Calcul actuel de perte d’aube sur une pointe avant de moteur 

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Description d’un moteur

Il ne s’agit pas de décrire complètement l’architecture d’un moteur, mais de situer ses principales composantes qui servent de support à l’étude et d’expliquer succinctement son fonctionnement. Ainsi, si la perte d’une aube fan intervient dans la partie avant du moteur, elle a des conséquences sur le comportement et le dimensionnement d’ensemble.

Terminologie

Un turboréacteur civil est un système propulsif complexe opérant selon le principe de Newton de l’action / réaction. Il exploite les propriétés thermodynamiques du cycle compression / combustion / détente. Il tire alors sa puissance de l’écoulement de l’air entre une partie fixe, appelée « stator », et une partie tournante, appelée « rotor ». Dans les moteurs civils classiques (figure 1), le flux d’air entre au niveau du premier compresseur, couramment dénommé soufflante ou fan, puis se sépare en deux écoulements. Le flux extérieur est directement éjecté vers l’arrière alors que le flux intérieur pénètre successivement dans les compresseurs, la chambre de combustion, la turbine puis la tuyère : les moteurs sont alors dits double-flux. Par ailleurs, la compression et la détente sont effectuées en deux étapes dans une zone Basse Pression et une zone Haute Pression : les moteurs sont dits double-corps.
Le stator est composé de deux lignes de carter guidant l’écoulement d’air dans le flux primaire et le flux secondaire. Il inclut notamment le carter de rétention au niveau de la soufflante, le carter intermédiaire, les carters respectifs des compresseurs et des turbines et le carter d’échappement. Le moteur est relié à l’aile de l’avion au niveau des carters intermédiaire et d’échappement, qui jouent par conséquent un rôle structural essentiel.
Le rotor est constitué d’un arbre sur lequel s’accrochent les diverses roues aubagées mobiles. Se distinguent la soufflante traversée par l’air entrant dans le moteur, puis successivement les deux compresseurs, et enfin les deux turbines après que l’air a traversé la chambre de combustion. L’arbre est guidé en rotation par plusieurs roulements à billes et à rouleaux, appelés paliers, supportés par des supports palier accrochés au stator.

Principe de fonctionnement d’un moteur

Un turboréacteur absorbe de l’air qu’il rejette vers l’arrière à grande vitesse. La force de réaction des gaz éjectés du moteur, appelée poussée, est proportionnelle à l’accroissement de la vitesse du flux à travers le turboréacteur et à la masse d’air qui traverse la machine. Pour que cette masse d’air ait une vitesse de sortie plus grande que sa vitesse d’entrée, il faut qu’elle acquière de l’énergie. Pour cela, elle subit des transformations. Le principe de fonctionnement se décompose alors en trois grandes étapes thermodynamiques successives.

Admission et compression

L’air est aspiré par un compresseur, qui augmente l’énergie de pression. Ainsi, l’air admis est tout d’abord guidé par la manche d’entrée, afin d’obtenir un flux optimal au sens de l’aérodynamique. Il traverse la soufflante qui fournit l’essentiel de la poussée totale ( 80%). A la sortie du fan, le flux d’air est divisé en deux. La partie interne du flux, dit flux primaire, entre dans le compresseur Basse Pression (appelé booster) puis Haute Pression. Ceux-ci, constitués d’une succession de roues aubagées fixes (redresseurs) et mobiles, augmentent progressivement la pression et la température de l’air jusqu’au taux de compression souhaité.
La partie externe, dite flux secondaire, sort quant à elle directement à l’extérieur du moteur, guidée par des redresseurs, ou OGV (Outlet Guide Vanes). Ce flux secondaire sert également lors de l’inversion de poussée nécessaire au freinage de l’avion pendant la phase d’atterrissage.

Combustion

Dans la chambre de combustion, l’air du flux primaire comprimé est mélangé au carburant pulvérisé par les injecteurs sous forme de gouttelettes afin d’augmenter la surface d’interface entre les gaz et le combustible, puis s’enflamme, provoquant une augmentation de température. L’énergie chimique du mélange air / kérosène est ainsi transformée en énergie calorifique communiquée aux gaz.

Détente et éjection

En aval de la chambre de combustion, les gaz chauds guidés par les étages de turbines fixes (distributeurs) sont détendus par les différents étages mobiles. La turbine prélève une partie de l’énergie interne des gaz et la transforme en énergie mécanique pour entraîner le compresseur par l’intermédiaire de l’arbre. Puis les gaz sont éjectés vers l’arrière à travers la tuyère ; l’énergie de pression restante est alors transformée en accroissement de vitesse (énergie cinétique), produisant ainsi le reste de la poussée.

