Brevet FR2581425A1 — publié le 19861107

9- La présente invention concerne les moteurs à turbine à gaz pour avions en général et, plus particulièrement, des turbopropulseurs permettant de naviguer à des altitudes relativement hautes et d'atteindre un nombre de Mach relativement élevé. On peut classer généralement les moteurs à turbine à gaz destinés aux avions en trois catégories: les moteurs pour turboréacteurs, les moteurs pour réacteur à double flux et les moteurs pour turbopropulseurs. Ces trois types de moteurs comportent un ensemble HP qui comprend un compres- seur HP, une chambre de combustion, et une turbine, ces trois élements étant montés en série. Le compresseur comprime l'air entrant dans l'ensemble HP à une pression relativement élevée. Cet air à pression relativement élevée est alors mélangé au carburant dans la chambre de combustion et brûlé afin de former un courant gazeux de haute énergie. Le courant gazeux traverse la turbine o le travail produit permet d'entraîner le compresseur. La différence entre ces trois types de moteurs à turbine à gaz réside dans la manière avec laquelle ils produisent leur poussée. Un turboréacteur utilise la force de réaction du courant gazeux lui-même pour fournir la 2 - poussée requise. Un moteur de turboréacteur est capable de fonctionner dans une vaste gamme de vitesses de vol, dont les vitesses supersoniques (nombre de Mach > 1). Cependant, ce moteur est également caractérisé par une poussée relati- vement faible au décollage et par un rendement généralement mauvais du combustible. Contrairement au turboréacteur, le réacteur à double flux et le turbopropulseur produisent leur poussée principa- lement par l'intermédiaire d'un propulseur disposé radia- lement par rapport au générateur de gaz. Dans ces moteurs, le courant gazeux à haute énergie quittant la turbine de l'ensemble HP se détend dans une seconde turbine, appelée turbine motrice ou turbine basse pression, qui entraîne la soufflante ou le propulseur. Bien qu'une certaine poussée soit produite par le courant gazeux résiduel sortant de la tuyère de l'ensemble HP, la majeure partie de la poussée développée est produite par le propulseur. Le rapport entre la masse de l'air traversant le propulseur (l'air contour- nant le générateur de gaz) et la masse de l'air passant par le générateur de gaz est appelé "taux de dilution (f)". Le taux de dilution est une mesure grossière du rapport entre la poussée du propulseur et la poussée des gaz d'éjection de l'ensemble HP. Bien que les turbopropulseurs et réacteurs à double flux fonctionnent suivant des cycles thermodynamiques simi- laires, les deux moteurs représentent des approches sensi- blement différentes de la conception des moteurs à turbine à gaz pour avions. Le turbopropulseur classique comporte une hélice de diamètre relativement grand, ayant plusieurs pales afin de déplacer un volume d'air relativement élevé et lui conférer une augmentation de pression relativement petite. Par contraste, le réacteur à double flux comporte une soufflante de diamètre relativement plus petit, enfermée à l'intérieur d'un capotage. La soufflante comporte un nombre de pales relativement grand et confère au volume de l'air - 3 - les traversant une augmentation de pression relativement plus élevée que dans le turbopropulseur. Par exemple, l'augmentation de la pression ou rapport de pression d'une hélice typique est de l'ordre de 1,1, alors que le rapport de pression d'une soufflante typique est d'environ 1,7. On peut mesurer les différences entre les trois types de moteurs décrits ci-dessus par les performances de chaque moteur dans une gamme de conditions de vol, telles que la vitesse et l'altitude.Des paramètres importants pour les performances d'un moteur sont son rendement et sa poussée. Le rendement d'un moteur comprend une composante représen- tant l'efficacité avec laquelle l'énergie calorifique du carburant est transformée en énergie cinétique et une composante mesurant l'efficacité avec laquelle l'énergie cinétique est transformée en travail de propulsion. En d'autres termes, le rendement du moteur est constitué du rendement thermique ou rendement interne du moteur et du rendement de propulsion ou rendement externe du moteur. Sous forme simplifiée, le rendement de propulsion est le rapport entre le travail effectué par le moteur et l'énergie utile conférée au courant d'air du moteur. Algébriquement, ce rendement peut s'exprimer par la formule suivante: Ne = 2Vo/(V + V), (1) o N = rendement de propulsion, e V = vitesse de l'avion, o et Vj = vitesse de l'éjection. Comme on peut le voir, le