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Spécificités des moteurs aéronautiques de
nouvelle génération
16e cycle de conférences Cnam/SIA
Utilisation rationnelle de l’énergie et environnement
10, 17, 24 et 31 Mars 2015
Gilles Aouizerate
gilles.aouizerate@m4x.org - Page LinkedIn
Ingénieur chez Snecma, groupe Safran
17 mars 2015
. . . . . .
Points abordés
Focus sur l’aviation civile et commerciale
Quelques définitions
Panorama de solutions techniques
Références
Discussions
. . . . . .
La propulsion dans l’aviation civile et commerciale
En 2011 le marché des moteurs pour l’aviation civile et
commerciale était estimé à plus de 21 milliards de $ [4]
La croissance annuelle de ce marché est estimée à 6% [4]
La part des moteurs sur la valeur d’un avion est estimée entre 15
et plus de 30%
En 2013 le marché de la maintenance des moteurs pour l’aviation
civile et commerciale était estimé à presque 24 milliards de $ [1]
La croissance annuelle de ce marché est estimée à plus de 4% [1]
. . . . . .
Les acteurs et leurs poids I
CFM international
(General Electric + Snecma) Sur certains segments les
62%
motoristes sont en concurrence...
...sur d’autres ils sont partenaires
.
Engine
Lorsqu’un avionneur vend un
4% Alliance
(GE + P&W)
avion, il a le plus souvent
5%
Rolls Royce
plusieurs options de moteurs
6%
14% 9% Pratt &Whitney C’est donc la compagnie aérienne
IAE
(Rolls Royce +
(ou le loueur) acquéreur de
General Electric
Pratt &Whitney + MTU) l’avion qui est le client du
Répartition du marché des moteurs dans l’aviation civile motoriste
et commerciale en 2011 [4], cb aGA
. . . . . .
Les acteurs et leurs poids II
Fabricants
45%
.
Sur certains marchés les
concurrents des motoristes sont
leurs clients
4%
35%
Autres
Compagnies
aériennes
Répartition du marché de la maintenance des moteurs
pour l’aviation civile et commerciale en 2013 [3],
cbaGA
. . . . . .
Quelques exemples I
Airbus A380 :
I RR Trent 900
I Engine Alliance (GE et
P&W) GP7200
Un Airbus A380, cbRoger Green
Boeing 747 :
I P&W JT9D
I GE CF6
I RR RB211
I P&W PW4000
Un Boeing 747, cbaBrian, Altair78
I GE GEnx
. . . . . .
Quelques exemples II
Airbus A320NEO :
I P&W PW1100
I CFM (GE et Snecma) Leap
Le premier A320NEO, cbaDon Vip
Boeing 737MAX :
I CFM (GE et Snecma) Leap
Une maquette de Boeing 747MAX, c baBin im Garten
. . . . . .
Quelques exemples III
Sukhoi Superjet 100 :
I Powerjet (Saturn et
Snecma) SaM146
Un Sukhoi Superjet 100, cbaKatsuhiko Tokunaga
ATR42 :
I P&W PW127F
Un ATR42, cb aKlausF
. . . . . .
Paramètres majeurs pour l’industrie des moteurs civils I
La forte croissance du trafic aérien
La maîtrise des émissions (par voie réglementaire ou non)
Le renouvellement des flottes vieillissantes
L’exigence des compagnies aériennes de maîtriser les coûts
d’opération et de maintenir leur profitabilité
. . . . . .
Paramètres majeurs pour l’industrie des moteurs civils II
Évolution du prix du pétrole depuis 1970 [5], c b aGA
. . . . . .Quelques ordres de grandeur I
moteur aéronautique moteur automobile
Puissance ∼ 105 ch ∼ 102 ch
durée totale de ∼ 105 h ∼ 103 h
fonctionnement
durée de vie ∼ 101 ans ∼ 101 ans
intervalle de ∼ 104 h ∼ 102 h
révision
frais de ∼ 102 $/h ∼ 100 $/h
maintenance
coûts de ∼ 109 $
développement
prix « catalogue » ∼ 107 $ ∼ 103 $
. . . . . .Un convertisseur d’énergie I
Le rôle principal d’un moteur d’avion est de fournir au véhicule
qu’il propulse la puissance nécessaire à son déplacement, soit :
P = F. u0 , (1)
où P est la puissance reçue par l’avion, F la poussée transmise à
ce dernier par le moteur et u0 la vitesse de l’avion.
Cette puissance est obtenue à partir d’une forme d’énergie
potentielle stockée à bord, le plus souvent chimiquement dans du
carburant.
