Aéronefs : moteurs à turbine

Un turbomoteur d'avion se compose d'une entrée d'air, d'un compresseur, de chambres de combustion, d'une section de turbine et d'un échappement. La poussée est produite en augmentant la vitesse de l'air circulant dans le moteur. Les moteurs à turbine sont des groupes motopropulseurs d'avions très recherchés. Ils se caractérisent par un fonctionnement en douceur et un rapport puissance/poids élevé, et ils utilisent du carburéacteur facilement disponible. Avant les progrès récents dans les matériaux, la conception des moteurs et les processus de fabrication, l'utilisation de moteurs à turbine dans les avions de production petits / légers était d'un coût prohibitif. Aujourd'hui, plusieurs constructeurs aéronautiques produisent ou envisagent de produire des avions à turbine petits/légers. Ces petits avions à turbine peuvent généralement accueillir entre trois et sept passagers et sont appelés jets très légers (VLJ) ou microjets.

Types de moteurs à turbine

Les moteurs à turbine sont classés selon le type de compresseurs qu'ils utilisent. Il existe trois types de compresseurs : à flux centrifuge, à flux axial et à flux centrifuge-axial. La compression de l'air d'admission est obtenue dans un moteur à écoulement centrifuge en accélérant l'air vers l'extérieur perpendiculairement à l'axe longitudinal de la machine. Le moteur à flux axial comprime l'air par une série de profils aérodynamiques rotatifs et fixes déplaçant l'air parallèlement à l'axe longitudinal. La conception à flux centrifuge-axial utilise les deux types de compresseurs pour obtenir la compression souhaitée.

Le chemin emprunté par l'air dans le moteur et la manière dont la puissance est produite déterminent le type de moteur. Il existe quatre types de moteurs à turbine d'avion : turboréacteur, turbopropulseur, turbosoufflante et turbomoteur. 

Turboréacteur 

Le turboréacteur se compose de quatre sections : compresseur, chambre de combustion, section turbine et échappement. La section compresseur fait passer l'air d'admission à grande vitesse vers la chambre de combustion. La chambre de combustion contient l'entrée de carburant et l'allumeur pour la combustion. L'air en expansion entraîne une turbine, qui est reliée par un arbre au compresseur, soutenant le fonctionnement du moteur. Les gaz d'échappement accélérés du moteur fournissent la poussée. Il s'agit d'une application de base de la compression de l'air, de l'allumage du mélange air-carburant, de la production d'énergie pour assurer le fonctionnement du moteur et de l'échappement pour la propulsion.

Les turboréacteurs sont limités en autonomie et en endurance. Ils sont également lents à répondre aux applications d'accélérateur à des vitesses de compresseur lentes.

Turbopropulseur

Un turbopropulseur est un moteur à turbine qui entraîne une hélice via un réducteur. Les gaz d'échappement entraînent une turbine de puissance reliée par un arbre qui entraîne l'ensemble réducteur. L'engrenage de réduction est nécessaire dans les turbopropulseurs car les performances optimales de l'hélice sont obtenues à des vitesses beaucoup plus lentes que le régime de fonctionnement du moteur. Les turbopropulseurs sont un compromis entre les turboréacteurs et les moteurs alternatifs. Les turbopropulseurs sont plus efficaces à des vitesses comprises entre 250 et 400 mph et à des altitudes comprises entre 18 000 et 30 000 pieds. Ils fonctionnent également bien aux vitesses lentes requises pour le décollage et l'atterrissage et sont économes en carburant. La consommation de carburant spécifique minimale du turbopropulseur est normalement disponible dans la plage d'altitude de 25 000 pieds à la tropopause. 

Turboréacteur

Les turboréacteurs ont été développés pour combiner certaines des meilleures caractéristiques du turboréacteur et du turbopropulseur. Les turbosoufflantes sont conçues pour créer une poussée supplémentaire en détournant un flux d'air secondaire autour de la chambre de combustion. L'air de dérivation du turboréacteur génère une poussée accrue, refroidit le moteur et contribue à la suppression du bruit d'échappement. Cela offre une vitesse de croisière de type turboréacteur et une consommation de carburant réduite.

L'air d'admission qui traverse un turboréacteur est généralement divisé en deux flux d'air distincts. Un flux traverse le cœur du moteur, tandis qu'un second flux contourne le cœur du moteur. C'est ce flux d'air de dérivation qui est à l'origine du terme « moteur de dérivation ». Le taux de dérivation d'un turboréacteur fait référence au rapport du débit d'air massique qui traverse le ventilateur divisé par le débit d'air massique qui traverse le cœur du moteur. 

