Moteur d'avion - Jet engine

Moteur d'avion
Moteur F100 F-15.JPG
Classification Moteur à combustion interne
Industrie Aérospatial
Application Aviation
Source de carburant Carburéacteur
Composants Compresseur dynamique , Ventilateur , Chambre de combustion , Turbine , Tuyère de propulsion
Inventeur John Barber , Frank Whittle
A inventé 1791, 1928
Moteur à réaction pendant le décollage montrant l'échappement chaud visible ( Germanwings Airbus A319 )

Un moteur à réaction est un type de moteur à réaction déchargeant un jet rapide qui génère une poussée par propulsion par jet . Bien que cette définition large puisse inclure la propulsion par fusée , jet d'eau et hybride, le terme moteur à réaction fait généralement référence à un moteur à réaction à combustion interne aérobie tel qu'un turboréacteur , un turboréacteur à double flux , un statoréacteur ou un jet à impulsions . En général, les moteurs à réaction sont des moteurs à combustion interne .

Les moteurs à réaction à respiration aérienne comportent généralement un compresseur d'air rotatif alimenté par une turbine , la puissance restante fournissant une poussée à travers la buse de propulsion - ce processus est connu sous le nom de cycle thermodynamique de Brayton . Les avions à réaction utilisent de tels moteurs pour les voyages longue distance. Les premiers avions à réaction utilisaient des turboréacteurs relativement inefficaces pour le vol subsonique. La plupart des avions à réaction subsoniques modernes utilisent des turboréacteurs à double flux plus complexes . Ils donnent une vitesse plus élevée et une plus grande efficacité énergétique que piston et hélice moteurs d' avion sur de longues distances. Quelques moteurs à respiration d'air conçus pour des applications à grande vitesse (ramjets et scramjets ) utilisent l' effet bélier de la vitesse du véhicule au lieu d'un compresseur mécanique.

La poussée d'un moteur d' avion de ligne typique est passée de 5 000 lbf (22 000 N) ( turboréacteur de Havilland Ghost ) dans les années 50 à 115 000 lbf (510 000 N) ( turboréacteur General Electric GE90 ) dans les années 90, et leur fiabilité est passée de 40 en vol arrêts pour 100 000 heures de vol moteur à moins de 1 pour 100 000 à la fin des années 90. Ceci, combiné à une consommation de carburant considérablement réduite, a permis des vols transatlantiques de routine par des avions de ligne bimoteurs au tournant du siècle, où auparavant un voyage similaire aurait nécessité plusieurs arrêts de carburant.

Histoire

Le principe du moteur à réaction n'est pas nouveau ; cependant, les progrès techniques nécessaires pour faire fonctionner l'idée ne se sont concrétisés qu'au 20ème siècle. Une démonstration rudimentaire de la puissance du jet remonte à l' éolipile , un appareil décrit par Héros d'Alexandrie dans l'Égypte romaine du 1er siècle . Ce dispositif dirigeait la puissance de la vapeur à travers deux buses pour faire tourner rapidement une sphère sur son axe. C'était vu comme une curiosité. Pendant ce temps, des applications pratiques de la turbine peuvent être vues dans la roue hydraulique et le moulin à vent .

Les historiens ont essayé de retracer l'origine du moteur à réaction au Moyen-Age, et les principes utilisés par les Chinois pour envoyer leurs fusées et leurs feux d'artifice étaient similaires à ceux d'un moteur à réaction. De même, le soldat ottoman Lagâri Hasan Çelebi aurait utilisé une fusée en forme de cône pour voler. Cependant, la véritable histoire du moteur à réaction commence avec Frank Whittle

Les premières tentatives de moteurs à réaction à respiration aérienne étaient des conceptions hybrides dans lesquelles une source d'alimentation externe d'abord de l'air comprimé, qui était ensuite mélangé avec du carburant et brûlé pour la poussée du jet. Le Caproni Campini N.1 et le moteur japonais Tsu-11 destinés à propulser les avions kamikazes Ohka vers la fin de la Seconde Guerre mondiale ont échoué.

Le statoréacteur d' Albert Fonó - boulet de canon de 1915

Même avant le début de la Seconde Guerre mondiale, les ingénieurs commençaient à se rendre compte que les moteurs entraînant des hélices approchaient des limites en raison de problèmes liés à l'efficacité des hélices, qui diminuait à mesure que les extrémités des pales approchaient la vitesse du son . Si les performances de l'avion devaient augmenter au-delà d'une telle barrière, un mécanisme de propulsion différent était nécessaire. Ce fut la motivation derrière le développement du moteur à turbine à gaz, la forme la plus courante de moteur à réaction.

La clé d'un moteur à réaction pratique était la turbine à gaz , extrayant la puissance du moteur lui-même pour entraîner le compresseur . La turbine à gaz n'était pas une idée nouvelle : le brevet pour une turbine stationnaire a été accordé à John Barber en Angleterre en 1791. La première turbine à gaz à fonctionner de manière autonome avec succès a été construite en 1903 par l'ingénieur norvégien Ægidius Elling . De tels moteurs n'ont pas atteint la fabrication en raison de problèmes de sécurité, de fiabilité, de poids et, surtout, de fonctionnement soutenu.

Le premier brevet d'utilisation d'une turbine à gaz pour propulser un avion a été déposé en 1921 par Maxime Guillaume . Son moteur était un turboréacteur à flux axial, mais n'a jamais été construit, car il aurait nécessité des avancées considérables par rapport à l'état de l'art des compresseurs. Alan Arnold Griffith a publié une théorie aérodynamique de la conception des turbines en 1926, menant à des travaux expérimentaux au RAE .

Le moteur Whittle W.2 /700 a volé dans le Gloster E.28/39 , le premier avion britannique à voler avec un turboréacteur, et le Gloster Meteor

En 1928, Frank Whittle, cadet du RAF College Cranwell, a officiellement soumis ses idées pour un turboréacteur à ses supérieurs. En octobre 1929, il approfondit ses idées. Le 16 janvier 1930, en Angleterre, Whittle dépose son premier brevet (délivré en 1932). Le brevet montrait un compresseur axial à deux étages alimentant un compresseur centrifuge unilatéral . Les compresseurs axiaux pratiques ont été rendus possibles par les idées d' AAGriffith dans un article fondateur en 1926 ("Une théorie aérodynamique de la conception des turbines"). Whittle se concentrera plus tard uniquement sur le compresseur centrifuge plus simple. Whittle n'a pas pu intéresser le gouvernement à son invention et le développement s'est poursuivi à un rythme lent.

Heinkel He 178 , le premier avion au monde à voler uniquement au turboréacteur

En 1935, Hans von Ohain a commencé à travailler sur une conception similaire en Allemagne, le compresseur et la turbine étant tous deux radiaux, sur les côtés opposés du même disque, ignorant initialement le travail de Whittle. Le premier appareil de Von Ohain était strictement expérimental et ne pouvait fonctionner qu'avec une alimentation externe, mais il a pu démontrer le concept de base. Ohain a ensuite été présenté à Ernst Heinkel , l'un des plus grands industriels d'avions de l'époque, qui a immédiatement vu la promesse de la conception. Heinkel avait récemment acheté la société de moteurs Hirth, et Ohain et son maître machiniste Max Hahn y ont été installés en tant que nouvelle division de la société Hirth. Ils avaient leur premier moteur centrifuge HeS 1 en marche en septembre 1937. Contrairement à la conception de Whittle, Ohain utilisait de l' hydrogène comme carburant, fourni sous pression externe. Leurs conceptions ultérieures ont abouti à l' essence -fuelled HeS 3 de 5 kN (1100 lbf), qui était monté sur le simple , de Heinkel et compact He 178 cellule et piloté par Erich Warsitz en début de matinée du 27 Août 1939, de Rostock -Marienehe aérodrome , un temps de développement incroyablement court. Le He 178 fut le premier avion à réaction au monde. Heinkel a déposé une demande de brevet américain couvrant la centrale aéronautique de Hans Joachim Pabst von Ohain le 31 mai 1939 ; numéro de brevet US2256198, avec M Hahn référencé comme inventeur.

Une vue en coupe du moteur Junkers Jumo 004

Autrichien Anselm Franz de Junkers division de moteur ( Junkers Motoren ou « Jumo ») a présenté le compresseur à écoulement axial dans leur moteur à réaction. Jumo s'est vu attribuer le numéro de moteur suivant dans la séquence de numérotation RLM 109-0xx pour les groupes motopropulseurs d'avions à turbine à gaz, « 004 », et le résultat a été le moteur Jumo 004 . Après la résolution de nombreuses difficultés techniques mineures, la production en série de ce moteur a commencé en 1944 en tant que groupe motopropulseur pour le premier avion de chasse au monde , le Messerschmitt Me 262 (et plus tard le premier bombardier à réaction au monde , l' Arado Ar 234 ). Diverses raisons ont contribué à retarder la disponibilité du moteur, ce qui a amené le chasseur à arriver trop tard pour améliorer la position de l'Allemagne pendant la Seconde Guerre mondiale , mais ce fut le premier moteur à réaction à être utilisé en service.

