Injecteur -pompe GMC

Ce type d'injecteur-pompe a été repris récemment par VolskWagen pour ses derniers modèles Diésel. Il permet des pression d'injection très élevées. Le carburant se trouve ainsi finement pulvérisé (diamètre des goutelettes de l'ordre du micron soit 0,001 mm) ce qui diminue considérablement le délai d'inflammation ; il n'y a plus besoin de "bougies de préchauffage".

Pour commander le fonctionnement d'un injecteur-pompe, il faut une came supplémentaire dédiée par cylindre sur l'arbre à cames. La came agit, soit directement sur le poussoir de l'injecteur, soit par l'intermédiaire d'un culbuteur. Les schémas qui vont suivre montrent une commande directe de la came sur le poussoir de l'injecteur-pompe.

Coupe d'un injecteur-pompe en position neutre (sans déclenchement de l'injection)

Mais que se passe-t-il dans les moteurs à combustion interne pour qu'ils délivrent de la puissance ? Nous avons vu que la combustion du mélange carburant-comburant faisait monter fortement la pression dans le cylindre, ce qui créait une force appuyant sur le piston durant la course de détente. Suivant le type de moteur, cette force ne s'exerce pas de la même manière.

Les moteurs à explosion (essence) fonctionnent à volume constant, ce qui signifie que la montée en pression est brutale un court instant pour le volume maximum du cylindre, et qu'elle décroit très rapidement lorsque le piston effectue sa course de descente en phase de détente des gaz.

J'ai réalisé des diagrammes de Clapeyron sous la forme de Gif animés. Ce type de diagramme montre la variation de pression dans le cylindre par rapport au volume de celui-ci, cependant, le volume étant directement proportionnel à la course du piston, il est plus compréhensible de considérer l'axe des abcisses comme l'indicateur de la position du piston entre le point mort haut (PMH) et le point mort bas (PMB).

Le premier diagramme montre le cycle "Beau de Rochas" pour un moteur 4 temps fonctionnant à volume constant

[/b]

Nous allons examiner le cas des moteurs 2 temps fonctionnant à volume constant.
Contrairement aux moteurs 4 temps qui effectuent leur cycle sur deux tours, les moteurs 2 temps effectuent les 4 temps en un seul tour ; l'aspirations du mélange carburé se fait à l'intérieur du carter moteur à la suite de la dépression créée par le piston lorsqu'il est en phase de compression et qu'il augmente le volume du carter. Lorsque le piston descend vers le point mort bas en phase de détente, le volume du carter diminue créant ainsi une montée en pression du mélange carburé. Lorsque le piston arrive au point mort bas, il découvre à la fois les lumières d'échappement et celles d'admission, ce qui permet d'une part aux gaz brulés de s'échapper, et d'autre part au mélange carburé de remplir le cylindre pour un nouveau cycle en transitant par les canaux de transfert.
En fait deux temps sur quatre sont accomplis par le dessous du piston alors que la compression et la détente se déroulent au-dessus du piston.

Diagramme de Clapeyron montrant un cycle 2 temps à volume constant. La courbe bleue indique la partie du cycle qui se déroule dans le carter.

Dans le cas des moteurs Diésel qui fonctionnent à Pression constante (cycle "Otto"), la pression des gaz sur le piston reste constante durant une partie de la course de détente vers le point mort bas.
A l'examen de ces diagrammes, on comprend mieux pourquoi les moteurs Diésel délivrent un couple plus fort que les moteur à essence, mais en revanche pourquoi ces derniers sont plus nerveux.
Dans les moteurs diésel fonctionnant selon un cycle 2 temps, le balayage du cylindre et l'alimentation en air (ou la suralimention) sont fait par un compresseur extérieur, soit mécanique entraîné par le moteur, soit par un turbo-compresseur récupérant l'énergie des gaz d'échappement, ou encore pour certains très gros moteurs, par un compresseur d'air indépendant.

Diagramme de Clapeyron montrant un cycle 4 temps fonctionnant à pression constante



Nota : Remarquez le volume de la chambre de compression plus petit que pour les cycles à volume constant

Nous allons aborder maintenant les turbines à gaz et les réacteurs.

Les turbines à gaz

Une turbine à gaz, appelée aussi turbine à combustion, est une machine tournante thermodynamique appartenant à la famille des moteurs à combustion interne dont le rôle est de produire de l'énergie mécanique (rotation d'un arbre) à partir de l'énergie contenue dans un hydrocarbure (fuel, gaz...). Le turboréacteur est une turbine à gaz particulière qui utilise le principe de la réaction pour propulser certains types d'avions rapides.

Principe de fonctionnement

La turbine à gaz est un moteur thermique réalisant les différentes phases de son cycle thermodynamique dans une succession d’organes traversés par un fluide moteur gazeux en écoulement continu. C’est une différence fondamentale par rapport aux moteurs à pistons qui réalisent une succession temporelle des phases dans un même organe (généralement un cylindre).

Dans sa forme la plus simple, la turbine à gaz fonctionne selon le cycle dit de Joule comprenant successivement et schématiquement:

• une compression adiabatique qui consomme de l’énergie mécanique,
• un chauffage isobare comme pour un moteur diesel,
• une détente adiabatique jusqu’à la pression ambiante qui produit de l’énergie mécanique,
• un refroidissement isobare.

Le rendement est le rapport du travail utile (travail de détente – travail de compression) à la chaleur fournie par la source chaude. Le rendement théorique croit avec le taux de compression et la température de combustion. Il est supérieur à celui du cycle Diesel car sa détente n’est pas écourtée.

La turbine à gaz est le plus souvent à cycle ouvert et à combustion interne. Dans ce cas, la phase de refroidissement est extérieure à la machine et se fait par mélange à l’atmosphère. La turbine à gaz peut également être à cycle fermé et à combustion externe. Le chauffage et le refroidissement sont alors assurés par des échangeurs de chaleur. Cette disposition plus complexe permet l’utilisation de gaz particuliers ou de travailler avec une pression basse différente de l’ambiante.

