; Premirement, l'aubage mobile, procure une acclration aux particules d'air, en les dviant par rapport laxe du moteur ; Deuximement, l'aubage fixe qui le suit, ralentit ces particules et transforme une partie de leur vitesse en pression. Cet aubage sappelle aussi redresseur car il ramne lcoulement de lair, acclr par laubage mobile, dans laxe du moteur. Sur le plan arodynamique, les performances dun tage de compresseur sont caractrises par 3 grandeurs : son dbit d'air (Q), son taux de compression ou rapport de pression(P/P) et son rendement (), la commande tant assure par la vitesse de rotation. En fait les instruments de mesures du moteur suivent plutt le rgime de rotation (N en tr/mn) ; mais ce qui compte sur le plan arodynamique ce sont les vitesses mcaniques ( U= N*Rayon /120, en m/s) et surtout les vitesses dcoulement devant et dans les aubages. On notera que la vitesse des particules dair relative laubage mobile et la vitesse mcanique se combinent en chaque point de cet aubage mobile pour donner la vitesse absolue (ou relle). Cela se fait en additionnant les vecteurs vitesses correspondants : voir annexe 2.

Vitesse de rotation

A

AVitesse de lair

Rayon r

Aubage Mobile

Aubage Fixe (redresseur)

Coupe Axiale

Coupe dans un plan tangentiel AA

Schma du fonctionnement dun tage de compresseur

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Un compresseur complet possde toute une succession dtages, dont lallongement des aubes, cest dire leur hauteur rapporte au diamtre de la roue ou de laubage, est de plus en plus faible au fur et mesure qu'on progresse dans le compresseur.

Carter compresseur avec les aubages fixes

Pied de laube et sa plateforme

Tambour avec les aubages mobiles

Sommet de laube

Photographie dun rotor de compresseur multi-tage et coupe schmatique du rotor et du stator Compresseur axial multi-tages

Vue dune aube par son sommet

Les derniers tages de compresseurs ont ainsi une section de passage trs faible puisque lair est de plus en plus comprim et donc occupe un volume de plus en plus restreint. De lentre la sortie du compresseur, le dbit dair ( en masse) est bien sr constant (aux prlvements prs). Le rapport de pression total est le produit du rapport de pression de chaque tage. B. Principe de fonctionnement d'une soufflante Le principe de fonctionnement dune soufflante actuelle (voir ci-contre limage dune soufflante CFM56 de CFMI) est le mme que celui dun tage de compresseur axial. Les seules particularits tiennent : la dimension des aubes, surtout les aubes mobiles, qui ont un grand allongement, leur hauteur reprsentant plus de la moiti du rayon de la soufflante, au fait que le flux dair se spare en deux flux la sortie de laubage mobile : flux primaire et flux secondaire, avec un redresseur distinct pour chacun deux, au fait que la soufflante est une source de bruit importante, que lon rduit en choisissant des nombres daubes adquats et de grands cartements entre laubage mobile et ses redresseurs.

Bras supports Redresseur Secondaire Redresseur Primaire Aubage mobile

Exemple dune soufflante (CFM56)

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En gnral, dans ltat de nos connaissances actuelles, pour fournir le bon rapport de pression (autour de 1,5-1,6) avec des rendements optimums et en utilisant au mieux lentranement fourni par la turbine, la soufflante doit tourner une vitesse mcanique la priphrie de lordre de 400 m/s, les vitesses au pied des aubes ne devant pas tre trop infrieures 200 m/s. Cela signifie que les vitesses arodynamiques vues par laubage mobile sont supersoniques sur une hauteur daube importante et que la soufflante devient une source de bruit prdominante. Diffrentes solutions pour rduire ce bruit, autres que les deux cits cidessus, ont t explores. La plus simple en thorie est de rduire les vitesses : ainsi une rduction de vitesse arodynamique vue par laubage mobile, de 20%, peut rduire le bruit de 5dB. Il y a alors deux difficults : la premire est de conserver la mme pousse, donc le mme rapport de pression, avec ces vitesses rduites ; la deuxime est de pouvoir faire tourner la turbine qui entrane la soufflante des vitesses suffisantes. Pour traiter la premire contrainte, on peut : soit accrotre la charge des aubages (cest dire les forces quils exercent sur lair), soit augmenter le dbit dair aspir par la soufflante (augmentation du rapport de dilution). Pour la deuxime contrainte, on arrive vite en bute des possibilits sauf utiliser pour la soufflante un rducteur de rgime (systme engrenage) ou lentranement par un turbine indpendante (turbine libre). Une troisime voie a galement t explore : il sagit de celle de la soufflante contrarotative . Au lieu davoir un aubage mobile suivi dun aubage fixe, on utilise deux aubages mobiles conscutifs, tournant en sens inverse lun de lautre. Chaque aubage apportant la moiti de la puissance requise pour donner la pousse, il peut tourner une vitesse presque moiti de celle dune soufflante classique. La difficult est toutefois dobtenir le moyen de faire tourner des aubages deux vitesses de rotation opposes ( par un systme dengrenages ou avec deux arbres dentranement diffrents, par exemple) sans complexifier ni alourdir le moteur.

C. Principe de fonctionnement d'un compresseur centrifuge Dans un compresseur centrifuge, un rouet compos de palettes radiales (voir dessin cicontre) aspire lair axialement et le refoule radialement aprs lavoir acclr et comprim, grce leffet de la force centrifuge. Cet air est ensuite redress dans un aubage fixe qui transforme une partie de sa vitesse en pression. Un collecteur rcupre finalement cet air comprim pour lamener dans laxe de la chambre de combustion. Un tel compresseur prsente lavantage de fournir un taux de compression, en un tage, suprieur celui dun compresseur axial en 5 tages. En contre-partie, son encombrement radial est important et conduit des matres couples rdhibitoires en matire de pousse.Aubage Aubag fixe e fixe

Rouet Rouet mobile mobil

Vue de face

Coupe

Schma dun compresseur centrifuge

En revanche, son utilisation est trs intressante pour les moteurs dhlicoptres dont le but est beaucoup moins de pousser que de faire tourner leurs pales.

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3.2.3 La chambre de combustion La chambre de combustion est destine chauffer lair qui sort du dernier tage de compresseur HP afin de lui apporter lnergie ncessaire faire mouvoir la ou les turbines et donner suffisamment de pousse la tuyre. Cette apport de chaleur se fait par la combustion de loxygne de lair avec un carburant, du krosne (hydrocarbure) en loccurrence. Elle doit tre la plus complte possible et la rpartition des tempratures dans les gaz la plus homogne possible.

