Présentation

Dans cette séance, qui complète celle sur les technologies des turbines à gaz, nous étudierons successivement les principes de fonctionnement du turboréacteur, du turbopropulseur, du statoréacteur et du moteur-fusée.

Pendant longtemps, les avions ont été propulsés par des hélices animées par des moteurs à essence. Aujourd’hui encore, c’est la meilleure solution pour les petits avions de tourisme.

Lorsque, pour de plus grands avions, l’hélice est conservée compte tenu de ses très bonnes performances, elle est souvent entraînée par un turbopropulseur utilisant une turbine à gaz à cycle ouvert.

Cependant, les turboréacteurs ont supplanté les moteurs à hélice pour la propulsion de nombreux avions, dont la plupart des avions de ligne longs courriers. C’est par ailleurs le seul moteur qui convient pour les vols supersoniques, et il équipe à ce titre la plupart des avions militaires.

Aux très grandes vitesses, ainsi que pour la propulsion des missiles longue portée, le turboréacteur atteint ses limites, et c’est le statoréacteur qui est utilisé, car il permet d’obtenir de très bons rendements.

Toutefois, il ne peut fonctionner de manière autonome au décollage, qui doit alors être assuré par un turboréacteur ou par un moteur-fusée.

manuel : propulseurs aéronautiques (pdf, 1577 Ko)

(Séance réalisée le 22/02/05 par Renaud Gicquel)

Turboréacteurs

simple modification d’une TAG à cycle ouvert

générateur de gaz + tuyère
poussée : différence de quantité de mouvement entre l’air aspiré et les gaz rejetés

Turboréacteurs

M88-2 Snecma

poussée : 50 kN
0,9 t
1573 °C

Turboréacteurs

from The Jet Engine (5th ed) by Rolls-Royce

Turboréacteurs

C₁ : vitesse de l’avion,
C₅ vitesse des gaz à la sortie de la tuyère
poussée :
$F = \overset{\cdot}{M} (C_{1} - C_{5})$
puissance de propulsion :
$W_{p} = F C_{1} = \overset{\cdot}{M} C_{1} (C_{1} - C_{5})$

Turboréacteurs

puissance cinétique disponible en sortie du réacteur :
$W_{c} = \overset{\cdot}{M} (\frac{{C_{1}}^{2}}{2} - \frac{{C_{5}}^{2}}{2})$
rendement de propulsion :
$η_{p} = \frac{W_{p}}{W_{c}} = \frac{C_{1} (C_{1} - C_{5})}{\frac{{C_{1}}^{2}}{2} - \frac{{C_{5}}^{2}}{2}} = \frac{1}{1 + \frac{C_{5} - C_{1}}{2 C_{1}}}$
pour C₁ donnée, η_p est d’autant meilleur que la vitesse relative (C₅ - C₁) des gaz d’échappement est faible

Turboréacteurs

rendement thermique :
$η_{th} = \frac{{C_{5}}^{2} - {C_{1}}^{2}}{2 Q}$
Q chaleur fournie
rendement global :
$η_{g} = η_{p} η_{th}$

Exemple

Considérons un turboréacteur aspirant de l’air à T₁ = -40°C, à une vitesse C₁ = 100 m/s, et une pression P₁ = 0,35 bar. On suppose que la température des gaz en fin de combustion est T₃ = 1100 °C, et leur pression 3,5 bars.

On demande de calculer la poussée pour un débit masse égal à 1 kg/s, et les rendements de propulsion, thermique et global, en supposant l’air et les gaz chauds assimilables à un gaz parfait et les évolutions parfaites, et en négligeant la compression dynamique (Ma = 0,33).

Avec les notations précédentes, il vient :

T₁ = -40°C = 233 KT₃ = 1100°C = 1373 K

T₂ = 233 10^0,286 = 450 K T₄ = 1373 + 233 - 450 = 1156 K

T₅ = 1373 0,1^0,286 = 711 K

$C_{5} = \sqrt{2 C_{p} (T_{4} - T_{5}) + {C_{1}}^{2}} = \sqrt{2000 (1156 - 711) + 10000} = 948 m / s$

La poussée vaut donc :

F = \overset{\cdot}{m} (C_{1} - C_{5})

F = 1 (100 - 948) = -848 N

La puissance développée est égale au produit de la poussée par la vitesse de l’avion :

W_p = F C₁ = 84,8 kW

Le rendement de propulsion vaut :

η_{p} = \frac{2}{1 + \frac{948}{100}} = 19,1 %

Le rendement thermique vaut η_th = 1 - 0,1^0,286 = 48,2 %

Le rendement global est donc très faible : 9,2 %.

Turboréacteurs

hypothèses transformations isentropiques, gaz parfait
$η_{th} = 1 - r^{- β}$

Turboréacteurs

rendement global faible car compromis entre :
- bon rendement thermique, (forte énergie cinétique dans la tuyère)
- bon rendement propulsif (faible vitesse relative des gaz en sortie de tuyère)

Turboréacteurs

turboréacteur à double flux :
- accélére à une vitesse à peine supérieure à celle de l’avion un flux secondaire d’air
- grâce à un compresseur additionnel basse pression, appelé soufflante

Turboréacteurs à double flux

CFM56-7B de CFMI

poussée : 121 kN
masse : 2 t
dilution : 5,3

Turboréacteurs à double flux

Turboréacteurs

Postcombustion :

éleve l’enthalpie des gaz en sortie de turbine, et donc la vitesse en sortie de tuyère
possible d’atteindre près de 2000 K
supplément de poussée jusqu’à 50 %, mais au prix d’une importante surconsommation de carburant

POSTCOMBUSTION

Turboréacteurs

TURBOPROPULSEURS

Arrius 2B2 (Turbomeca) 600 kW

TURBOPROPULSEURS

Arrius 2B2 (Turbomeca) 600 kW

TURBOPROPULSEURS

Arrius 2B2 usinage du rouet

Statoréacteurs

à très grande vitesse, pression d’arrêt suffisante pour assurer seule la compression
principe voisin du turboréacteur, mais sans machine tournante

Statoréacteurs

à Mach > 3, moteurs les plus performants, rendements thermopropulsifs voisins de 50 %
fusées intercontinentales
(plus de 8000 km à 15 000 m d’altitude)
démarrage par une fusée à liquide ou à poudre.

Moteurs fusées

moteur à réaction emportant son combustible et son oxydant
susceptible de ce fait de fonctionner hors atmosphère

Moteurs fusées

section de sortie de la tuyère : Ss
pressions de sortie et atmosphérique : P_s et P_a
$F = - C_{5} \overset{\cdot}{M} - S_{s} (P_{s} - P_{a})$
hors atmosphère :
$F = - C_{5} \overset{\cdot}{M}$

Moteurs fusées

peuvent fonctionner hors atmosphère
poussée indépendante de la vitesse propre
⇒ puissance importante au démarrage à la différence des statoréacteurs

Moteurs fusées

MOTEUR VULCAIN (Ariane 5)

deux grands réservoirs H₂ (20 K) et O₂ (90 K) liquides
260 kg/s de gaz à 110 bars et 3500 K
vitesse de sortie des gaz : 4000 m/s
puissance thermique : 3800 MW
- (très grosse centrale nucléaire)

MOTEUR VULCAIN (Ariane 5)

turbopompe hydrogène
- 33 000 tours/mn, 240 kg
- 12 MW (deux motrices de TGV)
turbopompe oxygène :
- 13 000 tours/mn
- 3,7 MW