Epreuve de TIPE - partie D

Titre : Etude simplifiee d’un turboreacteur

Temps de preparation : 2 heures 15

Temps de presentation devant le jury : 10 minutes

Entretien avec le jury : 10 minutes

Le document comporte 16 pages avec celle-ci dont 8 pages d’annexes (de 9 a 16).

Travail suggere au candidat :

Decrire le plus clairement possible le principe de fonctionnement d’un turboreacteur double flux etmettre en avant les limites de la theorie pour le calcul du rendement du moteur.

CONSEILS GENERAUX POUR LA PREPARATION DE L’EPREUVE :

- Lisez le dossier dans un temps raisonnable.- Reservez du temps pour preparer l’expose devant le jury.

2

Etude du turboreacteur CFM 56Introduction.

Le but de cette introduction est de presenter le fonctionnement general du moteur CFM 56, objet denotre etude. Le turboreacteur est un objet tres complexe qui demanderait, pour etre decrit dans satotalite, des dizaines et des dizaines de livres. Nous n’aurons donc pas la pretention d’etre exhaustifs,mais nous essaierons de degager secteurs apres secteurs les caracteristiques qui permettent a cetappareil d’arracher a l’attraction terrestre un avion de plus de 80 tonnes.

1.1 Principe de fonctionnement

Le principe utilise pour creer la poussee du moteur est le meme que celui qui sert aux vieux avionsa helice : il faut accelerer l’air qui se presente devant le moteur et le rejeter vers l’arriere pour qu’ilpuisse faire avancer l’avion. C’est l’helice, qui tournant a grande vitesse permettait cela. Aujourd’huicette action est essentiellement realisee a l’aide de la grande soufflante qui se trouve a l’avant duturboreacteur. Seul le systeme de mise en rotation de l’helice a ete modifie comme nous allons le voirplus loin.

1.2 Les differentes parties du moteur

Vous trouverez ci-dessous une photo en coupe du CFM 56-7 ainsi qu’un schema illustrant de manieresimplifiee le moteur a double flux.

61" fandiameter

3-stage3-D aerodesignbooster

34 solidtitaniumwide-chordfan blades

Titaniumfan frame

9-stage3D Aerocompressor

3-D single crystalN5 turbine airfoils

4-stage 3DAero LPT

improves maintainabilityand performance

Retains• Basic CFM56 architecture• Low deterioration

Ourania-Uranie

3

Voici les differentes composantes de ce moteur (se referer au dessin) :

• la soufflante, helice de grand diametre (61 inches), muni d’une centaine d’aubes (meme role que lespales d’helice)• le compresseur haute pression (HP) muni de petites aubes. Il y a 9 etages de compression avecalternance de rotor et de stator• la chambre de combustion, c’est la que se fait la reaction de combustion du kerosene• les turbines haute et basse pression (HP et BP), lieu de detente du gaz. Il y a 7 etages de turbines,3 HP et 4 BP• la tuyere

1.3 La circulation d’air

Le CFM 56 est un moteur double flux, ce qui signifie qu’il y a deux circuits d’air a l’interieur de lamachine, le premier (circuit primaire) qui circule dans la chambre de combustion et le second (circuitsecondaire) qui passe seulement par le fan avant de ressortir. Il existe des moteurs de type simple fluxou tout l’air aspire par le moteur passe par la chambre de combustion (moteur d’avion de chasse). Ilssont plus petits, plus bruyants et developpent moins de puissance.

70% de l’air entrant (accelere par la rotation tres rapide du fan (2)) est dirige vers le circuit secondaire,et celui-ci fournit au moteur environ 80% de sa puissance. A quoi sert donc le circuit primaire ?

Dans le circuit primaire, l’air va passer successivement par le compresseur, la chambre de combustion,les turbines puis va etre expulse vers l’exterieur a l’arriere du moteur. Dans le compresseur HP l’airest comprime par la reduction progressive du diametre de la machine. Il est egalement ralenti et satemperature augmente pour atteindre pres de 750◦C.Ensuite l’air rentre dans la chambre de combustion et va permettre la reaction avec le kerosene. C’estle seul apport d’energie communique a l’air dans le moteur. Ici la temperature augmente encore pouratteindre 1000◦. Enfin l’energie accumulee dans la chambre de combustion va etre restituee grace auxetages de turbines qui se situent juste apres la chambre. L’air va entraıner les turbines en rotationtout en se detendant (la vitesse augmente, la pression diminue). Les turbines, par un systeme d’axesconcentriques (voir schema), vont entraıner a leur tour le fan ainsi que les etages de compression. L’airest ensuite expulse et legerement accelere par la turbine.

