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

Les moteurs à réaction fabriquent leur jet à partir de propergol stocké dans des réservoirs fixés au moteur (comme dans une « fusée ») ainsi que dans des moteurs à conduit (ceux couramment utilisés sur les avions) en ingérant un fluide extérieur (très typiquement de l’air) et en l’expulsant à plus grande vitesse.

nozzleEdit propulseur

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

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

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

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

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

ThrustEdit

Efficacité énergétique relative aux moteurs à réaction des aéronefs

Cet aperçu met en évidence les pertes d’énergie qui se produisent dans les groupes motopropulseurs complets des avions à réaction ou les installations de moteurs.

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

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

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

Le rendement du moteur, ou rendement thermique, appelé η t h{\displaystyle\eta_{th}}

. dépend des paramètres du cycle thermodynamique, de la pression et de la température maximales et de l’efficacité des composants, η c o m p r e s s o r {\displaystyle\eta_{compressor}}

, η c o m b u s t i o n {\displaystyle\eta _{combustion}}

et η t u r b i n e {\displaystyle\eta_{turbine}}

et pertes de pression dans les conduits.

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

Toutes les considérations ci-dessus sont fondamentales pour que le moteur tourne seul et, en même temps, ne fasse rien d’utile, c’est-à-dire qu’il ne déplace pas un avion ou n’alimente pas en énergie les systèmes électrique, hydraulique et pneumatique de l’avion. Dans l’avion, le moteur dégage une partie de son potentiel de production de poussée, ou de carburant, pour alimenter ces systèmes. Ces exigences, qui entraînent des pertes d’installation, réduisent son efficacité. Il utilise du carburant qui ne contribue pas à la poussée du moteur.

Enfin, lorsque l’avion vole, le jet propulseur lui-même contient de l’énergie cinétique gaspillée après avoir quitté le moteur. Ceci est quantifié par le terme d’efficacité propulsive, ou Froude, ηp{\displaystyle\eta_{p}}

et peut être réduit en repensant le moteur pour lui donner un débit de dérivation et une vitesse inférieure pour le jet propulseur, par exemple en tant que turbopropulseur ou turboréacteur. En même temps, la vitesse d’avancement augmente le η t h{\displaystyle\eta_{th}}

en augmentant le rapport de pression global.

L’efficacité globale du moteur à la vitesse de vol est définie comme η o = η p η t h {\displaystyle\eta_{o}= \eta_{p}\eta_{th}}

.

Le η o {\displaystyle\eta_{o}}

à la vitesse de vol dépend de la façon dont l’admission comprime l’air avant qu’il ne soit remis aux compresseurs du moteur. Le taux de compression d’admission, qui peut atteindre 32:1 à Mach 3, s’ajoute à celui du compresseur moteur pour donner le rapport de pression global et η t h{\displaystyle\eta_{th}}

pour le cycle thermodynamique. Son efficacité est définie par sa récupération de pression ou la mesure des pertes dans l’admission. Le vol habité Mach 3 a fourni une illustration intéressante de la façon dont ces pertes peuvent augmenter considérablement en un instant. Le North American XB-70 Valkyrie et le Lockheed SR-71 Blackbird à Mach 3 avaient chacun des récupérations de pression d’environ 0.8, en raison de pertes relativement faibles pendant le processus de compression, c’est-à-dire à travers des systèmes de chocs multiples. Lors d’un « démarrage », le système de choc efficace serait remplacé par un choc unique très inefficace au-delà de l’entrée et une récupération de pression d’admission d’environ 0,3 et un rapport de pression correspondant faible.

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

Bien qu’un moteur de dérivation améliore l’efficacité propulsive, il subit des pertes propres à l’intérieur du moteur lui-même. Des machines doivent être ajoutées pour transférer l’énergie du générateur de gaz vers un flux d’air de dérivation. La faible perte de la tuyère propulsive d’un turboréacteur s’ajoute aux pertes supplémentaires dues aux inefficacités de la turbine et du ventilateur ajoutés. Ceux-ci peuvent être inclus dans une efficacité de transmission ou de transfert η T {\displaystyle\eta_{T}}

. Cependant, ces pertes sont plus que compensées par l’amélioration de l’efficacité propulsive. Il y a également des pertes de charge supplémentaires dans le conduit de dérivation et une buse de propulsion supplémentaire.

Avec l’avènement des turboréacteurs avec leurs machines déficitaires, ce qui se passe à l’intérieur du moteur a été séparé par Bennett, par exemple, entre le générateur de gaz et les machines de transfert, ce qui donne η o = η p η t h η T {\displaystyle\eta_{o} = \eta_{p}\eta_{th}\eta_{T}}

.

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

L’efficacité énergétique (η o{\displaystyle\eta_{o}}

) des moteurs à réaction installés dans les véhicules comporte deux composantes principales:

• l’efficacité propulsive (η p{\displaystyle\eta_{p}}
  

  ): quelle quantité d’énergie du jet se retrouve dans la carrosserie du véhicule plutôt que d’être emportée sous forme d’énergie cinétique du jet.

