La propulsion pour le vol supersonique

Extraits de la conférence faite par le Dr Hooker, directeur technique de Bristol Siddeley Engines Ltd, et Michel Garnier, directeur technique de la SNECMA. Article publié dans la Revue Air et Cosmos, n° 49 du 23 mars 1964

Choix du cycle moteur

Le choix, pour le Concorde, d’un moteur dérivé du réacteur Olympus destiné au TSR 2 provient du fait que quatre moteurs Olympus développent la poussée désirée, et que les spécifica­tions aérodynamiques de l’Olympus sont proches des spécifications optimales atten­dues des moteurs nécessaires.

Le choix du cycle moteur optimal pour un avion de transport supersonique exige un compromis dans une large gamme d’impératifs de vol : on demande une haute poussée pour le décollage, l’accé­lération transsonique et la croisière su­personique et pendant le temps considé­rable que passera l’avion en régime subso­nique lors du décollage, de l’approche et de l’atterrissage. En outre, il est nécessaire de transporter des réserves importantes de carburant pour faire face à tout déroute­ment ou attente à l’aéroport d’arrivée. Au cours de ces phases de vol subsonique, les moteurs seront réduits à environ un tiers de leur poussée maximale, il faut que la consommation de carburant reste alors particulièrement bonne.

Le cycle moteur qui réunit au mieux ces conditions est celui d’un moteur clas­sique à rapport de compression moyen. En effet, la meilleure consommation spé­cifique est obtenue lorsque le rapport de compression est le plus élevé, et la tem­pérature d’entrée de turbine la plus basse, mais on peut parvenir à un bon compromis en choisissant un rapport de compression de 9 : 1 au régime de croisière et une température d’entrée de tur­bine d’environ 1.350° K. Dans ces condi­tions, le moteur donnera une poussée spécifique d’environ 40 livres (17 daN) par litre d’air consommé par seconde, à condition de disposer d’une tuyère convergente-divergente optimale pour déten­dre le flux jusqu’à la pression atmosphé­rique ambiante.

On pourrait penser qu’un réacteur à double-flux présenterait une amélioration de la consommation spécifique au régime de croisière à Mach 2,2. Bien que la consommation spé­cifique diminue d’environ 1 % lorsque le rapport de dérivation passe de 0 à 0,7, on constate que la poussée spécifique du moteur tombe de 40 à 24, et il en résulte que pour donner la poussée désirée le moteur doit absorber un débit d’air supé­rieur de 50 %.

Ce réacteur à double flux plus impor­tant exigerait une entrée d’air plus lon­gue et plus large afin de diffuser le flux de Mach 2,2 à la vitesse à l’entrée con­venable, et le poids de l’ensemble de l’installation contrebalancerait largement les avantages offerts par une consomma­tion de carburant plus basse. Pour des rapports de dérivation plus élevés que 0,7 cette situation est encore plus défavora­ble ; la taille du turbofan est beaucoup plus importante et les entrées d’air et les tuyères propulsives sont moitié plus lour­des. La pénalisation de poids pour l’ins­tallation de moteurs à double flux est de l’ordre de 8.000 livres (3.600 kg) au moins, et ce poids supplémentaire ne peut pas être compensé par la petite amélioration de consommation spécifique.

Essais du moteur au banc-sol

Le plan de vol typique d’un avion de transport supersonique est de monter à 30.000 pieds à une vitesse indiquée com­prise entre 300 et 400 noeuds, et d’effec­tuer l’accélération transsonique à partir de 30.000 pieds à des vitesses comprises en­tre 400 et 500 nœuds, pour aboutir, entre 50.000 et 60.000 pieds, à une vitesse de croisière de l’ordre de 530 Kt. Cette vi­tesse correspond à Mach 2,2.

En dehors de la zone réduite, en des­sous de 10.000 pieds, où la pression est excédentaire, la pression d’entrée est tou­jours inférieure à la pression statique nor­male au niveau de la mer. Ceci est, en particulier, le cas des altitudes de croi­sière comprises entre 50.000 et 60.000 pieds.

Il s’ensuit que les essais d’endurance normaux au banc à une pression statique correspondant au niveau de la mer cou­vrent largement les pressions internes aux­quelles sera exposé le moteur et les char­ges aérodynamiques subies par les pales de compresseur et de turbine. Les températures d’entrée jusqu’à 40.000 pieds restent voisines de la température au niveau de la mer ISA. Au-dessus de cette altitude, la vitesse de l’avion de­vient supersonique. La température d’en­trée croît alors rapidement pour atteindre une valeur de 150°C en croisière super­sonique.