rendement de propulsion se rapporche de 100% lorsque Vj tend vers V. Plus précisément, j o le rendement de propulsion devient élevé lorsque la vitesse des gaz d'éjection se rapproche de la vitesse de l'avion. La poussée développée par un moteur d'avion est proportionnelle à la masse de l'air déplacé par le moteur multipliée par la différence entre la vitesse de sortie et la vitesse de l'avion. Cela peut se représenter par 4 - l'équation suivante: Fn = Wa(Vj - Vo)/g, (2) n a j c o F = poussée nette, n Wa = débit massique, et gc = constante. Il est clair qu'on peut obtenir des poussées élevées en ayant un grand débit massique ou une différence impor- tante entre la vitesse des gaz d'éjection et la vitesse de l'avion. Si l'on se reporte maintenant aux deux équations (1) et (2), il apparaît que, pour une poussée donnée, il est plus efficace de conférer à une grande masse d'air une petite augmentation de la vitesse par rapport à celle de l'avion. Telle est l'une des caractéristiques distinguant le réacteur à double flux et le turbopropulseur des turbo- réacteurs. Une différence entre un turbopropulseur et un réacteur à double flux classiques réside dans le fait que le turbopropulseur présente une chute rapide du rendement du moteur aux vitesses élevées de l'avion. Cela est dû au flux supersonique concernant chaque pale du propulseur qui augmente la tratnée alors que la vitesse en bout de pale se rapproche de la vitesse du son. Par contraste, le réacteur à double flux est capable d'atteindre des rendements globaux importants lors de vols à un nombre de Mach élevé car le diffuseur du capotage de ce réacteur réduit la vitesse de l'air entrant à une valeur inférieure de celle de l'avion. Cependant, une limitation du réacteur à double flux est due au fait que l'augmentation des taux de dilution pour un plus grand rendement de propulsion nécessite des capotages plus importants, qui se traduisent par un excès du poids et de la traînée et donc, par une sérieuse dégradation du rendement de la combustion du combustible de l'avion. Un perfectionnement récent apporté aux réacteurs à double flux et aux turbopropulseurs est ce qu'on appelle le moteur à réacteur à soufflante non canalisée, tel que le -- 5 --42 -5 décrit la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique n 437923 (Johnson). Le moteur à réacteur à soufflante non canalisée présente les caractéristiques d'un turbopropulseur classique, par exemple l'absence de carénage et des pales à pas variable qui sont de faible épaisseur et en flèche pour donner un bon rendement aux vitesses élevées de l'avion, ainsi que celles d'un réacteur à double flux telles qu'un plus grand nombre d'aubes par rangée et un diamètre des extrémités plus faible que dans un turbopropulseur. En termes de taux de dilution, le réacteur à soufflante non canalisée se situe quelque part entre un turbopropulseur et un réacteur à double flux classiques. Par exemple, ce rapport est de l'ordre de 35:1 pour la soufflante non canalisée mais une valeur allant de 10:1 à 60:1 peut être typique. Un facteur de complication dans la conception des moteurs ayant un taux de dilution élevé, et en particulier des turbopropulseurs classiques, est le phénomène appelé "taux de diminution de la poussée nette corrigée". Le taux de diminution de la poussée nette corrigée concerne la diminution de la poussée nette se produisant lorsque le nombre de Mach et l'altitude du moteur augmentent. Si l'on se reporte de nouveau à l'équation (2), on peut voir que, lors du décollage au moment o V est faible, la poussée nette sera le produit du débit massique W et de V.. L'avion a] montant en altitude, il se produit plusieurs choses. Tout d'abord, V croît avec la vitesse de l'avion'avec une petite o augmentation de Vj. Ainsi, la différence Vj - V diminue. En second lieu, avec une plus grande vitesse de l'air, la force vive de l'air entraîné dans le moteur augmente la densité et le débit massique de l'air. Cependant, à haute altitude, la diminution de la densité de l'air fait plus que compenser la force vive. Ainsi, le débit massique Wa diminue lorsqu'on atteint la marche de croisière. Les moteurs ayant un taux de dilution élevé présentent 6- un taux de diminution de la poussée nette relativement grand. Cela signifie qu'un moteur classique à taux de dilution élevé dimensionné pour le décollage sera incapable d'atteindre le nombre de Mach et l'altitude d'un moteur de taille équivalente ayant un taux de dilution plus faible avec un taux de diminution de la poussée nette corrigée plus petit. Bien qu'il soit possible dans certaines limites de concevoir