Certification et phénoménologie de la perte d’aube

Suite à un choc lors d’une ingestion d’oiseau ou de tout autre corps étranger, un morceau d’aube fan peut se casser, voire l’aube entière dans le cas le plus défavorable. Les différents impacts hautement énergétiques des morceaux détachés et l’excentrement du rotor déséquilibré entraînent une succession de mécanismes physiques complexes causant des dégâts irréversibles à l’ensemble de la structure.
A défaut de pouvoir éviter totalement l’éventualité d’une perte d’aube, les motoristes essaient d’en limiter les effets et d’assurer la tenue des composants structuraux essentiels. Pour cela, ils procèdent à des essais partiels au sol afin d’observer la séquence d’événements, de mesurer l’intensité des charges et de vérifier la tenue des différents composants. Ces essais permettent de valider la conception, ou au contraire de mettre en évidence ses principales faiblesses. Au final, les moteurs doivent subir un essai de qualification sévère avant de pouvoir être montés sur avion et exploités commercialement.

Critères et processus de certification

Il est indiscutable qu’une situation accidentelle de type perte d’aube fan aurait des conséquences graves si des fragments d’aube percutaient l’aile remplie de carburant, le fuselage pressurisé ou si le moteur se décrochait de l’aile. La certification représente donc l’ensemble des actions qui permettent aux motoristes et aux avionneurs de démontrer un niveau de sécurité minimal et indispensable pour les passagers, l’équipage naviguant et les personnes survolées. Deux règlements font référence dans le monde occidental de l’aéronautique civile :
– les FAR (Federal Aviation Regulations) aux Etats-Unis sont imposés par la FAA (Federal Aviation Administration),
– les JAR (Joint Aviation Requirements) en Europe sont imposés par la JAA (Joint Aviation Authorities).
Parmi ceux-ci, la FAR 33 [FAA, 1984] et le JAR-E sont directement applicables aux moteurs. Les principaux événements potentiellement catastrophiques et indésirables sont, pour un système propulsif en vol incluant les phases de décollage et d’atterrissage :
– la rupture de la suspension reliant le moteur à l’aile,
– le feu, de type feu titane ou suite à la rupture d’une canalisation de carburant,
– l’incapacité d’arrêter le moteur,
– le déploiement intempestif des inverseurs de poussée,
– la toxicité de l’air délivré en cabine,
– l’éclatement de pièces à haute énergie, dont les aubes fan.
Pour la perte d’aube, les instances imposent aux motoristes d’être conformes aux règlements FAR 33-77-19 et JAR-E C-3-4 et de « démontrer que chaque aube individuelle de compresseur ou de turbine est contenue après rupture et que l’avion n’est pas mis en danger suite à d’autres dommages au moteur susceptibles de se produire avant l’arrêt du moteur consécutif à la perte d’aube ».
Le processus de certification consiste alors à prouver par un essai moteur que la sécurité du vol est assurée. L’essai est réalisé sur un moteur complet, au sol sur un banc en air spécifique, en lâchant une aube à la vitesse de rotation maximum. La manette des gaz est baissée 15 secondes après le tir, ce qui correspond au temps admissible nécessaire au pilote ou la régulation automatique pour couper le moteur. Lorsque le moteur a satisfait à toutes les démonstrations de conformité, un certificat officiel de navigabilité de type moteur est délivré. Celui-ci permet la production et l’exploitation commerciale du moteur civil. Des exigences de maintien de la navigabilité imposent également des actions continues de contrôle et de maintenance des moteurs en service.

Moteur en configuration au banc d’essai

La réussite de la certification de perte d’aube passe par un dimensionnement adéquat vérifié par des essais. Selon l’étape du processus de conception à valider, plusieurs configurations et donc de niveaux de complexité sont possibles. Le premier essai consiste en général à un simple lâcher d’aube sur une géométrie ne comprenant que 2 ou 3 aubes avec ou sans carter de rétention, afin d’étudier le comportement des aubes. Par la suite, les démonstrateurs sont enrichis du carter et d’autres composants jusqu’à devenir représentatifs d’un moteur réel, pour poursuivre la validation. Bien que l’essai final sur moteur soit réalisé à l’air libre, le démonstrateur partiel est généralement monté dans un banc d’essai sous vide afin que le rotor puisse être entraîné par un moteur électrique sans avoir à fournir le travail nécessaire à la compression de l’air. De plus, les essais en air nécessitent des installations particulières plus lourdes afin de permettre l’admission et l’évacuation d’une grande quantité d’air. Le débit d’air massique d’un moteur civil de la gamme de poussée d’un CFM56-7 à la vitesse nominale est en effet de l’ordre de 300 à 400 kg.s-1. Par ailleurs, pour la validation de la tenue mécanique des aubes et du carter de rétention, les effets des forces aérodynamiques peuvent être négligés.
Plusieurs caméras grande vitesse sont disposées dans le banc et permettent de reconstituer le scénario de l’essai et d’analyser des trajectoires. Pour acquérir des grandeurs plus utiles au dimensionnement, le moteur est instrumenté par différents moyens de mesure (accéléromètres, jauges de déformations…) dans les zones dignes d’intérêt. Pour initier intentionnellement la perte d’une aube au cours de ces essais, une charge explosive au déclenchement piloté est placée sur le pied de l’aube lâchée. Le moteur d’entraînement est alors découplé de l’arbre moteur pour permettre la décélération.