Le cycle de base décrit plus haut peut être amélioré par différents organes complémentaires :

• récupération de chaleur à l’échappement : les gazs détendus en sortie de turbine traversent un échangeur pour préchauffer l’air comprimé avant son admission dans la chambre de combustion,
• compression refroidie : la compression comprend deux étages (ou plus) séparés par un échangeur de chaleur (air/air ou air/eau) refroidissant l’air. La puissance nécessaire à la compression s’en trouve réduite au bénéfice du rendement.
• combustion étagée : la détente comprend deux étages (ou plus) séparés par un ou des réchauffages additionnels. La puissance fournie est accrue d’où amélioration du rendement.

Les deux dernières dispositions visent à tendre vers des transformations isothermes en lieu et place des adiabatiques et se justifient surtout sur les machines à taux de compression élevé. Les trois dispositifs peuvent être réalisés indépendamment ou simultanément. Dans ce cas, on retrouve le cycle dit de Ericsson qui comme le cycle de Stirling présente un rendement théorique égal au rendement maximal du cycle de Carnot. Cette supériorité théorique par rapport aux cycles Otto et Diesel est cependant contrebalancée par l’impossibilité pratique de réaliser les transformations isothermes. Dans tous les cas, ces dispositifs sont réservés aux installations stationnaires du fait de l’encombrement et du poids des échangeurs gaz/gaz.

Schéma de principe d’une turbine à gaz à compresseur axial

Coupe longitudinale d'une turbine à gaz - Principaux organes. Le compresseur , constitué d'un ensemble de roues munies d'ailettes, comprime l'air extérieur, simplement filtré, jusqu'à 10 à 15 bars, voire 30 bars pour certains modèles.

Du gaz, ou un combustible liquide atomisé, est injecté dans la chambre de combustion où il se mélange à l'air compressé et s'enflamme. Les gaz chauds se détendent en traversant la turbine, ou l'energie thermique des gaz chauds est tranformée en énergie mécanique. La dite Turbine est constituée d'une ou plusieurs roues également munies d'ailettes et s'échappent par la cheminée à travers un diffiseur. Le mouvement de rotation de la turbine est communiqué à l'arbre qui actionne d'une part le compresseur, d'autre part une charge qui n'est autre qu'un appareil (machine) recepteur(ice) (pompe, alternateur...) accouplé à son extrémité droite. Pour la mise en route, on utilise un moteur de lancement qui joue le rôle de démarreur. Le réglage de la puissance et de la vitesse de rotation est possible en agissant sur le débit de l'air en entrée et sur l'injection du carburant.


Schéma de principe du fonctionnement d'une turbine à gaz à compresseur axial

Rendement des turbines à gaz

Le rendement faible de la turbine à gaz (25 à 35%) est dû au fait que l'énergie fournie par le combustible est détournée par le compresseur ou perdue sous forme de chaleur dans les gaz d'échappement. Il est possible d'améliorer légèrement le rendement en augmentant la température dans la chambre de combustion (plus de 1200°C) mais on se heurte au problème de tenue des matériaux utilisés pour la réalisation de la partie turbine. C'est en récupérant la chaleur des gaz d'échappement (chauffage, production de vapeur...) que le rendement global de la machine peut dépasser 50%. On utilise alors la chaleur des gaz d'échappement (plus de 500 degrés) pour produire de la vapeur dans une chaudière.

La vapeur produite est ensuite utilisée de deux manières :

la centrale à cycle combiné où une turbine à vapeur complète la turbine à gaz pour actionner un alternateur, le rendement global atteint alors 55%
la cogénération où la vapeur produite est utilisée dans un autre domaine (papeterie...)
On fabrique des turbines à gaz de puissances allant de quelques kilowatts à plusieurs centaines de mégawatts.

Pollution

Des efforts importants ont été entrepris par les constructeurs pour limiter la pollution de l'air par les turbines à gaz, en particulier en réduisant les rejets d'oxyde d'azote (NOx). L'utilisation de gaz naturel permet une émission faible de dioxydes de soufre (SO2) et de monoxyde de carbone (CO). Les modèles peu polluants sont surtout installés par les pays développés tandis que les turbines à gaz de conception moins sophistiquée et de prix moins élevé sont préférées par les pays en voie de développement.

Applications de la turbine à gaz

Réalisation pratique

La phase de compression est réalisée par un compresseur d’air axial ou centrifuge. Le travail de compression peut être réduit par pulvérisation d’eau à l’admission. L’air comprimé est réparti en trois flux :

• une alimentation stoechiométrique vers le brûleur alimenté en carburant,
un flux refroidissant la paroi de la chambre de combustion et mélangé aux produits de combustion du brûleur,
• un flux destiné au refroidissement de la turbine.

Contrairement au moteur à piston, la combustion est continue et il faut donc limiter la température par un large excès d’air pour maintenir la température à une valeur acceptable (jusqu’à 1300 °C en entrée de turbine contre plus de 2000 °C en pointe). Ceci est très pénalisant pour le rendement.

Il existe des machines utilisant une injection de vapeur dans les produits de combustion en entrée de turbine pour augmenter le débit et donc la puissance de celle-ci. La vapeur est produite par une chaudière de récupération chauffée par l’échappement. Il s’agit en fait d’un cycle combiné simplifié.