Coupe dun foyer de chambre de combustion et vue dun injecteur ( droite)

Une chambre de combustion est constitue dun tube flamme ou foyer en forme de tore (gnralement) . Celui-ci est enferm dans un carter de chambre , galement de forme torique, le tout situ dans laxe du moteur, entre le compresseur (HP) et la turbine (HP). Les schmas ci-dessus et ci-dessous en donnent une illustration. Bougie dallumage

Arrive de carburant

Air destin la combustion

Injecteur Air de dilution et de refroidissement

Coupe schmatique dune chambre de combustion A gauche : allumage ; A droite : plein gaz

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Lair pntre en amont du carter de chambre ; une grande partie ( environ 50%) passe par la tte du foyer pour alimenter les systmes dinjection, une autre partie la contourne. Lair de contournement sert la fois au refroidissement des parois, diluer et bien mlanger lcoulement dans le foyer, comme on peut le voir sur les schmas ci-dessus. Les injecteurs au nombre dune vingtaine, ou plus, rgulirement rpartis en tte de foyer, sont destins fournir un dbit de carburant suffisamment pulvris pour obtenir un mlange avec lair optimal. Il en existe de diffrents types, savoir : o injecteur mcanique (pulvrisation fournie par la pression du carburant), o injecteur arodynamique (pulvrisation par entranement du carburant au moyen de lair qui pntre dans le foyer), o injecteur aro-mcanique (alliant les 2 principes prcdents). Au dmarrage, le compresseur HP est mis en rotation grce une source de puissance extrieure, par lintermdiaire dune prise de mouvement sur larbre HP. La pompe carburant est entrane simultanment, par la mme source. Le mlange de lair aspir par le compresseur et du carburant inject par la pompe est allum par une bougie (schma cidessus, gauche). Les gaz quils produisent vont commencer entraner la turbine. Au bout de quelques secondes, lorsquun rgime de rotation suffisant est atteint, le moteur peut fonctionner de faon autonome et monter en puissance (on dit que le moteur senroule ). Nous avons vu quune chambre de combustion doit chauffer lair de faon homogne, sans pic de temprature. Elle doit galement fonctionner de faon stable, sans extinction intempestive, et tre capable de r-allumage en vol. Pour satisfaire la qualit de notre environnement, elle doit fournir le minimum dmissions polluantes. Les rsidus dune combustion complte krosne-oxygne sont le gaz carbonique (CO2) et leau (H2O). Bien que peu dsirables pour cause deffet de serre, ils sont thoriquement invitables. Les oxydes dazote (NOx), dangereux pour la sant, sont produits pas loxydation de lazote de lair dans les zones de pressions et de tempratures leves qui rgnent dans le foyer.. Les monoxydes de carbone (CO) et les restes dhydrocarbures imbrls sont galement dangereux et peuvent tre fortement rduits par une meilleure qualit de la combustion, tout comme les fumes (Carbone : C). Ces actions vont de pair avec lamlioration du rendement de combustion . Ceci a toutefois des limites thoriques lies au principe de Carnot (voir annexe) . Dans un foyer courant moderne, on ne peut utiliser rellement que de lordre de 35% de lnergie calorifique du krosne. Diffrents types de chambre de combustion existent ou sont tudis pour agir sur certains de ces missions indsirables. Pour rduire les NOx, citons les chambre conues pour limiter le temps de sjour des gaz brls dans les zones de hautes pressions et hautes tempratures. Citons aussi, les chambre dites double-tte , adaptes pour les rgimes de fonctionnement du moteur ralenti et plein gaz , avec deux ranges dinjecteurs, lune fonctionnant en permanence, lautre uniquement puissance maximale, au dcollage. Dans le cas des turboracteurs quips de compresseurs centrifuges, du fait de leurs grands diamtres de sortie, il peut tre avantageux dutiliser des chambres de combustion dites la retourne . Une telle chambre prlve lair comprim la priphrie du compresseur et le renvoie par un coude sur la turbine qui se trouve juste en dessous. Une question pourrait nous tre pose : comment se fait-il que lair chauff dans la chambre ne cherche pas aussi schapper vers lavant, cest dire vers le compresseur ? . Une rponse est que la permabilit lair des derniers aubages de compresseur est moindre que celle des premiers aubages de turbines, lair comprim puis chauff et dilat est donc conduit naturellement vers laval. Une autre rponse est que, ds le dmarrage du moteur, le fonctionnement est amorc avec ce sens de lcoulement. Cette situation a cependant ses limites. Si le compresseur cherche comprimer plus que ce que peut avaler la turbine, il se produit des retours pulss de gaz chauds vers lavant. Cela entrane des phnomnes de pompage sur le compresseur avec dcrochage de l coulement sur les aubes. Le systme de rgulation dont on parlera plus loin doit viter de se trouver dans de telles situations.

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Les principaux paramtres qui caractrisent le fonctionnement dun foyer sont : le dbit dair entrant, le dbit de carburant, la pression dentre, les temprature entre dair et de sortie des gaz, la commande tant assure par le dbit de carburant. Nous verrons plus loin que lcart entre les tempratures locales et la temprature moyenne, en sortie de chambre de combustion ( profil de temprature ), joue un rle trs important vis vie de la tenue mcanique des aubes des premiers tages de turbine. 3.2.4 La dtente dans la Turbine A. Examinons le cas le plus courant, celui des turbines axiales. Rappelons que la turbine HP est destine faire tourner le compresseur HP, la ou les turbines BP tant destins faire tourner le compresseur BP et la soufflante (quand il y en a une). Un tage de turbine est constitu dun aubage fixe distributeur suivi dun aubage mobile ou roue mobile. Le distributeur acclre lcoulement en le dviant. La roue mobile tourne, un peu comme une vigoureuse olienne, sous leffet de cet coulement. A la sortie de la turbine, lair se sera dtendu en contre-partie de lnergie quil aura communiqu cette turbine . On notera que les dviations de lcoulement et les variations de pression sont beaucoup plus importantes dans un tage de turbine que dans un tage de compresseur. Cest ainsi quun seul tage de turbine HP (ou 2) peut entraner prs (ou plus) dune dizaine dtages de compresseur HP. En revanche, les turbines et surtout les turbines HP, sont soumises un environnement beaucoup plus svre que les compresseurs. Les tempratures des gaz pousse maximale, lentre de la turbine HP, sont suprieures celles que peuvent normalement supporter les matriaux mtalliques les plus rfractaires . Les carts entre tempratures maximales et admissibles peuvent atteindre localement 900C pour un distributeur et 500C pour un aubage mobile. Il est donc indispensable de protger la surface des pices par des barrires thermiques et de les refroidir par une circulation et une sudation dair frais, sous pression, prlev dans le compresseur HP. Le schma ci-dessous illustre la complexit dune aube ainsi refroidie.

Vitesse de rotation

Barrire thermique

Vitesse de lair

Cicuits internesAubage Fixe (distributeur) Aubage Mobile

Coupe tangentielle schmatique dun tage de

Exemple de trous dmissions de refroidissement

Exemple de circuit de refroidissement interne (coupe)

Schmas dune Turbine Les performances dun tage de turbine sont globalement caractrises par 5 grandeurs : son dbit d'air (Q), son taux de dtente (P/P), la temprature moyenne lentre du distributeur(T), son rendement (), et la vitesse de rotation (N en tr/mn)(ou les vitesses mcaniques ou arodynamiques (en m/s)).

