Processus d analyse systématique des configurations moteurs idéales (Avant Projet Moteur)

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Micheline Ringuette
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1 Processus d analyse systématique des configurations moteurs idéales (Avant Projet Moteur)

2 Préliminaires : Quelques notions de mécanique des fluides : Pression d arrêt : π r = ( 1+ γ 1 2 M 2 0 ) γ γ 1 = P t0 P 0 Température d arrêt : τ r =1+ γ 1 2 M 2 0 = T t 0 T 0

3 Conventions :

4 But de l avant projet moteur : Exprimer la poussée spécifique et la consommation spécifique en fonction des paramètres qui caractérisent les différents organes du moteur Choisir l architecture moteur en fonction du besoin avion

5 Etape 1 : Calcul de la poussée T =(ṁ 9 V 9 ṁ 0 V 0 )+A 9 (P 9 P 0 ) Calcul de la poussée spécifique T ṁ 0 = a 0 M 0 (ṁ9v 9 ṁ 0 V 0 1) + A 9 ṁ 0 (P 9 P 0 ) Calcul de l impulsion spécifique I sp = T ṁ 0 g = a 0M 0 g (ṁ9v 9 ṁ 0 V 0 1) + A 9 ṁ 0 g (P 9 P 0 )

6 Etape 2 : T ṁ 0 = a 0 M 0 (ṁ9v 9 ṁ 0 V 0 1) + A 9 ṁ 0 (P 9 P 0 ) Il faut calculer : V 9 V 0 ( V9 ) 2 = γ 9r 9 ( T9 )( M9 ) 2 V 0 γ 0 r 0 T 0 M 0

7 Etape 3 : ( V9 ) 2 = γ 9r 9 ( T9 )( M9 ) 2 V 0 γ 0 r 0 T 0 M 0 Il faut calculer : M 9 M 2 9 = 2 γ 1 [ (Pt9 P 9 ) γ 1 γ 1 ] P t9 P 9 = P 0 P 9 π r π d π c π b π t π AB π n

8 Etape 4 : ( V9 ) 2 = γ 9r 9 ( T9 )( M9 ) 2 V 0 γ 0 r 0 T 0 M 0 Il faut calculer : T 9 T 0 T 9 T 0 = T t9 T 0 ( ) γ 1 Pt9 γ P 9 Il faut calculer : T t9 T 0 T t9 T 0 = τ r τ d τ c τ b τ t τ AB τ n

9 Etape 5 : Il faut calculer : f = ṁf ṁ a Faire un bilan d enthalpie totale sur la chambre de combustion ṁ 0,T t3 ṁ f +ṁ 0,T t4 ṁ f,h f = c pt 0 h (τ λ τ r τ d τ c )

10 Etape 6 : Faire un bilan d enthalpie sur l ensemble turbine compresseur pour caractériser la turbine en fonction des besoins du compresseur C T τ t = (1 + f)τ λ τ r τ d (τ c 1) (1 + f)τ λ

11 Etape 7 et 8 : Reprendre toutes les étapes précédentes pour calculer la poussée spécifique et la consommation spécifique S = ṁf T = f T/ṁ 0

12 Etape 9 : Calcul des rendements η = u 0T ṁ f h Puissance de l avion Puissance dégagée par la combustion η p = Propulsif u 0 T 1 2ṁ0(u 2 9 u2 0 ) η th = Thermique 1 2ṁ0(u 2 9 u 2 0) ṁ f h

13 Processus idéaux : Processus isentropiques (réversibles et adiabatique) au niveau du diffuseur, de la soufflante, de la turbine et de la tuyère de sortie τ d = τ n =1 π d = π n =1 τ c = π γ 1 γ c τ t = π t γ 1 γ ṁ f << ṁ 0 => ṁ = ṁ f +ṁ 0 = ṁ 0 c p = constante P 9 = P 0 π b = π AB =1

14 Etudes des différents moteurs Le statoréacteurs Le turboréacteur simple flux sans réchauffe Le turboréacteur simple flux avec réchauffe Le turboréacteur double flux

15 Le statoréacteur : Chambre de combustion Diffuseur Tuyère

16 LEDUC :

17 Etude systématique : Etape 1 : T ṁ 0 = a 0 M 0 ( V9 V 0 1 ) ( V9 ) 2 = ( T9 )( M9 ) 2 Etape 2 : V 0 T 0 M 0 Etape 3 : P t 9 P 9 = π r M 9 = M 0 Etape 4 : T 9 T 0 = τ b Etape 5 : f = c pt 0 h (τ λ τ r )

18 Etude systématique : T ṁ 0 = a 0 M 0 ( τ b 1) S = c pt 0 τ r ha 0 M 0 [ τb 1 τb 1 ] η p = 2 τλ +1 τr η th =1 1 τ r

21 Turboréacteur simple flux : Chambre de combustion Post Combustion Tuyère Compresseur Turbine

22 ATAR : Etendard, Super Etendard Mirage III, IV, V, F1 Compresseur 9 étages Post Combustion Tuyère à section variable Poussée avec PC 70 kn ( lb) Poussée sans PC 50 kn ( lb) Consommation spécifique avec PC 2,00 kg/dan.h Consommation spécifique sans PC 0,98 kg/dan.h TET (Température Entrée Turbine) K (930 C) Taux de compression 6,15

23 ATAR : prototype

24 ATAR : Mirage III

26 Etude systématique : Etape 1 : T ṁ 0 = a 0 M 0 ( V9 V 0 1 ) ( V9 ) 2 = ( T9 )( M9 ) 2 Etape 2 : V 0 T 0 M 0 Etape 3 : M 2 9 = 2 γ 1 [τ rτ c τ t 1] Etape 4 : T 9 T 0 = τ b Etape 5 : f = c pt 0 h (τ λ τ r τ c ) Etape 6 : τ t =1 τ r τ λ (τ c 1)