La turbine généralement de type axial comprend un ou plusieurs étages de détente. Contrairement aux turbines à vapeur, il s’agit toujours de turbines à réaction. Deux grands types de turbines à gaz sont à distinguer :

• simple arbre : le compresseur et l’ensemble des étages de détente sont regroupés sur le même arbre entraînant également l’organe récepteur,
• double arbre : le compresseur est sur le même arbre que les étages de turbine strictement nécessaires à son entraînement, les autres étages de turbine étant groupés sur un second arbre solidaire de la machine entraînée.
La seconde disposition plus complexe permet un meilleur fonctionnement à charge partielle et variable ce qui est le cas des moteurs destinés à la propulsion. Les turbines à simple arbre sont adaptées à la production électrique qui se fait à régime constant et charge plus élevée.

La réalisation de la turbine et notamment de son premier étage (turbine de feu) pose des problèmes métallurgiques liés à la température élevée et à la force centrifuge s’exerçant sur les aubages mobiles. Elle nécessite l’emploi d’aciers fortement alliés (Cr-Ni-Va) et un refroidissement énergique par de l’air de charge prélevé sur le compresseur. L’utilisation de matériaux céramiques est à l’étude pour augmenter la température.

Limites techniques

Bien que théoriquement supérieure au moteur Diesel, la turbine à gaz présente de sévères limitations dues aux contraintes techniques de sa réalisation. Ces principales limites sont les suivantes :

• taux de compression (et donc rendement) limité par le nombre d’étage de compression nécessaires,
• baisse importante de rendement des compresseurs centrifuges à un régime plus faible que le régime nominal,
• température de combustion (et donc rendement) limitée par la résistance mécanique de la turbine.
chute importante du rendement à charge partielle en particulier pour les machines à simple arbre.
• coût d’usinage des aubages notamment de la turbine.
• inaptitude aux arrêts et démarrages fréquents et peu progressifs.

Les avantages inhérents à ce type de machine sont les suivants :

• puissance massique et volumique très élevée du fait du fonctionnement continu,
simplicité apparente de construction (un rotor dans un carter et un bruleur) et équilibrage (peu de vibrations),
• pollution limitée en HC et NOx du fait de l’excès d’air et de la température limitée,
aptitude à la récupération de chaleur (cogénération),
• longévité en marche stationnaire.
• aptitude potentielle à utiliser des combustibles variés et de moindre qualité (gaz pauvre, fuel lourd).

Les applications des turbines à gaz découlent directement de leurs avantages spécifiques. Ainsi, la puissance massique élevée se prête bien à la propulsion aéronautique en particulier sur les hélicoptères. La propulsion navale fait également de plus en plus appel aux turbines à gaz notamment pour les navires à grande vitesse. Il existe enfin des exemples d’application à la propulsion ferroviaire mais limités le plus souvent à l’Amérique du Nord et à des véhicules militaires comme des chars d’assaut (XM-1 Abrams ou Leclerc).

Par contre, la turbine à gaz est mal adaptée aux véhicules routiers. En effet, les variations de charge et de régime sont trop importantes et trop rapides pour être réalisables avec un rendement correct. De plus, le rendement atteint difficilement 30% pour des moteurs compacts et de faible puissance alors que les Diesel actuels dépassent 40%. Par contre, elles pourraient trouver un regain d’intérêt pour les chaînes de propulsion hybrides en particulier sur les poids lourds, ou l’installation des échangeurs (notamment récupérateur sur échappement) est moins problématique.

L’autre grand domaine d’emploi des turbines à gaz est la production d’électricité. En effet, il s’agit d’applications à régime constant et à charge relativement constante pour lesquelles le rendement de ces machines est le meilleur. La puissance varie de quelques centaines de kW à près de 300 MW. Les machines les plus puissantes sont en général associées à des turbines à vapeur dans des cycles combinés dont le rendement global tend actuellement vers 60%. En cycle simple, le rendement est de l’ordre de 30 à 35% voire plus pour les grosses machines. Dans les faibles puissances, le rendement est même inférieur à 30% mais on met alors à profit l’aptitude des turbines à combustion pour la récupération de chaleur dans des applications de cogénération (production simultanée d’électricité et de chaleur).

Turbocompresseur

Ce terme désigne une turbine actionnée par les gaz d’échappement d’un moteur à piston et dont le travail sert à comprimer l’air admis dans le moteur. Ce dispositif représente une amélioration importante du moteur classique notamment sur les points suivants :

• augmentation de la puissance massique et volumique par une puissance supérieure à cylindrée égale. Afin de maximiser cet effet, il est nécessaire de refroidir l’air comprimé par un échangeur (intercooler),
• suppression de l’inconvénient de la détente écourtée des cycles Otto et Diesel d’où amélioration de rendement. L’amélioration du rendement est très limitée sur les moteurs à essence car les risques d’auto-inflammation (cliquetis) imposent de réduire sensiblement le taux de compression du moteur proprement dit d’où une perte de rendement.

Le moteur turbocompressé combine donc un moteur à pistons et une turbine à gaz, les deux étant liés par une chambre de combustion commune. Il permet de concilier les avantages des deux types de moteurs tout en réduisant leurs inconvénients respectifs, en particulier pour les cycles Diesel. Ceci explique la généralisation actuelle de cette technique. Le problème majeur du turbocompresseur est le même que les autres turbines à gaz, à savoir la gestion de la marche à faible charge ou en régime transitoire. Il est en grande partie résolu aujourd’hui par les turbocompresseurs dits « à géométrie variable » munis d’aubages fixes à incidence variable.

Propulsion

C'est grâce à leur faible masse, relativement à la puissance qu'elles fournissent, que des petites turbines sont utilisées sur les hélicoptères pour en faire tourner le rotor. Des trains (Turbotrain), mais aussi des chars d'assaut, des navires comme le « Queen Mary 2 » sont propulsés par des turbines à gaz de puissance moyenne. Les turboréacteurs et les turbopropulseurs sont des turbines à gaz utilisées en aéronautique et pour propulser des appareils.

Moteur

L'industrie pétrolière utilise des turbines à gaz pour entraîner des pompes et compresseurs pour les pipelines.