Le turboreacteur est donc un objet cyclique : c’est l’air accelere par la soufflante qui permet parl’intermediaire des turbines de faire tourner la soufflante. Il faudra donc lors de la mise en route dumoteur demarrer le processus a l’aide d’une pompe a air comprime entraınant la soufflante.

1.4 Caracteristiques generales du moteur

Poussee : 9 Tonnes

Poids : 2,4 Tonnes

Longueur : 2,51 metres

Diametre de fan : 1,55 metres

1.5 Conclusion

Par la suite nous allons montrer le cycle thermodynamique du moteur et mettre en evidence la grandeurqui pilote les performances du moteur : la temperature en sortie de chambre. Plus celle-ci est eleveeplus la poussee est importante (relativement au rendement du moteur). Il faut donc des materiaux tresresistants aux hautes temperatures pour constituer la chambre et les turbines HP. Il faut egalementune compression performante pour diminuer le nombre d’etage et donc le poids du turboreacteur.C’est pourquoi il faudra s’attarder sur l’etude des aubes. Ensuite il faut une electronique sophistiqueepour controler que tout se passe correctement (eviter l’emballement de la reaction de combustion).

4

Cycle thermodynamique du moteur.

Le but de cette partie est de presenter rapidement les principes thermodynamiques auxquels obeissentles differentes parties d’un moteur. Pour cela, nous allons tout d’abord decrire schematiquement unmoteur, ses differents elements ainsi que leur role. Par la suite, nous etudierons plus en detail chacunedes branches du cycle thermodynamique de l’air qui traverse un moteur.

2.1 Breve description d’un moteur d’avion

Entree d’air

L’entree d’air convertit l’energie cinetique de l’air en energie de pression. Lorsque l’avion avance, l’airpenetre par ce conduit.Qualites requises :A. Ne doit pas affecter les performances de l’avion.B. Doit diriger l’air uniformement dans le compresseur.C. Fournir l’air requis au compresseur.

Compresseur

Le compresseur sert a fournir la quantite maximale d’air sous pression qui puisse etre chauffee dansl’espace limite de la chambre a combustion. Dans le cas d’un compresseur axial, il est composed’un disque entoure de petites ailes appelees ailettes (blades). En tournant, les ailettes aspirent l’air.Un aspirateur menager fonctionne de la meme maniere. Le compresseur devra egalement fournir laquantite d’air suffisante pour:A. Refroidir les parties les plus chaudes du moteur.B. Pressuriser les joints d’etancheiteC. Les servitudes de l’avion (degivrage, pressurisation, etc.)

La chambre de combustion

La chambre de combustion sert a transformer l’energie chimique du carburant en energie calorifique.Une fois que l’air est bien compresse, il est dirige dans la chambre de combustion. Plus il y a d’air etplus on peut y injecter du carburant. Le melange air-carburant s’enflamme et produit une tres grandepoussee. Un reacteur comporte plusieurs chambre de combustion. On utilise des interconnecteurs afinde transmettre la flamme aux differentes chambres de combustion.

Turbine

La turbine transforme l’energie cinetique et thermique des gaz en energie mecanique. La turbine estreliee au compresseur. Lorsque la turbine tourne a cause des gaz d’echappements qui frappent sesailettes, le compresseur tourne egalement afin de compresser de l’air. Le principal role de la turbineest donc de faire tourner le compresseur.

Tuyere

La tuyere convertit la pression des gaz en energie cinetique. Le but du canal d’echappement est d’avoirla forme requise afin que la pression des gaz a la sortie du moteur soit la plus faible possible et que cesgaz evacuent l’engin le plus rapidement possible. Au dix-huitieme siecle, le scientifique suisse DanielBernouilli a decouvert que, plus un fluide se deplace rapidement, plus sa pression diminue. Le canald’admission et d’echappement sont fabriques selon cette loi. Si l’on considere que l’air penetre a debitconstant dans le diffuseur (entree du reacteur), sa vitesse va diminuer puisque qu’il y a plus d’espace

Ourania-Uranie

5

a la fin de la section. De ce fait, la pression augmente, favorisant la compression. Au contraire, dansla tuyere (sortie du reacteur), sa vitesse va augmenter puisque l’espace est plus petit, diminuant ainsila pression a la sortie du moteur. C’est en fait cette basse pression jumelee a la haute pression de lachambre a combustion qui cree la formidable poussee du reacteur. C’est comme si quelqu’un poussaitavec sa main a l’interieur de la chambre a combustion afin de faire avancer l’engin.