un moteur à taux de dilution élevé qui satisfasse des conditions données de vitesse en vol et d'altitude, un tel moteur sera surdimensionné pour le décollage. Dans le passé, les turbopropulseurs acceptaient un taux de diminution de la poussée nette corrigée élevé et se stabilisaient pour les faibles vitesses et basses altitudes qui pouvaient être atteintes avec efficacité. La combinaison d'un rendement de propulsion élevé, d'un haut rapport de dilution, et d'un taux de diminution de la poussée nette corrigée qui permette à un moteur d'être dimensionné pour les conditions du décollage ainsi que pour satisfaire les conditions de poussée pour des nombres de Mach supérieurs à 0,6 et des altitudes dépassant 30000 pieds (9000 mètres) s'est avérée maintenant possible dans le cas du concept de réacteur à soufflante non canalisée. La présente invention a pour objet un moteur à turbine à gaz perfectionné pour avion. La présente invention a pour autre objet un réacteur à soufflante non canalisée perfectionné capable d'atteindre des nombres de Mach dépassant 0,6 et des altitudes supé- rieures à 30000 pieds (9000 mètres). La présente invention a encore pour objet un moteur présentant un taux de dilution relativement élevé avec une valeur réduite pour le taux de diminution de la poussée nette corrigée. La présente invention concerne un moteur à turbine à gaz pour avions capable d'une marche en croisière à des altitudes supérieures à 30000 pieds (9000 mètres) et à des - 7 - nombres de Mach dépassant 0,6. Le moteur comprend un générateur de gaz incorporant un compresseur permettant de produire un rapport maximum de pression supérieur à 40:1. Le moteur comprend en outre un propulseur présentant un rapport de dilution d'air compris entre 10:1 et 60:1. Le moteur comprend en outre un moyen permettant de faire varier le rapport de pression de façon que l'augmentation de ce rapport entre le décollage et la marche en croisière soit supérieur à 20%. La description qui va suivre se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement: Figure 1, un graphique du taux de diminution de la poussée nette corrigée en fonction du nombre de Mach pour des rapports de dilution différents; Figure 2, une courbe des effets de la température à l'admission de la turbine sur la poussée nette; figure 3, une représentation schématique d'un moteur à turbine à gaz selon la présente invention. La figure 1 représente le taux de diminution de la poussée nette corrigée de moteurs en fonction du nombre de Mach pour des rapports de dilution (A) différents. La poussée corrigée est représentée par Fn/Po, o Fn est la poussée nette et Po la pression ambiante. Comme on peut le voir, pour des rapports de dilution élevés, le taux de diminution de la poussée nette corrigée augmente avec le nombre de Mach. Pour / = O (turboréacteur idéal) , le taux de diminution de la poussée nette corrigée est relativement petit par rapport à A = 5 (réacteur à double flux typique) et à A = 100 (turbopropulseur typique). La présente invention concerne un réacteur à soufflante non canalisée dont la valeur de / est comprise entre 10:1 et 60:1, la plage préférée allant de 20:1 à 40:1 et la valeur préférée dans cette plage étant d'environ 35/1. Selon la présente invention, la courbe du taux de diminution de la poussée nette corrigée d'un réacteur à -8-- double flux typique représente le cas idéal qui permet de satisfaire correctement les conditions de poussée nominale d'un avion efficace volant à vitesse élevée; avec Fto représentant la poussée nécessaire au décollage et F la cr poussée requise en vol de croisière à M = 0,8, le point C représente Fr pour M = 0,8. On peut voir qu'un réacteur à cr double flux typique ayant un taux de dilution d'environ 5 donne une courbe du taux de diminution de la poussée nette corrigée telle que les poussées Fto et FCr présentent entre elles une proportion correcte. Un réacteur à soufflante non canalisée conçu avec un générateur de gaz permettant de fournir une valeur de Fto équivalente à celle du réacteur à double flux suivra la courbe du taux de diminution de la poussée nette corrigée représentée par la ligne en tirets A de la figure 1. Correctement dimensionné pour le décollage, ce moteur sera incapable de satisfaire les conditions de poussée Fr à M = 0,8 (ce qui correspond au point B). De cr manière à réduire la courbe A pour que le point B corresponde au point C, on propose, selon la présente invention, de modifier le générateur de gaz. La figure 2 représente l'effet de changements de la température corrigée à l'admission de la turbine sur la poussée nette