Chronologie des événements

L’analyse des données expérimentales acquises par Snecma Moteurs, lors d’essais partiels et de certification autorise la détermination d’un déroulement chronologique type d’une perte d’aube. Celui-ci peut alors être décrit par une série de croquis simplifiés du moteur lors de chacune des principales étapes.
Lorsque l’aube est lâchée (schéma 1), elle peut tout d’abord entrer en contact avec la plate-forme située entre l’aube lâchée et l’aube adjacente (schéma 2). Les plates-formes dont le rôle est purement aérodynamique sont le plus souvent pourvues de bords fusibles. Ceux-ci permettent en cas de contact avec les aubes fortement fléchies suite à une ingestion d’oiseau ou une perte d’aube, de privilégier la rupture des plates-formes et de limiter le risque de rupture des aubes. Le sommet de l’aube lâchée impacte alors le carter de rétention (schéma 3) et l’aube se fragmente une première fois (schéma 4). Plusieurs séquences d’impact sur le carter suivies d’une fragmentation de l’aube se succèdent, provoquant localement d’importantes déformations plastiques et d’éventuelles déchirures. Si le carter est perforé, certains fragments sont susceptibles d’être éjectés à l’extérieur du moteur. Les morceaux contenus sont centrifugés par les autres aubes, percutent le carter, puis sont éjectés vers l’arrière du moteur dans le flux secondaire. Ils risquent également d’endommager les OGV et le carter intermédiaire. L’aube adjacente toujours entraînée par le rotor entre en contact avec le pied de l’aube lâchée (schéma 5). En fléchissant (schéma 6), elle peut s’appuyer sur l’aube suiveuse (schéma 7) et risque de se casser au niveau de la zone fléchie (schéma 8).
Suite à l’excentrement du rotor, les aubes fan frottent sur le carter déjà déformé et ovalisé par les différents impacts (schéma 9). De même, les aubes des compresseurs et des turbines frottent sur les carters et peuvent se casser (schéma 10). Les charges induites par les impacts sur les carters peuvent conduire à des ouvertures de bride voire à la rupture de ces liaisons boulonnées (schéma 11) et le balourd du rotor déséquilibré peut faire casser les bagues de roulements. Afin de limiter les efforts transitoires trop importants dans les pièces structurales essentielles, en particulier le carter intermédiaire, et assurer la tenue à la charge du moteur, des dispositifs fusibles sont susceptibles de se casser (schéma 12). Plusieurs technologies de découpleur sont possibles. Quoiqu’il en soit, leur rupture autorise toujours un plus grand débattement radial du rotor. On note que bien évidemment, selon le type de moteur et les jeux en sommet d’aube notamment, les contacts des aubes sur les carters (schéma 10) peuvent intervenir avant ou après la rupture du découpleur, c’est-à-dire plus ou moins tôt dans cette chronologie qui couvre essentiellement les premiers tours moteur.
Par la suite, le moteur n’assure plus son rôle propulsif parce que les compresseurs ne permettent pas un taux de compression suffisant à la combustion. Le rotor décélère alors rapidement jusqu’à atteindre une vitesse de rotation entretenue par l’écoulement de l’air de l’avion qui continue à voler. Le taux de décélération peut atteindre 30 000 tr.min-1.s -1 pendant les premiers tours moteur. Cet état stabilisé est appelé « windmilling ». Lors de cette décélération et du windmilling, les modes propres de vibration de l’arbre peuvent être excités (schéma 13), avec pour conséquences possibles, des contraintes très importantes dans l’ensemble de la structure par sollicitation des modes propres des autres composants, et la rupture de composants tels que les accroches avec l’aile (schéma 14). Par ailleurs, l’ébranlement du moteur peut accentuer les déchirures éventuelles sur les carters. Enfin, cet état peut conduire à un couplage par frottement entre les modes du carter et ceux d’une roue aubagée au niveau du fan ou des compresseurs. On parle alors d’interaction rotor / stator.
Cet enchaînement d’événements montre tout d’abord que la perte d’aube peut se décomposer en deux phases successives. La première, se produisant sur les premiers tours moteur, se caractérise par la présence de fortes non-linéarités de comportement des matériaux et de contact. La seconde consiste en une phase de décélération sur des temps physiques plus longs, qui sont essentiellement le siège de vibrations d’ensemble de la structure. Par ailleurs cette description met en évidence le caractère de comportement global à l’échelle du moteur à travers l’interaction entre les différents composants, depuis l’aube lâchée jusqu’aux points d’accroche à l’aile de l’avion situés plus en aval au sens de la direction du flux d’air.