• efficacité du cycle(η t h{\displaystyle\eta_{th}}
  

  ): efficacité avec laquelle le moteur peut accélérer le jet

Même si l’efficacité énergétique globale η o{\displaystyle\eta_{o}}

est: η o = ηp η t h {\displaystyle\eta_{o} = \eta_{p}\eta_{th}}

pour tous les moteurs à réaction, l’efficacité propulsive est la plus élevée lorsque la vitesse du jet d’échappement se rapproche de la vitesse du véhicule car cela donne le plus petit résidu énergie cinétique. Pour un moteur à air comprimé, une vitesse d’échappement égale à la vitesse du véhicule, ou un η p {\displaystyle\eta_{p}}

égal à un, donne une poussée nulle sans changement de moment net. La formule pour les moteurs respirants se déplaçant à la vitesse v {\displaystyle v}

avec une vitesse d’échappement v e {\displaystyle v_{e}}

, et en négligeant le débit de carburant, est : η p = 2 1 +v e v {\ displaystyle\eta_{p} = {\frac{2}{1+{\frac{v_{e}}{v}}}}}

Et pour une fusée:

η p = 2(v v e) 1 +(v v e) 2 {\displaystyle\eta_{p} = {\frac{2\,({\frac{v}{v_{e}}})}{1+({\ frac {v} {v_{e}}})^{2}}}}

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

Efficacité de combustion typique d’une turbine à gaz d’avion sur la plage de fonctionnement.

Limites typiques de stabilité à la combustion d’une turbine à gaz d’avion.

L’efficacité de combustion de la plupart des moteurs à turbine à gaz des avions dans des conditions de décollage au niveau de la merest de près de 100%. Il diminue de manière non linéaire jusqu’à 98% en conditions de croisière en altitude. Le rapport air-carburant varie de 50:1 à 130:1. Pour tout type de chambre de combustion, il existe une limite riche et faible au rapport air-carburant, au-delà de laquelle la flamme est éteinte. La plage de rapport air-carburant entre les limites riches et faibles est réduite avec une augmentation de la vitesse de l’air. Si l’augmentation du débit massique d’air réduit le rapport de carburant en dessous d’une certaine valeur, l’extinction de la flamme se produit.

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

Consommation de carburant ou de propulsemodifier

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

Pour les moteurs à respiration d’air tels que les turboréacteurs, l’efficacité énergétique et l’efficacité du propulseur (carburant) sont à peu près la même chose, car le propulseur est un carburant et la source d’énergie. Dans les fusées, le propulseur est également l’échappement, ce qui signifie qu’un propulseur à haute énergie donne une meilleure efficacité du propulseur, mais peut dans certains cas donner une efficacité énergétique plus faible.

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

Rapport poussée/poids

Le rapport poussée/poids de les moteurs à réaction avec des configurations similaires varient avec l’échelle, mais sont principalement fonction de la technologie de construction des moteurs. Pour un moteur donné, plus le moteur est léger, meilleure est la poussée par rapport au poids, moins le carburant est utilisé pour compenser la traînée due à la portance nécessaire pour supporter le poids du moteur, ou pour accélérer la masse du moteur.

Comme on peut le voir dans le tableau suivant, les moteurs-fusées atteignent généralement des rapports poussée / poids beaucoup plus élevés que les moteurs à conduit tels que les turboréacteurs et les turboréacteurs. Ceci est principalement dû au fait que les fusées utilisent presque universellement une masse réactionnelle liquide ou solide dense qui donne un volume beaucoup plus petit et donc le système de pressurisation qui alimente la buse est beaucoup plus petit et plus léger pour les mêmes performances. Les moteurs à conduit doivent faire face à de l’air qui est de deux à trois ordres de grandeur moins dense, ce qui donne des pressions sur des zones beaucoup plus grandes, ce qui entraîne la nécessité de plus de matériaux d’ingénierie pour maintenir le moteur ensemble et le compresseur d’air.

Comparaison des typesEdit

Comparaison de l’efficacité propulsive pour diverses configurations de moteurs à turbine à gaz

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

D’autre part, les turboréacteurs accélèrent un débit massique beaucoup plus faible d’air d’admission et de carburant brûlé, mais ils le rejettent ensuite à très grande vitesse. Lorsqu’une buse de Laval est utilisée pour accélérer l’échappement d’un moteur chaud, la vitesse de sortie peut être localement supersonique. Les turboréacteurs sont particulièrement adaptés aux aéronefs voyageant à très grande vitesse.

Les turboréacteurs ont un échappement mixte constitué de l’air de dérivation et du gaz de produit de combustion chaud provenant du moteur central. La quantité d’air qui contourne le moteur central par rapport à la quantité qui s’écoule dans le moteur détermine ce qu’on appelle le rapport de dérivation (BPR) d’un turboréacteur.

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

La poussée nette (FN) générée par un turboréacteur peut également être étendue comme:

F N = m e v h e − m o v a + B P R (m c v f) {\displaystyle F_ {N} = {\dot{m}}_{e} v_{e}-{\dot{m}} _{a} v_{a} +BPR\, ({\dot{m}}_{c}v_{f})}

où:

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

Altitude et vitessedit

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

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

À des altitudes plus modestes, voler plus vite comprime l’air à l’avant du moteur, ce qui réchauffe considérablement l’air. On pense généralement que la limite supérieure est d’environ Mach 5-8, comme ci-dessus environ Mach 5,5, l’azote atmosphérique a tendance à réagir en raison des températures élevées à l’entrée et cela consomme une énergie importante. L’exception à cela est les scramjets qui peuvent atteindre environ Mach 15 ou plus, car ils évitent de ralentir l’air, et les fusées n’ont à nouveau pas de limite de vitesse particulière.

NoiseEdit

Le bruit émis par un moteur à réaction a de nombreuses sources. Il s’agit notamment, dans le cas des moteurs à turbine à gaz, du ventilateur, du compresseur, de la chambre de combustion, de la turbine et du/des jet(s) propulseur(s).

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

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

Refroidissementmodifier

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

Après 2016, des recherches sont en cours dans le développement de techniques de refroidissement par transpiration pour les composants des moteurs à réaction.