Gloster Meteor F.3s. Le Gloster Meteor a été le premier chasseur à réaction britannique et le seul avion à réaction des Alliés à mener des opérations de combat pendant la Seconde Guerre mondiale.

Pendant ce temps, en Grande-Bretagne, le Gloster E28/39 effectua son vol inaugural le 15 mai 1941 et le Gloster Meteor entra finalement en service dans la RAF en juillet 1944. Ceux-ci étaient propulsés par des turboréacteurs de Power Jets Ltd., mis en place par Frank Whittle. Les deux premiers avions à turboréacteurs opérationnels, le Messerschmitt Me 262 puis le Gloster Meteor sont entrés en service à trois mois d'intervalle en 1944.

Après la fin de la guerre, les avions à réaction et les moteurs à réaction allemands ont été largement étudiés par les alliés victorieux et ont contribué aux travaux sur les premiers chasseurs à réaction soviétiques et américains. L'héritage du moteur à écoulement axial réside dans le fait que pratiquement tous les moteurs à réaction des avions à voilure fixe se sont inspirés de cette conception.

Dans les années 1950, le moteur à réaction était presque universel dans les avions de combat, à l'exception du cargo, de la liaison et d'autres types spécialisés. À ce stade, certains des modèles britanniques étaient déjà autorisés pour un usage civil et étaient apparus sur les premiers modèles comme le de Havilland Comet et l' Avro Canada Jetliner . Dans les années 1960, tous les gros avions civils étaient également propulsés par des jets, laissant le moteur à pistons dans des rôles de niche à faible coût tels que les vols cargo .

L'efficacité des turboréacteurs était encore bien pire que celle des moteurs à pistons, mais dans les années 1970, avec l'avènement des turboréacteurs à double flux (une innovation non prévue par les premiers commentateurs comme Edgar Buckingham , à des vitesses élevées et à des altitudes élevées qui semblaient absurde pour eux), le rendement énergétique était à peu près le même que celui des meilleurs moteurs à pistons et à hélices.

Les usages

Un turboréacteur JT9D installé sur un Boeing 747 .

Les moteurs à réaction propulsent les avions à réaction , les missiles de croisière et les véhicules aériens sans pilote . Sous la forme de moteurs de fusée, ils alimentent des feux d'artifice , des modèles réduits de fusées , des vols spatiaux et des missiles militaires .

Les moteurs à réaction ont propulsé des voitures à grande vitesse, en particulier des dragsters , avec le record de tous les temps détenu par une voiture-fusée . Une voiture propulsée par un turboréacteur, ThrustSSC , détient actuellement le record de vitesse au sol .

Les conceptions de moteurs à réaction sont fréquemment modifiées pour des applications non aéronautiques, comme les turbines à gaz industrielles ou les centrales marines . Ceux-ci sont utilisés dans la production d'électricité, pour alimenter les pompes à eau, à gaz naturel ou à huile, et pour assurer la propulsion des navires et des locomotives. Les turbines à gaz industrielles peuvent créer jusqu'à 50 000 chevaux-vapeur. Beaucoup de ces moteurs sont dérivés d'anciens turboréacteurs militaires tels que les modèles Pratt & Whitney J57 et J75. Il existe également un dérivé du turboréacteur à faible dérivation P&W JT8D qui crée jusqu'à 35 000 chevaux (HP).

Les moteurs à réaction sont également parfois développés ou partagent certains composants tels que les noyaux de moteur, avec des turbomoteurs et des turbopropulseurs , qui sont des formes de moteurs à turbine à gaz généralement utilisés pour propulser des hélicoptères et certains avions à hélice.

Types de moteurs à réaction

Il existe un grand nombre de types différents de moteurs à réaction, qui réalisent tous une poussée vers l'avant à partir du principe de la propulsion par réaction .

Respiration aérienne

Généralement, les aéronefs sont propulsés par des moteurs à réaction à respiration aérienne. La plupart des moteurs à réaction aérobies qui sont utilisés sont des moteurs à réaction à double flux , qui donnent une bonne efficacité à des vitesses juste en dessous de la vitesse du son.

Alimenté par turbine

Les turbines à gaz sont des moteurs rotatifs qui extraient l'énergie d'un flux de gaz de combustion. Ils ont un compresseur en amont couplé à une turbine en aval avec une chambre de combustion intermédiaire. Dans les moteurs d'avion, ces trois composants de base sont souvent appelés « générateur de gaz ». Il existe de nombreuses variantes de turbines à gaz, mais elles utilisent toutes un système de générateur de gaz d'un certain type.

Turboréacteur
Turboréacteur

Un turboréacteur est un moteur à turbine à gaz qui fonctionne en comprimant de l'air avec une entrée et un compresseur ( axial , centrifuge ou les deux), en mélangeant le carburant avec l'air comprimé, en brûlant le mélange dans la chambre de combustion , puis en faisant passer la haute pression chaude air à travers une turbine et une tuyère . Le compresseur est alimenté par la turbine, qui extrait l'énergie du gaz en expansion qui le traverse. Le moteur convertit l'énergie interne du carburant en énergie cinétique dans l'échappement, produisant une poussée. Tout l'air ingéré par l'admission passe par le compresseur, la chambre de combustion et la turbine, contrairement au turboréacteur décrit ci-dessous.

Turbosoufflante
Schéma de principe illustrant le fonctionnement d'un turboréacteur à double flux.

Les turboréacteurs diffèrent des turboréacteurs en ce qu'ils ont un ventilateur supplémentaire à l'avant du moteur, qui accélère l'air dans un conduit contournant le cœur du moteur à turbine à gaz. Les turboréacteurs sont le type de moteur dominant pour les avions de ligne moyen et long- courrier .

Les turboréacteurs sont généralement plus efficaces que les turboréacteurs à des vitesses subsoniques, mais à haute vitesse, leur grande surface frontale génère plus de traînée . Par conséquent, en vol supersonique, et dans les avions militaires et autres où d'autres considérations ont une priorité plus élevée que l'efficacité énergétique, les ventilateurs ont tendance à être plus petits ou absents.

En raison de ces distinctions, les conceptions de moteurs à double flux sont souvent classées comme à faible dérivation ou à haute dérivation , en fonction de la quantité d'air qui contourne le noyau du moteur. Les turbosoufflantes à faible dérivation ont un taux de dérivation d'environ 2:1 ou moins.

Compression du vérin

Les moteurs à réaction Ram à compression sont des moteurs à respiration aérienne similaires aux moteurs à turbine à gaz et ils suivent tous deux le cycle de Brayton . Les turbines à gaz et les moteurs à bélier diffèrent cependant par la manière dont ils compriment le flux d'air entrant. Alors que les moteurs à turbine à gaz utilisent des compresseurs axiaux ou centrifuges pour comprimer l'air entrant, les moteurs à bélier ne reposent que sur l'air comprimé à travers l'entrée ou le diffuseur. Un moteur à bélier nécessite donc une vitesse anémométrique initiale substantielle avant de pouvoir fonctionner. Les moteurs à bélier sont considérés comme le type le plus simple de moteur à réaction respirable car ils ne peuvent contenir aucune pièce mobile.

Les statoréacteurs sont des moteurs à réaction à bélier. Ils sont mécaniquement simples et fonctionnent moins efficacement que les turboréacteurs sauf à très haute vitesse.

Les Scramjets diffèrent principalement par le fait que l'air ne ralentit pas à des vitesses subsoniques. Au contraire, ils utilisent la combustion supersonique. Ils sont efficaces à une vitesse encore plus élevée. Très peu ont été construits ou pilotés.

Combustion non continue

Taper La description Avantages Désavantages
Motorjet Fonctionne comme un turboréacteur mais un moteur à pistons entraîne le compresseur au lieu d'une turbine. Vitesse d'échappement plus élevée qu'une hélice, offrant une meilleure poussée à haute vitesse Lourd, inefficace et sous-alimenté. Exemple : Caproni Campini N.1 .
Jet d'impulsion L'air est comprimé et brûlé par intermittence au lieu de continuellement. Certains modèles utilisent des valves. Conception très simple, utilisée pour la bombe volante V-1 et plus récemment sur les modèles réduits d'avion Bruyant, inefficace (faible taux de compression), fonctionne mal à grande échelle, les valves sur les conceptions à valve s'usent rapidement
Moteur de détonation par impulsion Semblable à un jet d'impulsion, mais la combustion se produit comme une détonation au lieu d'une déflagration , peut ou non avoir besoin de soupapes Rendement théorique maximal du moteur Extrêmement bruyant, pièces soumises à une fatigue mécanique extrême, détonation difficile à démarrer, pas pratique pour l'usage courant

Autres types de propulsion à réaction

Fusée

Propulsion par moteur-fusée

Le moteur-fusée utilise les mêmes principes physiques de base de poussée qu'une forme de moteur à réaction , mais se distingue du moteur à réaction en ce qu'il n'a pas besoin d'air atmosphérique pour fournir de l'oxygène ; la fusée transporte tous les composants de la masse réactionnelle. Cependant certaines définitions le traitent comme une forme de propulsion à réaction .

Parce que les fusées ne respirent pas d'air, cela leur permet d'opérer à des altitudes arbitraires et dans l'espace.