Notre Marine a équipé un certain nombre de navires de turbine à gaz en complément à la propulsion classique par moteurs Diésel, pour les grandes montées en puissance nécessitées par la demande de vitesses élevées temporaires.

Production d'électricité

La turbine à gaz de grande puissance (>1 MW) est surtout utilisée pour entraîner un alternateur et produire de l'électricité. Les infrastructures et le génie civil nécessaires pour une centrale électrique équipée de turbines à gaz sont réduits, ce qui permet d'installer en quelques mois une centrale tout près du lieu d'utilisation de l'électricité (ville, usine) ou de la source de combustible (port, forage, raffinerie...). Turbine et alternateur sont acheminés sous formes de modules compacts et complets qu'il suffit d'assembler et de raccorder aux réseaux dans des climats où la température extérieure peut aller de -40 à +50°C. Un des avantages des centrales à turbine à gaz est le temps réduit pour la mise en œuvre, le gestionnaire d'un réseau de distribution électrique peut ainsi moduler facilement la capacité de production pour s'adapter aux variations de la consommation.

L'installation d'un groupe électrogène à turbine à gaz peut s'accompagner d'une installation en cogénération, afin de récupérer les quantités importantes d'énergie (environ 65% de l'énergie consommée) contenues dans les gaz d'échappement. La principale application de ce type consiste à injecter ces gaz, éventuellement après passage dans un tunnel de post-combustion, dans une chaudière de récupération, avec production d'eau chaude ou de vapeur.

Conclusion

La turbine à gaz contribue dans une large mesure aux motorisations actuelles, d’une part sous la forme des turbocompresseurs équipant les moteurs à pistons dont la puissance est limitée à 10 MW pour des raisons de masse et d’encombrement. Leur avantage de légèreté en impose l’usage dans l’aéronautique, tandis que dans le domaine des fortes puissances (production d’électricité) elles se démarquent par leur adaptation à des cycles combinés ou de cogénération très performants.

Les Turboréacteurs

Le turboréacteur est une turbomachine produisant une poussée par réaction.

Histoire

Le principe du turboréacteur a été inventé quasi simultanément par Sir Frank Whittle en Angleterre et par le Dr. Hans von Ohain en Allemagne dans les années 1930.

Le premier turboréacteur fut construit par Whittle en 1935 et tourna au banc en 1936. Mais ce fut von Ohain qui fit voler le premier turboréacteur sur un Heinkel He 178 en 1939.

Les premiers avions à réaction construits en série furent des chasseurs (Messerschmitt Me262 Schwalbe) utilisés à la fin de la Seconde Guerre mondiale.

Après guerre, les turboréacteurs et turbopropulseurs se généralisèrent, aussi bien dans l'aviation militaire que civile.

Les turboréacteurs d'aujourd'hui sont des machines d'une extrême complexité. Le développement d'un nouveau moteur demande des moyens humains, technologiques et financiers considérables que seules quelques rares entreprises possèdent dans le monde.

Si le rendement et la fiabilité de ces moteurs se sont considérablement améliorés depuis leurs débuts, leur coût est très important, et représente en général pour un avion civil le tiers du coût total de l'appareil.

Principe

Le turboréacteur produit une poussée par la détente de gaz chauds et à haute pression dans sa tuyère d'éjection.

Ces gaz sont produits par une chambre de combustion brûlant un carburant (en général du kérosène mais pas toujours) avec de l'air comprimé issu d'un compresseur.
Ce dernier aspire l'air extérieur par une entrée d'air. Il est en général (mais pas forcément) mû par une turbine actionnée par les gaz sortants de la chambre de combustion.
Successivement, on trouve donc l'entrée d'air, le compresseur, la chambre de combustion, la turbine et la tuyère d'éjection.

Schéma de principe de fonctionnement d'un turboréacteur simple flux à compresseur centrifuge

Les différents types de turboréacteurs

Compresseur centrifuge

Schéma de principe



Les premiers turboréacteurs, conçus à partir du prototype mis au point par Whittle, étaient munis d'un simple compresseur centrifuge mû par une turbine. Ils avaient le mérite de la simplicité (un seul étage de compression, un seul arbre reliant turbine et compresseur) mais leur faible longueur s'accompagnait d'un fort diamètre. Les premiers réacteurs anglais (De Havilland Goblin des Vampire, Rolls-Royce Welland du Gloster Meteor) étaient conçus ainsi. Des modèles allemands (Heinkel-He S3) furent réalisés à partir des travaux de von Ohain mais du fait de retards de mise au point laissèrent la place aux modèles à compresseur axial.

écorché du turboréacteur à compresseur centrifuge De Havilland "Goblin"



La plupart des turbines pour hélicoptères restent conçus sur ce principe qui permet des moteurs compacts.

Compresseur axial

Schéma de principe



Avec une meilleure maîtrise de la métallurgie furent introduits des compresseurs axiaux combinés à des aubages fixes (stators). Du fait de la moindre efficacité, ils nécessitaient plusieurs étages tournant à la même vitesse mais pouvaient supporter des vitesses de rotation nettement plus élevées. Le premier de ce type, fut aussi le premier construit en grande série, le JUMO 004 de Junkers-Motoren qui équipait le Me-262 premier chasseur à réaction allemand..

écorché du turboréacteur JUMO-004 de Junker

Simple et double corps

Dans les premiers turboréacteurs, turbine et compresseur formaient un unique ensemble cinématique. On parlait alors de compresseurs (et de moteurs) simple corps (ou simple attelage).

Pour accroître encore l'efficacité, le compresseur a été divisé en deux parties successives, à basse et haute pression, mues désormais par deux turbines successives haute et basse pression. On parle alors de moteurs double corps (ou double attelage). La vitesse de rotation des deux corps est différente, nécessitant deux arbres concentriques et donc des moteurs plus longs et plus lourds. En contrepartie le rendement est nettement amélioré.