Pour simuler ces conditions, il est donc nécessaire de réchauffer l’air admis dans le moteur au cours des essais au banc-sol. Dans des conditions idéales, cet air devrait être réchauffé par un moyen élec­trique ou tout autre moyen qui ne con­somme pas l’oxygène de l’air, mais il est bien plus simple d’obtenir l’élévation de température d’entrée nécessaire en utilisant un réchauffage par combustion.

Finalement, il est possible d’effectuer les essais d’endurance sur un banc nor­mal, d’une manière plus simple, plus ra­pide et moins chère que si l’on devait re­courir à une chambre d’altitude

Nécessité du refroidissement des aubes de turbine

L’analyse du plan de vol précédent in­dique que le moteur doit être conçu pour fonctionner en régime de croisière continu avec une température d’entrée de 150°C. La température d’entrée de turbine doit être augmentée d’approximativement la même quantité, et finalement le moteur doit fonctionner avec une température d’entrée de turbine de 150°C plus élevée que la température normale d’un moteur subsonique, ce qui conduit au chiffre de 1.350° K. A cette haute température d’en­trée, il devient essentiel de refroidir par air les aubes de distributeurs et de tur­bines. L’expérience démontre que le re­froidissement par air, non seulement re­froidit les aubes, mais en même temps semble améliorer la répartition radiale des températures et, par conséquent, les contraintes, dans l’aube elle-même, qui peut provenir de l’hétérogénéité radiale des tem­pératures des gaz sortant de la chambre de combustion.

L’efficacité des trous de refroidissement des aubes peut être aisément déterminée au banc, en exposant l’aube à un jet de gaz chauds de vitesse et de température convenables, tout en alimentant séparé­ment les trous de refroidissement avec de l’air à la température et la pression cor­rectes. Pour ces essais, l’aube est main­tenue immobile ; l’efficacité du refroidis­sement est définie comme le quotient de la différence de températures entre les gaz chauds et l’aube, par la différence de températures entre les gaz chauds et l’air de refroidissement. Cette efficacité est mesurée en fonction du débit d’air de refroidissement, rapporté au débit des gaz chauds.

Si le débit de l’air de refroidissement est de 1 1/2 % du débit chaud, on ob­tient une efficacité de refroidissement de 0,45 ; si la température du flux chaud est de 1.350° K et la température de l’air de refroidissement de 700° K, on obtient un refroidissement de 290° C.

Il est ainsi possible de faire fonction­ner le moteur en toute sécurité à une température d’entrée de turbine plus éle­vée de 250° pour la même température des aubes, et cette marge est plus que suffisante pour satisfaire les exigences du vol à Mach 2,2.

Parallèlement, les recherches métallur­giques continuent afin de trouver de nou­veaux alliages capables de supporter une température plus élevée sans refroidisse­ment. Dans ce domaine, les alliages de Niobium forgés offrent la promesse d’une amélioration d’au moins 100° C sur tous les alliages existant actuellement pour la même résistance à la rupture. Si nous fai­sons l’inventaire de tous les progrès réa­lisés au cours des vingt dernières années dans les matériaux constituant les aubes de turbines, nous constatons qu’il y a eu une amélioration constante qu’on peut éva­luer en moyenne à 10° C par an pour les mêmes propriétés mécaniques. Si l’on ad­met que cette tendance se poursuivra (les recherches dans ce domaine sont plus actives que jamais), on pourra dans l’avenir augmenter la poussée des moteurs ac­tuels, en augmentant la température d’en­trée turbine pour faire face à l’inévitable accroissement du poids des avions. Un ac­croissement de la température d’entrée de turbine de 50° C accroît la poussée d’un moteur donné d’environ 10 % en croisière supersonique et ce gain devrait être réa­lisable au cours des 7 ou 10 prochaines années.

Système d’éjection

Le problème du système d’éjection est, par certains aspects, analogue à celui de l’entrée d’air. C’est un problème dans le­quel interviennent à la fois la configura­tion interne et les formes externes, l’adap­tation au moteur et le mariage avec l’avion.

Pour les long-courriers supersoniques dont la majeure partie du vol se déroule à un nombre de Mach supérieur à 2, le gain de performances que peut apporter un système d’éjection soigneusement étu­dié l’emporte largement sur les inconvé­nients résultat de son poids et de sa com­plexité. Ce gain est l’un des principaux éléments qui permettent maintenant d’en­visager favorablement des rayons d’action longtemps considérés comme irréalisables.

