La turbine à gaz axiale TG

La turbine à gaz axiale TG

Définition d’une aube de la TG

L’aube est la partie d’une turbine en forme de cuillère ou de pale sur laquelle s’exerce l’action du fluide moteur. Une turbine comporte plusieurs aubes reparties régulièrement sur son pourtour.A l’inverse, l’aube d’une roue peut exercer une action sur un fluide. Cette turbine mue par un moteur est utilisée alors : soit pour l’accélérer, comprimer un fluide, soit pour déplacer le véhicule dont elle fait partie.

Description aérodynamique de l’aube

Comme toutes les pales aérodynamiques y compris les turbines, les aubes de la turbine sont constituées d’une partie inferieur appelée l’intrados et une autre partie extérieur dite extrados, la ligne reliant le bord d’attaque et le bord de fuite nommée la corde, l’espace formé par les deux lignes la corde et la ligne moyenne appelé la cambrure maximale, le bord d’attaque est caractérisé par un angle par rapport au vent relatif appelé l’angle d’incidence

Les profils de l’aube

Les profils aérodynamiques sont des formes étudiées en souffleries. Les essais en soufflerie mesurent la portance et la trainée du profil, les paramètres de l’expérimentation sont stockés dans des bases de données.Lorsque l’on désire concevoir une aile, une voile, une dérive ou tout autre objet dont la portance et la trainée nous importe, il est utile de se référer à ces bases de données pour sélectionner un profil existant, qui réunis les qualités que l’on recherche avant de réinventer la roue.
 Les profils minces et de faible cambre ont une meilleur finesse mais moins de résistance.
Une méthode de construction géométrique de profils d’après une équation mathématique a été développée par la NACA.

Profil NACA

Les célèbres profils NACA sont des profils aérodynamiques pour les ailes d’avions développés par le Comité Consultatif National pour l’Aéronautique (NACA, Etats-Unis) il s’agit de série de profils la plus connue et utilisée dans la construction aéronautique .la forme des profils NACA est d écrite à l’aide d’une série de chiffres qui suit le mot‹‹NACA››.les paramètres dans le code numérique peut être saisi dans les équations pour générer précisément la section de l’aile et de calculer ses propriétés.( Toutes les dimensions en % ).[6]

Série à quatre chiffres
Ces profils sont définis par le code NACA suivi de quatre chiffres MPXX définissant la géométrie du profil :
M : définit la cambrure maximale en %de la corde, 100m=M
P : le point de cambrure maximale par rapport au bord d’attaque en % de la corde ,10p=P
XX : les deux derniers chiffres donnent l’épaisseur maximale du profil en % de la corde, 100t=XX
Par exemple : le profil aérodynamique NACA 2412 possède une cambrure maximale de 2% à 40% à partir du bord d’attaque ; avec une épaisseur maximale de 12%. Plus précisément pour une aile de 10 cm de corde, le profil a une cambrure de 2 mm située à 40 mm du bord d’attaque, et une épaisseur maximale de 12 mm, la plupart des profils à 4 chiffres ont une épaisseur maximale à environ 30% de corde du bord d’attaque.
Le profil aérodynamique NACA 0015 est symétrique, le 00 indiquant qu’il n’a pas de cambrure .le nombre 15 indique que l’aile a une épaisseur maximale correspondant à 15% de la longueur de la corde de l’aile .Ces profil sont dits non porteurs c’est -à-dire que pour une incidence nulle leur coefficient de portance est nulle.

Série à cinq chiffres

La série NACA 5 chiffres elle prend en considération les surfaces portantes plus complexes. Ces profils sont définis par le code NACA suivi de cinq chiffres LPQXX
L : représente le coefficient de portance multiplié par 0.15 ; CL=0.15
P : définit le point de la cambrure maximale par rapport au bord d’attaque en% de la corde ; 20p= P
Q : indique si le profil est à cambrure simple(0) ou double(1)
XX : de la même manière comme la série à quatre chiffres les deux derniers chiffres expriment l’épaisseur maximale en % de la corde.
Par exemple : profil aérodynamique NACA 12018 donnerait un profil aérodynamique ayant une épaisseur maximale de 18%, la cambrure maximale située à 10% de la corde, avec un coefficient de portance espéré de 0.15.Les profils aérodynamiques sont beaucoup évalués nous avons aussi le profil aérodynamique à six chiffres, sept chiffres et aussi huit chiffre [8]

Profil de ligne de cambrure

Comme pour les profils à 4 chiffres, la cambrure est définie en deux sections, mais contrairement à ces derniers, la transition entre les deux sections ne se fait pas au point de cambrure maximum, mais à m définie en% de la corde. La constante m est choisi de telle sorte que la cambrure maximale se trouve ax=p.Par exemple : pour une cambrure de 230,p=0.3/2=0.15 et m=0.2025 enfin la constante k1 est déterminée pour donner le coefficient de portance souhaité.Pour un profil de cambrure230( les 3 premiers numéros de la série5 chiffres),k1=15.957 est utilisé.L’emplacement sur la corde x et l’ordonnée y ont été normalisées par rapport à la corde.