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On notera que le profil de temprature la sortie de la chambre de combustion est un facteur important de la tenue thermo-mcanique des aubages. En effet, si ce profil prsente des pics de tempratures trs leves en certains points, les aubes qui y seront soumises peuvent tre dtruites. B. Un autre type de turbine, la turbine centripte , est la turbine axiale ce que le compresseur centrifuge est au compresseur axial. Elle est trs peu utilise. 3.2.5 La rchauffe (ou Post-combustion) ou PC Elle est destine accrotre la pousse par augmentation de la vitesse djection. Ceci est obtenu en chauffant nouveau lair avant de ljecter , dans une partie dsigne canal PC situe entre la turbine et la tuyre. Pour cela on injecte du carburant par des injecteurs situs lentre du canal. Ce carburant est brl avec ce qui reste doxygne dans le flux primaire (qui est dj pass par la chambre de combustion) et, le cas chant, avec loxygne de lair du flux secondaire. Des accroches-flammes positionns en aval des injecteurs permettent de maintenir la combustion dans la partie centrale du canal : Voir le schma page 11. 3.2.6 La dtente dans la tuyre puis ljection Dans le cas le plus simple (turboracteur simple-flux subsonique), la tuyre ressemble un gros tuyau qui acclre lair en sortie de turbine et lamne la vitesse djection optimale. La section djection est calcule cet effet et est fixe une fois pour toutes. Si ce moteur possde une rchauffe, la tuyre est section variable pour sadapter diverses conditions de fonctionnement. Cest le cas du fonctionnement sec (sans PC) et du fonctionnement avec PC. La variation de section se fait en gnral en fermant plus ou moins partiellement une srie de volets monts la priphrie de la tuyre : voir figure page suivante. Dans un turboracteur double-flux spars, chaque flux dispose de sa tuyre, toujours section fixe. On notera quune tuyre peut tre orientable pour dvier le jet afin dobtenir une plus grande maniabilit, dans le cas des avions de combat. Lorsque les pressions et les tempratures en sortie du dernier tage de turbine sont telles que le jet est subsonique (cas des moteurs civils double-flux et cas des moteurs militaires ou de transport supersonique rgime rduit), nous avons indiqu quune tuyre simplement convergente permet dacclrer lcoulement avant de ljecter. A ljection, la pression statique dans lcoulement est gale la pression ambiante : voir 1re figure cidessous.Eclatement du jet

Vitesse djection Vitesse Croissante Pression ambiante Pression Dcroissante Vitesse Croissante Vitesse djection

Pression Dcroissante Pression ambiante

Cas dune tuyre convergente avec jet subsonique

Cas dune tuyre convergente avec jet supersonique

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Si lcoulement est supersonique, la pression statique en sortie peut-tre suprieure la pression ambiante. Le jet qui doit continuer se dtendre pour arriver lquilibre des pressions, va clater et va conduire des pertes de pousse notables : voir 2me figure cidessus. Lutilisation dune tuyre convergente-divergente permet alors de dtendre compltement les gaz avant leur jection et dobtenir le maximum de pousse : voir figure de gauche ci-dessous. En contre-partie, lcoulement passe par une vitesse sonique au niveau du col de la tuyre, ce qui conduit limiter le dbit qui la traverse, quelque soit la pression amont. Ce dbit ne peut augmenter que si lon augmente la temprature de lcoulement (cas de la rchauffe, par exemple).

Col de la tuyre

Vitesse Croissante

Vitesse djection

Pression Dcroissante

Pression ambiante

Cas dune tuyre convergente-divergente pour jet supersonique

Les tuyres des moteurs subsoniques qui ont des sections djection fixes sont en gnral de conception simple. Le plus souvent elles font partie de la nacelle(voir chapitre 4). Les tuyres des moteurs supersoniques, souvent section variable, sont beaucoup plus complexes. Une des difficults rsident dans le fait de pouvoir faire varier les sections. Limage ci-dessous, en donne un exemple. La variation de section de sortie du flux primaire et de celle du flux total est obtenue par louverture plus ou moins grande de volets primaires et secondaires dont les axes de rotation sont fixs la priphrie des tuyres. Cette ouverture est obtenue par laction de vrins .

Volets Secondaires

Volets Primaires

Exemple de tuyre de moteur militaire

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3.2.7 Linversion de jets avec le systme de rverse Pour freiner lavion latterrissage, on utilise frquemment des systmes de rverse qui renvoient une grande partie du dbit dair du moteur vers lavant grce des plaques solides rtractables ( volets de rverse ). Ceci cre une action dirige vers lavant et donc une raction dirige vers larrire Sur les turboracteurs davions civils subsoniques, ces volets de reverse viennent dvier le flux secondaire, comme le montre le schma ci-contre. Elles sont en gnral intgres dans la paroi de la tuyre. Sur le moteur Olympus 593 de Concorde, la rverse dvie la totalit du flux au niveau de la tuyre djection .

Fonctionnement vol sans rverse

Volet deFonctionnement avec rverse

rverse

Inversion de jets sur turboracteur double-flux

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3.2.8 Les paliers et enceintes Les arbres qui relient compresseur et turbine doivent pouvoir tourner trs grandes vitesses. Leur tenue mcanique est fondamentale. Mme grandes vitesses, ils doivent pouvoir rester rigoureusement rectilignes, parfaitement dans laxe moteur. Ils doivent pouvoir supporter des efforts de plusieurs tonnes ainsi quun minimum de balourds accidentels. Des paliers , constitus de roulements billes ou rouleaux, soutiennent ces arbres en sappuyant sur les structures fixes du turboracteur. Selon le nombre de corps : simplecorps, double-corps ou triple-corps, ils sont respectivement au nombre de 3, 4 (ou 5) et 8(ou 9). Dans le cas des moteurs corps multiples, il y a plusieurs paliers inter-arbres. Pour viter le dplacement vers lavant ou vers larrire des ensembles mobiles, le palier amont est un palier de bute, mont sur roulement billes. En fait, le dplacement longitudinal des arbres, et donc celui des corps, est contrl dans des enceintes pressurises. Celles ci contiennent des pistons, solidaires des arbres, sur lesquels sexercent des efforts de pression appropris et variables selon les cas de vol. Afin de contribuer au bon rendement du moteur et donc sa moindre consommation de carburant, les paliers et roulements doivent produire un minimum de pertes par frottement. Ils sont lubrifis par de lhuile , voire par du krosne. Cette huile doit tre refroidie par le carburant et renouvele pour compenser les fuites. Sur un turboracteur de la classe de pousse de 10 000 daN, la consommation dhuile est de lordre de 0,2 0,3 litres pour 1 000 km. Chaque moteur est ainsi quip dun systme de lubrification entran par la mme prise de mouvement que la pompe carburant. La solution consistant utiliser des roulements non lubrifis est encore au stade de la recherche. On notera que, sur les moteurs de combat qui sont soumis de fortes acclrations dans diffrentes directions ( facteurs de charges ) et des vols sur le dos, la lubrification est une opration plus dlicate que sur les autres types de moteurs. Un paramtre caractristique des roulements et des arbres est le N*Dm , (Rgime de rotation (en tr/mn) multipli par un diamtre moyen du roulement ou de larbre (en mm). Ce paramtre peut atteindre des valeurs de 3 millions sur les moteurs en service. Sur les moteurs civils et tout particulirement sur les turboracteurs double-flux grand rapport de dilution, lingestion accidentelle de corps trangers, celle dune oie (par exemple), peut avoir des consquences graves pour le moteur. En effet, cette ingestion peut occasionner des pertes daubes de soufflante et entraner un balourd de lensemble mobile trop important pour pouvoir tre support par les structures fixes. Sur certains moteurs modernes, le dclenchement dun systme de dcoupleur permet alors de dsolidariser le palier amont du reste de la structure. Lensemble mobile sujet au balourd peut alors orbiter sur un axe qui lui mme tournera autour de laxe moteur. Cet ensemble sera finalement frein par frottement sur le carter de soufflante, vitant ainsi tout risque dclatement du moteur.

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3. 3 Le pilotage du turboracteurComme pour un moteur d'automobile la puissance, donc la pousse d'un turboracteur, crot avec la quantit de carburant utilis. En agissant sur la manette des gaz, le pilote fixe un objectif de pousse. Un systme de rgulation quip dun calculateur lectronique rgle le dbit de carburant fourni par une pompe entrane par le moteur. Pour donner le bon dbit, il mesure quelques paramtres clefs tels que les rgimes de rotation, les pressions et tempratures en diffrents points, etc.... Il doit viter que le moteur n'entre en survitesse ou dans des domaines de tempratures trop leves ou encore dans des domaines de dysfonctionnement arodynamique (dcrochages, pompage du compresseur, etc). Ce rglage est galement fonction du domaine de vol (pression et temprature extrieures, vitesse de vol).