27 Etude systématique : T ṁ 0 = a 0 [ 2 γ 1 τ λ τ r τ c (τ r τ c τ t 1) M 0 ] S = c p T 0 (τ λ τ r τ c ) [ ] a 0 h 2 τ λ (τ γ 1 τ r τ c r τ c τ t 1) M 0 η th =1 1 τ r τ c η p = 2 γ 1 2M 0 τ λ τ r τ c (τ r τ c τ t 1) + M 0

30 Turboréacteur avec réchauffe : Chambre de combustion Post Combustion Tuyère Compresseur Turbine

31 Etude systématique : Etape 1 : T ṁ 0 = a 0 M 0 ( V9 V 0 1 ) ( V9 ) 2 = ( T9 )( M9 ) 2 Etape 2 : V 0 T 0 M 0 Etape 3 : M 2 9 = 2 γ 1 [τ rτ c τ t 1] Etape 4 : T 9 T 0 = τ λab τ r τ c τ t Etape 5 : f = c pt 0 h (τ λab τ r ) Etape 6 : τ t =1 τ r τ λ (τ c 1)

34 Double flux civil :

35 CFM 56 5B A319, A320, A321 Compresseur BP 3 étages Compresseur HP 9 étages Turbine HP à 1 étage Turbine BP à 4 étages Poussée max. au décollage (kn) 133,50 Taux de dilution 5.5 Poussée max. en montée (kn) 28,50 Taux de compression général 34.4 Longueur (mm) Diamètre de soufflante (mm) 1 735

36 CFM 56 5C : A340 Compresseur BP 3 étages Compresseur HP 9 étages Turbine HP à 1 étage Turbine BP à 5 étages Poussée max. au décollage (kn) 139,00 Taux de dilution 6,6 Poussée max. en montée (kn) 33,78 Taux de compression général 38,3 Longueur (mm) Diamètre de soufflante (mm) 1 836

37 CFM 56 7 : B 737 Poussée max. au décollage (kn) 87,00 Taux de dilution 5,5 Poussée max. en montée (kn) 26,50 Taux de compression général 32,70 Longueur (mm) Diamètre de soufflante (mm) 1 550

38 GE 90 : B B 747 Compresseur BP 3 étages Compresseur HP 10 étages Turbine HP à 2 étage Turbine BP à 6 étages Poussée max. au décollage (kn) 332,00 Taux de dilution 8,4 à 9 Longueur (mm) Diamètre de soufflante (mm) 3 124

39 Double flux militaire :

40 LARZAC : Alphajet Compresseur BP 2 étages Compresseur HP 4 étages Turbine HP à 1 étage Turbine BP à 1 étages Poussée max. (kn) 13,2-14,2 Taux de dilution 1,13-1,04 Température entrée turbine (K) Consommation spécifique (kg/dan h) 0,73-0,76 Taux de compression général 10,5-11,1 Longueur (mm) Diamètre de soufflante (mm) 452 Masse (kg) 265

41 M53-P2 : Mirage Compresseur BP 3 étages Compresseur HP 5 étages Turbine bi-étage étage Post combustion sans PC / avec PC Poussée max. (kn) Taux de dilution 0,36 Température entrée turbine (K) Consommation spécifique (kg/dan h) 0,9-2,1 Taux de compression général 9,8 Longueur (mm) Diamètre de soufflante (mm) 756 Masse (kg) 1515

42 M88 : Rafale Compresseur BP 3 étages Compresseur HP 6 étages Turbine HP à 1 étage Turbine BP à 1 étages sans PC / avec PC Poussée max. (kn) Taux de dilution 0,3 Température entrée turbine (K) Consommation spécifique (kg/dan h) 0,8-1,8 Taux de compression général 24 Longueur (mm) Diamètre de soufflante (mm) 696 Masse (kg) 897

43 EJ 200: Eurofighter Compresseur BP 3 étages Compresseur HP 5 étages Turbine HP à 1 étage Turbine BP à 1 étages sans PC / avec PC Poussée max. (kn)? - 90 Taux de dilution 0.3 Température entrée turbine (K) Consommation spécifique (kg/dan h) Taux de compression général Longueur (mm) Diamètre de soufflante (mm) Masse (kg)

44 Etape 1 : T ṁ 0 = a 0 1+α Etude systématique : [ V9 V 0 M 0 + α ( V9 V 0 M 0 )] Etape 2 : ( V9 ) 2 = ( T9 )( M9 ) 2 ( V9 ) 2 = ( T9 )( M9 ) 2 V 0 T 0 M 0 V 0 T 0 M 0 Etape 3 : M9 2 = 2 γ 1 [τ rτ c τ t 1] M9 2 = 2 γ 1 [τ rτ f 1]

45 Etude systématique : Etape 4 : T 9 T 0 = τ b = τ λ τ r τ c T 9 = T 0 Etape 5 : f = ṁf ṁ c = c pt 0 h (τ λ τ r τ c ) Etape 6 : τ t =1 τ r τ λ [(τ c 1) + α(τ c 1)]

46 double flux : T ṁ 0 = a 0 1+α [ 2 γ 1 ( τ λ τ r [τ c 1+α(τ c 1)] τ ) λ τ r τ c M 0 + α ( ) ] 2 γ 1 (τ c τ r 1) M 0 S = f (1 + α)(t/ṁ 0 )

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