2.2 Cycle thermodynamique parfait

On peut representer l’evolution theorique des gaz dans le moteur par l’intermediaire d’un diagrammede Clapeyron :

1

2 3

45

6

V

P

P4

P1

P2

Dans ce diagramme, P represente la pression de l’air circulant dans le moteur et V son volume. D’autrepart, les differentes parties actives sont symbolisees par des chiffres :

De 1 a 2Le compresseur ou l’air passe de P1 = 1 bar, T1 = 300 K a P2 = 5 bars, T2 = 475 K en subissant unecompression adiabatique reversible.

De 2 a 3Une chambre de combution supposee isobare qui fournit aux gaz un travail nul mais une quantite dechaleur importante. L’air sort a T3 = 1100 K.

De 3 a 4La turbine ou l’air subit une detente adiabatique reversible jusqu’a P4 = 2,3 bar, T4 = 880 K.

De 4 a 5Une deuxieme chambre de combustion de laquelle l’air sort a T5 = 1500 K.

De 5 a 6La tuyere ou l’air subir une detente adiabatique reversible jusqu’a P6 = P1 = 1 bar, T6.

Pour effectuer les calculs des temperatures et pressions des differentes parties, on a suppose que ledebit massique etait constant et valait D = 40 kg/s. Ces calculs sont bases sur les relations de Laplaceentre la temperature et la pression en debut et en fin d’une transformation adiabatique reversible d’ungaz parfait. Par exemple, pour la transformation 1→ 2 : P 1−γ

1 .T γ1 = P 1−γ

2 .T γ2

De plus, l’application du premier principe de la thermodynamique a la tuyere permet de calculer lavitesse des gaz en sortie du moteur. Si l’on suppose qu’a l’entree de la tuyere la vitesse des gaz estapproximativement 200m/s alors leur vitesse de sortie est de u = 800m/s.Cette vitesse sortie est tres importante car elle est directement reliee a la poussee du moteur qui estle parametre que l’on cherche a maximiser. Ici, dans ce modele, la poussee F est :

F = Du = 32000N.

6

Cette valeur est trouvee sous nombre d’hypotheses contraignantes sur l’air et ses transformations dansle turboreacteur. Il est bien evident que les turboreacteurs reels ne suivent pas exactement ce cyclethermodynamique qui permet cependant de modeliser la realite. Ce sont ces ecarts a l’idealite quenous allons maintenant etudier.

2.3 Performances du moteur

2.3.1 Rendement thermique du moteur

On considere le moteur d’un point de vue thermique. Celui-ci est en contact avec une source chaudequi lui fournit de la chaleur et une source froide (exterieur), ce qui lui permet de fournir un travail W .

Source chaude Source froide

Q

W

Qfourni

fourni

perdu

M

Dans cette premiere approche, le moteur est suppose ideal : le gaz est suppose parfait, ses coefficientsγ et Cp etant pris constants. Durant le cycle du moteur, les transformations sont supposees en plusadiabatiques, avec en plus les conditions suivantes :

T

S1

2

3

4

5

6

1 → 3 Transformation adiabatique reversible (isentropique) :∏

1→3 = (τ1→3)γ/γ−1

3 → 4 Isobare :∏

3→4 = 1

4 → 6 Isentropique.

Ourania-Uranie

7

Le rendement thermique du moteur est par definition :

ηth = WQ3→4

= 1 +Q6→1

Q3→4= 1 −

CP (t6 − T1)

CP (t4 − T3)= 1 − T1

T3donc ηth = 1 − T1

T3·

DoncLe rendement thermique augmente avec T3. Pour le CFM-56 en regime de croisiere, on a :T1 = 245 K T2 = 680 KSoit :

ηth = 0, 64

2.3.2 Rendement de propulsion

Par definition, nous avons :

ηp = Puissance delivree au moteurPuissance mecanique produite par le moteur

Si u1 est la vitesse d’entree, u6 la vitesse de sortie du flux primaire, u′6 la vitesse de sortie du flux

secondaire, F la force de poussee a calculer et m le debit massique, il vient :

ηp =F.u1

0, 5.m.(u26 − u2

1)

L’expression de F depend evidemment du type de moteur que l’on etudie. Celui-ci peut etre a simpleflux, ou double flux (type CFM-56).