Pousse

Etat de fonctionnement du moteur Capteurs

Ordres de commande du moteur Actionneurs

CALCULATEUR NUMERIQUE( MONTE SUR MOTEUR )

Avion

Informations avion

Ordre du pilote

Manette pilote

Schma de la rgulation dun moteur militaire (M88 de Sn.Mo.)

Pour assurer un fonctionnement moteur totalement efficace, il peut tre ncessaire de faire en sorte que le systme de rgulation agisse sur d'autres organes variables. C'est le cas, par exemple, de l'angle de calage des aubes de certains redresseurs du compresseur HP, des vannes de dcharge (dair) au niveau du compresseur BP, etc Dans les moteurs militaires elle peut agir galement sur la section (ou les sections de tuyre), par exemple en cartant plus ou moins les volets de tuyre. Sur les moteurs les plus modernes, le calculateur du systme de rgulation peut dtecter des risques de pannes, les dfaillances de certains organes et compenser les pannes de certains capteurs, etc....

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3.4 Le carburantNota : Ce sujet est galement trait, avec la combustion, dans le 3.2.3. Le carburant couramment utilis par les turboracteurs est le krosne. C'est un mlange complexe d'hydrocarbures ( base datomes de carbone et dhydrogne), mlange dont la composition est susceptible de varier selon l'origine du ptrole. Son pouvoir calorifique est de lordre de 10 000 kilocalories par kg , pour un densit qui est de lordre de 80% de celle de leau. Les autres hydrocarbures courants ont des pouvoirs calorifiques voisins, dcroissant lgrement quand leur densit crot. Ainsi le butane a un pouvoir calorifique de 11 000 kilocalories par kg ; le mthane, le plus simple des hydrocarbures, a un pouvoir calorifique de 12 000 kilocalories par kg. lextrmit de la srie, l'hydrogne a un pouvoir calorifique prs de 3 fois plus lev. Tous ces carburants ont galement peu prs la mme tempratures de fin de combustion soit environ 2300C , en supposant que tout l'oxygne de l'air (rappelons que la proportion d'oxygne dans l'air est d'environ de 23,2 %) et que tout le carburant soient brls. Dans ce cas, on dit que le mlange de combustion carburant-oxygne a une richesse gale 1 ou quil est stchiomtrique . Dans la ralit, le mlange courant a une richesse infrieure et voisine de la valeur 1. Une richesse suprieure 1, correspondant un mlange riche , produirait des suies et des imbrls et un peu moins de calories qu la richesse de 1. Une richesse trop infrieure 1, correspondant un mlange pauvre , napporterait pas suffisamment de calories, avec une temprature en fin de combustion qui baisserait vite avec la richesse. Comme nous lavons crit prcdemment, seule une partie de loxygne de lair venant du compresseur est brle dans la chambre de combustion. Les gaz qui rsultent de la combustion sont ensuite mlangs avec lautre partie de lair qui a contourn et refroidi le tube flamme, pour donner un mlange chaud et homogne lentre du distributeur de turbine. Lutilisation dautres carburants que le krosne est ltude depuis plusieurs dcennies. Lhydrogne, en particulier, offre presque 3 fois plus de calories que le krosne par kilogramme de carburant. La principale difficult que prsenterait lusage ce dernier est son volume de stockage et la ncessit davoir le liqufier. A noter que lhydrogne est dj utilis sur les fuses, par exemple sur les moteurs dARIANE 4 et 5. On peut aussi envisager dutiliser dautres sources de calories que la combustion aircarburantmais l on entre presque dans le domaine de la science-fiction !

NOTA sur lensemble de ce chapitre : pour ceux qui souhaiteraient voir une prsentation anime du fonctionnement des turboracteurs, je recommande la visite du site Web de Snecma Moteurs snecma-moteurs .com .

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Chapitre IV Lintgration du turboracteur lavion4.1 Linstallation des turboracteurs sur avion Si un avion vole cest grce la portance , cest dire la raction dirige de bas en haut que lui procurent les forces arodynamiques exerces sur ses surfaces et surtout sur ses ailes, ces forces contrebalanant le poids de lavion Mais ceci nest pas gratuit ! En effet, ces efforts arodynamiques se traduisent toujours par une trane . Cette trane provient pour partie de la nature mme de la portance arodynamique, cest la trane induite , la quelle sajoute les pertes dues au frottement de lair sur toutes les surfaces de lavion. A noter que sur un avion supersonique, on aura en plus les pertes dues aux ondes de chocs. Le schma ci-dessous montre comment sorganisent ces forces reprsentes par des flches. rouges.

Rsultante des efforts arodynamiques Portance

i = Angle dincidence Traine

Vo=Vitesse de vol

Schma des forces arodynamiques sur une trancheQuelques prcisions sur les notions de portance et de trane : La portance et la trane dun objet volant , respectivement perpendiculaire et parallle la vitesse de vol, sont proportionnelles : o la densit de lair (, plus lair est dense mieux il porte, mais plus il freine), o une surface caractristique de lobjet (pour la portance des ailes, cest leur surface S), o un coefficient de portance ou de trane (Cz ou Cx), o la moiti du carr de la vitesse de vol (V). On pourra donc crire : Portance = *S*Cz*V /2 Traine = *S*Cx*V /2

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Le coefficient de portance arodynamique augmente quand l angle dincidence ( angle que font les ailes par rapport la vitesse de lavion) augmente jusquau moment o laile dcroche ; la portance chute alors brusquement. Le coefficient de trane, quant lui, augmente toujours et de plus en plus, avec lincidence. On appelle finesse (arodynamique) dun avion, le rapport Cz/Cx. Plus la finesse est grande et meilleures sont les capacits planantes de lavion. Lidal, qui nest pas de notre monde, serait davoir une finesse infinie ce qui signifierait que le coefficient de trane est nul et que lon peut voler sans dpenser beaucoup dnergie ! En fait, pour un avion de transport civil long courrier moderne, du type A340, cette finesse est voisine de 20 ; pour un avion de combat elle est infrieure 5 alors que pour un planeur elle est de lordre de 50. Les performances dune aile dpendent aussi dautre paramtres tels que son allongement et la forme de son profil . La rsolution des quations des coulements arodynamiques avec lapport de linformatique ont permis dapprocher les performances maximales de ces ailes. Les volets mobiles insrs dans laile jouent un rle important sur la portance et la trane. En particulier ils contribuent augmenter la portance de laile aux vitesses peu leves. Les arofreins eux, augmentent la trane. Ajoutons que lorsque lavion vole des vitesses de plus en plus leves, des ondes de chocs apparaissent, dabord localement jusqu concerner tout lavion. Elles correspondent laccumulation sur un cne, des perturbations de type acoustique que tout objet volant communique au milieu ambiant, mais qui ne peuvent, par nature, se propager plus vite que le son. Ces ondes de choc viennent perturber la qualit des coulements et la validit des quations propres aux rgimes subsoniques. Lorsque la vitesse de vol est supersonique cest tout lavion qui est soumis leffet de ces ondes de choc. Mais cela aussi peut se rsoudre mathmatiquement. Pour en savoir plus, je vous recommande de consulter les documents labors par Jean Delery, Prsident de la Commission Arodynamique de lAAAF. Ces documents sont galement prsents dans le site Web de lAAAF, section jeunes .