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Table des matières

Sommaire Remerciements :
Machines réceptrices
Machines motrices
Résumé
I.1. La turbine à gaz axiale TG
I.2. Le principe de fonctionnement
I.2.1. Compresseur axial
I.2.1.1. Rotor du compresseur
I.2.1.2. Stator du compresseur
I.2.2. Section combustion
I.2.2.1. L’enveloppe de combustion
I.2.2.2. Chambres de combustion
I.2.2.3. Tuyère de carburant
I.2.2.4. Pièces de transition
I.2.3. Section turbine
I.2.3.1. Corps de turbine
I.2.3.2. Tuyère 1ère étage
I.2..3.3. Tuyère 2ème étage
I.2.3.4. Roue de la turbine
I.2.3.5. Paliers
I.2.4. Les cycle thermodynamique de la TG
I.2.4.1. Cycle idéal de Brayton :
I.2.4.2. Le rendement de la turbine à gaz
I.3. Classification des turbines à gaz
I.3.1. Turbine à un seul arbre
I.3.2. Turbine à double arbre
II.1. Définition d’une aube de la TG
II.3. Les profils de l’aube
II.3.1. Profil NACA
II.3.1.1. Profil symétrique 00xx
II.3.1.2. Série à quatre chiffres
II.3.1.3. Série à cinq chiffres
II.3.2. Profil de ligne de cambrure
II.3.2.1. Cambrure simple
II.3.3. Les matériaux et procédés des ailes
II.3.4. Techniques de refroidissement
II.4. Caractéristique de l’écoulement autour de l’aube
II.4.1. Milieu continu
II.4.2. Ecoulement isentropique
II.4.3. Ecoulement compressible
II.4.4. Ecoulement supersonique:
II.4.4.1. Le nombre de Mach
II.4.4.2. Notion d’onde de choc
II.4.2.3. Conditions génératrice (d’arrêt) ou de stagnation
II.4.3. Relation entre les conditions de stagnation et les conditions critiques
II.4.4. Ecoulement visqueux
II.4.5. Ecoulement tridimensionnel
II.4.6. Ecoulement turbulent
III.1. Introduction
III.1.1. Expérience de Reynolds
III.1.2. La décomposition de Reynolds
III.2. Les équations du transport
III.2.1. Equation de continuité (conservation de la masse)
III.2.2. Equation de quantité du mouvement (équation d’Euler)
III.2.3. Equation de conservation de l’énergie totale
III.3. Hypothèse de Boussinesq : concept de viscosité turbulente
III.4. Les modèles de la turbulence
III.4.1. Modèle
III.4.2. Modélisation
III.4.3. Les différentes étapes de la modélisation
III.4.3.1. Le modèle k-?
III.4.3.2. Le modèle k-?
III.4.3.3. Le modèle du transport Shear-Stress Transport (SST)
III.5. Ecoulement externe
III.5.1. Couches limites
III.5.1.1. Notion de la couche limite hydraulique
Figure III.5. Profil des vitesses dans la couche limite
III.5.1.2. Couche limite thermique
III.5.2. Ecoulement le long d’une plaque plane
III.5.2.1. Régime laminaire
III.5.2.2. Régime turbulent
III.5.2.3. Conditions mixtes
III5.3. Décollement de la couche limite
Conclusion
IV.1.Introduction
IV.2.Présentation de logiciel ANSYS-Fluent
IV.3. Architecture de logiciel
VI.3.1. Préprocesseur « Design Modeler& ANSYS Meshing »
IV.3.2. Solveur « FLUENT »
IV.3.3. Post-processeur « CFD-Post »
IV.4. Définition de la méthode de résolution
IV.5. Génération de maillage
IV.6. Discrétisation des équations générales
IV.6.1. ÉQUATION DE QUANTITE DE MOUVEMENT :
IV.7. Simulation avec ANSYS-Fluent
IV.7.1. Préparation de la géométrie
IV.7.2. Le maillage
IV.7.3. Modèle de turbulence
IV.7.3.1. Modèle Sst
IV.7.3.2.Modèle KW
Conclusion
V.2. résultats et interprétations
V.3. Conditions aux limites
V.4.Résultat obtenus
5. Influence de l’angle d’incidence sur les contours de la température
6. lignes de courant
Conclusion général
Références bibliographiques