Ce type de moteur est utilisé pour le lancement de satellites, l'exploration spatiale et l'accès habité, et a permis l' atterrissage sur la lune en 1969.

Les moteurs-fusées sont utilisés pour les vols à haute altitude ou partout où des accélérations très élevées sont nécessaires, car les moteurs-fusées eux-mêmes ont un rapport poussée/poids très élevé .

Cependant, la vitesse d'échappement élevée et le propulseur plus lourd et riche en oxydants entraînent une utilisation beaucoup plus importante du propulseur que les turboréacteurs. Même ainsi, à des vitesses extrêmement élevées, ils deviennent économes en énergie.

Une équation approximative pour la poussée nette d'un moteur de fusée est :

Où est la poussée nette, est l' impulsion spécifique , est une gravité standard , est le débit de propulseur en kg/s, est la section transversale à la sortie de la tuyère d'échappement, et est la pression atmosphérique.

Taper La description Avantages Désavantages
Fusée Transporte tous les propulseurs et oxydants à bord, émet un jet pour la propulsion Très peu de pièces mobiles. Mach 0 à Mach 25+ ; efficace à très grande vitesse (> Mach 5,0 environ). Rapport poussée/poids supérieur à 100. Aucune entrée d'air complexe. Taux de compression élevé. Échappement à très grande vitesse ( hypersonique ). Bon rapport coût/poussée. Assez facile à tester. Fonctionne dans le vide; en effet, fonctionne mieux en dehors de l'atmosphère, ce qui est plus doux pour la structure du véhicule à grande vitesse. Surface assez petite pour garder au frais, et pas de turbine dans le flux d'échappement chaud. La combustion à très haute température et la buse à fort taux d'expansion donnent un rendement très élevé, à des vitesses très élevées. A besoin de beaucoup de propulseur. Impulsion spécifique très faible - typiquement 100-450 secondes. Les contraintes thermiques extrêmes de la chambre de combustion peuvent rendre la réutilisation plus difficile. Nécessite généralement de transporter un oxydant à bord, ce qui augmente les risques. Extraordinairement bruyant.

Hybride

Les moteurs à cycle combiné utilisent simultanément deux ou plusieurs principes différents de propulsion à réaction.

Taper La description Avantages Désavantages
Turbofusée Un turboréacteur où un oxydant supplémentaire tel que l' oxygène est ajouté au flux d'air pour augmenter l'altitude maximale Très proche des conceptions existantes, fonctionne en très haute altitude, large plage d'altitude et de vitesse Vitesse limitée à la même plage que le turboréacteur, le transport d'oxydant comme le LOX peut être dangereux. Beaucoup plus lourd que de simples fusées.
Fusée augmentée d'air Essentiellement un statoréacteur où l'air d'admission est comprimé et brûlé avec l'échappement d'une fusée Mach 0 à Mach 4,5+ (peut également fonctionner en exoatmosphérique), bonne efficacité à Mach 2 à 4 Efficacité similaire aux fusées à basse vitesse ou exoatmosphérique, difficultés d'admission, type relativement peu développé et inexploré, difficultés de refroidissement, très bruyant, rapport poussée/poids similaire aux statoréacteurs.
Jets pré-refroidis / LACE L'air d'admission est refroidi à très basse température en entrée dans un échangeur de chaleur avant de traverser un statoréacteur et/ou un turboréacteur et/ou un moteur-fusée. Testé facilement au sol. Des rapports poussée/poids très élevés sont possibles (~14) ainsi qu'un bon rendement énergétique sur une large plage de vitesses, Mach 0–5,5+ ; cette combinaison d'efficacités peut permettre le lancement en orbite, en une seule étape, ou un voyage intercontinental très rapide et très longue distance. N'existe qu'au stade du prototypage en laboratoire. Les exemples incluent RB545 , moteurs à réaction SABRE , ATREX . Nécessite un carburant à hydrogène liquide qui a une très faible densité et nécessite un réservoir fortement isolé.

Jet d'eau

Un jet d'eau, ou jet-pompe, est un système de propulsion marine qui utilise un jet d'eau. L'agencement mécanique peut être une hélice carénée avec tuyère, ou un compresseur centrifuge et tuyère. Le jet-pompe doit être entraîné par un moteur séparé tel qu'un diesel ou une turbine à gaz .

Un schéma de jet de pompe.
Taper La description Avantages Désavantages
Jet d'eau Pour propulser les fusées à eau et les jetboats ; fait jaillir de l'eau par le dos à travers une buse Dans les bateaux, peut fonctionner dans des eaux peu profondes, accélération élevée, aucun risque de surcharge du moteur (contrairement aux hélices), moins de bruit et de vibrations, très maniable à toutes les vitesses du bateau, efficacité à grande vitesse, moins vulnérable aux dommages causés par les débris, très fiable, plus de charge flexibilité, moins nocif pour la faune Peut être moins efficace qu'une hélice à basse vitesse, plus cher, poids plus élevé dans le bateau en raison de l'eau entraînée, ne fonctionnera pas bien si le bateau est plus lourd que le jet est dimensionné pour

Principes physiques généraux

Tous les moteurs à réaction sont des moteurs à réaction qui génèrent une poussée en émettant un jet de fluide vers l'arrière à une vitesse relativement élevée. Les forces à l'intérieur du moteur nécessaires pour créer ce jet donnent une forte poussée sur le moteur qui pousse l'engin vers l'avant.

Les moteurs à réaction fabriquent leur jet à partir de propergol stocké dans des réservoirs fixés au moteur (comme dans une "fusée") ainsi que dans des moteurs à conduits (ceux couramment utilisés sur les avions) en ingérant un fluide externe (très généralement de l'air) et en l'expulsant à plus grande vitesse.

Buse de propulsion

La tuyère de propulsion est l'élément clé de tous les moteurs à réaction car elle crée le jet d' échappement . Les buses de propulsion transforment l'énergie interne et l'énergie de pression en énergie cinétique à grande vitesse. La pression et la température totales ne changent pas à travers la buse, mais leurs valeurs statiques diminuent à mesure que le gaz accélère.

La vitesse de l'air entrant dans la buse est faible, de l'ordre de Mach 0,4, condition préalable pour minimiser les pertes de charge dans le conduit menant à la buse. La température entrant dans la tuyère peut être aussi basse que le niveau de la mer ambiant pour une tuyère en éventail dans l'air froid aux altitudes de croisière. Elle peut atteindre la température des gaz d'échappement de 1 000 K pour un moteur à postcombustion supersonique ou de 2 200 K avec la postcombustion allumée. La pression entrant dans la buse peut varier de 1,5 fois la pression à l'extérieur de la buse, pour un ventilateur à un étage, à 30 fois pour l'avion piloté le plus rapide à mach 3+.

Les buses convergentes ne sont capables d'accélérer le gaz que jusqu'aux conditions soniques locales (Mach 1). Pour atteindre des vitesses de vol élevées, des vitesses d'échappement encore plus élevées sont nécessaires, et donc une tuyère convergente-divergente est souvent utilisée sur les avions à grande vitesse.

La poussée de la tuyère est la plus élevée si la pression statique du gaz atteint la valeur ambiante à sa sortie de la tuyère. Cela ne se produit que si la zone de sortie de la buse est la valeur correcte pour le rapport de pression de la buse (npr). Étant donné que le npr change avec le réglage de la poussée du moteur et la vitesse de vol, c'est rarement le cas. Également à des vitesses supersoniques, la zone divergente est inférieure à ce qui est nécessaire pour donner une expansion interne complète à la pression ambiante en compromis avec la traînée externe du corps. Whitford donne le F-16 comme exemple. D'autres exemples sous-développés étaient le XB-70 et le SR-71.

La taille des buses, ainsi que la surface des buses de la turbine, déterminent la pression de fonctionnement du compresseur.

Poussée

Efficacité énergétique des moteurs d'avions

Cette vue d'ensemble met en évidence les endroits où les pertes d'énergie se produisent dans les centrales ou les moteurs d'avions à réaction complets.

Un moteur à réaction au repos, comme sur un banc d'essai, aspire du carburant et génère de la poussée. À quel point il le fait est jugé par la quantité de carburant qu'il utilise et la force nécessaire pour le retenir. C'est une mesure de son efficacité. Si quelque chose se détériore à l'intérieur du moteur (appelé détérioration des performances), il sera moins efficace et cela se verra lorsque le carburant produira moins de poussée. Si une modification est apportée à une pièce interne qui permet à l'air/aux gaz de combustion de s'écouler plus facilement, le moteur sera plus efficace et consommera moins de carburant. Une définition standard est utilisée pour évaluer comment différentes choses modifient l'efficacité du moteur et également pour permettre des comparaisons entre différents moteurs. Cette définition est appelée consommation de carburant spécifique , ou la quantité de carburant nécessaire pour produire une unité de poussée. Par exemple, il sera connu pour une conception de moteur particulière que si certaines bosses dans un conduit de dérivation sont lissées, l'air s'écoulera plus facilement, ce qui entraînera une réduction de la perte de pression de x% et y% moins de carburant sera nécessaire pour obtenir la prise. hors poussée, par exemple. Cette compréhension relève de la discipline d'ingénierie des performances des moteurs à réaction . La façon dont l'efficacité est affectée par la vitesse d'avancement et par la fourniture d'énergie aux systèmes de l'avion est mentionnée plus loin.

