GENERALITE SUR LES MOTEURS A REACTION 

GENERALITE SUR LES MOTEURS A REACTION 

Bref historique

Selon [3], le turboréacteur est né en Europe dans les années qui ont précédé la 2ème guerre mondiale. La liste des inventeurs des moteurs de ce type est plutôt longue et il est difficile de dire qui fut réellement le précurseur. En fait, la plupart des idées pour propulser des engins volants était dans l’air au milieu du 19ème siècle. Comme beaucoup de technologies qui font appel à de multiples disciplines, celle du turboréacteur d’aujourd’hui est le produit d’une longue succession d’inventions où chaque ingénieur et chaque technicien a apporté sa contribution, aussi modeste fut-elle. Les premiers turboréacteurs apparurent presque simultanément, à partir de 1937, en Grande Bretagne (Franck Whittle), en Allemagne (Pabst von Ohain, Heinkel) et en France (Sensaud de Lavaud, René Anxionnaz, Rateau). Initialement destinés à un usage militaire, les turboréacteurs furent rapidement utilisés pour la propulsion des avions civils. Le 1er vol commercial eut lieu entre Londres et Johannesburg, en mai 1952.

Malgré les accidents qui frappèrent cet avion, accidents qui n’étaient pas dus aux moteurs, l’épopée des avions à réaction qui venait de commencer allait se poursuivre brillamment. A partir des années soixante, le moteur à explosion et à hélice fut progressivement remplacé par ce nouveau moyen de propulsion qui a multiplié par plus de deux les vitesses de croisière, tout en permettant aux avions long-courriers d’aller de Paris à New York en vol direct, sans escale. Ce fut l’époque des premiers Boeing 707 et DC8 (à partir de 1958) équipés de JT3C, bruyants et gourmands en carburant, ou de JT3D un peu plus performants, de la Caravelle de Sud Aviation (à partir de 1959) avec moteurs RR Avon puis JT8D. A partir de 1970, entrèrent en service les avions propulsés par des moteurs à double flux et à grand taux de dilution, comme les Boeing 747 équipés de JT9D de Pratt &Whitney, qui marquèrent une avancée importante et décisive dans l’épopée de l’aviation civile à réaction. Du côté militaire, les progrès furent sensationnels. Les enjeux étaient la vitesse maximale (c’est à qui dépasserait le premier la vitesse du son ou ses premiers multiples, en piqué, puis en vol horizontal ou en montée), l’altitude maximale, la capacité d’emport, la discrétion, l’accélération…et la maniabilité. Qui ne se souvient pas des figures dites du cobra exécutées par les avions Russes, MIG 29 et SUKHOI 27 aux salons du Bourget dans les années 90 ! Hunecke [1] résume les dates importantes qui constituent l’histoire de l’aviation depuis les croquis de Leonardo Da Vinci aux machines performantes de la période de l’après-guerre, en mentionnant les premiers brevets (le français René Lorin, 1913, Sanford Moss, USA, 1918).

Revue bibliographique concernant la conception des moteurs à réaction

Le perfectionnement des moteurs à réaction est confronté à de nouveaux défis tant en efficacité qu’en écologie surtout que la compétitivité commerciale est rude. Kyprianidis [4] a présenté une revue dans laquelle il mentionne que de nombreuses études se sont concentrées sur la faisabilité de réduire la consommation de carburant sur des futurs modèles de moteurs à réaction. La recherche de performances plus élevées du point de vue de la poussée se concentre essentiellement sur deux voies : l’augmentation du taux de compression — les compresseurs centrifuges et les premiers compresseurs axiaux atteignent difficilement un rapport de 6 — et l’augmentation de la température d’éjection. Aux États-Unis, en 1953, General Electric développe le J79, dont le compresseur comporte 17 étages, 6 des stators étant à incidence variable. Ce dernier sera produit en 16 500 exemplaires.

En 1949, Pratt & Whitney développe le premier réacteur double corps qui amènera au développement du J57 militaire utilisé sur les Boeing B-52 et KC-135, ainsi que les Douglas Skywarrior [5]. Dans le domaine civil, sous la dénomination JT3C, il sera le propulseur originel des Boeing 707 et Douglas DC-8 et sera, au total, produit à 21 200 exemplaires. Au Royaume-Uni, Bristol développe à partir de 1949 l’Olympus, de technologie similaire. Initialement, il fournira une poussée de 5 000 daN portée vers 6 000 daN en 1957, près de 8 000 en 1960 et finalement 9 000 daN. Équipé de la postcombustion, il deviendra le propulseur du Concorde avec une poussée nominale de 17 240 daN [5]. En France, la Snecma développe la série des Atar, qui culminera avec le 9C à 6 400 daN, et équipera les Mirage III et 5. Enfin, l’URSS produit les Mikulin AM-5, AM-9 et RD-9 qui équipent les chasseurs MiG-19 et Yak-25. Les bombardiers Tu-16 et le transport civil Tu- 104 sont équipés de l’AM-3 (en) développé par Mikouline qui, bien qu’utilisant la technologie monocorps, atteint près de 10 000 daN [5]. Dans le cadre du programme de recherche VITAL (enVIronmenTALly friendly aero engines, 2009) de l’Union Européenne, un certain nombre de technologies de composants du système basse pression a été étudié. Le progrès émergent permettra la conception de nouvelles machines capables de fournir une réduction de consommation de carburant et du bruit généré grâce à une géométrie réduite des ventilateurs de et par conséquent le poids des moteurs [6].