Expression de FMoteur simple flux : F = m.(u6 − u1)

Moteur double flux : Si l’on note : α =m6′

m6, le rapport entre les deux debits massiques en sortie, il

vient : F = m6.(u6 − u1) + m6′ .(u6′ − u1), soit : F = m· u1

1 + α·((u6

u1− 1) + α(

u6′

u1− 1)

)

Expression de ηp

Moteur simple flux : ηp = 2· u1

u1 + u6

Moteur double flux : ηp = 2·u6 − u1 + α(u6′ − u1)

u26 − u2

1 + α(u26′ − u2

1)

Remarques :

• Pour augmenter le rendement mecanique, il faut diminuer u6 donc utiliser une helice de granddiametre et optimiser a.• Pour ameliorer le moteur, il est possible de melanger les deux flux sortants.

Cas non idealPour le cas non ideal, nous adoptons en deuxieme approximation la modelisation suivante :

Les transformations sont supposees adiabatiques. Le gaz est parfait avec les caracteristiques : γc, Cpcjusqu’en sortie du compresseur et γt, Cpt apres le foyer.Si et est l’efficacite polytropique de la turbine et ec celle du compresseur, toutes deux inferieures a 1,il vient :1 → 3 Transformation polytropique :

∏c = (τc)γc/(γc−1).ec

3 → 4 Transformation isobare4 → 6 Transformation polytropique :

∏t = (τtc)γt/(γt−1).et

8

On obtient les diagrammes suivants montrant la modelisation tendant vers le cas reel :

Isobare

Isentropique

T

S

Cas Idéal

Isobare

Polytropique

T

S

Cas non-Idéal

T

S

Cas réel

Ourania-Uranie

9

Annexe 1 Turbines et compresseurs.L’ecoulement de l’air dans un compresseur est extremement complexe. C’est pourquoi des modelessimplifies ont ete developpes et nous permettent de comprendre la physique du phenomene. Nousaborderons donc la question du compresseur et de la turbine de facon essentiellement qualitative : apresavoir enumere les differents types d’ecoulements, nous nous poserons la question de savoir commentmarche un compresseur, et donc une turbine.

3.1 Differents types d’ecoulementsEcoulement axial : l’ecoulement se fait le long de l’axe du compresseur. Dans un ecoulement de cetype, les grandeurs sont independantes de l’angle θ des coordonnees cylindriques. Cette approximationest ici justifie par la presence d’un tres grand nombre d’aubes.Ecoulement meridien : On developpe la surface et on s’interesse au champ de vitesse autour du profildes aubes.Ecoulements secondaires : ces ecoulements concernent les tourbillons et phenomenes de couches limi-tes, et ne sont pas traites ici.

3.2 Traduction de l’equation d’Euler

On applique le theoreme du moment angulaire a un tube de courant :Moment exerce sur le fluide = variation du moment angulaire du fluide.D’ou, avec dm◦ = debit de masse : Couple applique sur le tube = dT = dm◦.(v2r2 − v1r1)

D’autre part : Travail massique communique au fluide du tube = DW = h2 − h1 = w.(v2r2 − v1r1)

Ces deux equations donnent, tous calculs faits, la relation qui nous interesse, valable localement :

dP/r = −VrdVr + V dV

Avec :•r : masse volumique du fluide•Vr : vitesse relative du fluide / aubes•V : vitesse d’entraınementAinsi l’on voit que pour augmenter la pression (dP > 0), il faut, soit diminuer la vitesse relative Vr,soit augmenter la vitesse d’entraınement V . Dans le premier cas on parle d’effet axial, dans le secondd’effet radial. Le compresseur utilisant l’effet axial, nous allons voir comment la geometrie des aubespermet de reduire la vitesse relative de l’air.Comme on l’a vu precedemment le compresseur et la turbine du turboreacteur compriment puisdetendent les gaz en modifiant la vitesse relative de l’ecoulement par rapport aux parties mobiles deces elements. Dans le cas du compresseur il s’agit d’une diminution de cette vitesse relative tandis quedans le cas de la turbine c’est l’inverse. Les principes de fonctionnement de ces deux elements sontdonc rigoureusement symetriques l’un de l’autre.On va donc detailler precisement ce qui se passe dans le compresseur, puis on adaptera le principe ala turbine.