Le rendement du moteur est principalement contrôlé par les conditions de fonctionnement à l'intérieur du moteur qui sont la pression produite par le compresseur et la température des gaz de combustion au niveau du premier ensemble d'aubes de turbine en rotation. La pression est la pression d'air la plus élevée dans le moteur. La température du rotor de turbine n'est pas la plus élevée dans le moteur mais est la plus élevée à laquelle le transfert d'énergie a lieu (des températures plus élevées se produisent dans la chambre de combustion). La pression et la température ci-dessus sont indiquées sur un diagramme de cycle thermodynamique .

L'efficacité est encore modifiée par la fluidité avec laquelle l'air et les gaz de combustion circulent dans le moteur, la façon dont le flux est aligné (appelé angle d'incidence) avec les passages mobiles et stationnaires dans les compresseurs et les turbines. Des angles non optimaux, ainsi que des formes de passage et de lame non optimales peuvent provoquer un épaississement et une séparation des couches limites et la formation d' ondes de choc . Il est important de ralentir le débit (une vitesse plus faible signifie moins de pertes de charge ou de perte de charge ) lorsqu'il circule dans des conduits reliant les différentes pièces. La façon dont les composants individuels contribuent à transformer le carburant en poussée est quantifiée par des mesures telles que l'efficacité des compresseurs, des turbines et de la chambre de combustion et des pertes de pression pour les conduits. Ceux-ci sont représentés sous forme de lignes sur un diagramme de cycle thermodynamique .

L'efficacité du moteur, ou l'efficacité thermique, connue sous le nom de . dépend des paramètres du cycle thermodynamique , de la pression et de la température maximales, et des rendements des composants , et et des pertes de pression dans les conduits.

Le moteur a besoin d'air comprimé pour fonctionner correctement. Cet air provient de son propre compresseur et est appelé air secondaire. Il ne contribue pas à faire de la poussée donc rend le moteur moins efficace. Il sert à préserver l'intégrité mécanique du moteur, à stopper la surchauffe des pièces et à empêcher l'huile de s'échapper des roulements par exemple. Seule une partie de cet air prélevé sur les compresseurs retourne dans le flux de la turbine pour contribuer à la production de poussée. Toute réduction de la quantité nécessaire améliore l'efficacité du moteur. Encore une fois, il sera connu pour une conception de moteur particulière qu'une exigence réduite de débit de refroidissement de x% réduira la consommation de carburant spécifique de y%. En d'autres termes, moins de carburant sera nécessaire pour donner la poussée au décollage, par exemple. Le moteur est plus efficace.

Toutes les considérations ci-dessus sont fondamentales pour que le moteur fonctionne tout seul et, en même temps, ne fasse rien d'utile, c'est-à-dire qu'il ne déplace pas un avion ou ne fournisse pas d'énergie aux systèmes électriques, hydrauliques et aériens de l'avion. Dans l'avion, le moteur cède une partie de son potentiel de production de poussée, ou de carburant, pour alimenter ces systèmes. Ces exigences, qui provoquent des pertes d'installation, réduisent son efficacité. Il utilise du carburant qui ne contribue pas à la poussée du moteur.

Enfin, lorsque l'avion vole, le jet propulseur lui-même contient de l'énergie cinétique perdue après avoir quitté le moteur. Ceci est quantifié par le terme de rendement propulsif, ou Froude, et peut être réduit en redessinant le moteur pour lui donner un débit de dérivation et une vitesse inférieure pour le jet propulseur, par exemple en tant que turbopropulseur ou turboréacteur. En même temps, la vitesse d'avancement augmente en augmentant le rapport de pression globale .

L'efficacité globale du moteur à la vitesse de vol est définie comme .

La vitesse de vol dépend de la manière dont l'admission comprime l'air avant qu'il ne soit transmis aux compresseurs du moteur. Le taux de compression d'admission, qui peut atteindre 32:1 à Mach 3, s'ajoute à celui du compresseur du moteur pour donner le taux de pression global et pour le cycle thermodynamique . À quel point il le fait est défini par sa récupération de pression ou la mesure des pertes dans l'admission. Le vol habité de Mach 3 a fourni une illustration intéressante de la façon dont ces pertes peuvent augmenter considérablement en un instant. Le North American XB-70 Valkyrie et le Lockheed SR-71 Blackbird à Mach 3 avaient chacun des récupérations de pression d'environ 0,8, en raison de pertes relativement faibles pendant le processus de compression, c'est-à-dire à travers des systèmes de chocs multiples. Lors d'un « démarrage », le système d'amortisseur efficace serait remplacé par un seul amortisseur très inefficace au-delà de l'admission et une récupération de la pression d'admission d'environ 0,3 et un rapport de pression faible correspondant.

La tuyère de propulsion à des vitesses supérieures à environ Mach 2 a généralement des pertes de poussée internes supplémentaires car la zone de sortie n'est pas assez grande pour compenser la traînée externe de l'arrière-corps.

Bien qu'un moteur à dérivation améliore l'efficacité de propulsion, il subit lui-même des pertes à l'intérieur du moteur lui-même. Des machines doivent être ajoutées pour transférer l'énergie du générateur de gaz à un flux d'air de dérivation. La faible perte de la tuyère de propulsion d'un turboréacteur s'ajoute à des pertes supplémentaires dues aux inefficacités de la turbine et de la soufflante ajoutées. Ceux-ci peuvent être inclus dans une transmission, ou un transfert, l'efficacité . Cependant, ces pertes sont plus que compensées par l'amélioration du rendement propulsif. Il existe également des pertes de charge supplémentaires dans le conduit de dérivation et une buse de propulsion supplémentaire.

Avec l'avènement des turbosoufflantes avec leurs machines déficitaires, ce qui se passe à l'intérieur du moteur a été séparé par Bennett, par exemple, entre le générateur de gaz et les machines de transfert donnant .

Dépendance de l'efficacité de propulsion (η) sur le rapport vitesse du véhicule/vitesse d'échappement (v/v e ) pour les moteurs à réaction et les moteurs-fusées.

L'efficacité énergétique ( ) des moteurs à réaction installés dans les véhicules a deux composantes principales :

  • efficacité propulsive ( ) : quelle quantité d'énergie du jet se retrouve dans la carrosserie du véhicule plutôt que d'être emportée sous forme d'énergie cinétique du jet.
  • efficacité du cycle ( ) : l'efficacité avec laquelle le moteur peut accélérer le jet

Même si l'efficacité énergétique globale est :

pour tous les moteurs à réaction, l' efficacité de propulsion est la plus élevée lorsque la vitesse du jet d'échappement se rapproche de la vitesse du véhicule, car cela donne la plus petite énergie cinétique résiduelle. Pour un moteur à respiration aérienne, une vitesse d'échappement égale à la vitesse du véhicule, ou égale à un, donne une poussée nulle sans changement net de quantité de mouvement. La formule pour les moteurs à respiration d'air se déplaçant à une vitesse avec une vitesse d'échappement , et négligeant le débit de carburant, est la suivante :

Et pour une fusée :

En plus de l'efficacité propulsive, un autre facteur est l' efficacité du cycle ; un moteur à réaction est une forme de moteur thermique. L'efficacité du moteur thermique est déterminée par le rapport des températures atteintes dans le moteur à celle évacuée au niveau de la tuyère. Cela s'est constamment amélioré au fil du temps, car de nouveaux matériaux ont été introduits pour permettre des températures de cycle maximales plus élevées. Par exemple, des matériaux composites, associant métaux et céramiques, ont été développés pour les aubes de turbine HP, qui tournent à la température de cycle maximale. L'efficacité est également limitée par le rapport de pression global qui peut être atteint. L'efficacité du cycle est la plus élevée dans les moteurs de fusée (~60+%), car ils peuvent atteindre des températures de combustion extrêmement élevées. L'efficacité du cycle dans les turboréacteurs et similaires est plus proche de 30 %, en raison de températures de cycle de pointe beaucoup plus basses.

Rendement de combustion typique d'une turbine à gaz d'avion sur la plage de fonctionnement.
Limites typiques de stabilité de combustion d'une turbine à gaz d'avion.

Le rendement de combustion de la plupart des moteurs à turbine à gaz d'avion dans des conditions de décollage au niveau de la mer est de presque 100 %. Il diminue de façon non linéaire à 98 % dans des conditions de croisière en altitude. Le rapport air-carburant varie de 50:1 à 130:1. Pour tout type de chambre de combustion, il existe une limite riche et faible au rapport air-carburant, au-delà de laquelle la flamme s'éteint. La plage du rapport air-carburant entre les limites riche et faible est réduite avec une augmentation de la vitesse de l'air. Si l'augmentation du débit massique d'air réduit le rapport de carburant en dessous d'une certaine valeur, l'extinction de la flamme se produit.

Impulsion spécifique en fonction de la vitesse pour différents types de jets avec du kérosène (l'hydrogène I sp serait environ deux fois plus élevé). Bien que l'efficacité dégringole avec la vitesse, de plus grandes distances sont parcourues. L'efficacité par unité de distance (par km ou mile) est à peu près indépendante de la vitesse pour les moteurs à réaction en tant que groupe ; cependant, les cellules deviennent inefficaces à des vitesses supersoniques.