Onde de choc droite

Onde de choc oblique

Vc

Perturbations mises par un objet subsonique, puis sonique et supersonique En rsum, pour que lavion vole, il faut lui fournir: a) une (force de) portance qui contrebalance son poids et b) une (force de) pousse qui soppose aux forces de trane, elles mmes consquences de la portance. Cette pousse devra tre suprieure aux forces de trane pour acclrer lavion et pour lui faire prendre de laltitude.

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Rsultante des forces de trane sur lavion

Raction provenant de la pousse des moteurs Pousse des moteurs et Trane de lavion

Les moteurs doivent tre installs sur lavion de telle sorte quils lui fassent bnficier dun maximum de pousse, tout en perturbant au minimum la portance des ailes. De plus, leurs fixations doivent tre totalement fiables tout en rduisant au maximum le transfert de vibrations (et de bruit) dans la cabine des passagers (cas des avions civils). Sur un avion de transport civil subsonique, les turboracteurs sont gnralement installs sous les ailes ou le long du fuselage, larrire de lavion. On nomme ensemble propulsif , lensemble form par le turboracteur associ sa manche dentre dair, ses tuyres et le carnage extrieur . Sur les avions militaires et tout particulirement sur les avions supersoniques, les moteurs sont trs souvent noys dans la structure afin de minimiser les tranes dues aux ondes de choc. Sur Concorde , ils taient installs par paire contre lintrados (surface infrieure des ailes, l extrados tant la surface suprieure).

4.2 La nacelle Dans le cas le plus frquent, celui dun turboracteur double-flux davion de transport civil subsonique, la nacelle est constitue de la manche dentre dair, des tuyres djection primaire et secondaire et du capotage extrieur. Les parois intrieures de la manche dentre sont presque toujours revtues de traitements acoustiques destins rduire le bruit de soufflante. Il en est souvent de mme du conduit du flux secondaire. Dans le conduit primaire le traitement est plutt destin la rduction du bruit de turbines.

Turboracteur dans sa nacelle (cas du GE 90-Dessin GE)

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Dans le cas dun moteur flux mlangs, le conduit djection de la nacelle peut tre quip dun mlangeur qui a pour but damliorer le mlange des flux primaire et secondaire avant leur jection, ceci afin doptimiser la pousse globale. Les inverseurs de jet que nous avons cits prcdemment font galement partie de la nacelle (voir 3.2.7).

Schma dun mlangeur

Finalement, la qualit de la conception arodynamique de la nacelle conditionne la bonne utilisation des performances du systme propulsif. Loptimisation de linstallation du moteur sur lavion est galement essentielle pour tirer le meilleur parti de la pousse. Elle ncessite des calculs itratifs complets avec lavionneur. Dans les lignes qui prcdent nous avons surtout trait du cas des avions de transports civils, en gnral subsoniques. Revenons sur le cas des avions militaires. Sils sont supersoniques, la prsence du ou des moteur(s) ne doit pas trop augmenter la trane. Nous avons vu que les moteurs militaires sont du type simple-flux, ou double-flux avec un trs faible taux de dilution (dbit dair secondaire/dbit dair primaire). Ils ont, mme pousse, un matre couple (ou un diamtre extrieur) trs infrieur celui des moteurs civils. Ceci facilite leur installation sur avion. Le ou les moteur(s) sont en gnral trs intgrs la cellule. La configuration de la prise dair, dune part, et celle de la tuyre (voir 3.2.6), dautre part, jouent un rle important sur loptimisation des performances.

4 .3 Les prlvements d'air et de puissance Toute l'nergie des turboracteurs est elle utilise pour la pousse et donc pour le vol dun avion? Non : une partie de l'air du compresseur HP (ou du compresseur unique) est prleve dans les derniers tages, l o la pression est la plus leve, pour refroidir les parties chaudes du moteur. Dans ces parties chaudes il y a les aubages de turbines HP. Ceux-ci sont, comme nous lavons vu, soumis des tempratures trs leves . Aussi, bien qu'utilisant des matriaux rfractaires , ils ne rsisteraient pas longtemps ces tempratures, tempratures leves combines des efforts mcaniques importants (chiffrs en tonnes), sils ntaient refroidis. Mais a ne sarrte pas l ! De l'air est galement prlev pour alimenter la pressurisation de la cabine de l'avion (dans le cas des avions civils). De plus, le moteur et l'avion ayant besoin de courant lectrique, celui-ci est fourni par un gnrateur lectrique qui est entran par l'arbre HP du moteur au moyen dun jeu dengrenages coniques. Cette nergie lectrique est galement parfois fournie par un moteur auxiliaire, sorte de petit turboracteur, plac en gnral dans la queue de l'avion et dont la pousse est rduite au minimum afin dutiliser au mieux son nergie pour entraner un alternateur. Au total, une vingtaine, voire plus, de % du dbit d'air HP et quelques % de la puissance mcanique totale sont prlevs pour ces diverses servitudes. Ces valeurs sont toutefois trs variables dun type de moteur un autre et dun rgime de fonctionnement un autre. Il est noter que lair prlev nest pas entirement perdu pour la pousse, une partie tant rintroduite dans le jet, mais avec des pertes de pression.

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Chapitre V Les matriaux, la conception mcanique et la fabrication des turboracteurs5.1 Les enjeux du turboracteur Pour passer des concepts dcrits dans les chapitres prcdents la ralisation physique dun turboracteur il va falloir franchir plusieurs tapes, savoir : o le choix des diffrents matriaux, o le dessin et le calcul mcanique de chacune des pices qui le constitue, o la fabrication de ces pices , o lassemblage de ces pices pour raliser les diffrents modules (compresseurs, chambre de combustion, turbines, etc), o le montage des modules pour constituer le moteur complet, o le contrle qualit des fabrications et du montage, o les essais au banc pour vrifier que les performances requises seront bien obtenues. Il faudra que le produit fini, cest dire le moteur, rpondent aux spcifications contractuelles. Celles ci ont t dfinies de telle sorte quil soit : Efficace ; Un turboracteur doit tre capable de propulser lavion quil quipe avec une charge marchande (ou demport) et le rayon daction (distance franchissable) requis. Pour cela il doit fournir une gamme de pousse maximale pour un poids et une consommation minimale ; Trs oprationnel, cest dire capable de fonctionner efficacement dans un vaste domaine de tempratures, de pressions ambiantes et de vitesses de vol. Ainsi, les moteur des avions civils doivent tre oprationnels jusqu' plus 10.000 m d'altitude, ceux des avions militaires jusqu' 20.000 m et plus. ces altitudes les pressions ambiantes sont fortement rduites , respectivement : 1/4 de la pression atmosphrique et moins du 1/20me 20.000m ; Totalement fiable. Il doit tre capable de fonctionner avec un taux de pannes infrieur 1/, pendant plusieurs milliers dheures sans rvision, alors que ces pices sont soumises des contraintes importantes associes, pour les parties chaudes, des tempratures trs leves (plus de 2000C pour les plus chaudes). Ces contraintes sont d'autant plus pnalisantes que l'on cherche allger au maximum les turboracteurs ce qui conduit exercer les efforts sur moins de matire solide. Pour rpondre aux besoins de protection de l'environnement, un turboracteur, surtout civil, doit mettre le moins de polluants possible (oxydes de carbone, oxydes d'azote, fumes, hydrocarbures...). Il doit galement faire le moins de bruit possible, tout particulirement au voisinage des aroports. Quant au bang sonique, il ne doit toucher aucune zone habite. Des normes internationales ou locales fixent les niveaux des missions polluantes et de bruit ne pas dpasser. Enfin, son cot de production et dexploitation (incluant lentretien) devra tre optimis afin quil soit comptitif pour lutilisateur et rentable pour le fabriquant.