10

3.3 Le compresseurAfin de diminuer la vitesse relative de l’ecoulement par rapport au rotor du compresseur, on deviel’ecoulement par l’intermediaire des ailettes du rotor dont la forme permet de rapprocher la directionrelative de l’ecoulement, de l’axe du compresseur. Pour bien comprendre le principe de diminution decette vitesse relative, il est necessaire de tracer les diagrammes de vitesse :Explicitons tout d’abord les notations choisies :• Les indices 1 et 2 designent respectivement les grandeurs avantet apres passage a travers le rotor.• Vr designe la vitesse relative de l’ecoulement par rapport aurotor mobile• U designe la vitesse absolue des ailettes du rotor (par rapportau stator)• V designe la vitesse absolue de l’ecoulement (par rapport austator)La vitesse relative en entree (Vr1) fait un certain angle β1 avecl’axe du compresseur qui va diminuer compte tenu de la courburedes ailettes. L’angle en sortie β2 ayant diminue, la norme de lavitesse relative a diminue, ce qui se traduit par une augmentationde pression suivant la loi decrite dans la partie precedente.

Cette augmentation de pression n’est cependant pas suffisantepour obtenir un bon taux de compression et par consequent debonnes performances du moteur. Il faut donc pouvoir diminuerd’autant plus cette vitesse relative que l’on veut comprimer l’ecou-lement. Mais pour pouvoir reproduire le meme processus de re-dressement de la vitesse relative, il faut reaugmenter l’angle βsans faire chuter la pression pour autant. C’est le role du statorqui par sa forme va devier l’ecoulement de l’axe du compresseursans diminuer la pression, car contrairement au rotor il s’agit d’unelement fixe.On a donc constitue un etage de compresseur en associant uneserie d’ailettes du rotor a une serie d’ailettes du stator. L’ecoule-ment a donc ete comprime et modifie ensuite de facon a pouvoirsubir une nouvelle compression suivant le meme processus. Enaugmentant le nombre d’etages du compresseur, on peut doncatteindre des taux de compression qui dans le cas du CFM-56sont de l’ordre de 12.

3.4 La turbineLe role de la turbine est de detendre les gazpour pouvoir entraıner le compresseur. Leprincipe consiste a augmenter la vitesse rela-tive de l’ecoulement par rapport au rotor de laturbine de facon symetrique a ce qui se passedans le compresseur. Il faut donc devier ladirection de la vitesse relative par rapport al’axe de la turbine.Mais pour pouvoir la devier, il faut qu’elle soitau depart proche de la direction de l’axe. Onplace donc avant chaque etage mobile de tur-bine un element fixe appele distributeur quicontrairement au stator du compresseur estsitue avant l’element mobile. On a donc lediagramme de vitesse ci-contre :

Ourania-Uranie

11

Annexe 2 Chambre de combustion.4.1 IntroductionLa chambre de combustion est une des pieces les plus importantes du moteur : elle permet d’obtenirla poussee voulue pour le moteur. Il s’agit d’une piece tres complexe, tres difficile a realiser et aoptimiser.En effet, de nombreux phenomenes physiques interviennent lors de la combustion et l’injection ducarburant, la maıtrise de multiples notions physiques est donc necessaire pour mettre au point unechambre performante. Etant donne la complexite des problemes poses et les limites actuelles de lascience, la chambre de combustion est essentiellement concue de maniere empirique.Nous allons essayer de determiner les principales caracteristiques d’une chambre de combustion et lesexigences qu’elle doit satisfaire. Dans un premier temps, nous allons definir les principaux problemesrencontres. Ensuite, nous nous interesserons a la forme de la chambre pour enfin terminer par unepresentation des differentes methodes d’injection du carburant et de quelques notions concernant lacombustion.

4.2 ProblemesLa chambre de combustion doit, pour fournir la puissance qui lui est demandee, respecter certainesconditions. Elle est effectivement utilisee dans des conditions assez extremes et un appareil civilcomme le CFM56 ou militaire ne peut en aucun cas se permettre de perdre de la puissance ou de voirla combustion etre interrompue.Tout d’abord, il est important de remarquer que la geometrie de la chambre est relativement complexe.Comme on peut le voir sur le dessin, elle entoure l’arbre de transmission qui relie la turbine et lesaubes du compresseur haute pression. La chambre doit donc avoir une geometrie annulaire, proche decelle du tore. Cet aspect rend plus difficile le dessin de la chambre qui ne doit pas etre neglige car ilinfluence de maniere importante les caracteristiques de la flamme et le type d’injecteur qu’il va falloirutiliser.