Réchauffe : Son emploi est interdit en croisière, si l’on veut conserver une con­sommation spécifique acceptable. Elle peut néanmoins être utile en cas de panne d’un moteur au décollage et permet, par ail­leurs, d’effectuer l’accélération transsoni­que à plus haute altitude et de réduire ainsi les effets au sol du bang so­nique.

Une telle réchauffe ne pose pas de problème de tenue des matériaux plus ar­dus que ceux déjà résolus pour l’Olympus et l’Atar, car les températures restent li­mitées. Les qualités à rechercher sont d’un autre ordre : le matériel doit présenter une endurance compatible avec les exigences du transport civil ; les pertes en croisière, postcombustion éteinte, doivent être in­signifiantes.

Adaptation des tuyères : Les conditions auxquelles le système d’éjection doit s’adapter varient dans de telles proportions qu’il n’est pas possible d’échapper à une géométrie variable. Mais il est pratiquement impossible de réaliser une tuyère dont la géométrie soit toujours adaptée. Comme toutes les ma­chines, le système d’éjection sera impar­fait. On est conduit à définir son effica­cité, et l’on adopte en général pour cela le rapport φ de la poussée que donne ef­fectivement le jet, ou poussée brute réelle, à la poussée maximum théorique que l’on obtiendrait par détente isentropique complète.

Rappelons que la poussée du propulseur, ou poussée nette Xn, est la différence entre la poussée brute du jet Xg et la traînée de quantité de mouvement de l’air admis dans le moteur Xo :

Xn = Xg — Xo

Il résulte de cette relation qu’une fai­ble variation de l’efficacité, à laquelle est proportionnelle la poussée brute, peut avoir une très importante répercus­sion sur la poussée du moteur et sur la consommation spécifique, dès que le rap­port Xo/Xg a une valeur notable, ce qui est en particulier le cas des régimes de croisière et des vols rapides. En croisière, à Mach 2.2 par exemple, ce rap­port est de l’ordre de 2/3.

Sur l’ensemble de la mission d’un avion transatlantique, une perte générale d’effi­cacité de tuyère de 5 %, tout le long du vol, se traduit, à charge utile donnée, par une augmentation de 5 % du poids total. Une telle augmentation peut pénali­ser fortement l’économie d’un projet.

Les procédés permettant un réglage de l’expansion des gaz par une variation de géométrie peuvent être classés en deux catégories.

La première est caractérisée par un corps central mobile qui, par son dépla­cement, assure les variations de section souhaitées.

Dans la deuxième, l’adaptation aux di­vers cas de vol est obtenue par déforma­tion des parois du divergent. Ce deuxième procédé, agissant par voie périphérique, apporte évidemment une efficacité plus grande, à égalité de difficultés de réalisa­tion mécanique et de bonne tenue.

Le divergent à parois déformables peut être heureusement complété par un pro­cédé aérodynamique qui permet d’éviter l’attachement du jet aux parois en subso­nique, tout en conservant la bonne effi­cacité du divergent adapté en supersoni­que. Ce procédé consiste à injecter dans le divergent, au voisinage du sol, un débit auxiliaire d’air “secondaire” à fai­ble énergie.

Cet air secondaire peut être fourni très simplement par les pièges à couche-limite de l’entrée. La tuyère à ventilation permet d’évacuer ainsi de façon très économique ce débit auxiliaire qui refroidit au passage le turboréacteur. En subsonique, le débit des pièges est insuffisant et doit être complété par de l’air admis directement par des ouvertures latérales.

Les essais d’un système d’éjection né­cessitent une installation complexe : le rapport de détente, la température des gaz du réacteur, l’air de ventilation doivent être fidèlement reproduits. Si de plus un tel banc, sans écoulement exter­ne, est à la rigueur suffisant pour exa­miner le fonctionnement interne en su­personique, il ne peut donner que des ren­seignements incomplets en subsonique. Il faut en ce cas avoir recours aux essais sur banc volant, ou à une soufflerie de la catégorie de celle de Modane.

Inversion de jet : Il existe deux types d’inverseurs : le premier opère par obs­truction complète du canal. Ses éléments mécaniques doivent alors encaisser des ef­forts considérables. Le second agit par induction et, de ce fait, par l’intermé­diaire d’éléments qui ne supportent qu’une fraction de la poussée des gaz. Ses obsta­cles peuvent s’escamoter dans le canal de ventilation. C’est la solution adoptée sur Concorde.