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5.2 Les matriaux d'un turboracteur La ncessit d'obtenir le maximum de pousse et de rsistance mcanique pour un minimum de masse (et un minimum de consommation de carburant) conduit effectuer un choix judicieux des matriaux et un calcul pouss des structures fixes et mobiles du turboracteur. Le schma ci-dessous donne une ide du choix des matriaux que l'on fait en commenant par les parties les plus froides du moteur et en passant par celles qui sont les plus chaudes. Dans les parties froides , on choisit des matriaux tels que le titane ou bien des matriaux composites matrice organique (CMO). Ces derniers sont constitus de fibres trs rsistantes, par exemple en carbone, qui sont noyes dans une matrice. Cette dernire fait office de liant rpartissant les contraintes dans la pice. Dans les parties moyennement chaudes, on choisit des matriaux base d'acier et de titane. Lutilisation de matriaux composites constitus, par exemple, de fibres en carbure de silicium noyes dans un matrice dalliage de titane pourrait permettre, lavenir, de raliser des pices alliant rsistance mcanique et lgret (cas des anneaux aubags monoblocs : ANAM , pour les roues de compresseur).

50C-Composites matrice organique (CMO) -Alliages dAluminium -Alliages de Titane

200C

650C

1700C

650C

-Alliages de Titane -Aciers

-Alliages de Nickel-Alliages de Cobalt -Composites matrice cramique (CMC)

Le choix des matriaux dans un turboracteur (Ex. : CFM56 de CFMI)

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Dans les parties encore plus chaudes , nous entrons dans le domaine des matriaux base d'alliages de nickel et de cobalt. Les matriaux composites matrice cramique (C M C) sont encore au dbut de leur carrire (pour les chambres de combustion, les volets de tuyres davions militaires, les mlangeurs davions civils) mais leur avenir semble prometteur. Ils sont constitus de fibres trs rsistantes, par exemple du carbure de silicium, qui sont noyes dans une matrice, en gnral de mme nature. Sur les aubes de turbines HP, et particulirement sur celles qui sont les plus proches de la sortie de chambre de combustion, les tempratures sont tellement leves que mme les matriaux mtalliques les plus rfractaires ne sauraient rsister longtemps. Les tempratures de parois des pices peuvent atteindre 2000C. La solution consiste alors utiliser des systmes de refroidissement par air. Cet air, relativement plus frais (environ 500C), prlev sur le compresseur HP, circule de diverses manires l'intrieur des aubes et est mis en paroi, pour assurer un pompage des calories . Ces systmes de refroidissement sont avantageusement combins l'utilisation de barrires thermiques sur les parois des aubes et galement sur les parois de chambres de combustion. Ces barrires thermiques jouent le rle de retardateur vis--vis du flux thermique provenant de l'air chaud et du rayonnement de la chambre.

5.3 La conception mcanique d'un turboracteur La conception mcanique des divers constituants dun turboracteur et leur assemblage est aussi importante que le choix des matriaux. Elle y est dailleurs troitement lie. Les outils de conception, cest dire les mthodes de calcul et les outils de dessin qui font trs largement appel linformatique, doivent tre trs perfectionns afin de permettre une utilisation optimale des matriaux avec des contraintes extrmes. Celles ci comprennent des effets de traction, de compression, des effets thermiques, vibratoires et des phnomnes de fatigue. Les mthodes de calcul mcanique des turboracteurs doivent prendre en compte tous ces aspects. Le dessin des pices dun turboracteur est une opration de grande prcision et souvent complexe. Les formes doivent tre dtermines afin dutiliser au mieux un minimum de matire (mtallique ou composite) tout en tenant compte des possibilits de fabrication, dassemblage et de rparation. Celles ci devront tre prouves et choisies parmi les plus conomiques. Cest ainsi que lon ralise de plus en plus des roues aubages mobiles (aubes + disques) monoblocs o les aubes sont tailles dans le mme bloc de mtal que le disque qui les portent (DAM). On cherche aller encore plus loin en remplaant le disque volumineux par un simple anneau (ANAM). Cest possible mais condition dallger les aubes et de renforcer lanneau par lutilisation de matriau composite matrice mtallique (CMM), comme indiqu dans le 1. Les contraintes ne sont pas seulement dorigine interne. Les moteurs doivent pouvoir rsister lingestion de corps trangers et en particulier doiseaux de grande taille. Les aubes de soufflantes qui sont les premires touches, sont conues pour ne pas tre dtruites ou, du moins, pour ne pas entraner la destruction du reste du moteur lors dimpacts importants. Dans les parties chaudes, la force centrifuge des roues mobiles combine de fortes tempratures cre des contraintes trs importantes et qui, de plus, sont cycliques . En effet, lalternance de phases de dmarrage, ralenti, plein gaz, vol de croisire, etc entrane des phnomnes de fatigue qui au bout de plusieurs milliers de cycles peuvent conduire des ruptures de pices. Cest ainsi quen tordant et dtordant un morceau de fil de fer on arrive le rompre sans lusage de pince coupante. Sur les avions civils court-courrier, un cycle correspond peu prs une heure de vol. Sur les avions long-courrier, ce sera environ 1O fois plus. Ainsi pour un grand nombre de pices, ce sera plus le nombre de cycles que le nombre dheures de vol qui conditionnera leur dure de vie.