Consommation de carburant ou de propulseur

Un concept étroitement lié (mais différent) à l'efficacité énergétique est le taux de consommation de la masse propulsive. Consommation propulseur dans les moteurs à réaction est mesurée par la consommation spécifique de carburant , impulsion spécifique , ou la vitesse d'évacuation efficace . Ils mesurent tous la même chose. L'impulsion spécifique et la vitesse d'échappement effective sont strictement proportionnelles, alors que la consommation spécifique de carburant est inversement proportionnelle aux autres.

Pour les moteurs aérobies tels que les turboréacteurs, l'efficacité énergétique et l'efficacité du propulseur (carburant) sont à peu près la même chose, puisque le propulseur est un carburant et une source d'énergie. Dans les fusées, le propulseur est également l'échappement, ce qui signifie qu'un propulseur à haute énergie donne un meilleur rendement du propulseur mais peut dans certains cas donner un rendement énergétique inférieur .

On peut voir dans le tableau (juste au- dessous) que les turboréacteurs subsoniques tels que CF6 de General Electric turbofan utilisent beaucoup moins de carburant pour générer une poussée pour une seconde que fait la Concorde de Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turboréacteurs. Cependant, comme l'énergie est la force multipliée par la distance et que la distance par seconde était plus grande pour le Concorde, la puissance réelle générée par le moteur pour la même quantité de carburant était plus élevée pour le Concorde à Mach 2 que pour le CF6. Ainsi, les moteurs du Concorde étaient plus efficaces en termes d'énergie par mile.

Consommation de carburant spécifique (SFC), impulsion spécifique et nombres de vitesse d'échappement effectifs pour divers moteurs de fusée et à réaction.
Type de moteur Première exécution Scénario Spéc. contre le carburant.
Impulsion(s) spécifique (s)