Dans le cas du vol atmosphérique cette énergie transite par de l’air.
. . . . . .Un convertisseur d’énergie II
Puissance Puissance
cinétique propulsive
Puissance .
(air)
carburant
Pertes
propulsives
Pertes
thermiques
puissance propulsive
ηglobal = = ηthermique × ηpropulsif (2)
puissance carburant
. . . . . .La turbomachine
Du fait d’un rapport poids/puissance favorable les moteurs d’avion
sont constitués autour d’une turbomachine.
Son fonctionnement repose sur le principe suivant :
1. On comprime de l’air prélevé dans le milieu (idéalement de
manière isentropique)
2. On y brûle du carburant (idéalement de manière isobare)
3. On détend cet air (idéalement de manière isentropique)
C’est de cette détente que l’on va extraire le travail nécessaire à la
propulsion de l’avion.
Selon les architectures choisies, ce travail sera néanmoins exploité
différemment.
. . . . . .Les principales architectures I
Architecture turbojet, c b aEmoscopes, M0tty
Dans cette architecture, appelée turbojet en anglais :
I Tout l’air sert à brûler le carburant
I C’est seulement la détente dans la tuyère qui propulse l’avion
. . . . . .Les principales architectures II
Architecture turbofan, cb aK Aainsqatsi, M0tty
Dans cette architecture, appelée turbofan en anglais :
I Il y a deux flux dont l’un sert à brûler le carburant (le rapport
entre les deux s’appelle le taux de dilution)
I C’est toujours une détente dans une tuyère qui propulse
l’avion et les deux flux y participent
. . . . . .Les principales architectures III
Architecture turbopropulseur, c b aEmoscopes, M0tty
Dans cette architecture, appelée turbopropulseur :
I Il y a deux flux dont l’un sert à brûler le carburant mais le
taux de dilution est très important
I Ce n’est pas la détente dans une tuyère qui propulse l’avion
mais une hélice
. . . . . .Le cycle de Brayton I
La thermodynamique d’une turbomachine est décrite par le cycle
de Brayton :
Le cycle de Brayton, cb aGA
. . . . . .Le cycle de Brayton II
Travail massique fourni par le fluide, c b aGA Chaleur massique reçue par le fluide, c b aGA
On démontre [24] que le rendement du cycle de Brayton s’écrit :
wfourni T0
ηthermique idéal = =1− (3)
qreçue T3
. . . . . .Les pertes I
Le cycle réel n’est pas exactement le cycle de Brayton [23] :
I La compression n’est pas isentropique
I La combustion ne se fait pas de manière isobare
I la détente n’est pas isentropique
Un cycle plus réaliste, cb aGA
. . . . . .Les pertes II
Les pertes par frottements visqueux dans les canaux en sont en
partie responsables.
Pertes dues aux frottements visqueux lors de la phase de Pertes dues aux frottements visqueux lors de la phase de
compression, cbaGA détente, c b aGA
wcomp = − cp (T30 − T0 ) wturb =cp (T4 − T80 )
+ L + Σ∆f − Σ∆Π
cp (T30 − T0 ) =ηat cp (T30 − T0 )
=−
ηac
. . . . . .Les pertes III
La viscosité de l’air en contact avec les surfaces inactives des rotors
induit des pertes par frottements [23].
Par ailleurs, les paliers ainsi que les auxiliaires (pompes,
engrenages, etc.) prélèvent de la puissance mécanique sur l’arbre
[23].
Dessin d’une boite à engrenages, c bDE Jos Boite à engrenages du Rolls Royce Pegasus
c bHigh Contrast
On note l’ensemble de ces pertes Pm .
. . . . . .Les pertes IV
Des pertes volumétriques sont à prendre en compte.
Il s’agit soit de fuites [23] soit de prélèvements assurant des
fonctions secondaires (dégivrage, pressurisation cabine, etc.)
Pour simplifier on considère ṁe le débit entrant dans le
compresseur, ṁfc le débit perdu à travers le compresseur (fuites et
prélèvements), ṁc le débit traversant la chambre de combustion et
entrant dans la turbine et ṁft le débit perdu à travers la turbine.