Aujourd'hui, tous les moteurs sont à double corps, voire à triple corps pour ceux à très fort taux de dilution.

écorché d'un compresseur simple corps : Curtiss-Wright J65



écorché d'un compresseur double corps : Turbo-Union RB-199

Simple et double flux

Les moteurs sont dits à simple flux quand la totalité de l'air admis traverse le moteur et actionne les turbines.

Les turboréacteurs à simple flux sont très bruyants et n'atteignent leur meilleur rendement qu'au-delà de Mach 1.

Bien plus économiques aux vitesses subsoniques et moins bruyants, les turboréacteurs à double flux sont apparus dans les années 60.

Schéma d'un réacteur double flux



Double flux : à l'avant la "soufflante"
en violet : turbine et compresseur HP
en vert : turbine et compresseur BP

Dans ces moteurs, les premiers étages du compresseur basse pression (souvent réduits à un seul qu'on appelle soufflante ou « fan ») sont de grandes dimensions pour aspirer de grandes quantités d'air. L'air pré-comprimé par la soufflante ne passe pas intégralement par le moteur, mais une partie (le flux froid) le contourne par sa périphérie jusqu'à la tuyère où il est éjecté avec les gaz chauds (flux chaud).

Soufflante d'un turboréacteur CFM-56


Cela permet, pour des vitesses modérées (en dessous de mach 1,5 environ) d'augmenter la poussée par augmentation du débit de gaz et de réduire considérablement le niveau de bruit.

La proportion d'air contournant le moteur est variable selon les moteurs. Elle est d'autant plus élevée que le moteur est destiné à voler à des vitesses faibles. Cette proportion est exprimée par le taux de dilution, égal au rapport du flux total (chaud + froid) massique sur le flux chaud massique.

Les moteurs militaires optimisés pour le vol supersonique ont souvent un taux de dilution autour de 1,5 alors que les moteurs civils pour avions de ligne, optimisés pour des croisières autour de mach 0,8, peuvent approcher des taux de dilution de 10. De tels moteurs tirent l'essentiel de leur poussée du flux froid et se rapprochent de turbines couplées à des hélices carénées.

Turbopropulseurs

C'est l'ensemble constitué d'une hélice mue par une turbomachine qui convertit l'essentiel de l'énergie des gaz produits en énergie mécanique. Ce n'est pas à proprement parler un moteur à réaction mais un turbopropulseur est très semblable à un turboréacteur double flux à très haut taux de dilution dont la soufflante ne serait pas carénée. Les limitations aérodynamiques des hélices limitent son utilisation à des vitesses inférieures à mach 0,7 à peu près.

Un turbopropulseur est un réacteur qui entraîne une hélice multipales [8] via un réducteur (9). Il est particulièrement performant pour les avions lourds de transport dont la vitesse de croisière est d'environ 550 km/h comme par exemple le nouvel Airbus A400M.

Fonctionnement

L'hélice [8] précomprime l'air admis dans les entrées d'air (1). L'énergie cinétique libérée par les gaz de la chambre de combustion (4) est utilisée de trois façons.

Elle sert à :
• actionner les turbines (5 et 6) qui entraînent les compresseurs (2 et 3) et les génératrices électriques.
• actionner les turbines qui entraînent l'hélice [8] placée devant via le réducteur (9) (et qui transforme la vitesse élevée à faible couple en vitesse faible à fort couple).
propulser l'avion par la vitesse cinétique des gaz d'échappement dans la tuyère (7).



Nota : au sens strict, le terme français est imprécis -sinon impropre- puisqu'il peut aussi bien désigner les réacteurs dont les gaz sortant de la turbine fournissent la poussée. Le mot a été formé en traduisant (mal) le terme anglais turboprop, abrégé de turbopropeller, en clair : moteur à hélice et turbine. Pendant longtemps, les gaz d'échappement des moteurs turbopropulseurs ne participaient pas à la poussée.

Bonjour Daniel magnifique éxposé sur les réacteurs.Trés bonne remise en mémoire pour un ancien mécano qui a travaillé sur Turbine Alouette ii
et réacteurs Caravelle 3 et 12, Mercure(Magnifique Avion)Airbus 300 et 320 équipé de CFM56.Une colle pour quelle raison trouve t'on une spirale blanche sur le cône d'entré du compresseur(voir photo CFM)
,

Je crois mon cher camarade que c'est par raison de sécurité, pour que ceux qui passeraient à proximité voient que le réacteur tourne et évitent ainsi de s'approcher et ne risquent d'être aspirés dans la machine.

Le pulsoréacteur

Principe :

C'est à Huygens que l'on doit la découverte d'un phénomène de base utilisé dans les pulsoréacteurs : une capacité brusquement ouverte se vide au delà de l'équilibre avec le milieu extérieur et s'établit transitoirement en dépression. La chambre de combustion du pulso utilise cet effet de dépression assurant ses remplissages successifs et une combustion approximativement à volume constant.
Donc la combustion dans un pulsoréacteur s'apparente à celle d'un moteur 2 temps à piston, plutôt qu'à celle d'un turboréacteur où elle est continue.

Coupe d'un pulsoréacteur



Le pulsoréacteur est un moteur à réaction cyclique, breveté indépendamment en Allemagne et en France en 1930, et développé spécialement pour la bombe volante allemande V1 durant la Seconde Guerre mondiale.

Constitution

Il est composé d'un long cylindre comprenant un ensemble de clapets à l'avant permettant de fermer complètement l'entrée d'air, d'une chambre de combustion équipée d'injecteurs de carburant et de bougies et enfin d'une tuyère d'éjection des gaz.