Parmi les parametres dependant entre autre de la forme de la chambre de combustion, il faut signalerla stabilite de la flamme qui est sans doute l’aspect le plus important de la combustion. En effet,elle ne doit pas disparaıtre et reapparaıtre aleatoirement ou etre trop turbulente. Elle doit etre stablequelque soient les conditions d’utilisation et le type de regime adopte. Cette contrainte depend dudessin de la chambre mais egalement de la maniere dont le carburant est injecte dans la chambre.L’injection constitue de ce fait un des parametres important de la chambre de combustion et un despoints les plus etudies par les constructeurs. Elle influe egalement sur la temperature du gaz ensortie qui doit etre la plus uniforme possible pour limiter les points chauds au niveau des aubes deturbine qui provoquent des efforts importants sur ces pieces fragiles du moteur. Pourtant, il reste laencore difficile d’etablir des lois regissant le comportement des injecteurs et des generalites concernantl’influence de leur dessin sur la qualite de la combustion. Une grande partie des connaissances a eteobtenue de maniere empirique et la forme de l’injecteur utilise dans tel ou tel moteur resulte d’unnombre important d’essais.D’autre part, d’autres problemes se posent, lies par exemple aux hautes temperatures qui regnent dansla chambre de combustion et qui oblige les physiciens a utiliser des theories complexes pour etudier les

12

reactions qui ont lieu. Sans oublier le probleme de pollution auquel les constructeurs d’avions sont deplus en plus sensibles et qui imposent des contraintes importantes, notamment au niveau du dosagedu melange air-carburant dont depend fortement les reactions qui se produisent et la quantite desimbrules presents dans les gaz rejetes.

La chambre de combustion doit donc satisfaire a de nombreuses exigences mais on peut constater queles solutions apportees a chacun de ces problemes sont en general le fruit de nombreuses experimentationset resultent rarement d’un calcul theorique.

4.3 Dessin de la chambre

Le volume de la chambre limite le temps de sejour du gaz et de ce fait le temps pendant lequel ilpourra bruler. Toute fois, etant donne les contraintes de place liees a la longueur du moteur et a sonpoids, elle ne peut pas exceder une certaine taille.

Elle est divisee en trois zones principales : zone primaire, secondaire et de dilution.

La zone primaire permet au gaz de se vaporiser. Il sort des injecteurs sous forme de gouttelettescomme nous le verrons et est vaporise pour faciliter la formation de la flamme. Les mouvementsd’air permettent d’apporter de l’energie au brouillard de carburant pour assurer sa vaporisation carce gaz provient de la zone secondaire et est donc tres chaud et sert a canaliser le flux. Il permet aussid’ameliorer le melange en brassant les gouttelettes.

Dans les deux zones suivantes, on peut observer la presence de courants d’air. Ils ont pour but decanaliser l’ecoulement pour que toutes les particules de fluide susceptibles de bruler se trouvent biendans la partie de la chambre ou se cite la flamme. Le melange enflamme est donc concentre dans lecentre de la chambre, ce qui permet de limiter la temperature des parois, d’eviter que la combustionsoit trop incomplete a cause du fluide present a la peripherie de la flamme et d’homogeneiser un peuplus le melange. Mais sa fonction principale est de refroidir les parois de la chambre. Celles-ci nepeuvent en effet pas supporter des temperatures trop elevees. Etant donne la presence de la flamme,les temperatures au niveau des parois peuvent atteindre des valeurs tres importantes. L’air qui sort desorifices situes le long de la chambre de combustion contribue a diminuer ces temperatures. En creantun film sur les parois, l’air protege les materiaux et on assiste a un phenomene de couche limite. Outrecette fonction, l’air injecte dans la zone de dilution permet de diluer les gaz de combustion qui sortentde la chambre, d’homogeneiser le melange et ainsi eviter que les aubes de turbine soient en contactavec des gaz trop chauds et confrontees a des points chauds resultant d’un melange non parfait.

Le dessin de la chambre se revele donc etre tres complexe. De nombreux parametres interviennentpour determiner par exemple la place des trous d’injection d’air le long de la chambre, la vitessed’ecoulement du gaz et la proportion de carburant dans le melange. Tous ces points interviennent surla maniere dont il va etre consomme et la quantite d’imbrules que l’on va retrouver en sortie.

Si la forme et la taille de la chambre semblent avoir une influence importante sur la maniere dontse produit la combustion, il ne faut pas oublier que l’injection joue, elle aussi, un role primordial etconditionne en partie out ce qui se passe ensuite dans la chambre de combustion.