On définit ainsi les rendements volumétriques suivants :
ṁe − ṁfc ṁc − ṁft
ηfc = (4) ηft = (5)
ṁe ṁc
. . . . . .Les pertes V
La combustion n’est pas non plus ni réellement isobare, ni
complète :
qréelle reçue
ηc = (6)
qidéale reçue
. . . . . .Les pertes VI
La manière dont le travail issu du cycle thermodynamique va être
transmis à l’avion ne se fait pas sans perte [24] :
puissance propulsive
ηpropulsif = ηp = (7)
accroissement de puissance cinétique
F. u0 ṁu0 (u8 − u0 ) 2
ηp = = = u8 , (8)
ṁ 2 ṁ 2
(u − u20 ) (u − u0 )
2 1 +
u0
2 8 2 8
où u0 est la composante axiale en absolu de la vitesse avion, u8 de
la vitesse sortie moteur et ṁ le débit d’air à travers le moteur.
. . . . . .Bilan
Puissance
propulsive
Puissance . Pertes propulsives
carburant Pertes mécaniques
Pertes volumétriques
Prélèvements fonctionnels
Pertes aérodynamiques d’aubages
Pertes de cycle idéal
Pertes de combustion
( )
1
ηft ηat (T4 − T80 ) − (T30 − T0 ) − Pm
ηfc ηac
ηg ' ηp ηc (9)
T4 − T30
. . . . . .Le concept de Technology Readiness Level (TRL) I
La NASA propose une échelle pour évaluer la maturité d’une
technologie : c’est devenu un référentiel utilisé dans l’industrie [21]
niveau de TRL Description
TRL 1 Basic principles observed and reported
TRL 2 Technology concept and/or application
formulated
TRL 3 Analytical and experimental critical function
and/or characteristic proof-of-concept
TRL 4 Component and/or breadboard validation in
laboratory environment
. . . . . .Le concept de Technology Readiness Level (TRL) II
niveau de TRL Description
TRL 5 Component and/or breadboard validation in
relevant environment
TRL 6 System/subsystem model or prototype
demonstration in a relevant environment
(ground or space)
TRL 7 System prototype demonstration in a space
environment
TRL 8 Actual system completed and “flight qualified”
through test and demonstration (ground or
space)
TRL 9 Actual system “flight proven” through
successful mission operations
. . . . . .Améliorer le rendement isentropique (ηac et ηat )
On cherche à diminuer les pertes par frottements visqueux pour se
rapprocher du cycle idéal
Cycle avec pertes aérodynamiques non-minimisées,
Cycle avec pertes aérodynamiques minimisées, cb aGA
cbaGA
. . . . . .Veine et aubages à géométries optimisées
I Principe : Optimiser les
pertes d’aubages au moyen
Maillage d’un distributeur Contours de Mach d’un
(GRAPE), pR. Chima, distributeur (RVCQ3D),
de calculs CFD détaillés
NASA pR. Chima, NASA
I Bénéfices :
ηac % et ηat %
I Risques : Pas de risques
identifiés
I TRL : 9
Maillage d’un étage de Contours de pression d’un
compresseur (TCGRID), étage de compresseur
pR. Chima, NASA (SWIFT), pR. Chima,
NASA
. . . . . .Améliorer le rendement thermique (ηthermique )
D’après l’expression (3), ηthermique croît avec T3 , mais le travail net
fourni décroît si la température d’entrée turbine T4 reste la même.
Deux cycles à T3 différents mais à mêmes T4 , cb aGA Deux cycles à T3 et T4 différents, cb aGA
Pour qu’une telle augmentation de ηthermique soit pertinente il faut
augmenter TMAX la température limite en entrée turbine.
. . . . . .Aubages de turbine refroidis [13, 12, 25, 18, 29]
I Principe : Refroidir les
aubages turbine avec de l’air
prélevé au compresseur pour
protéger les pièces d’une
Dessin d’aube de turbine, cbaTomeasy
température d’air supérieure
aux limites matériaux
I Bénéfices :
ηthermique idéal %
I Risques : ηfc & et
émissions NOx %
I TRL : 9
Aube refroidie de roue mobile de la turbine haute
pression d’un CFM56-3, cbaNubifer
. . . . . .Aubages et matériaux nouveaux [13, 12, 25, 18, 29, 11, 2]
I Principe : La science des
matériaux permet d’élever
encore la température
d’entrée turbine par l’usage
de revêtements de protection
ou de structures avancées
(mono-cristal, composite à
matrice céramique)
I Bénéfices :
Aube de redresseur de la turbine haute pression d’un
V2500 revêtue d’une barrière de protection thermique,
ηthermique idéal %
cbaOlivier Cleynen
I Risques : ηfc & et
émissions NOx %
I TRL : 8 à 9
. . . . . .Synthèse sur la température d’entrée turbine
2400 t
t e ux
en ria
em té
2200 iss a
Température o id x m
fr au
entrée turbine re uve
2000 no
t à e
en ite
Température (K)
u
1800 e m é m pos amiq
ss u co e cér
idi stiq tri c
e fro phi ma
1600 r so
e e
ent e d iqu
r rièr herm
is sem a
b nt
d tio
1400 roi ple tec
ref sim pr o Température
maxi. matériaux
1200 INCO939
• • •
non refroidi• INCO738 INCO792
•
U500 U700
1000
1945 1965 1985 2005 2025
Année d’introduction
Évolution de la température entrée turbine et des technologies de refroidissement [12, 2], c b aGA
. . . . . .Combustion pauvre par injection directe
multipoints [26, 28]
I Principe : Il s’agit d’injecter
le carburant directement
dans la zone de flamme,
Stoechiométrie sans pré-mélange ou
combustion pilote, pour
avoir un mélange le plus
NOx
homogène possible et éviter
.