Fonctionnement d’un moteur à réaction Il existe plusieurs modes d’opération des moteurs à réaction et ce selon le type des composants de la machine, du parcours des gaz à travers la machine et du mode de génération de la poussée. La figure II.1 illustre un moteur à réaction typique. Le moteur à réaction est considéré comme un moteur thermique. Il utilise un gaz comme fluide de travail et génère une puissance mécanique et une poussée. Générer une poussée, en particulier, est possible seulement si la vitesse d’échappement du gaz est supérieure à la vitesse à laquelle l’air pénètre dans le moteur. Afin d’accélérer le gaz, l’énergie doit être ajoutée à l’écoulement d’air dans le moteur, qui peut ensuite être convertie en énergie cinétique. Dans un moteur à réaction, l’augmentation de l’énergie est réalisée en deux étapes consécutives, et par deux éléments creux adjacents. La pression du flux d’air est augmentée dans un compresseur par l’action de la puissance mécanique de l’arbre.

Par la suite, l’air comprimé est chauffé dans la chambre de combustion où la température du gaz est fortement relevée. La première station dans le moteur où le travail est extrait du gaz chaud est la turbine. Comme le gaz se dilate et s’accélère, il fait tourner la turbine. Sorti de la turbine, le gaz est accéléré dans la tuyère d’échappement, où toute de l’énergie thermique utilisable restante est convertie en énergie cinétique. Souvent, le fonctionnement d’un moteur à réaction est expliqué par analogie au moteur alternatif à quatre temps, Figure II.1. Dans les deux cas, le gaz est traité en quatre étapes connues sous le nom d’aspiration, de compression, de combustion et de détente. La différence fondamentale réside dans le fait que dans le moteur à mouvement alternatif l’ensemble des quatre processus se déroulent dans un même cylindre, alors que dans un moteur à réaction des composants séparés sont affectés à chaque processus, ce qui rend le cycle du moteur continu, par opposition à intermittent dans le moteur à piston.

Le processus d’admission dans le moteur alternatif est comparable à celui du moteur à réaction et la compression, se compare à l’action du compresseur en rotation dans la turbine. Cependant, le processus de combustion est assez différent. Dans le moteur à mouvement alternatif, la combustion se produit à un volume constant, avec un pic de pression à la position supérieure du piston, tandis que dans la combustion dans un turboréacteur s’effectue à une pression constante. Cela permet de traiter de grandes masses d’air à l’aide d’une chambre de combustion légère et il permet d’utiliser des carburants à faible indice d’octane. Enfin, lorsque l’on compare la détente du moteur à piston avec celle du moteur à réaction, l’analogie est inadéquate, car les produits d’échappement du moteur à piston ne sont pas utilisables, alors que dans un moteur à réaction, les forces propulsives essentielles résultent du gaz d’échappement. A cet égard, le moteur à piston ressemble plus à un turbomoteur.