Fonctionnement

Le cycle de fonctionnement est le suivant :

Admission

Le vent relatif fait entrer l'air dans la chambre de combustion à travers les clapets.

En avant de la chambre, du carburant est pulvérisé dans le flux d'air.

Explosion

Les bougies provoquent l'explosion du mélange avant qu'il sorte de la chambre. La pression engendrée étant supérieure à la pression exercée par l'air extérieur sur les clapets, ceux-ci se ferment. Les gaz de combustion s'échappent alors par la tuyère où leur détente provoque la poussée.

Quand la pression dans la chambre de combustion retombe en dessous de la pression exercée par l'air sur les clapets, ceux-ci se rouvrent pour commencer un nouveau cycle.

Un cycle a une durée d'autant plus courte que la vitesse est élevée, souvent inférieure au dixième de seconde.

Schéma de fonctionnement d'un pulsoréacteur



Avantages et inconvénients

Ce moteur a l'inconvénient de ne pas pouvoir fonctionner à vitesse nulle. Les V1 étaient équipés d'un réservoir d'air comprimé leur permettant d'atteindre la vitesse de fonctionnement du moteur.
Il a par contre l'avantage d'être de construction relativement simple et peu coûteuse.
Il est très bruyant.
Son rendement est médiocre.

Le statoréacteur

L’origine du statoréacteur remonte pratiquement aux débuts de l’aviation avec les articles du français René Lorin qui décrivit à partir de 1907, notamment dans la revue « l'Aérophile », le principe d'un moteur à réaction sans hélice ni pièces en mouvement. Ce visionnaire ne put cependant pas tester son idée faute de moyen d’essai permettant d’acquérir une vitesse suffisante pour démarrer un statoréacteur. Un autre pionnier de l’aviation français qui participa à l’invention du statoréacteur fut Robert Esnault-Pelterie qui décrivit le système à partir de 1909.

Dessin en coupe d'un statoréacteur



maquette d'un statoréacteur



L’invention de Lorin tomba cependant dans l’oubli pendant quelques années et ne fut redécouvert en France par René Leduc qu’au début des années trente. Celui-ci travaillait pour le constructeur Louis Breguet sur des modes de propulsion avancés et travailla, par exemple, activement sur le pulsoréacteur.

Les Français n’étaient pas les seuls actifs dans le domaine du statoréacteur. B.S.Stetchkine introduisit la théorie du statoréacteur en URSS en 1929 tandis que les Américains du NACA faisaient quelques expériences préliminaires à Langley en 1927.

Un statoréacteur expérimental NACA (USA) en 1947



Le véritable acte de naissance du statoréacteur peut cependant être daté de 1933 avec, en France, le dépôt d’un brevet de René Leduc pour sa tuyère thermopropulsive (nom donné par Leduc au statoréacteur) et, en URSS, le début des essais de statoréacteur sur le banc IU-1 par I.A.Merkoulov. L’idée de René Leduc intéressa assez rapidement les militaires et celui-ci reçut les premiers contrats d’étude du ministère français en 1934 tandis qu’une première théorie détaillée du statoréacteur était publié par Jean Villey, un collaborateur de René Leduc, en 1936.

Le LEDUC-010



La propulsion par statoréacteur est un domaine ou les inventeurs et industriels français se sont particulièrement illustrés, un fait qui est aujourd’hui injustement peu connu du grand public. Alors que tout le monde connaît le Concorde, le Mirage III, les Airbus et le Rafale, qui se souvient aujourd’hui que le premier avion à statoréacteur à voler fut le Leduc 010, que le premier missile à statoréacteur opérationnel fut le SE-4200, que les records de vitesse et d’altitude d’engin à statoréacteur furent régulièrement établis par des engins français comme le Stataltex de l’ONERA ?

le "Stataltex" de l'ONERA (France)



L’industrie aéronautique Française peut se vanter d’avoir établi un grand nombre de première dans ce domaine et continu de nos jours à être en pointe avec des réalisations comme le missile de croisière ASMP ou le missile air-air Météor.

Fonctionnement

En théorie, le statoréacteur n'a pas de vitesse limite, il peut accélérer indéfiniment aussi longtemps qu'il reste de l'oxygène dans l'air. En pratique, il y a des problèmes très difficiles de résistance des matériaux à partir de Mach 5. Aux vitesses supérieures, la pression dynamique est si forte que la chambre de combustion atteint une température incompatible avec les matériaux actuels.

Pour atteindre des vitesses supérieures, il faut donc réduire la pression de l'air dans la chambre de combustion en lui permettant de s’écouler à vitesse supersonique. La température n'augmente alors pas autant que dans les statoréacteurs classiques à combustion subsonique. La grande difficulté est que le carburant est injecté dans un flux d’air supersonique et doit brûler en quelques millièmes de secondes tout en donnant une combustion stable. La vitesse maximale des statoréacteurs à combustion supersonique (scramjet en anglais) reste à déterminer, mais elle semble être supérieure à Mach 20.

Les statoréacteurs fonctionnent avec des carburants variés sous différentes formes : solide ou liquide. Dans le premier cas, apparu relativement récemment, il s'agit d'un propergol solide à faible taux d'oxydant brûlant dans un générateur de gaz ce qui alimente la chambre du statoréacteur avec les produits gazeux issus du générateur. Ces produits brûlent alors avec l’oxygène de l’air exactement comme dans les statoréacteurs à carburant liquide.

Le statoréacteur est constitué d'un tube ouvert aux deux extrémités, dans lequel on injecte un carburant qui se mélange à l'air. Il s'enflamme grâce à un système d'allumage puis la combustion est ensuite entretenue à l'aide de dispositifs appelés "accroches flammes". Le résultat de cette combustion est la production de gaz chauds en grande quantité, qui s'accélèrent en se détendant dans la tuyère terminant le réacteur, provoquant une poussée significative.