ainsi la combustion
Richesse du mélange localement riche
Évolution des émissions de NOx en fonction de la
I Bénéfices : NOx &
stoechiométrie, cbaGA
I Risques : Instabilité de
combustion, CO %
I TRL : 4 à 5
. . . . . .Améliorer le rendement propulsif (ηp )
D’après l’expression (8), ηp croît quand le ratio u8 /u0 → 1.
100%
80%
60%
ηp
40%
20%
. 0%
1 2 3 4 5
u8 /u0
Rendement propulsif en fonction du rapport u8 /u0 , cb aGA
Pour diminuer le ratio u8 /u0 tout en maintenant le niveau de
poussée le meilleur levier est le débit ṁ via le taux de dilution.
. . . . . .Turbopropulseurs [24, 14]
I Principe : Le taux de
dilution élevé d’un
Un PW127F sur un ATR72, cb aDon-vip
turbopropulseur lui confère
100%
Croisière un rendement propulsif
ATR42
80% •
• avantageux à basse vitesse
Croisière
eur
A320 I Bénéfices : ηp %
puls
60%
n
ηp
ofa
opro
I Risques : u0 & et bruit %
rb
40%
tu
turb
20% I TRL : 9
0% .
0 400 800 1200
Vitesse avion (km/h)
Rendements comparés d’un turbopropulseur et d’un
turbofan en fonction de la vitesse, cb aGA
. . . . . .Turbofans à fort taux de dilution [17, 24, 8]
I Principe : En augmentant
le diamètre de la soufflante
et de son carénage et/ou en
Un JT8D (taux de Un CFM56-7 (taux de optimisant leur structure et
dilution ∼1), c bAndre dilution de 5.1 à 5.5),
Gustavo Stumpf Filho cbaLukasz Golowanow leur aérodynamique on
augmente le taux de dilution
I Bénéfices : ηp % et
bruit &
I Risques : ηthermique & et
Un GEnx (taux de Un Leap (taux de dilution
traînée %
dilution de 8 à 9), de 10 à 11),
cbaThomas cbaKG1951
I TRL : 9
Vandermeiren, aéroport
de Bruxelles
. . . . . .Soufflante à entraînement indirect [19, 15, 6]
I Principe : Interposer un
réducteur entre la soufflante
et l’arbre basse pression de
la turbomachine permet à
ces deux organes de tourner
Un réducteur (2) est placé entre la soufflante (1) et la
à des vitesses plus adaptées
turbomachine, cb aTosaka
tout en augmentant le taux
entrainement de dilution
Consommation
de carburant
direct entrainement
indirect I Bénéfices : ηp % et
bruit &
.
Diamètre de soufflante I Risques : traînée %
Consommation comparées d’un turbofan à entraînement I TRL : 8
direct et indirect en fonction du diamètre de la
soufflante [15], c baGA
. . . . . .Doubles soufflantes non-carénées
contra-rotatives [15, 6, 10, 14]
I Principe : Il s’agit d’une
convergence entre
l’architecture d’un
turbopropulseur et celle d’un
turbofan alliant le
Un GE36 monté sur un McDonnell Douglas MD-80
transformé en banc volant, cbaAndrew Thomas rendement du premier et la
vitesse du second
I Bénéfices : ηp %, u0 →
I Risques : bruit %, impacte
l’architecture avion
Un AN-70 équipé de ses Progress D-27, cb aMarianivka I TRL : 7
. . . . . .Moteurs enterrés [22, 27] I
F. u0 F. u0
ηp = = ( )
F ∆u
(u8 + u0) F u0 +
−u. 0 2 2 us
fuselage
u8
F. u0 F. u0
ηp = = ( )
F ∆u
(u8 + us) F us +
2 2
u8
us
fuselage
. . . . . .Moteurs enterrés [22, 27] II
I Principe : Faire ingérer par
le moteur la couche limite
du fuselage lui permettrait
de réduire l’accroissement
d’énergie cinétique à fournir
Un maquette du concept D8 du Massachusetts Institute
of Technology en soufflerie, pDavid Bowman, NASA
à l’air pour une même
Langley
puissance propulsive
I Bénéfices : ηp % et
traînée &
I Risques : impacte
l’architecture avion,
distorsion en entrée moteur
Un maquette du concept D8 du Massachusetts Institute
of Technology en soufflerie, pDavid Bowman, NASA I TRL : 2 à 3
Langley
. . . . . .Changer de cycle thermodynamique (ηthermique )
Les limites du cycle de Brayton commencent à être atteintes :
Existe-t-il des alternatives ?