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5.4 La fabrication et le contrle qualit du turboracteur La fabrication d'un turboracteur est une affaire dlicate. La prcision recherche est une prcision horlogre. Pour de nombreuses pices elle est de l'ordre de du 100me de millimtre. Tout commence par le production de liasses de plan dsignes liasses de srie , qui dcrivent toutes les pices du turboracteur. Ces liasses sont ensuite traites par des services spcialiss pour dfinir les gammes de fabrication . La fabrication proprement dite dbute par des bruts traits en forge ou en fonderie. Les forges martlent les pices partir de lingots dalliages de titane, de fer ou de nickel, jusqu leur donner une forme proche de la forme finale. Cest le cas des aubes de fan ou de compresseur. Lutilisation de poudres compactes permet de raliser des disques daubages trs rsistants en super-alliages de nickel, par forgeage isotherme . En fonderie sont ralises les aubes de turbines et certains carters. Les aubes de turbines destines fonctionner trs hautes tempratures font lobjet de procds tout fait particuliers ( solidification dirige ) qui leur donnent des structures mono-cristallines . Ces structures leurs confrent des rsistances amliores aux tempratures extrmes. Pour les amener la bonne dimension, ces pices font lobjet dusinage par enlvement de matire. Cet usinage peut tre effectu de faon conventionnelle ou grande vitesse, laide doutils solides , de rayons laser ou autres . Pour assembler des pices fixes, voire mobiles, on fait appel toutes les formes de soudage et de brasage. Bien sr certaines pices de dimensions importantes sont assembles de faon mcanique, laide de boulons, ou, pour les aubes sur les disques, par des attaches males(aubes)-femelles(disques) de formes spcifiques. Les aubes mobiles de soufflantes et les volets de tuyres peuvent tre raliss par le formage de tles dalliage de titane ou de fer puis leur brasage par diffusion , avec des renforts internes (cas des aubes de soufflantes ralises par le procd SPFDB). Les rotors de compresseurs sont souvent raliss dun seul tenant, aubes et disques, par usinage tridimensionnel. Ce sont des DAM (Disques Aubags Monoblocs). Pour les pices en matriaux composites la fabrication simbrique dans la ralisation mme du matriau. Pour les CMO (matrice organique), il faudra draper les fibres ou les tissus puis injecter la rsine qui constitue la matrice organique, s'ils n'en sont pas dj imprgns. Il sont ensuite polymriss ou durcis dans des fours. Pour les CMC (matrice cramique), limprgnation de rsine est remplace par des dpts lents de cramiques dans des fours sous vide partiel. Dans les CMM, la matrice mtallique est introduite par dpt en phase vapeur ou par infiltration en voie liquide. Certaines pices comme les disques font, en fin de fabrication, lobjet de traitements. Il sagit souvent de traitements thermiques, qui amliorent encore leurs proprits mcaniques. Il peut sagir aussi de traitement chimique ou par plasma, etc Les barrires thermiques sur les aubes de turbines HP sont dposes de faon similaire. Les machines utilises sont le plus souvent des machines commande numrique. Des programmes informatiques lis aux plans des pices, commandent les diffrentes oprations dusinage ou autre. Elles sont pilotes par des oprateurs qui interviennent tout particulirement au moment de la prparation des pices et des programmes ou en cas dincident. Il ne faut pas oublier que sur les turboracteurs, il y a galement des quipements lectronique et informatiques pour lesquelles les mthodes de fabrication sont celles propres ces techniques avec toutefois un souci aigu de la fiabilit. Les pices dun turboracteur sont assembles par module dmontables : compresseur HP, turbine HP, chambre de combustion, soufflante, compresseur BP, turbine BP, avec leurs arbres de transmission, bloc hydromcanique, etc

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On notera que les ensembles mobiles font lobjet dune attention toute particulire. En raison des vitesses de rotation trs leves, tout dsquilibre ou balourd pourra tre fatal au moteur. Pour les quilibrer de faon parfaite, les constituants, tels que les aubes, sont rpartis en tenant compte de leur masse exacte. Tous ces modules sont ensuite assembls entre eux dans le montage final.

Forgeage, pressage Fonderie

Usinage Grande Vitesse

Soudage par friction inertielle Soudage laser

Formage-brasage:SPF DB Projection thermique

Quelques exemples de moyens de fabrication Snecma Moteurs

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Chacune des tapes que nous venons de citer fait lobjet doprations de contrle qualit , trs performantes. Il s'agira bien sr de contrler les dimensions des pices mais galement la bonne sant de la matire utilise et la prsence ou non de dfauts rsultant des oprations de fabrication. C'est ainsi qu'il est extrmement important de pouvoir dtecter la prsence danomalies dans la structure de lalliage ou du composite ou la prsence de micro-fissures qui, la longue, conduiront la rupture des pices.

Contrle dimensionnel dun aubageBeaucoup de ces oprations de contrle qualit sont automatises, mais le rle de lhomme y reste fondamental. Elles font appel de nombreuses techniques tant mcaniques, quoptiques, quacoustiques, que chimiques, qulectroniques, etclargement assistes par ordinateur.

Une notion importante dans la fabrications des turboracteur est celle de "srie", c'est dire du nombre de pices de mme type que lon devra fabriquer. Dans lindustrie automobile on pourra tre amen fabriquer des centaines de milliers de moteurs identiques. Dans l'aronautique, au contraire, on fabrique rarement plus de 10 000 moteurs identiques raison de moins de 1 000 par an. Il est une deuxime notion qui fait la diffrence avec l'industrie automobile ; il s'agit de la notion de dure. La dure de vie moyenne d'une automobile est de cinq dix ans, celle d'un moteur d'avion est de vingt ans et plus. Mais cette diffrence dans la dure ne s'arrte pas l. Pour concevoir un moteur il faut plusieurs annes et pour raliser un moteur de srie il faut prs d'un an. Avant d'tre mise en service commercial, une nouvelle version dun turboracteur doit faire l'objet de nombreux essais, au point fixe et en vol, qui conduiront la certification par des autorits nationales ou internationales. Le moteur ne pourra tre autoris voler qu'aprs l'attribution d'un bon de vol. Pour un moteur militaire on parlera de qualification. Par la suite, avant dtre livr, chaque moteur fabriqu devra tre essay dans un banc dessais au sol afin de vrifier que ses performances sont bien conformes celles du moteur certifi ou qualifi.

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Chapitre VI Quelques chiffres caractristiques6.1 Cas des turboracteurs davions de transport civil subsoniques La gamme de pousses des turboracteurs: Elle sexprime en daN ou dca-Newton. Un daN est leffort quil faut fournir pour soulever une masse de 1,02 kg la surface de la terre. La gamme de pousse des turboracteur est trs vaste ; la pousse maximale (au point fixe, au sol) va de ~160 daN pour le plus petit, le TRS18 de Microturbo, ~40 000 daN pour le plus gros, le GE90-115B de GE. Dans la gamme des moteurs quipant les avions de transports civils mono-couloir tels que les A320, les Boeing 737, le plus puissant de la famille la plus clbre, celle des CFM56 de CFMI (filiale 50/50 de Snecma Moteurs et de GE), a une pousse maximale de 15 100 daN. Leur puissance: Ce nest pas une grandeur trs utilise (les motoristes et avionneurs prfrent la pousse). Pour le plus gros des moteurs cits ci-dessus, elle est de lordre de 80 MgaWatt. Ceci reprsente environ 110 000 CV, 1000 fois plus quune automobile de tourisme de classe moyenne ! Leur masse : Toujours pour le plus gros des turboracteurs, cette masse est de lordre de 7 500 Kg, soit environ 50 fois plus leve que celle du moteur dune automobile moyenne. Rapport sa masse, un turboracteur est peu prs 20 fois plus puissant que celui dune automobile. Le dbit dair absorb : Pour le GE 90, il est de plus de 1500 kg par seconde soit plus de 1 100 000 litres par seconde. Ceci correspond peu prs la respiration instantane de 1 million dtres humains. Ce moteur ne brle toutefois que le 1/20 de loxygne quil absorbe, et il ne fonctionne pas en permanence, et encore moins au rgime maximal. La consommation en carburant : Elle dpend avant tout de la pousse du moteur. Pour comparer les performances de moteurs entre eux, on utilise la notion de consommation spcifique qui sexprime en Kg par daN de pousse et par heure. Pour les moteurs de dernire gnration, elle varie assez peu dun moteur lautre, soit autour de 0,55 en vol de croisire. Pour le GE 90, en croisire toujours, la consommation effective de carburant est de plus de 3000 kg/h soit prs de 4000 litres par heure. Cela reprsente environ 400 litres au 100km, soit environ 80 fois plus quune automobile conomique. Il ne faut toutefois pas perdre de vue que la consommation au dcollage et en monte est beaucoup plus importante quen croisire. Finalement, sur un vol complet de ~10 000 km, un B777 ququipent 2 GE 90 consommera en moyenne de lordre de 1800 litres au 100km, pour environ 400 passagers avec leurs bagages, soit environ 5 litres aux 100 km par passager ; cest dire un peu moins quune voiture moyenne. Pour 4 passagers, lavantage peut revenir lautomobile, mais celle-ci aura une vitesse moyenne dix fois plus faible. Sur les grandes distances cest certainement lavion raction qui lemporte !