Malgré l'apparente simplicité du concept, l'efficacité d'un tel moteur dépend grandement des formes intérieures du « tube ». La première partie, dite entrée d'air, permet de comprimer l'air (Théorème de Bernoulli) en abaissant sa vitesse. Cette baisse de vitesse s'accompagne également d'un échauffement de l'air. L'air arrive donc dans la chambre de combustion avec une pression et une température élevées et une vitesse réduite. Cette zone est dotée en général de plusieurs couronnes d'injecteurs qui pulvérisent le carburant et entretiennent la flamme. La forme de cette chambre et la disposition des injecteurs doit assurer la stabilité de la flamme et la qualité de la combustion et constitue la partie la plus complexe à mettre au point. Enfin, comme pour tout autre moteur à réaction, la forme de la tuyère génère la poussée par détente des gaz brulés. L'énergie thermique est transformée en énergie cinétique.

Ce moteur a l'avantage de ne comporter aucune pièce mécanique en mouvement. Il a par contre l'inconvénient de ne pas pouvoir fonctionner à vitesse nulle. Il doit donc être couplé à un autre système de propulsion pour atteindre sa vitesse minimale de fonctionnement, ce qui limite considérablement son champ d'application.



Le terme « statoréacteur » désigne usuellement le statoréacteur classique, ou statoréacteur à combustion subsonique. Dans ce type de statoréacteur, la vitesse de l'air dans la chambre de combustion est largement subsonique, de l'ordre de Mach 0,5. Mais au-delà d'une certaine vitesse extérieure, l'abaissement de vitesse nécessaire devient trop important et l'efficacité du moteur décroît. Cette limite se situe entre mach 5 et 6. Pour résoudre ce problème, la combustion doit s'effectuer en régime supersonique. On parle alors de statoréacteur à combustion supersonique ou superstatoréacteur ou encore scramjet. Entre mach 3 et mach 6 environ, le statoréacteur classique est le moteur le plus efficace. En dessous de Mach 3, il devient moins efficace que le turboréacteur à simple flux.

Domaine d'application

Les grandes nations étudient ce système de propulsion avec des succès divers.

Au lendemain de la Seconde Guerre mondiale, on a cru, notamment en France, à l'avenir du statoréacteur. René Leduc construisait ses avions «Leduc» qui ne brillèrent guère par leurs performances et se révélèrent difficile à piloter, le statoréacteur supportant mal les changements de taux d'injection. Plus réussi, l'intercepteur à propulsion mixte turbo/stato Nord Aviation 1500 «Griffon» dépassa mach 2 entre 1957 et 1959. Mais le développement des turboréacteurs, beaucoup moins contraignants, a mis fin à la carrière du statoréacteur. En 1960, l'Armée de l'Air et l'Us Air Force ont testé la cible volante française CT41 qui était équipée de deux statoréacteurs et qui pouvait atteindre mach 3,1. Trop rapide pour son temps, aucun avions ne pouvant l'intercepter, ce pour quoi elle avait été conçue, elle fut donc abandonné en 1965. Aujourd'hui, on trouve des statoréacteurs avec accélérateurs à poudre intégrés dans des missiles supersoniques comme les ASMP, l'APACHE ou le SCALP.

le Nord 1500 "Griffon" exposé



le "Griffon" en vol



Aux États-Unis, la NASA et l'US Air Force ont fabriqué plusieurs appareils fonctionnant avec un statoréacteur dont un drone de reconnaissance trisonique dans les années 1960.

Un moteur du futur ?

Les recherches sur les superstatoréacteurs, qui sont des statoréacteurs à combustion supersonique qui utilisent l'oxygène contenu dans l'air pour la combustion, et non pas dans des réservoirs, comme les fusées, sont prometteuses. Malgré des défauts majeurs (les problèmes thermiques, rendement à hautes vitesses) on espère pouvoir atteindre des nombre de Mach très élevé, de l'ordre de 10. Des concepts proposant d'utiliser successivement un moteur fusée pour une accélération initiale, puis un statoréacteur (combustion subsonique), un superstatoréacteur (combustion supersonique) et enfin à nouveau une fusée pour sortir de l'atmosphère sont étudiés. L'idée générale est d'utiliser l'oxygène contenu dans l'air pendant l'accélération dans l'atmosphère, jusqu'à Mach 10 à 12, pour économiser sur la masse d'oxygène classiquement embarquée par une fusée et donc gagner en masse utile (satellite) que pourrait transporter le système.

En avril 2006, un essai du superstato expérimental HyShot IV a été mené à 500 kilomètres au nord d’Adelaïde. Le but ce test était d’obtenir des données en vol réel d’un moteur scramjet de 100 kilogrammes, nanti d’un système d’injection développé par la JAXA.

Cet essai en conditions réelles était le second mené en l’espace d’une semaine.

Deux essais couronnés de succès pour le scramjet HyShot !
(Crédits : University of Queensland)

Avant le décollage, le moteur scramjet avait été placé sur une fusée Terrier-Orion, censée amener le superstato en altitude, et lui conférer la vitesse suffisante pour permettre son bon fonctionnement. En effet, les courbes d’impulsion spécifique en fonction du nombre de Mach montrent qu’un tel moteur ne présente un intérêt qu’à partir de Mach 3. D’autre part, pour fonctionner à plein régime et assurer l’allumage optimal, le HyShot ne doit être mis à feu qu’à la vitesse de Mach 5. D’où la nécessité de placer ce superstato sur une fusée conventionnelle, qui le porte dans les airs et lui transmet la vitesse nécessaire.

Comme tous les superstatos, ou statoréacteurs à combustion supersonique (scramjet en anglais), le HyShot prélève de l’oxygène dans l’air, afin de limiter la masse de comburant à emporter au décollage, et ce, sans accroître trop sensiblement la masse et la traînée de la fusée. Sur le prototype testé jeudi, l’admission d’air était réalisée par quatre ouvertures, situées sur le nez de l’appareil.