Table des matières

INTRODUCTION 
CHAPITRE 1 Contexte général et présentation de la perte d’aube 
I. Description d’un moteur
I.1 Terminologie
I.2 Principe de fonctionnement d’un moteur
II. Certification et phénoménologie de la perte d’aube
II.1 Critères et processus de certification
II.2 Moteur en configuration au banc d’essai
II.3 Chronologie des événements
II.4 Classification des événements
III. Nécessité de la prédiction numérique et objectifs de la thèse
CHAPITRE 2 Calcul actuel de perte d’aube sur une pointe avant de moteur 
I. Formulations et méthodes de résolution
I.1 Etat de l’art de l’utilisation des techniques de résolution en dynamique des structures
I.2 Formulation lagrangienne des milieux continus en grandes transformations
I.3 Plasticité et lois de comportement
I.4 Gestion des contacts
I.5 Intégration temporelle : méthode et caractéristiques
Présentation de la géométrie
III. Présentation du modèle Eléments Finis
III.1 Modèle d’aube creuse
III.2 Modèle de palier
III.3 Modèle de bride boulonnée
III.4 Modèle de liaison élastomère
IV. Les étapes d’un calcul de perte d’aube en explicite
IV.1 Calcul de précontraintes
IV.2 Fragmentation de l’aube lâchée
IV.3 Calcul de perte d’aube
IV.4 Les points durs de modélisation et les développements nécessaires
V. Conclusions
CHAPITRE 3 Les développements 
I. Amélioration des modèles des composants de liaison
I.1 Elastomère
I.2 Palier
I.3 Bride boulonnée
II. Homogénéisation de l’aube creuse
II.1 Etude bibliographique sur l’homogénéisation
II.2 Développements et mise en oeuvre de l’élément multicouche
II.3 Application de l’homogénéisation aux structures creuses
II.4 Application au calcul de pointe avant de moteur
II.5 Comparaison des comportements des modèles d’aube homogénéisée et d’aube creuse
II.6 Conclusions sur l’homogénéisation
III. Conclusions
CHAPITRE 4 Nouveau calcul de perte d’aube sur un moteur complet 
I. Présentation de la géométrie
I.1 Configuration
I.2 Le démonstrateur est-il représentatif d’un moteur complet ?
II. Présentation du modèle Eléments Finis
II.1 Compresseur Basse Pression
II.2 Carter intermédiaire
II.3 Support palier
II.4 Accrochage au banc d’essai
II.5 Aube creuse homogénéisée
II.6 Démonstrateur complet
II.7 Présentation du modèle implicite et comparaison avec le modèle explicite
III. Calcul de précontraintes et fragmentation de l’aube lâchée
III.1 Précontraintes
III.2 Fragmentation de l’aube lâchée
IV. Calcul de perte d’aube
IV.1 Chronologie des événements
IV.2 Impact de l’aube lâchée sur le carter
IV.3 Impact de l’aube lâchée sur l’aube adjacente
IV.4 Efforts aux supports palier 1 et 2 – découplage
IV.5 Comportement du booster
IV.6 Orbite du rotor
IV.7 Comportement des aubes frotteuses
IV.8 Comportement du carter intermédiaire
IV.9 Déplacements caractéristiques dans les accroches
IV.10Vérification de certaines hypothèses et commentaires
IV.11Temps de calcul
V. Conclusions
CHAPITRE 5 Les perspectives 
I. Fragmentation de l’aube lâchée
I.1 Principe général
I.2 Applications futures
II. Méthode numérique de réduction des temps de calcul
II.1 Principe de la décomposition en sous-domaines
II.2 Maillages incompatibles
II.3 Réduction en base modale en explicite
II.4 Règles d’utilisation et paramétrages
II.5 Etude de faisabilité en perte d’aube sur une structure complexe
II.6 Conclusion
III. Evaluation du modèle d’aube homogénéisée en ingestion d’oiseau
III.1 Présentation du modèle
III.2 Comparaisons
III.3 Conclusions
IV. Conclusions
CONCLUSION GENERALE 
BIBLIOGRAPHIE 
ANNEXE 1 Types d’éléments de Plexus
ANNEXE 2 Algorithme de plasticité
ANNEXE 3 Homogénéisation analytique
ANNEXE 4 Analyse modale du carter intermédiaire
ANNEXE 5 Analyse modale du moteur complet
ANNEXE 6 Exemple de validation du modèle d’endommagement avec effet retard
ANNEXE 7 Principe de la décomposition en sous-domaines

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