Ourania-Uranie

13

4.4 Injection du carburantLes injecteurs ont pour principale fonction,comme leur nom l’indique, d’introduire le car-burant dans la chambre de combustion. Maiscette injection ne doit pas se faire de manierequelconque. Elle doit respecter certains crite-res imposes par la forme de la chambre, letype de moteur et la flamme que l’on desireobtenir. Ces criteres reprennent ceux enoncesplus haut, a savoir, stabilite de la flamme, ho-mogeneite du melange, vaporisation du carbu-rant, proportion de carburant ideal. . .Tout d’abord, comme on le voit sur le graphi-que, il est important de mettre le carburantsous forme de fines gouttelettes car ce n’est pasle liquide qui s’enflamme mais le gaz resultatde la vaporisation du carburant. Pour que lacombustion soit la plus totale possible, il fautque le carburant soit vaporise dans la zone pri-maire. Pour cela, on peut proposer plusieurssolutions, soit on injecte du carburant dejasous forme de vapeur, soit il est injecte sousforme de petites gouttes de liquide.

La premiere solution etait utilisee dans les anciens moteurs. Le carburant etait vaporise grace a lachaleur degagee par la flamme mais ce systeme introduisait une inertie importante et un manque deflexibilite et de souplesse du moteur, chose relativement ennuyeuse si l’on desire que le moteur reagisserapidement a une commande du pilote.Une autre solution consiste a transformer le liquide en fines gouttelettes au moment de l’injection.Le brouillard ainsi forme en sortie d’injecteur sera beaucoup plus facilement evapore dans la zoneprimaire. Pour cela, on peut utiliser une canne de pre vaporisation ou le fluide est injecte en contre-courant par rapport au courant d’air. Ce systeme permettait une bonne vaporisation du carburant etune relativement bonne homogeneite du melange mais presentait un inconvenient majeur : l’injecteuretant plus proche de la flamme, sa temperature devenait tres elevee et un phenomene de pyrolyse seproduisait. Une autre methode, celle utilisee dans le CFM56, consiste a introduire le fluide avec unmouvement de rotation. Ce mouvement d’ensemble donne au jet une forme de cone tourbillonnant.Ce type d’injecteurs garantit une bonne homogeneite du melange, la formation d’un brouillard et unebonne stabilite de la flamme.Au cours de l’histoire de l’aeronautique, on assiste donc a des evolutions importantes en ce qui con-cerne les injecteurs. Depuis les trous circulaires donnant naissance a des filaments de carburant setransformant en grosses gouttes jusqu’aux atomiseurs creant le tourbillon, des progres enormes ontete faits qui influent de maniere non negligeable sur les performances de la chambre et la qualite dela combustion.

4.5 La combustionLes phenomenes regissant la combustion du fluide sont eux aussi peu connus car elle a lieu dans unmilieu dont l’acces est difficile et dans des conditions extremes de temperatures et de pressions. Onpeut toute fois enoncer des principes generaux.Le melange doit etre tres homogene pour que la combustion soit la meme en tout point de la flammeet que la temperature de sortie soit uniforme. D’autre part, il faut que le melange soit relativementbien dilue afin qu’il ne s’enflamme pas tout seul, ce qui provoquerait une diminution de la stabilitede la flamme et du controle du volume ou se produit la combustion. Enfin, il ne faut pas que lesreactifs soient introduits en proportion stœchiometrique car sinon la temperature atteinte lors de lacombustion depasserait celle admise par les materiaux constituants la chambre et les aubes de turbine.Toute fois, ces proportions ne doivent pas trop s’eloigner des proportions stœchiometriques pour qu’iln’apparaisse pas des imbrules en quantite importante. La temperature de la flamme est primordialepour assurer le rendement du moteur et ne doit pas depasser une certaine valeur pour les materiauxet pour eviter la formation de produits genant et polluant comme le NO.La chambre de combustion d’un avion apparaıt, a la vue de ces points, une piece difficile a mettreau point et a ameliorer. Chaque modification demande des etudes approfondies etant donne les

14

consequences et le couts que peuvent occasionner une erreur. Nous pouvons degager les principauxpoints auxquels il faut preter attention : la stabilite de la flamme, l’homogeneite du melange, laproportion de carburant introduite, la limitation de la pollution. . . Ces points seront abordes lors del’etude du dimensionnement.

Ourania-Uranie

15

Annexe 3 Materiaux.5.1 IntroductionLorsqu’on realise des pieces de grandes dimensions, il est tres difficile, par des methodes d’elaborationclassiques, d’obtenir des vitesses de solidification homogenes. La microstructure peut alors etredifferente d’une region de la piece a l’autre. Ceci est particulierement genant pour des pieces soumisesa d’importantes sollicitations thermodynamiques car la microstructure conditionne les proprietesmecaniques du materiau.Pour repondre a ces exigences specifiques a l’aeronautique, plusieurs techniques d’elaboration nouvellesont vu le jour. Il s’agit de la metallurgie des poudres, de la solidification dirigee, des monocristaux,methodes qui seront developpees dans les paragraphes qui suivent.