Le moteur a atteint son objectif, soit une vitesse de Mach 8, pendant une durée de six secondes. Les ingénieurs en ont profité pour enregistrer la pression à l’intérieur du moteur. Ces données seront comparées aux mesures obtenues au sol, lors de précédents tests sur banc d’essai.

De la complexité du superstato...

Les problèmes rencontrés dans la conception de ce genre de superstato sont les suivants :

• Les problèmes thermiques : les entrées d’air sont conçues pour capter un débit d’air maximum à partir d’une section aussi petite que possible (pour limiter la traînée et la masse), ce qui conduit à des problèmes thermiques importants : l’air est à près de 1000 degrés Celsius à Mach 5, et 2000 degrés Celsius à Mach 7 !

• Les entrées d’air : pour les mêmes raisons (traînée, échauffement), l’étude des formes géométriques des entrées d’air est cruciale ;

• Le nombre de Mach limité : outre l’aspect thermique, lorsque le nombre de Mach dépasse 8 ou 10, le rendement propulsif du moteur diminue fortement. Ainsi, on peut se rendre compte à quel point l’objectif du NASP (Mach 25) était surréaliste !

Ces deux tests remplis avec succès par le HyShot font le bonheur des chercheurs australiens, britanniques et japonais, qui voient avancer à grands pas leur projet de scramjet. Ces superstatos, dix fois plus rapides que les moteurs traditionnnels, augurent d’un bel avenir pour les vols hypersoniques !

Après ce panorama sur la plupart des types de moteurs connus, je vais faire une pause dans leur description, en espérant qu'elle aura intéressé un certain nombre de membres de l'équipage.

N'étant pas une encyclopédie à moi seul, pour centraliser les informations éparses et réaliser ce sujet, je me suis documenté en premier sur Wikipédia, l'encyclopédie libre à laquelle je participe, puis sur un nombre important de sites dédiés aux divers types de moteurs anciens et récents. j'ai mis un "point d'honneur" à animer quelques schémas de manière à faciliter la compréhension des phénomènes physiques et mécaniques. Maintenant il faudra poursuivre à chaque fois qu'une nouveauté dans ce domaine apparaîtra.

La suite de ce sujet va concerner les dispositifs permettant d'améliorer le fonctionnement des moteurs, notamment dans les domaines des économies d'énergie et de diminution de la pollution de l'environnement.

FONCTIONNEMENT DU PROPULSEUR VOIGHT-SCHNEIDER

Beaucoup d'entre-nous on un jour ou l'autre propulsé leur canot à la godille. Cette dernière assure deux fonctions :
• elle propulse l'embarcation ;
• elle la dirige.
c'est à dire qu'elle remplace à la fois l'aviron (ou l'hélice) et le gouvernail.

Le principe de fonctionnement du propulseur VOIGHT-SCHNEIDER, peu simple à décrire, est équivalent à celui de la godille. C'est en quelque sorte une "godille mécanique" dont l'axe de rotation (O) est généralement vertical ou légèrement incliné. Il comporte un plateau tournant autour de l'axe principal, qui est muni en périphérie de plusieurs palettes oscillantes dont le mouvement d'oscillation est assuré par des biellettes articulées sur un axe secondaire (N). Cet axe secondaire peut être déplacé dans le plan horizontal de manière à faire varier l'inclinaison des palettes ce qui modifiera la poussée sur l'eau et par conséquence l'axe de déplacement de l'embarcation.

Dessins montrant la cinématique et la réalisation d'un type de propulseur :

Je vais tenter d'expliquer le plus simplement possible le fonctionnement du système à l'aide de schémas.

Tout d'abord, le dessin du parcours absolu d'une palette :



On voit bien sur ce dessin la variation de l'angle d'attaque de la palette en fonction de sa position par rapport à l'axe du plateau support en rotation. Si la postion est neutre (sans exercer de poussée) à 0°, 180° et 360°. On peut constater qu'entre ces positions la palette, au même titre que la godille, exerce une poussée sur le fluide qui, par réaction, provoque le déplacement de la gauche vers la droite du schéma.

Pour faire varier l'axe de déplacement de l'embarcation, il faut faire varier différemment l'inclinaison des palettes. Pour cela, il est nécessaire de déplacer l'axe secondaire N dans le même plan que le plateau support. De manière à vous épargner le détail de la cinématique complexe des biellettes de commande, j'ai simplifié la représentation de la palette et de son bras de commande.

aspect simplifié d'une palette de propulsion et sa représentation schématique



Réprésentation schématique du réglage de l'angle d'attaque variable d'une palette et la conséquence de ce réglage sur l'axe de déplacement de l'ensemble (triangle bleu)

Pour terminer, voici la représentation des réglages concernant les quatre axes de déplacement principaux en fonction de le position de l'axe secondaire N :
• marche avant ;
• déplacement latéral vers la gauche ;
• déplacement latéral vers la droite ;
• marche arrière.
Nota : sur ces schémas le sens de rotation du plateau est anti-horaire (à gauche)

Il est clair qu'en fonction du positionnement de l'axe secondaire N, il existe une multidude d'axe de déplacement de l'ensemble, donc du navire.

Certains bâtiments, tel l' "Armorique", sont dotés de deux propulseurs dont les plateaux tournent en sens inverse l'un par rapport à l'autre, ce qui permet des pivotements du navire sur place.

Georges SEGALEN m'a communiqué aimablement la photo qu'il a prise à Concarneau montrant l'aspect extérieur d'un des deux propulseurs VOIHT-SCHNEIDER de l' "Armorique". C'est cette photo, rappelons le, qui est à l'origine de cette tentative d'explication que j'ai voulue la plus claire possible : mais y suis-je arrivé ?