Turbomoteur

Le quatrième type courant de moteur à réaction est le turbomoteur. Il fournit de la puissance à un arbre qui entraîne autre chose qu'une hélice. La plus grande différence entre un turboréacteur et un turbomoteur est que sur un turbomoteur, la majeure partie de l'énergie produite par les gaz en expansion est utilisée pour entraîner une turbine plutôt que pour produire de la poussée. De nombreux hélicoptères utilisent un turbomoteur à turbine à gaz. De plus, les turbomoteurs sont largement utilisés comme groupes auxiliaires de puissance sur les gros porteurs.

Instruments de moteur à turbine

Les instruments du moteur qui indiquent la pression d'huile, la température de l'huile, le régime moteur, la température des gaz d'échappement et le débit de carburant sont communs aux moteurs à turbine et à pistons. Cependant, certains instruments sont propres aux moteurs à turbine. Ces instruments fournissent des indications sur le rapport de pression du moteur, la pression de refoulement de la turbine et le couple. De plus, la plupart des moteurs à turbine à gaz sont équipés de plusieurs instruments de détection de température, appelés thermocouples, qui fournissent aux pilotes des lectures de température dans et autour de la section de turbine.

Rapport de pression du moteur (EPR)

Une jauge de rapport de pression moteur (EPR) est utilisée pour indiquer la puissance de sortie d'un turboréacteur / turbosoufflante. L'EPR est le rapport entre le refoulement de la turbine et la pression d'entrée du compresseur. Les mesures de pression sont enregistrées par des sondes installées à l'admission du moteur et à l'échappement. Une fois collectées, les données sont envoyées à un transducteur de pression différentielle, qui est indiqué sur une jauge EPR du poste de pilotage. 

La conception du système EPR compense automatiquement les effets de la vitesse et de l'altitude. Les changements de température ambiante nécessitent qu'une correction soit appliquée aux indications EPR pour fournir des réglages de puissance moteur précis. 

Température des gaz d'échappement (EGT)

Un facteur limitant dans un moteur à turbine à gaz est la température de la section de turbine. La température d'une section de turbine doit être surveillée de près pour éviter la surchauffe des aubes de turbine et d'autres composants de la section d'échappement. Une façon courante de surveiller la température d'une section de turbine est d'utiliser une jauge EGT. L'EGT est une limite de fonctionnement du moteur utilisée pour surveiller les conditions générales de fonctionnement du moteur.

Les variantes des systèmes EGT portent des noms différents en fonction de l'emplacement des capteurs de température. Les jauges de détection de température de turbine courantes comprennent la jauge de température d'entrée de turbine (TIT), la jauge de température de sortie de turbine (TOT), la jauge de température de turbine intermédiaire (ITT) et la jauge de température de gaz de turbine (TGT).

Couplemètre 

La puissance de sortie du turbopropulseur/turbomoteur est mesurée par le couplemètre. Le couple est une force de torsion appliquée à un arbre. Le couplemètre mesure la puissance appliquée à l'arbre. 

Les turbopropulseurs et les turbomoteurs sont conçus pour produire un couple pour entraîner une hélice. Les couplemètres sont calibrés en unités de pourcentage, pieds-livres ou psi. 

Indicateur N1 

N1 représente la vitesse de rotation du compresseur basse pression et est présenté sur l'indicateur en pourcentage du régime nominal. Après le démarrage, la vitesse du compresseur basse pression est régie par la roue de turbine N1. La roue de turbine N1 est reliée au compresseur basse pression par un arbre concentrique. 

Indicateur N2 

N2 représente la vitesse de rotation du compresseur haute pression et est présenté sur l'indicateur en pourcentage du régime nominal. Le compresseur haute pression est piloté par la roue de turbine N2. La roue de turbine N2 est reliée au compresseur haute pression par un arbre concentrique.

Considérations opérationnelles sur les moteurs à turbine

La grande variété de moteurs à turbine rend impossible la couverture de procédures opérationnelles spécifiques, mais il existe certaines considérations opérationnelles communes à tous les moteurs à turbine. Il s'agit des limites de température du moteur, des dommages causés par des corps étrangers, du démarrage à chaud, du décrochage du compresseur et de l'extinction. 

Limites de température du moteur 

La température la plus élevée dans n'importe quel moteur à turbine se produit à l'entrée de la turbine. Le TIT est donc généralement le facteur limitant du fonctionnement des turbomachines. 

Variations de poussée 

La poussée du moteur à turbine varie directement avec la densité de l'air. À mesure que la densité de l'air diminue, la poussée diminue également. De plus, étant donné que la densité de l'air diminue avec une augmentation de la température, l'augmentation des températures entraîne également une diminution de la poussée. Alors que les moteurs à turbine et à pistons sont affectés dans une certaine mesure par une humidité relative élevée, les moteurs à turbine subiront une perte de poussée négligeable, tandis que les moteurs à pistons subiront une perte importante de puissance au frein. 