Table des matières

INTRODUCTION GENERALE
CHAPITRE I  GENERALITE SUR LES MOTEURS A REACTION 
I.1 INTRODUCTION
I.2 BREF HISTORIQUE
I.3 REVUE BIBLIOGRAPHIQUE CONCERNANT LA CONCEPTION DES MOTEURS A REACTION
I.4 FONCTIONNEMENT D’UN MOTEUR A REACTION
I.4.1 CYCLE THERMODYNAMIQUE
I.4.2 COMPOSITION D’UN MOTEUR A REACTION
Soufflantes (diffuseurs)
Compresseur
Chambre de combustion
d.Turbine
Tuyère
I.5 CLASSIFICATION DES MOTEURS A REACTION
I.5.1 TURBOREACTEURS
I.5.2 TURBOSOUFFLANTES
I.5.3 TURBOMOTEURS
I.5.4 TURBOPROPULSEURS
I.5.5 COMPARAISON DES
I.6 AUGMENTATION DE LA POUSSEE
I.6.1 RECHAUFFAGE
I.6.2 INJECTION
I.7 CONSIDERATIONS ENVIRONNEMENTALES
I.7.1 BRUIT
I.7.2 EMISSIONS GAZEUSES
I.8 CONCLUSION
CHAPITRE II  ETUDE DESCRIPTIVE DES MOTEURS A REACTION
II.1 INTRODUCTION
II.2 ETAPES PRELIMINAIRES DE LA CONCEPTION D’UN MOTEUR A REACTION
II.3 PARAMETRES CARACTERISTIQUES D’UN MOTEUR A REACTION
II.3.1 POUSSEE
II.3.2 CONSOMMATION SPECIFIQUE DE COMBUSTIBLE
II.3.3 POUSSEE SPECIFIQUE
II.3.4 ETUDE AEROTHERMODYNAMIQUE DU MOTEUR A REACTION
II.4 EQUATION GOUVERNANTES DES ECOULEMENTS A TRAVERS UN TURBOREACTEUR
II.4.1 THEOREME DE QUANTITE DE MOUVEMENT
II.4.2 EQUATIOND’EULER
II.4.3 EQUATION DE CONTINUITE
II.4.4 EQUATION DE CONSERVATION D’ENERGIE
II.4.5 NOMBRE DE MACH ET LA VITESSE DU SON
II.4.6 VITESSE DU SON
II.5 ELEMENTS D’UN TURBOREACTEUR
II.5.1 DIFFUSEUR
II.5.1.1 Grandeur totales entrée d’air parfaite (isentropique)
II.5.1.2 Grandeur totales entrée d’air avec pertes
II.5.2 COMPRESSEUR
II.5.2.1 Variation de l’enthalpie totale
II.5.2.2 Temperature totales
II.5.2.3 Temperature statique
II.5.2.4 Nombre de Mach
II.5.2.5 Pression statique
II.5.2.6 Masse volumique totales
II.5.2.7 Masse volumique statique
II.5.2.8 Travail d’un étage
II.5.2.9 Taux de compression d’un compresseur
II.5.2.10 Rendement de la compression
II.5.2.11 Rendement isentropique du compresseur
II.5.2.12 L’évolution de différentes grandeurs
II.5.3 CHAMBRE DE COMBUSTION
II.5.3.1 Le dosage
II.5.3.2 La richesse
II.5.3.3 Dilution
II.5.3.4 Temperature totales
II.5.3.5 Temperature statique
II.5.3.6 Pression Totales
II.5.3.7 Masse volumique statique
II.5.3.8 Masse volumique totale
II.5.3.9 La puissance thermique
II.5.3.10 Le rendement de combustion
II.5.4 TURBINE
II.5.4.1 Triangle de vitesse
II.5.4.2 Turbine à action et à réaction
II.5.4.3 Temperature statique
II.5.4.4 Nombre de mach
II.5.4.5 Pression totale
II.5.4.6 Pression statique
II.5.4.7 Masse volumique totale
II.5.4.8 Masse volumique statique
II.5.4.9 Travaille de la turbine
II.5.4.10 Le rendement de la turbine
II.5.5 TUYERE
II.5.5.1 Vitesse déjection des gaz
II.5.5.2 Rendement de la tuyère
II.6 CONCLUSION
CHAPITRE III  ETUDE THERMO-ENERGETIQUE DU CFM56-7B 
III.1 INTRODUCTION
III.2 DESCRIPTION DU PROGRAMME DE CALCULE EES
III.3 DESCRIPTION DU MOTEUR CFM56-7B
III.3.1 CARACTERISTIQUES PRINCIPALES DU MOTEUR CFM56-7B
III.4 MODELISATION DES DIFFERENTES ETAPES DU MOTEUR
III.4.1 HYPOTHESES DE TRAVAIL
III.4.2 DECOMPOSITION DU TURBOREACTEUR
III.5 CALCUL DE CHAQUE COMPOSANT DU CFM56-7B
A. DIFFUSEUR
B. FLUX PRIMAIRE
Soufflante (flux primaire) et compresseur Basse Pression
Soufflante (flux primaire)
Compresseur Basse PressionCompresseur Haute Pression
Chambre de Combustion
Turbine Haute pression et basse pression
Tuyère primaire
C. FLUXSECONDAIRE
Soufflante
Tuyère secondaire
III.6 PARAMETRES ENERGETIQUES DU CFM56-7B
La différence de poussées
Poussée spécifique du CFM56-7B
Consommation horaire
Consommation spécifique
Puissance calorifique
Puissance thermique réel
Puissance de propulsion
Rendement thermique
Rendement de propulsion
Rendement global
III.7 CYCLE THERMODYNAMIQUE
III.8 ACCELERATION ET DECELERATION EN VOL
III.9 CONCLUSION
CONCLUSION GENERALE
ANNEX
REFERENCE

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