Vitesse d' échappement effective
(m/s)
Masse
Rapport poussée/ poids
(niveau de la mer)
(lb/lbf·h) (g/kN·s)
Moteur fusée à combustible solide Avio P80 2006 Aspirateur de premier étage Vega 13 360 280 2700 16 160 lb (7 330 kg) (vide)
Moteur fusée à combustible solide Avio Zefiro 23 2006 Aspirateur de deuxième étage Vega 12.52 354,7 287,5 2819 4 266 lb (1 935 kg) (vide)
Moteur fusée à combustible solide Avio Zefiro 9A 2008 Aspirateur Vega troisième étage 12.20 345,4 295.2 2895 1 997 lb (906 kg) (vide)
Moteur de fusée à carburant liquide RD-843 Aspirateur Vega étage supérieur 11.41 323.2 315,5 3094 35,1 lb (15,93 kg) (à sec)
Moteur de fusée à carburant liquide Kouznetsov NK-33 années 1970 N-1F , aspirateur de premier étage Soyouz-2-1v 10.9 308 331 3250 2 730 lb (1 240 kg) (sec) 136,8
Moteur de fusée à carburant liquide NPO Energomash RD-171M Aspirateur de premier étage Zenit-2M , Zenit-3SL , Zenit-3SLB , Zenit-3F 10.7 303 337 3300 21 500 lb (9 750 kg) (à sec) 79,57
Moteur fusée à carburant liquide LE-7A Vide de premier étage H-IIA , H-IIB 8.22 233 438 4300 4 000 lb (1 800 kg) (sec) 62,2
Moteur de fusée cryogénique Snecma HM-7B Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 Vide étage supérieur ECA 8.097 229,4 444,6 4360 364 lb (165 kg) (à sec) 43,25
Moteur de fusée cryogénique LE-5B-2 Vide étage supérieur H-IIA , H-IIB 8.05 228 447 4380 640 lb (290 kg) (à sec) 51,93
Moteur de fusée cryogénique Aerojet Rocketdyne RS-25 1981 Navette spatiale , vide de premier étage SLS 7,95 225 453 4440 7 004 lb (3 177 kg) (à sec) 53,79
Moteur de fusée cryogénique Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 Delta III , Delta IV , vide étage supérieur SLS 7.734 219,1 465,5 4565 664 lb (301 kg) (sec) 37.27
Ramjet 1er mars 4.5 130 800 7800
Moteur de fusée thermique nucléaire NERVA NRX A6 1967 vide 869 40 001 lb (18 144 kg) (à sec) 1,39
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turboréacteur Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statique niveau de la mer ( Réchauffer ) 2.5 70,8 1440 14120 2 107 lb (956 kg) (à sec) 7.59
GE F101-GE-102 turbofan années 1970 Niveau de la mer statique B-1B (Réchauffage) 2,46 70 1460 14400 4 400 lb (2 000 kg) (sec) 7.04
Tumansky R-25-300 turboréacteur MIG-21bis niveau de la mer statique (Réchauffage) 2.206 62,5 1632 16000 2 679 lb (1 215 kg) (sec) 5.6
Turboréacteur GE J85-GE-21 F-5E/F niveau de la mer statique (Réchauffage) 2.13 60,3 1690 16570 640 lb (290 kg) (à sec) 7.81
GE F110-GE-132 turbofan F-16E/F Block 60 ou -129 améliore le niveau de la mer statique (Réchauffage) 2.09 59,2 1722 16890 4 050 lb (1 840 kg) (à sec) 7.9
Honeywell / ITEC F125-GA-100 turbofan F-CK-1 niveau de la mer statique (Réchauffage) 2.06 58,4 1748 17140 1 360 lb (620 kg) (à sec) 6.8
Snecma M53-P2 turbofan Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/rénovation statique niveau de la mer (Réchauffage) 2.05 58,1 1756 17220 3 307 lb (1 500 kg) (sec) 6,46
Turboréacteur Snecma Atar 09C Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , prototype Mirage IV niveau de la mer statique (Réchauffage) 2.03 57,5 1770 17400 3 210 lb (1 456 kg) (sec) 4.13
Snecma Atar 09K-50 turboréacteur Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 niveau de la mer statique (Réchauffage) 1.991 56,4 1808 17730 3 487 lb (1 582 kg) (sec) 4.55
GE J79-GE-15 turboréacteur F-4E/EJ/F/G , RF-4E niveau de la mer statique (Réchauffage) 1.965 55,7 1832 17970 3 850 lb (1 750 kg) (sec) 4.6
Saturn AL-31F turbofan Su-27/P/K niveau de la mer statique (Réchauffage) 1,96 55,5 1837 18010 3 350 lb (1 520 kg) (à sec) 8.22
turboréacteur J-58 1958 SR-71 à Mach 3.2 (Réchauffer) 1.9 53,8 1895 18580 6 000 lb (2 700 kg) (sec)
GE F110-GE-129 turbofan F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX niveau de la mer statique (Réchauffage) 1.9 53,8 1895 18580 3 980 lb (1 810 kg) (sec) 7.36
Soloviev D-30F6 turbofan MiG-31 , S-37/Su-47 niveau de la mer statique (Réchauffage) 1,863 52,8 1932 18950 5 326 lb (2 416 kg) (à sec) 7.856
Lyulka AL-21F-3 turboréacteur Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 niveau de la mer statique (réchauffage) 1,86 52,7 1935 18980 3 790 lb (1 720 kg) (sec) 5.61
Klimov RD-33 turbosoufflantes 1974 MiG-29 niveau de la mer statique (Réchauffage) 1,85 52,4 1946 19080 2 326 lb (1 055 kg) (sec) 7.9
Saturn AL-41F-1S turbofan Su-35S/T-10BM niveau de la mer statique (réchauffage) 1,819 51,5 1979 194110 3 536 lb (1 604 kg) (sec) 8.75-9.04
Volvo RM12 turbofan 1978 Niveau de la mer statique Gripen A/B/C/D (Réchauffage) 1,78 50,4 2022 19830 2 315 lb (1 050 kg) (à sec) 7.82
GE F404-GE-402 turbofan F/A-18C/D niveau de la mer statique (Réchauffage) 1,74 49 2070 20300 2 282 lb (1 035 kg) (sec) 7.756
Kuznetsov NK-32 turbosoufflantes 1980 Tu-144LL , Tu-160 niveau de la mer statique (Réchauffage) 1.7 48 2100 21000 7 500 lb (3 400 kg) (à sec) 7.35
Snecma M88-2 turbofan 1989 Rafale niveau de la mer statique (Reheat) 1.663 47.11 2165 21230 1 978 lb (897 kg) (sec) 8.52
Eurojet EJ200 turbofan 1991 Eurofighter , Prototype Bloodhound LSR niveau de la mer statique (Réchauffage) 1,66-1,73 47–49 2080-2170 20400–21300 2 180,0 lb (988,83 kg) (à sec) 9.17
Turboréacteur GE J85-GE-21 F-5E/F niveau de la mer statique (sec) 1.24 35,1 2900 28500 640 lb (290 kg) (à sec) 5.625
Turboréacteur RR/Snecma Olympus 593 1966 Croisière Concorde à Mach 2 (Sec) 1,195 33,8 3010 29500 7 000 lb (3 175 kg) (sec)
Turboréacteur Snecma Atar 09C Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , prototype Mirage IV niveau de la mer statique (Sec) 1.01 28,6 3560 35000 3 210 lb (1 456 kg) (sec) 2,94
Snecma Atar 09K-50 turboréacteur Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 niveau de la mer statique (Sec) 0,981 27.8 3670 36000 3 487 lb (1 582 kg) (sec) 2,35
Snecma Atar 08K-50 turboréacteur Niveau de la mer statique Super Étendard 0,971 27,5 3710 36400 2 568 lb (1 165 kg) (sec)
Tumansky R-25-300 turboréacteur MIG-21bis niveau de la mer statique (sec) 0,961 27.2 3750 36700 2 679 lb (1 215 kg) (sec)
Lyulka AL-21F-3 turboréacteur Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 niveau de la mer statique (Sec) 0,86 24,4 4190 41100 3 790 lb (1 720 kg) (sec) 3,89
GE J79-GE-15 turboréacteur F-4E/EJ/F/G , RF-4E niveau de la mer statique (sec) 0,85 24.1 4240 41500 3 850 lb (1 750 kg) (sec) 2,95
Snecma M53-P2 turbofan Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/rénovation statique niveau de la mer (Sec) 0,85 24.1 4240 41500 3 307 lb (1 500 kg) (sec) 4.37
Volvo RM12 turbofan 1978 Niveau de la mer statique Gripen A/B/C/D (Sec) 0,824 23.3 4370 42800 2 315 lb (1 050 kg) (à sec) 5.244
RR Turbomeca Adour Mk 106 turbofan 1999 Jaguar retrofit niveau de la mer statique (sec) 0,81 23 4400 44000 1 784 lb (809 kg) (à sec) 4.725
Honeywell / ITEC F124-GA-100 turbofan 1979 L-159 , X-45 niveau de la mer statique 0,81 22,9 4440 43600 1 050 lb (480 kg) (sec) 5.3
Honeywell / ITEC F125-GA-100 turbofan F-CK-1 niveau de la mer statique (sec) 0,8 22,7 4500 44100 1 360 lb (620 kg) (à sec) 4,43
PW JT8D-9 turbofan 737 Croisière originale 0,8 22,7 4500 44100 3 205 à 3 402 lb (1 454 à 1 543 kg) (sec)
Turboréacteur PW J52-P-408 A-4M/N , TA-4KU , EA-6B niveau de la mer statique 0,79 22,4 4560 44700 2 318 lb (1 051 kg) (sec) 4.83
Saturn AL-41F-1S turbofan Su-35S/T-10BM niveau de la mer statique (sec) 0,79 22,4 4560 44700 3 536 lb (1 604 kg) (sec) 5.49
Snecma M88-2 turbofan 1989 Rafale niveau de la mer statique (Sec) 0,782 22.14 4600 45100 1 978 lb (897 kg) (sec) 5.68
Klimov RD-33 turbosoufflantes 1974 MiG-29 niveau de la mer statique (sec) 0,77 21,8 4680 45800 2 326 lb (1 055 kg) (sec) 4.82
RR Pegasus 11-61 turboréacteur à double flux AV-8B+ niveau de la mer statique 0,76 21,5 4740 46500 3 960 lb (1 800 kg) (sec) 6
Eurojet EJ200 turbofan 1991 Eurofighter , prototype Bloodhound LSR niveau de la mer statique (sec) 0,74-0,81 21–23 4400-4900 44000–48000 2 180,0 lb (988,83 kg) (à sec) 6.11
GE F414-GE-400 turbofan 1993 F/A-18E/F niveau de la mer statique (Sec) 0,724 20,5 4970 48800 2 445 lb (1 109 kg) (sec) 5.11
Kuznetsov NK-32 turbosoufflantes 1980 Tu-144LL , Tu-160 niveau de la mer statique (sec) 0,72-0,73 20–21 4900-5000 48000–49000 7 500 lb (3 400 kg) (à sec) 4.06
Turboréacteur à double flux Honeywell ALF502R-5 BAe 146-100/200/200ER/300 croisière 0,72 20.4 5000 49000 1 336 lb (606 kg) (sec) 5.22
Soloviev D-30F6 turbofan MiG-31 , S-37/Su-47 niveau de la mer statique (sec) 0,716 20.3 5030 49300 5 326 lb (2 416 kg) (à sec) 3,93
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 turbofan 1972 Niveau de la mer statique Alpha Jet 0,716 20.3 5030 49300 650 lb (295 kg) (à sec) 4.567
Soloviev D-30KP-2 turbofan Il-76MD/MDK/SK/VPK , croisière Il-78/M 0,715 20.3 5030 49400 5 820 lb (2 640 kg) (à sec) 5.21
Soloviev D-30KU-154 turbofan Croisière Tu-154M 0,705 20,0 5110 50100 5 082 lb (2 305 kg) (sec) 4,56
Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 turbosoufflantes 1981 Niveau de la mer statique Kawasaki T-4 0,7 19,8 5140 50400 750 lb (340 kg) (sec) 4.9
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 turboréacteur 1984 Fokker 70 , croisière Fokker 100 0,69 19,5 5220 51200 3 185 lb (1 445 kg) (à sec) 4.2
GE CF34-3 turbofan 1982 CRJ100/200 , série CL600 , croisière CL850 0,69 19,5 5220 51200 1 670 lb (760 kg) (sec) 5.52
GE CF34-8E turboréacteur Croisière E170/175 0,68 19.3 5290 51900 2 600 lb (1 200 kg) (à sec) 5.6
Turbosoufflante à engrenages Honeywell TFE731-60 Falcon 900EX / DX / LX, VC-900 croisière 0,679 19.2 5300 52000 988 lb (448 kg) (à sec) 5.06
CFM CFM56-2C1 turbofan Croisière DC-8 Super 70 0,671 19,0 5370 52600 4 635 lb (2 102 kg) (sec) 4.746
GE CF34-8C turbofan Croisière CRJ700/900/1000 0,67-0,68 19 5300-5400 52000-53000 2 400 à 2 450 lb (1 090 à 1 110 kg) (à sec) 5.7-6.1
CFM CFM56-3C1 turbofan 737 Croisière Classique 0,667 18,9 5400 52900 4 308 à 4 334 lb (1 954 à 1 966 kg) (à sec) 5.46
Saturn AL-31F turbofan Su-27/P/K niveau de la mer statique (sec) 0,666-0,78 18,9–22,1 4620-5410 45300-53000 3 350 lb (1 520 kg) (à sec) 4,93
RR Spey RB.168 Mk.807 turbofan Niveau de la mer statique AMX 0,66 18.7 5450 53500 2 417 lb (1 096 kg) (sec) 4,56
CFM CFM56-2A2 turbofan 1974 Croisière E-3D, KE-3A , E-6A/B 0,66 18.7 5450 53500 4 819 lb (2 186 kg) (sec) 4.979
turboréacteur RR BR725 2008 Croisière G650/ER 0,657 18.6 5480 53700 3 605 lb (1 635,2 kg) (sec) 4.69
CFM CFM56-2B1 turbofan Croisière KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE 0,65 18,4 5540 54300 4 672 lb (2 119 kg) (sec) 4.7
GE CF34-10A turboréacteur Croisière ARJ21 0,65 18,4 5540 54300 3 700 lb (1 700 kg) (sec) 5.1
CFE CFE738-1-1B turbofan 1990 Croisière Falcon 2000 0,645 18.3 5580 54700 1 325 lb (601 kg) (à sec) 4.32
RR BR710 turbofan 1995 C-37, Gulfstream V , G550 , E-11, Project Dolphin, Saab Swordfish, Global Express/XRS, Global 5000/6000 , Raytheon Sentinel , GlobalEye (original) croisière 0,64 18 5600 55000 4 009 lb (1 818,4 kg) (sec) 3,84
GE F110-GE-129 turbofan F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX niveau de la mer statique (Sec) 0,64 18 5600 55000 3 980 lb (1 810 kg) (sec) 4.27
GE F110-GE-132 turbofan F-16E/F Block 60 ou -129 améliore le niveau de la mer statique (sec) 0,64 18 5600 55000 4 050 lb (1 840 kg) (à sec)
GE CF34-10E turbofan E190/195 , Croisière Lignée 1000 0,64 18 5600 55000 3 700 lb (1 700 kg) (sec) 5.2
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 turboréacteur à double flux Tornado ECR niveau de la mer statique (Sec) 0,637 18,0 5650 55400 2 160 lb (980 kg) (à sec) 4,47
CFM CF6-50C2 turbofan A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/F/CF , croisière KC-10A 0,63 17.8 5710 56000 8 731 lb (3 960 kg) (à sec) 6.01
PowerJet SaM146-1S18 turbofan Croisière Superjet LR 0,629 17.8 5720 56100 4 980 lb (2 260 kg) (à sec) 3.5
CFM CFM56-7B24 turbofan Croisière 737-700/800/900 0,627 17.8 5740 56300 5 216 lb (2 366 kg) (à sec) 4.6
RR BR715 turboréacteur 1997 717 croisière 0,62 17.6 5810 56900 4 597 lb (2 085 kg) (sec) 4.55-4.68
PW F119-PW-100 turbofan 1992 F-22 niveau de la mer statique (sec) 0,61 17.3 5900 57900 3 900 lb (1 800 kg) (à sec) 6.7
GE CF6-80C2-B1F turbofan croisière 747-400 0,605 17.1 5950 58400 9 499 livres (4 309 kg) 6.017
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turboréacteur Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statique niveau de la mer (Sec) 0,598 16,9 6020 59000 2 107 lb (956 kg) (à sec) 4.32
CFM CFM56-5A1 turbofan A320-111 / 211 croisière 0,596 16,9 6040 59200 5 139 lb (2 331 kg) (à sec) 5
Aviadvigatel PS-90A1 turboréacteur Croisière Il-96-400/T 0,595 16,9 6050 59300 6 500 lb (2 950 kg) (sec) 5.9
PW PW2040 turbofan 757-200/200ET/200F , croisière C-32 0,582 16,5 6190 60700 7 185 livres (3 259 kg) 5.58
PW PW4098 turbofan croisière 777-300 0,581 16,5 6200 60800 36 400 lb (16 500 kg) (à sec) 5.939
GE CF6-80C2-B2 turbofan Croisière 767-200ER/300/300ER 0,576 16.3 6250 61300 9 388 livres (4 258 kg) 5.495
V2525-D5 EAI turbofan Croisière MD-90 0,574 16.3 6270 61500 5 252 livres (2 382 kg) 4.76
V2533-A5 EAI turbofan Croisière A321-231 0,574 16.3 6270 61500 5 139 livres (2 331 kg) 6,42
GE F101-GE-102 turbofan années 1970 B-1B niveau de la mer statique (sec) 0,562 15.9 6410 62800 4 400 lb (2 000 kg) (sec) 3.9
RR Trent 700 turboréacteur 1992 Croisière A330 , A330 MRTT , Beluga XL 0,562 15.9 6410 62800 13 580 lb (6 160 kg) (à sec) 4.97-5.24
RR Trent 800 turbofan 1993 777-200 / 200ER / 300 croisière 0,560 15.9 6430 63000 13 400 lb (6 078 kg) (à sec) 5.7-6.9
Moteur Sich Progress D-18T turboréacteur 1980 Croisière An-124 , An-225 0,546 15,5 6590 64700 9 000 lb (4 100 kg) (sec) 5.72
CFM CFM56-5B4 turbofan Croisière A320-214 0,545 15,4 6610 64800 5 412 à 5 513 lb (2 454,8 à 2 500,6 kg) (à sec) 5.14
CFM CFM56-5C2 turbofan Croisière A340-211 0,545 15,4 6610 64800 5 830 lb (2 644,4 kg) (à sec) 5.47
RR Trent 500 turboréacteur 1999 Croisière A340-500/600 0,542 15,4 6640 65100 11 000 lb (4 990 kg) (à sec) 5.07-5.63
CFM LEAP-1B turbofan 2014 Croisière 737 MAX 0,53-0,56 15-16 6400-6800 63000–67000 6 130 lb (2 780 kg) (à sec)
Aviadvigatel PD-14 turboréacteur 2014 Croisière MC-21-310 0,526 14,9 6840 67100 6 330 lb (2 870 kg) (à sec) 4,88
RR Trent 900 turbofan 2003 Croisière A380 0,522 14,8 6900 67600 13 770 lb (6 246 kg) (à sec) 5.46-6.11
PW TF33-P-3 turbofan B-52H, NB-52H niveau de la mer statique 0,52 14.7 6920 67900 3 900 lb (1 800 kg) (à sec) 4.36
GE GE90-85B turbofan Croisière 777-200/200ER 0,52 14.7 6920 67900 17 400 lb (7 900 kg) 5.59
GE GEnx-1B76 turbofan 2006 Croisière 787-10 0,512 14,5 7030 69000 2 658 lb (1 206 kg) (sec) 5.62
Turboréacteur à double flux PW PW1400G Croisière MC-21 0,51 14 7100 69000 6 300 lb (2 857,6 kg) (sec) 5.01
CFM LEAP-1C turbofan 2013 Croisière C919 0,51 14 7100 69000 8 662 à 8 675 lb (3 929 à 3 935 kg) (mouillé)
CFM LEAP-1A turbofan 2013 Croisière familiale A320neo 0,51 14 7100 69000 6 592 à 6 951 lb (2 990 à 3 153 kg) (mouillé)
RR Trent 7000 turbofan 2015 Croisière A330neo 0,506 14.3 7110 69800 14 209 lb (6 445 kg) (à sec) 5.13
RR Trent 1000 turboréacteur 2006 787 croisière 0,506 14.3 7110 69800 13 087 à 13 492 lb (5 936 à 6 120 kg) (à sec)
RR Trent XWB-97 turboréacteur à double flux 2014 Croisière A350-1000 0,478 13,5 7530 73900 16 640 lb (7 550 kg) (à sec) 5,82
Turboréacteur à double flux PW 1127G 2012 Croisière A320neo 0,463 13.1 7780 76300 6 300 lb (2 857,6 kg) (sec)
RR AE 3007H turbofan RQ-4 , MQ-4C niveau de la mer statique 0,39 11,0 9200 91000 1 581 lb (717 kg) (à sec) 5.24
GE F118-GE-100 turbofan années 1980 B-2A Bloc 30 niveau de la mer statique 0,375 10.6 9600 94000 3 200 lb (1 500 kg) (sec) 5.9
GE F118-GE-101 turbofan années 1980 U-2S niveau de la mer statique 0,375 10.6 9600 94000 3 150 lb (1 430 kg) (à sec) 6.03
CFM CF6-50C2 turbofan A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/30F/30F(CF) , KC-10A niveau de la mer statique 0,371 10.5 9700 95000 8 731 lb (3 960 kg) (à sec) 6.01
GE TF34-GE-100 turbofan A-10A, OA-10A, YA-10B niveau de la mer statique 0,37 10.5 9700 95000 1 440 lb (650 kg) (sec) 6.295
CFM CFM56-2B1 turbofan KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE niveau de la mer statique 0,36 dix 10000 98000 4 672 lb (2 119 kg) (sec) 4.7
Moteur Sich Progress D-18T turboréacteur 1980 An-124 , An-225 niveau de la mer statique 0,345 9.8 10400 102000 9 000 lb (4 100 kg) (sec) 5.72
PW F117-PW-100 turbofan C-17 niveau de la mer statique 0,34 9.6 10600 104000 7 100 lb (3 200 kg) 5.41-6.16
PW PW2040 turbofan 757-200/200ET/200F , C-32 niveau de la mer statique 0,33 9.3 10900 107000 7 185 livres (3 259 kg) 5.58
CFM CFM56-3C1 turbofan 737 Classic statique niveau de la mer 0,33 9.3 11000 110000 4 308 à 4 334 lb (1 954 à 1 966 kg) (à sec) 5.46
GE CF6-80C2 turbofan 747-400 , 767 , KC-767 , MD-11 , A300-600R/600F , A310-300 , A310 MRTT , Beluga , C-5M , Kawasaki C-2 niveau de la mer statique 0,307-0,344 8,7–9,7 10500–11700 103000–115000 9 480 à 9 860 livres (4 300 à 4 470 kg)
EA GP7270 turboréacteur A380-861 niveau de la mer statique 0,299 8.5 12000 118000 14 797 lb (6 712 kg) (sec) 5.197
GE GE90-85B turbofan 777-200/200ER/300 niveau de la mer statique 0,298 8.44 12080 118500 17 400 lb (7 900 kg) 5.59
GE GE90-94B turbofan 777-200/200ER/300 niveau de la mer statique 0,2974 8.42 12100 118700 16 644 livres (7 550 kg) 5.59
RR Trent 970-84 turboréacteur 2003 A380-841 niveau de la mer statique 0,295 8.36 12200 119700 13 825 lb (6 271 kg) (sec) 5.436
GE GEnx-1B70 turbofan 787-8 niveau de la mer statique 0,2845 8.06 12650 124100 13 552 lb (6 147 kg) (sec) 5.15
RR Trent 1000C turbofan 2006 787-9 niveau de la mer statique 0,273 7.7 13200 129000 13 087 à 13 492 lb (5 936 à 6 120 kg) (à sec)