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La fiabilit : Jai dj cit cette notion fondamentale pour les moteurs davions. Elle conditionne la scurit des personnes et des biens. Cest une notion statistique qui sapprcie dabord pour les divers constituants puis, globalement, au niveau du moteur. A ce niveau on utilise couramment le taux darrt moteur en vol (IFSD : In Flight Shut Down). La plupart des moteurs se situe moins dun arrt pour 500 000 heures de vol, ou encore moins dun arrt pour 400 millions de km. Pour en donner une reprsentation plus image, on pourrait dire quun turboracteur moderne doit pouvoir faire plus de 2 allers et retours Terre- plante Mars (lorsquelle est sa plus grande distance de la Terre), et ceci sans panne. Ce nest bien entendu quune image, puisque comme vous le savez, un turboracteur et un avion, ne peuvent pas voler dans le vide ! Le bruit : A courte distance, un avion est manifestement bruyant. Ses moteurs sont une des sources de bruit principales, mais les ailes avec leurs volets et les trains datterrissage sont loin davoir une contribution ngligeable dans certaines conditions de vol. Limpact de laviation sur les nuisances sonores doit tre toutefois relativis. Globalement, les avions ne constituent pas la plus grande source de gne acoustique. Dans l'Union Europenne, on estime quenviron 40% de la population est expose au bruit du trafic routier, 20% tant expose des niveaux excdant 65 dB(A). Moins de 10% de cette population est gne par le bruit des avions. Ce chiffre est quand mme beaucoup trop important, dautant plus que la sensation de gne est accrue par la rptition longueur de journe de bruits intermittents de niveaux levs. Ces bruits, qui sont souvent de frquences trs basses, sont mal attnus par leffet de distance et par les murs des maisons modernes. Des progrs trs importants ont t accomplis depuis le dbut de lre des turboracteurs civils, cest dire il y a plus de 50 ans. Des rductions suprieures 10dB ont t constates aussi bien au dcollage, quau survol et lapproche (atterrissage). Une autre faon de mesurer la gne consiste dterminer la surface des zones autour des aroports dans lesquelles les habitants sont soumis des niveaux de bruit suprieurs 85 dB (par exemple). Depuis une cinquantaine danne, ces surfaces ont t divises par plus de 7, tout cela malgr laugmentation trs importante du trafic arien. Les recherches qui sont menes actuellement et qui vont encore se poursuivre, devraient permettre dobtenir des rductions de bruit du mme ordre de grandeur dans les vingt ans venir. La pollution atmosphrique : Dans les chapitres prcdents, jai consacr quelques lignes aux missions qui rsultent de la combustion du krosne dans les turboracteurs. Ce problme dmissions polluantes est important. Il est pris bras le corps par les scientifiques et les industriels. Il faut l aussi relativiser lampleur du rle des avions. Actuellement, la situation est la suivante : o L impact global de l aviation sur ce problme crucial denvironnement est relativement faible. o Le transport arien participe moins de 5% aux missions polluantes au voisinage des zones habites. o Le gaz carbonique (CO2) mis par le transport arien ne contribue que pour 2 % leffet de serre autour du globe terrestre. o Limpact des oxydes dazote (NOx) est non mesurable. o Leffet des tranes de condensation (vapeur deau transforme en eau liquide et en glace) est sensible mais reste prciser. o Les spcialistes estiment que lruption majeure dun volcan, comme il sen produit tous les 2 ou 3 ans, gnre autant dmissions que toute la flotte des avions en service dans le monde pendant une anne.

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Mais ce peu en matire de pollution, cest encore trop ! Il ne faut pas baisser la garde. Les recherches menes doivent conduire et conduiront des progrs trs importants. Au cours des 50 dernires annes, les missions ont t globalement rduites de 50% (chiffre bien entendu variable suivant les espces de polluant : oxydes de carbone, oxydes dazote, etc), grce aux nouvelles technologies et grce une rduction de plus de 50% des consommations spcifiques. Dici le milieu de ce sicle, ces missions devraient tre rduites nouveau dautant. 6.2 Cas du moteur OLYMPUS 593 de Concorde Pousse maximale : 16 900 daN au point fixe au sol avec rchauffe, 14 300 sans rchauffe, 44 460 Mach 2 16 130 m daltitude. Consommation spcifique de carburant : 0,9 au point fixe au sol sans rchauffe, 1,21 Mach 2, 16 130 m daltitude. Cest plus de 2 fois plus que pour un avion subsonique, mais pour une vitesse 2 2,5 fois plus leve . Bruit : Cest un des gros handicaps de lavion supersonique. Il y a le bruit des moteurs dont les jets sont trs rapides (leur bruit varie , environ, la puissance 8 de leur vitesse) ; mais il y a aussi les ondes de choc de lavion qui le suivent comme un vaste sillage ds quil vole vitesse supersonique. Emissions polluantes : la situation est comparable celle des avions subsoniques deux aspects prs : ils consomment plus et volent plus hautmais ils sont beaucoup moins nombreux. Si un nouvel avion supersonique civil devait voir le jour, son bruit et ses missions conditionneraient son avenir commercial. 6.3 Cas des turboracteurs davions de combat La gamme de pousses est moins large que pour les moteurs davions civils subsoniques. Un des moteurs les plus puissant, le F119 de Pratt & Whitney destin au JSF(Joint Strike Fighter) a une pousse de 9 800 daN au point fixe au sol, sans rchauffe et de 15 600 daN avec rchauffe. Le M88 de Snecma Moteurs qui quipe le Rafale a des pousses qui, dans les mmes conditions, sont respectivement de 5 000 et 7 500 daN. Les autres paramtres de ces moteurs varient beaucoup selon les conditions de vol. Dun moteur lautre les consommations spcifiques varient de plus de 2 moins de 0,6 par daN et par heure selon quon utilise ou non la rchauffe.

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Annexe 1 La thermodynamique du TurboracteurJusqu prsent je nai voqu des sciences physiques que les branches de la mcanique et de larodynamique. Il est une autre branche de la physique qui explique le fonctionnement interne du turboracteur : il sagit de la thermodynamique . Elle sintresse la transformation en mouvement et en pousse de lnergie calorifique apporte dans le moteur. Comme pour tous les moteurs, le fonctionnement du turboracteur peut tre reprsent en termes de cycle . Comme le moteur explosion des automobiles, ce cycle comporte une phase de compression, puis une phase de combustion et une phase de dtente dans laquelle on rcupre de lnergie pour la locomotion. Toutefois, la diffrence du moteur explosion dont ces phases se produisent dans le mme lieu (le cylindre) et de faon successive dans le temps, le turboracteur les enchane en continu mais dans des organes diffrents : le compresseur, puis la chambre de combustion puis la dtente dans la turbine et dans la tuyre. Cette reprsentation se fait de faon pratique dans un diagramme TempratureEntropie , comportant la temprature en ordonne et lentropie en abscisse (voir schma ci-aprs). La temprature (T) est caractristique de lnergie reue ou fournie, lentropie (S) dont on ne mesure que les variations, est caractristique de la chaleur reue et des pertes, transformes en chaleur. Souvent, au lieu dutiliser la temprature, on prfre utiliser lenthalpie (H) qui est directement gale lnergie (H = Cp*T, avec Cp=chaleur spcifique pression constante valant ~1000 en systme dunit standard MKSA). La temprature en question est une temprature absolue , exprime en degrs Kelvin (K) et qui est gale la temprature classique, exprime en degrs Celsius , laquelle on ajoute 273. La tem