Dommages causés par des corps étrangers (FOD)

En raison de la conception et de la fonction de l'entrée d'air d'un moteur à turbine, la possibilité d'ingestion de débris existe toujours. Cela provoque des dommages importants, notamment au niveau des sections de compresseur et de turbine. Lorsque l'ingestion de débris se produit, on parle de dommage par corps étranger (FOD). Les FOD typiques consistent en de petites entailles et bosses causées par l'ingestion de petits objets de la rampe, de la voie de circulation ou de la piste, mais des dommages FOD causés par des impacts d'oiseaux ou l'ingestion de glace se produisent également. Parfois, les FOD entraînent la destruction totale d'un moteur.

La prévention des FOD est une priorité. Certaines entrées de moteur ont tendance à former un vortex entre le sol et l'entrée lors des opérations au sol. Un dissipateur de vortex peut être installé sur ces moteurs. D'autres dispositifs, tels que des écrans et/ou des déflecteurs, peuvent également être utilisés. Les procédures de prévol comprennent une inspection visuelle pour tout signe de FOD. 

Démarrage à chaud / suspendu du moteur à turbine

Lorsque l'EGT dépasse la limite de sécurité d'un avion, il subit un "démarrage à chaud". Cela est dû à une trop grande quantité de carburant entrant dans la chambre de combustion ou à un régime de turbine insuffisant. Chaque fois qu'un moteur démarre à chaud, reportez-vous à l'AFM/POH ou à un manuel d'entretien approprié pour connaître les exigences d'inspection. 

Si le moteur n'accélère pas à la vitesse appropriée après l'allumage ou n'accélère pas au régime de ralenti, un démarrage suspendu ou faux s'est produit. Un démarrage suspendu peut être causé par une source d'alimentation de démarrage insuffisante ou un dysfonctionnement du contrôle du carburant.

Blocages de compresseur 

Les aubes de compresseur sont de petits profils aérodynamiques et sont soumises aux mêmes principes aérodynamiques qui s'appliquent à tout profil aérodynamique. Une aube de compresseur a un AOA qui résulte de la vitesse de l'air d'admission et de la vitesse de rotation du compresseur. Ces deux forces se combinent pour former un vecteur, qui définit l'angle d'attaque réel du profil aérodynamique par rapport à l'air d'admission qui approche.

Un décrochage du compresseur est un déséquilibre entre les deux grandeurs vectorielles, la vitesse d'admission et la vitesse de rotation du compresseur. Les décrochages du compresseur se produisent lorsque l'AOA des aubes du compresseur dépasse l'AOA critique. À ce stade, le flux d'air régulier est interrompu et des turbulences sont créées avec les fluctuations de pression. Les décrochages du compresseur ralentissent et stagnent l'air circulant dans le compresseur, inversant parfois la direction.

Les décrochages de compresseur peuvent être transitoires et intermittents ou réguliers et sévères. Les indications d'un décrochage transitoire/intermittent sont généralement un « bang » intermittent lorsque des retours de flamme et des inversions de flux se produisent. Si le décrochage se développe et devient stable, de fortes vibrations et un rugissement fort peuvent se développer à partir de l'inversion continue du flux. Souvent, les jauges du poste de pilotage n'indiquent pas un décrochage léger ou transitoire, mais elles indiquent un décrochage développé. Les indications typiques des instruments incluent des fluctuations de régime et une augmentation de la température des gaz d'échappement. La plupart des décrochages transitoires ne sont pas nocifs pour le moteur et se corrigent souvent après une ou deux pulsations. La possibilité de graves dommages au moteur à la suite d'un décrochage en régime permanent est immédiate. La récupération doit être accomplie en réduisant rapidement la puissance, en diminuant l'angle d'attaque de l'avion et en augmentant la vitesse.

Bien que tous les moteurs à turbine à gaz soient sujets à des décrochages de compresseur, la plupart des modèles ont des systèmes qui les inhibent. Un système utilise une aube directrice à entrée variable (VIGV) et des aubes de stator variables qui dirigent l'air entrant dans les pales du rotor à un angle approprié. Pour éviter les décrochages de pression d'air, utilisez l'avion dans les limites des paramètres établis par le constructeur. Si un décrochage du compresseur se développe, suivez les procédures recommandées dans l'AFM/POH.