corrigée. La figure 3 est une représentation schématique d'un moteur à turbine à gaz selon un mode de réalisation de la présente invention, dont on a fait ressortir les postes spécifiques. A titre de référence, l'ensemble HP 10 comprend un compresseur 12, une chambre de combustion 14, et une turbine 16, tous ces éléments étant montés en série. A l'arrière de la turbine 16, une turbine motrice 18 permet d'entraîner en rotation une soufflante non canalisée 20. On trouvera une vue plus détaillée d'un tel moteur dans la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique n 437923. Le poste 2 est situé juste à l'avant du compresseur 12; le poste 3 se trouve à la sortie du compresseur 12 et poste 41 à l'arrière de la chambre de combustion 14 et à l'avant de la turbine 16. Pour une altitude fixe et un nombre de Mach constant, la température au poste 2, ou T2, est constante. T41 est fonction du débit du combustible entrant dans la chambre de combustion 14. Comme le montre la figure 2, une augmentation de T41 pour une valeur fixe de T2 se traduira par un accroissement de la poussée nette corrigée Fn/Po. Idéalement, dans le but de faire croître la poussée nette corrigée, on augmentera T41/T2. Néanmoins, l'augmen- tation de ce rapport augmente la vitesse de la turbine 16 et la vitesse Nc du compresseur 12. L'augmentation de Nc se traduit par un accroissement du rapport global de pression (P3/P2) du compresseur 12, dans les limites de la conception du compresseur. L'augmentation de Nc au- delà du point nominal se traduira par un état d'étranglement sans possi- bilité d'obtenir un accroissement ultérieur du rapport de pression. L'augmentation du rapport de pression se traduit par une augmentation de la température T3 au refoulement du compresseur. Dans le passé, on a conçu les compresseurs de manière à obtenir des rapports maximum de pression de peut- être 34/1. Selon la présente invention, on propose un compresseur avec un rapport maximum de pression supérieur à 40:1. De préférence, le compresseur pourra fonctionner dans une plage allant de 6:1 à au moins 45:1. La poussée au décollage sera obtenue avec un rapport de pression d'environ :1 et la poussée à haute altitude sera atteinte avec une augmentation du rapport global de pression à environ 40:1 ou davantage. Dans un mode de réalisation préféré, l'augmentation du rapport de pression entre le décollage et la marche en croisière est supérieure à 20%. Des moyens permettant de faire varier ce rapport de pression sont en outre prévus sous forme d'une commande du débit du carburant, c'est-àdire de la possibilité de faire varier - 10 - le rapport T41/T2. En fonctionnement, le moteur de la présente inven- tion sera capable d'atteindre une marche en croisière à des altitudes supérieures à 30000 pieds (9000 mètres) et des nombres de Mach dépassant 0,6. En particulier, le moteur est capable de fonctionner en croisière à une altitude de 35000 pieds (10500 mètres) et à un nombre de Mach de 0,8, le pro- pulseur ayant un taux de dilution d'air approximativement égal à 35:1 et le compresseur un rapport maximum de pression d'environ 45/1. Son rendement de propulsion (par suite de l'augmentation du taux de dilution) doit être supérieur à celui de n'importe quel moteur de l'art antérieur pouvant atteindre ces conditions de vol. En outre, le moteur aura le dimensionnement minimum tant pour les conditions de décol- lage que de marche en croisière et, par conséquent, pourra avoir une consommation spécifique de combustible relative- ment petite et un poids de faible valeur. -11 - REVENDICATIONS 1. Moteur à turbine à gaz pour avion capable de fonctionner en croisière à des altitudes supérieures à 30000 pieds (9000 mètres) et à des nombres de Mach dépassant 0,6, caractérisé en ce qu'il comprend: - un ensemble HP (10) comprenant un compresseur (12), permettant de produire un rapport maximum de pression supérieur à 40:1; - un propulseur (18) ayant un rapport de dilution d'air compris entre 10:1 et 60:1; et - un moyen pour faire varier le rapport de pression de manière que l'augmentation de ce rapport entre le décollage et la marche en croisière soit supérieure à 20%. 2. Moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce que le propulseur a un taux de dilution d'air compris entre 20:1 et 40:1. 3. Moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est capable de fonctionner en croisière à une altitude de 35 000 pieds (10 500 mètres) et à un nombre de Mach de 0,8, le propulseur ayant un taux de dilution d'air approxi- mativement égal à 35:1 et le compresseur un rapport maximum de pression d'environ 45:1.