Rapport poussée/poids

Le rapport poussée/poids des moteurs à réaction avec des configurations similaires varie avec l'échelle, mais est principalement fonction de la technologie de construction du moteur. Pour un moteur donné, plus le moteur est léger, meilleur est le rapport poussée-poids, moins de carburant est utilisé pour compenser la traînée due à la portance nécessaire pour porter le poids du moteur, ou pour accélérer la masse du moteur.

Comme on peut le voir dans le tableau suivant, les moteurs-fusées atteignent généralement des rapports poussée/poids beaucoup plus élevés que les moteurs à conduits tels que les turboréacteurs et les turboréacteurs. C'est principalement parce que les fusées utilisent presque universellement une masse réactionnelle liquide ou solide dense qui donne un volume beaucoup plus petit et donc le système de pressurisation qui alimente la tuyère est beaucoup plus petit et plus léger pour les mêmes performances. Les moteurs à conduits doivent traiter avec de l'air qui est de deux à trois ordres de grandeur moins dense, ce qui donne des pressions sur des zones beaucoup plus grandes, ce qui à son tour nécessite plus de matériaux d'ingénierie pour maintenir le moteur ensemble et pour le compresseur d'air.

Moteur à réaction ou à fusée Masse Poussée, vide Thrust-to
rapport pondéral
(kg) (kg) (kN) (lbf)
Moteur de fusée nucléaire RD-0410 2 000 4 400 35.2 7 900 1,8
Moteur à réaction J58 ( SR-71 Blackbird ) 2 722 6 001 150 34 000 5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
turboréacteur avec réchauffage ( Concorde )
3 175 7 000 169,2 38 000 5.4
Pratt & Whitney F119 1 800 3 900 91 20 500 7,95
Moteur - fusée RD-0750 , mode trois ergols 4 621 10 188 1 413 318 000 31,2
moteur de fusée RD-0146 260 570 98 22 000 38,4
Moteur de fusée Rocketdyne RS-25 3 177 7 004 2 278 512 000 73,1
moteur de fusée RD-180 5 393 11 890 4.152 933 000 78,5
moteur de fusée RD-170 9 750 21 500 7 887 1 773 000 82,5
F-1 ( Saturn V premier étage) 8 391 18 499 7,740,5 1.740.100 94,1
Moteur de fusée NK-33 1 222 2 694 1 638 368 000 136,7
Moteur de fusée Merlin 1D , version pleine poussée 467 1 030 825 185 000 180.1

Comparaison des types

Comparaison de l'efficacité de propulsion pour diverses configurations de moteurs à turbine à gaz

Les moteurs à hélice gèrent des débits massiques d'air plus importants et leur donnent une accélération plus faible que les moteurs à réaction. Étant donné que l'augmentation de la vitesse de l'air est faible, à des vitesses de vol élevées, la poussée disponible pour les avions à hélice est faible. Cependant, à bas régime, ces moteurs bénéficient d'un rendement propulsif relativement élevé .

En revanche, les turboréacteurs accélèrent un débit massique d'air d'admission et de carburant brûlé beaucoup plus faible, mais ils le rejettent ensuite à très grande vitesse. Lorsqu'une tuyère de Laval est utilisée pour accélérer un échappement de moteur chaud, la vitesse de sortie peut être localement supersonique . Les turboréacteurs sont particulièrement adaptés aux avions évoluant à très grande vitesse.

Les turboréacteurs ont un échappement mixte composé de l'air de dérivation et du gaz de combustion chaud du moteur principal. La quantité d'air qui contourne le moteur principal par rapport à la quantité circulant dans le moteur détermine ce que l'on appelle le taux de dérivation d'un turboréacteur (BPR).

Alors qu'un turboréacteur utilise toute la puissance du moteur pour produire une poussée sous la forme d'un jet de gaz d'échappement chaud à grande vitesse, l'air de dérivation froid à faible vitesse d'un turboréacteur produit entre 30 % et 70 % de la poussée totale produite par un système de turboréacteur. .

La poussée nette ( F N ) générée par un turboréacteur peut également être étendue comme suit :

où:

 e = le débit massique du flux d'échappement de combustion chaude du moteur principal
o = le débit massique du flux d'air total entrant dans le turboréacteur = c + f
c = le débit massique d'air d'admission qui s'écoule vers le moteur principal
f = le débit massique d'air d'admission qui contourne le cœur du moteur
v f = la vitesse du flux d'air contourné autour du cœur du moteur
v il = la vitesse des gaz d'échappement chauds du moteur principal
v o = la vitesse de l'entrée d'air totale = la vitesse vraie de l'avion
BPR = taux de dérivation

Les moteurs de fusée ont une vitesse d'échappement extrêmement élevée et sont donc mieux adaptés aux vitesses élevées ( hypersoniques ) et aux grandes altitudes. À n'importe quelle manette des gaz, la poussée et l'efficacité d'un moteur-fusée s'améliorent légèrement avec l'augmentation de l'altitude (car la contre-pression diminue, augmentant ainsi la poussée nette au niveau du plan de sortie de la tuyère), alors qu'avec un turboréacteur (ou turboréacteur), la densité de l'air décroissante entrant dans l'admission (et les gaz chauds sortant de la tuyère) fait diminuer la poussée nette avec l'augmentation de l'altitude. Les moteurs de fusée sont plus efficaces que même les scramjets au-dessus d'environ Mach 15.

Altitude et vitesse

A l'exception des scramjets , les moteurs à réaction, privés de leurs systèmes d'admission, ne peuvent accepter de l'air qu'à environ la moitié de la vitesse du son. Le travail du système d'admission pour les avions transsoniques et supersoniques est de ralentir l'air et d'effectuer une partie de la compression.

La limite d'altitude maximale pour les moteurs est fixée par l'inflammabilité – à très haute altitude, l'air devient trop fin pour brûler, ou après compression, trop chaud. Pour les turboréacteurs, des altitudes d'environ 40 km semblent possibles, alors que pour les statoréacteurs, 55 km peuvent être réalisables. Les Scramjets peuvent théoriquement parcourir 75 km. Les moteurs de fusée n'ont bien sûr pas de limite supérieure.

A des altitudes plus modestes, voler plus vite comprime l'air à l'avant du moteur , ce qui réchauffe grandement l'air. On pense généralement que la limite supérieure est d'environ Mach 5-8, car au-dessus d'environ Mach 5,5, l'azote atmosphérique a tendance à réagir en raison des températures élevées à l'entrée et cela consomme beaucoup d'énergie. L'exception à cela concerne les scramjets qui peuvent atteindre environ Mach 15 ou plus, car ils évitent de ralentir l'air, et les fusées n'ont encore une fois aucune limite de vitesse particulière.

Bruit

Le bruit émis par un moteur à réaction a de nombreuses sources. Ceux-ci comprennent, dans le cas des moteurs à turbine à gaz, la soufflante, le compresseur, la chambre de combustion, la turbine et le ou les jets propulseurs.

Le jet propulseur produit un bruit de jet qui est causé par l'action violente de mélange du jet à grande vitesse avec l'air environnant. Dans le cas subsonique le bruit est produit par les tourbillons et dans le cas supersonique par les ondes de Mach . La puissance sonore rayonnée par un jet varie avec la vitesse du jet élevée à la huitième puissance pour des vitesses allant jusqu'à 2 000 pieds/s et varie avec la vitesse au cube au-dessus de 2 000 pieds/s. Ainsi, les jets d'échappement à basse vitesse émis par les moteurs tels que les turboréacteurs à double flux à haute dérivation sont les plus silencieux, tandis que les jets les plus rapides, tels que les fusées, les turboréacteurs et les statoréacteurs, sont les plus bruyants. Pour les avions à réaction commerciaux, le bruit des jets a été réduit du turboréacteur aux moteurs de dérivation jusqu'aux turboréacteurs en raison d'une réduction progressive des vitesses de propulsion des jets. Par exemple, le JT8D, un moteur à double flux, a une vitesse de jet de 1450 ft/sec tandis que le JT9D, un turboréacteur, a des vitesses de jet de 885 ft/sec (froid) et 1190 ft/sec (chaud).

L'avènement du turboréacteur a remplacé le bruit de jet très distinctif par un autre son connu sous le nom de bruit de "scie à bourdonnement". L'origine est les ondes de choc provenant des pales du ventilateur supersonique à la poussée de décollage.

Refroidissement

Un transfert de chaleur adéquat des pièces de travail du moteur à réaction est essentiel pour maintenir la résistance des matériaux du moteur et assurer une longue durée de vie au moteur.

Après 2016, des recherches se poursuivent sur le développement de techniques de refroidissement par transpiration pour les composants des moteurs à réaction.

Opération

Dans un moteur à réaction, chaque section tournante principale a généralement une jauge distincte consacrée à la surveillance de sa vitesse de rotation. Selon la marque et le modèle, un moteur à réaction peut avoir une jauge N 1 qui surveille la section du compresseur basse pression et/ou la vitesse du ventilateur dans les moteurs à double flux. La section du générateur de gaz peut être contrôlé par un N 2 jauge, alors que les moteurs triples de bobine peut avoir une N 3 jauge ainsi. Chaque section du moteur tourne à plusieurs milliers de tr/min. Leurs jauges sont donc étalonnées en pourcentage d'une vitesse nominale plutôt qu'en régime réel, pour faciliter l'affichage et l'interprétation.

Voir également

Les références

Bibliographie

  • Brooks, David S. (1997). Vikings à Waterloo : travaux de guerre sur le moteur Whittle Jet par la société Rover . Fiducie du patrimoine Rolls-Royce. ISBN 978-1-872922-08-9.
  • Golley, John (1997). Genèse du jet : Frank Whittle et l'invention du moteur à réaction . Presse Crowood. ISBN 978-1-85310-860-0.
  • Colline, Philippe ; Peterson, Carl (1992), Mécanique et thermodynamique de la propulsion (2e éd.), New York : Addison-Wesley, ISBN 978-0-201-14659-2
  • Kerrebrock, Jack L. (1992). Moteurs d'avion et turbines à gaz (2e éd.). Cambridge, MA : La presse du MIT. ISBN 978-0-262-11162-1.

Liens externes