Extinction 

Une extinction se produit lors du fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz dans lequel le feu dans le moteur s'éteint involontairement. Si la limite riche du rapport carburant-air est dépassée dans la chambre de combustion, la flamme s'éteindra. Cette condition est souvent appelée extinction riche. Elle résulte généralement d'accélérations très rapides du moteur où un mélange trop riche fait chuter la température du carburant en dessous de la température de combustion. Cela peut également être causé par un débit d'air insuffisant pour soutenir la combustion. 

Un événement d'extinction plus courant est dû à une faible pression de carburant et à de faibles régimes moteur, qui sont généralement associés à un vol à haute altitude. Cette situation peut également se produire lorsque le moteur ralentit pendant une descente, ce qui peut déclencher l'extinction en condition pauvre. Un mélange faible peut facilement éteindre la flamme, même avec un flux d'air normal à travers le moteur. 

Toute interruption de l'alimentation en carburant peut entraîner une extinction. Cela peut être dû à des assiettes inhabituelles prolongées, à un système de contrôle du carburant défectueux, à des turbulences, au givrage ou à une panne de carburant. 

Les symptômes d'une extinction sont normalement les mêmes que ceux qui suivent une panne de moteur. Si l'extinction est due à une condition transitoire, telle qu'un déséquilibre entre le débit de carburant et la vitesse du moteur, un démarrage pneumatique peut être tenté une fois la condition corrigée. Dans tous les cas, les pilotes doivent suivre les procédures d'urgence applicables décrites dans l'AFM/POH. Généralement, ces procédures contiennent des recommandations concernant l'altitude et la vitesse où le démarrage en vol a le plus de chances de réussir. 

Comparaison des performances 

Il est possible de comparer les performances d'un groupe motopropulseur alternatif et de différents types de turbomachines. Pour que la comparaison soit précise, la puissance de poussée (puissance utilisable) du groupe motopropulseur alternatif doit être utilisée plutôt que la puissance de freinage, et la poussée nette doit être utilisée pour les moteurs à turbine. De plus, la configuration et la taille de conception de l'aéronef doivent être approximativement les mêmes. 

Lors de la comparaison des performances, les définitions suivantes sont utiles :       

• Puissance au frein (BHP)—la puissance réellement délivrée à l'arbre de sortie. La puissance au frein est la puissance réellement utilisable.

• Poussée nette — la poussée produite par un turboréacteur ou un turboréacteur.

• Puissance de poussée (THP) — l'équivalent en puissance de la poussée produite par un turboréacteur ou un turbosoufflante. 

Puissance équivalente à l'arbre (ESHP) - en ce qui concerne les turbopropulseurs, la somme de la puissance à l'arbre (SHP) fournie à l'hélice et du THP produit par les gaz d'échappement.

La figure montre comment quatre types de moteurs se comparent en termes de poussée nette à mesure que la vitesse augmente. Ce chiffre est uniquement à des fins explicatives et ne concerne pas des modèles de moteurs spécifiques. Voici les quatre types de moteurs :

• Groupe motopropulseur alternatif 

• Turbine, combinaison d'hélices (turbopropulseur) 

• Moteur à turbine intégrant une soufflante (turbofan) 

• Turboréacteur (jet pur)

En traçant la courbe de performances de chaque moteur, on peut comparer la variation de vitesse maximale de l'avion avec le type de moteur utilisé. Étant donné que le graphique n'est qu'un moyen de comparaison, les valeurs numériques de la poussée nette, de la vitesse de l'avion et de la traînée ne sont pas incluses.

La comparaison des quatre groupes motopropulseurs sur la base de la poussée nette met en évidence certaines capacités de performance. Dans la plage de vitesse indiquée à gauche de la ligne A, le groupe motopropulseur alternatif surpasse les trois autres types. Le turbopropulseur surpasse le turboréacteur dans la plage à gauche de la ligne C. Le turboréacteur surpasse le turboréacteur dans la plage à gauche de la ligne F. Le turboréacteur surpasse le groupe motopropulseur alternatif à droite de la ligne B et le turbopropulseur à droite de la ligne C. Le turboréacteur surpasse le groupe motopropulseur alternatif à droite de la ligne D, le turbopropulseur à droite de la ligne E et le turboréacteur à droite de la ligne F.

Les points où la courbe de traînée de l'avion croise les courbes de poussée nette sont les vitesses maximales de l'avion. Les lignes verticales de chacun des points à la ligne de base du graphique indiquent que l'avion à turboréacteur peut atteindre une vitesse maximale plus élevée que les avions équipés des autres types de moteurs. Les aéronefs équipés du turboréacteur atteignent une vitesse maximale plus élevée que les aéronefs équipés d'un turbopropulseur ou d'un groupe motopropulseur alternatif.