5.2 La metallurgie des poudres (MdP)5.2.1 Principe de la MdPCette methode consiste a realiser des pieces par compression de poudres prealliees, dont la compositionchimique et la microstructure sont homogenes. Ainsi sans repasser a l’etat liquide, on peut realiser despieces de grandes dimensions avec une faible heterogeneite. Les poudres sont compactees pour formerun materiau solide qui est ensuite forge et usine. La piece subit alors un serie de traitements thermiquesqui lui conferent ses proprietes mecaniques. On constate que les proprietes statiques des superalliageselabores selon ce procede sont d’un niveau nettement superieur a celles des alliages elabores de faconconventionnelle. Ceci est du a la forte proportion de phase durcissante γ′, qui bloquent le glissementdes joints de grain.

5.2.2 Procede de fabricationCette methode de fabrication se decom-pose en plusieurs etapes :1.Elaboration d’une coulee-mere dansun four a induction sous vide. Cettecoulee determine la composition chimi-que de l’alliage.2.Atomisation du metal fondu. On rea-lise un jet de metal liquide par un gazinerte a forte pression permettant deproduire de fines gouttes de metal quise solidifient pour donner les poudresprealliees. Une autre methode consistea pulveriser une electrode tournante. Lemateriau a pulveriser est sous forme d’unbarreau cylindrique tournant a grandevitesse autour de son axe. Son extremiteest chauffee et la nappe liquide ainsiformee est projetee par sous forme degouttelettes.3.Conditionnement et stockage des pou-dres. Cette etape s’effectue dans unesalle blanche : la poudre ne doit a aucunmoment etre en contact avec un milieususceptible de la polluer. De plus, afind’ameliorer la proprete inclusionnaire,la poudre est tamisee.4.Mise en forme du materiau. Les pou-dres sont compactees puis forgees a destemperatures de l’ordre de 1100◦. Lesprecipites γ′ apparaissent.5.3 Traitements thermiquesL’importance des traitements thermiques fait que ceux-ci meritent un paragraphe particulier. Ilss’appliquent aussi bien aux superalliages elabores de facon traditionnelle qu’aux superalliages MDP.Une etape du traitement thermique se decompose en deux temps :• un pallier de maintien a une temperature elevee

16

• une trempe ou refroidissement rapide faite a l’air, a l’eau, a l’huile.On distingue les traitements de remise en solution et les traitements de vieillissement comme cela estindique sur le schema ci dessous :

De la quantite de precipites γ′ durcissant depend la resistance du materiau. Les precipites γ′ primairessont essentiellement formes lors des operations precedant les traitements thermiques. Ils evoluent enprecipites γ′ secondaires puis tertiaires de plus en plus fins au cours des traitements. La quantite etla geometrie des precipites dependent de la vitesse de refroidissement qui est de l’ordre de 100◦ parminute.

5.4 La solidification dirigee et les monocristauxL’evolution suivante a consiste a supprimer les jointsde grains orientes perpendiculairement aux contrain-tes principales en realisant une solidification dirigee.Les joints de grains sont alors uniquement orientesdans la direction des contraintes principales et laductilite ainsi que la resistance au fluage en sontameliorees. Cette amelioration a permis de modi-fier la composition de l’alliage : la possibilite d’uneaddition de tungstene permet d’obtenir un meilleurdurcissement.Comme cela est figure sur le schema ci-apres, la soli-dification dirigee se realise dans un four. Un fort gra-dient de temperature est cree dans la zone de solidifi-cation. Le deplacement du moule contenant l’alliagedetermine la vitesse du front de solidification.Les superalliages monocristallins sont la derniere ge-neration d’alliages pour aubes. La suppression totaledes joints de grains permet un gain en temperaturede 40 a 50◦. La suppression des elements d’addition,rendus inutiles par l’absence des joints de grains aug-mente la temperature de fusion commencante.Les aubes monocristallines sont obtenues par solidification dirigee, dans les memes conditions ther-miques que precedemment. On associe au four un dispositif de selection des grains, ou bien on placeun germe de l’orientation desiree au fond du moule. La temperature du metal fondu est d’environ 200◦superieure a celle du point de fusion et le gradient de temperature doit etre fort. Les fours de petitesdimensions permettent un gradient de temperature plus eleve et donc de meilleures performances defonderie mais ne permettent de couler qu’un faible nombre de pieces. Il faut trouver un compromisentre nombre de pieces et performance de fonderie.

Ourania-Uranie