Silencieux : S’il est relativement facile de protéger les passagers et l’équipage contre les effets du bruit des moteurs, il est beaucoup plus difficile d’obtenir le même résultat pour les riverains des ter­rains d’aviation. Il est donc essentiel d’avoir un disponible particulier capable de réduire le niveau du bruit, voire d’amélio­rer le spectre du bruit au moment du décollage.

La difficulté du travail commence avec les pertes de poussée qu’apporte par na­ture un tel dispositif. Deux voies sont à ce titre en exploration : d’une part, la recherche des formes d’éjection optimales pour un niveau de bruit donné ; et, d’autre part, l’étude de dispositifs plus compliqués, éclipsables après le décollage.

Installation des propulseurs

Elle comprend en principe un coin di­rigé vers l’avant, qui déclenche l’onde de choc oblique correcte, un diffuseur d’en­trée, avec une onde de choc normale au col, un moteur ou générateur de gaz, un canal, un convergent, et finalement une tuyère divergente qui détend le gaz jus­qu’à la pression ambiante.

Pour que cette entrée d’air puisse fonc­tionner avec le maximum d’efficacité, il est nécessaire de prévoir 2 pièges à cou­che limite, l’un au bord d’attaque du coin, et l’autre au col du diffuseur, afin de permettre au diffuseur de fournir la récu­pération de pression maximum. L’air ainsi prélevé contourne le moteur ; il est di­rigé à travers le propulseur vers le col de la tuyère propulsive, d’où il est éjecté par le jet.

II est intéressant d’analyser les forces de poussée et de traînée qui intervien­nent dans le propulseur.

Puisque la paroi avant du coin est le siège d’une surpression, il est clair que cet élément transmet une traînée. Le cal­cul montre qu’elle est égale à 12 % de la poussée nette du moteur à Mach 2,2.

Il y a une importante augmentation de pression statique dans le diffuseur d’en­trée, et la distribution des pressions sur les parois internes est telle que cet en­semble exerce une poussée vers l’avant qui représente au moins 75 % de la pous­sée nette totale du propulseur.

Assez paradoxalement, le moteur et la tuyère eux-mêmes ne fournissent que 8 % de la poussée nette. Ceci provient de ce que les efforts exercés sur le compres­seur sont dirigés vers l’avant, alors que les efforts exercés sur la chambre de combus­tion, les turbines et le canal sont dirigés vers l’arrière. Leur différence ne représente que 8 % de la poussée nette.

Enfin, la poussée exercée par la partie divergente de la tuyère atteint 29 % de la poussée nette.

Les chiffres ci-dessus nous amènent à la conclusion étonnante que les deux élé­ments les plus importants de tout le mo­teur sont l’entrée d’air et la tuyère di­vergente. Elles exercent à elles seules la presque totalité de la poussée nette, et il est clair que leur rendement est d’une importance primordiale dans la détermina­tion des performances du propulseur.

Il est évident aussi qu’il est extrêmement important de dimensionner et de si­tuer correctement les pièges à couche li­mite de l’entrée d’air, car bien que ces pièges constituent une traînée, l’amélioration du rendement qu’ils procurent com­pense largement cet inconvénient.

Le rayon d’action

Quel rayon d’action peut atteindre un avion supersonique ?

Supposons que le carburant utilisé pen­dant la croisière représente 45 % de la masse de l’avion au début de la croisière ; le rayon d’action en fonction du nombre de Mach est illustré par la figure suivante :

Ce graphique montre que le rayon d’action d’une famille d’avions utilisant tous la même quantité de carburant au cours de leur croisière, et conçus pour avoir la meilleure finesse adaptée à leur nombre de Mach, atteint un maximum de 5.500 miles nautiques à Mach 0.8, puis décroît brutalement jusqu’à 4.000 miles nautiques pour Mach 1.5, et croît ensuite progressi­vement lorsque le nombre de Mach aug­mente jusqu’à Mach 5.

On admet implicitement dans ce calcul que l’avion vole à l’altitude appropriée pour permettre à l’aile ou aux surfaces portantes de fonctionner à la finesse la mieux adaptée au nombre de Mach. Il semble peut-être surprenant que la péna­lisation en rayon d’action soit si faible aux hautes vitesses. Le calcul montre que la gamme de vitesses comprise entre Mach 1,0 et Mach 2,0 doit être évitée, et jus­tifie notre choix d’une vitesse supérieure à Mach 2,0 pour le prochain transport su­personique.

A Mach 2,2, le rayon d’action est de l’ordre de 4.500 miles nautiques. Ce rayon d’action est suffisant pour les parcours transatlantiques tels que Londres-New York, ou Paris-New York.

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