. . . . . .Moteurs à échangeurs [20, 28]
I Principe : Refroidir le flux
au milieu de la phase de
compression à l’aide d’un
échangeur plongé dans le
flux de la soufflante offre un
Un cycle avec un simple échangeur (en bleu) permet
d’extraire plus de travail pour une même quantité de cycle thermodynamique plus
carburant brûlée, c baGA
avantageux
cycle avec
échangeur et cycle avec
I Bénéfices : ηthermique %
récupération échangeur simple
I Risques : masse %, ηac &
ηthermique
cycle de Brayton
et ηat &
.
(T3 /T0 )γ/(γ−1) I TRL : 3 à 4
Au-delà d’un certain taux de compression le rendement
d’un cycle avec échangeur dépasse celui du cycle de
Brayton [28], cb aGA
. . . . . .La propulsion solaire
I Principe : Couvrir la voilure
de panneaux photovoltaïques
pour alimenter des moteurs
électriques
I Bénéfices : Émissions &
I Risques :
Poids/Puissance %, vol de
nuit
L’avion solaire Solar Impulse 2, c b aMilko Vuille
I TRL : 5
. . . . . .L’Electric Green Taxiing System (Par Safran et Honeywell)
I Principe : Des moteurs
électriques sont implantés
dans les trains d’attérrissage
de l’avion pour le propulser
au roulage
I Bénéfices : émissions &,
coûts d’opération et de
maintenance&
I Risques : Intérêt limité aux
courts et moyens courriers
Le train d’un A320 équipé de l’EGTS de Safran et I TRL : 8 à 9
Honeywell, cbaOlivier Cleynen
. . . . . .La propulsion distribuée hybride [9]
I Principe : Un ou plusieurs
moteurs thermiques ou
autres (piles à
combustible ?) génèrent de
l’électricité pour alimenter
des moteurs à
superconducteurs qui font
tourner une distribution de
soufflantes
I Bénéfices : Émissions &
I Risques : Impacte
Le concept N3-X équipé d’une propulsion hybride,
pNASA
l’architecture avion,
pertes aux interfaces %
I TRL : 2
. . . . . .Les biocarburants [7]
I Principe : Il est possible
d’incorporer jusqu’à 50% de
biocarburants issus de
l’hydrotraitemant d’huiles
végétales (HEFA, HVO,
HRJ) ou du procédé de
synthèse Fischer-Tropsch
(BtL)
I Bénéfices : CO2 &
I Risques : Température de
fonctionnement, fonctions
secondaires du carburant à
bord, rentabilité,
concurrence agroalimentaire
Huile de jatropha hydrotraitée, cbBiswarup Ganguly I TRL : 8 à 9
. . . . . .Moteurs à cycles combinés pour le vol suborbital [30, 16]
I Principe : Une propulsion
combinant une motorisation
aérobie (turbine,
statoréacteur,
Le X-15 propulsé par un moteur-fusée (anaérobie),
super-statoréacteur) et
premier avion suborbital, pNASA anaérobie (moteur-fusée)
permettrait le vol orbital
I Bénéfices : u0 %
I Risques : Par où
commencer ?
I TRL : 5
Le X-43A (sans pilote) propulsé par un statoréacteur
(aérobie), le plus rapide jamais construit, pNASA
. . . . . .Références I
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URL http://www.bga-aeroweb.com/
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[3] STRAIR aircraft maintenance repair and overhaul market
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[5] Statistical review of world energy 2014 (2014).
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[8] Coroneos, R.M., Gorla, R.S.R. : Structural analysis and
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Haller, W.J., Thurman, D.R. : Initial assessment of open rotor
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