GROUPE PROPULSEUR ATA 70 – 80 Partie 1

Dans les prochains articles nous allons présenter les propulseurs et les éléments importants qui ont joué un rôle majeur et qui ont permis la réalisation des Concorde.

Pour être plus complets et vu l’ampleur de la tâche, on va partager cet article en plusieurs parties :

-          La présentation générale.

-          L’entrée d’air.

-          Le turboréacteur.

-          La tuyère.

-          L’inverseur de poussée.

La présentation générale.

Concorde est équipée de quatre groupes propulseurs disposés par paires sous l'aile et composé de réacteurs Rolls-Royce Olympus.

Chaque groupe propulseur comprend :

- une entrée d'air à géométrie variable,

- un réacteur ROLLS ROYCE OLYMPUS 593 Mark 610 équipé de réchauffe. Ce réacteur est contenu dans un logement constitué d’une paroi centrale, des portes de visite, d'une cloison pare-feu avant séparant ce logement de la structure de l'entrée d'air,

- une tuyère primaire à section variable assurée par des pétales, pour une première variation du flux de sortie,

- une tuyère secondaire constituée d'une structure assurant l'assemblage des paupières qui ont deux fonctions, de faire une deuxième variation du flux de sortie, et de permettre l’inversion de poussée.

Ces deux tuyères travaillent en unisson.

Le réacteur est du type subsonique, comme tous les réacteurs actuels. Il ne peut donc se satisfaire d'un écoulement à vitesse supersonique.

Des dispositifs, formés de convergents-divergents placés à l'avant et à l’arrière du moteur, permettant d’adapter l’écoulement d'air au réacteur dans n’importe quelle configuration avion.

Ces convergents-divergents sont non seulement conçus pour le vol à Mach 2, mais aussi pour toute vitesse intermédiaire.

Ces dispositifs sont à géométrie variable afin d'obtenir dans tout le domaine de vol de l'appareil un rendement optimal.

A l’avant du réacteur :

- l’entrée d'air à géométrie variable.

A l'arrière du réacteur:

- la tuyère primaire qui forme le dispositif convergent,

- la tuyère secondaire qui forme le dispositif divergent.

Ces deux derniers dispositifs ne peuvent être dissociés du réacteur, en particulier, la tuyère primaire qui permet aussi, en s'ouvrant ou se fermant, de faire varier la pression directement en aval de la turbine et de contrôler ainsi le régime compresseur N1.

Mais avant d’aller plus loin et d’étudier l’entrée d’air, IL EST IMPORTANT d’essayer de donner quelques explications qui, nous espérons vont clarifier un peu la suite sur la :

THEORIE CONVERGENT- DIVERGENT

Ecoulement subsonique.

Quelques définitions sur la théorie des convergents-divergents.

Dans la partie convergente d'un venturi, l'air accélère et la pression diminue. Dans la partie divergente, le phénomène s'inverse: la vitesse diminue et la pression augmente.

Au col, la vitesse est maximale, la pression minimum.

Ce principe reste valable pour toute vitesse inférieure à celle du son mesurée au col.

Ecoulement sonique.

Lorsque l'écoulement au col atteint M 1, le débit est maximale, les conditions dans le convergent ne varient plus quelle que soit la forme de l'écoulement à travers le divergent.

On dit qu'il y a col sonique ou obstruction sonique.

Dans la partie divergente, il y a détente supersonique; la pression continue à décroître et la vitesse à augmenter.

Comment ça fonctionne sur Concorde.

Le réacteur, est subsonique et, dans tout le domaine de vol jusqu'à Mach 2, l'écoulement de l'air devant le compresseur ne doit pas être supérieur à M 0,5.

C'est donc le rôle de l'entrée d'air de contrôler l'écoulement à ce régime.

Ce principe ne s'applique que pour une admission d'air à régime subsonique.

Si l'admission d'air est supersonique, le principe s'inverse.

Pour une admission supersonique on obtient, par l'effet venturi, une décélération interne dans le convergent jusqu'à Mach 1 au col et puis décélération encore dans la partie divergente.

Cette décélération sera évidente, accompagnée d'une augmentation de pression.

Ce principe n'est pas en fait acceptable sous cette forme idéale parce qu'un tel écoulement peut être assuré que par divers artifices technologiques délicats impliquant une variation importante de la géométrie de l’entrée d'air, afin d’obtenir dans toutes les configurations avion et réacteur, un rendement optimal.

C'est pourquoi la solution de l'entrée d'air à compression supersonique externe a été adoptée.

Son principe est d'assurer la compression de l'écoulement supersonique par une déviation externe à l'aide d'une rampe de pente progressivement croissante.

Les ondes de compression ainsi engendrées permettent de ramener le nombre de Mach au col au voisinage de l'unité.

Observons maintenant la transformation de cet écoulement.

A partir de Mach 2, on constate que pour l'entrée d'air:

-          la vitesse diminue de 2 300 km/ h à l'entrée (ce qui équivaut à Mach 2  local) jusqu'à 700 km/h à la sortie,

-          la pression augmente.

En ce qui concerne le Mach,

-          en amont de l'entrée d'air, nous avons Mach 2,

-          à la sortie, nous n'avons plus que Mach 0,5.

Dans le réacteur, cet écoulement est traité d'une manière classique :

- augmentation de pression et température dans les compresseurs où la vitesse de l'écoulement est minimum au dernier étage,

- augmentation importante de la température dans la chambre de combustion,

- détente de cet écoulement dans les turbines qui entraînent les compresseurs.

A la sortie turbines, la vitesse des gaz est de 700 km/h, qui correspond à Mach 0,5 local.

- traversée du système de réchauffe, qui permet d'obtenir éventuellement un suppléant important et momentané de poussée dans les phases de décollage et accélération transsonique,

- puis, éjection par le convergent-divergent formé de la tuyère primaire et secondaire.

La vitesse de l'écoulement est alors, dans le plan de sortie, de 3 600 km/h, soit M = 2,35 local.

Répartition de la poussée :

La poussée développée au décollage par chaque élément est la suivante :

-          ENTREE D'AIR       + 21%

-          REACTEUR             + 82%

-          TUYERE %              + 6%

La poussée développée en croisière par chaque élément est la suivante :

-          ENTREE D'AIR       + 75%

-          REACTEUR             + 8%

-          TUYERE %              + 29%

Il y a une perte de 12% à l'avant des nacelles due à la réduction de l'écoulement de l'air provoquée par la nacelle.

Ecoulement de l’air.

Il y a 3 écoulements d'air principaux passant par l'ensemble de propulsion :

-          L'air primaire c'est le flux d'air utilisé dans le réacteur.

-          L'air secondaire prélevé dans l'entrée d'air, circulant autour du réacteur pour assurer la ventilation.

-       L'air tertiaire: c'est l'air extérieur qui pénètre dans la tuyère au niveau des paupières, par des ouvertures situées sur les surfaces supérieures et inférieures à l'arrière des nacelles.

Et maintenant si vous êtes arrivés au bout de ces explications, on pourra continuer avec la suite qu’il est plus aisée de décrire dans les prochains articles qui seront consacrés à :

-          L’entrée d’air.

-          Le turboréacteur.

-          La tuyère.

-          L’inverseur de poussée.

A suivre…