Turboreacteur d'avion

Le turboréacteur est un système de propulsion essentiellement utilisé pour les avions. La poussée résulte de l'accélération de l'air entre l'entrée (manche à air) et la sortie (tuyère) ; elle est obtenue par la combustion d'un carburant, généralement du kérosène dans l'oxygène de l'air. Une partie de l'énergie produite est récupérée par une turbine et sert à comprimer, à l'entrée du réacteur, l'air utilisé comme comburant.

C'est l'un des plus anciens systèmes de moteurs à réaction. L'inventeur français Maxime Guillaume dépose dès 1921 un brevet concernant son principe. Il sera ensuite développé indépendamment par deux ingénieurs durant les années 1930, Frank Whittle au Royaume-Uni et Hans von Ohain en Allemagne.

Au début du XXI^e siècle le rapport coût / efficacité du réacteur le rend particulièrement attractif pour les avions de transport du haut subsonique (0,7 < Mach < 0,9) d'où son utilisation sur les avions civils des familles (Airbus A3xx, Boeing B7xx, etc.). Il est le seul capable de couvrir les domaines allant du subsonique au supersonique d'où son utilisation sur les avions de combat (Dassault Rafale, F-16 Falcon, etc.).

Le turboréacteur actuel, souvent double-corps et double-flux, auquel on adjoint parfois la post-combustion ou un inverseur de poussée est dérivé du turboréacteur originel mono-corps, mono-flux.

L'industrie du turboréacteur est un secteur majeur de l'aéronautique et donc un facteur important du développement économique. C'est aussi une technologie de pointe, grande utilisatrice de recherche appliquée, et donc un facteur d'autonomie dans le domaine de la défense.

Sommaire 1 Histoire 1.1 Avant la Seconde Guerre mondiale : les pionniers 1.2 Autour de la Seconde Guerre mondiale 1.3 1950 – 1980 : la guerre froide et le développement du transport aérien civil 1.4 Le choc pétrolier 1.5 Technicité accrue et moteurs complexes 2 Technique 2.1 Principe 2.2 Calcul de la poussée 2.3 Poussée et consommation 2.4 Contraintes de fonctionnement 3 Pollution 3.1 Pollution sonore 3.2 Pollution atmosphérique 4 Anatomie 4.1 Entrée d'air 4.2 Compresseur 4.3 Chambre de combustion 4.4 Turbine 4.5 Tuyère 5 Types de turboréacteurs 5.1 Compresseur centrifuge 5.2 Compresseur axial 5.2.1 Simple et multiple corps 5.2.2 Simple et double flux 6 Sous-systèmes du turboréacteur 6.1 Commande et régulation 6.2 Postcombustion 6.3 Inverseur de poussée 6.4 Poussée vectorielle 6.5 Groupe auxiliaire de puissance 7 Applications 8 Annexes 8.1 Notes et références 8.2 Bibliographie 8.3 Articles connexes 8.4 Liens externes

Histoire

Avant la Seconde Guerre mondiale : les pionniers

Le Français Maxime Guillaume est le premier à déposer le 3 mai 1921 un brevet d'invention sous le numéro 534 801 concernant la « propulsion par réaction sur l'air », brevet qu'il obtient le 13 janvier 1922^[1]. Néanmoins, il ne sera suivi d'aucune construction car elles auraient nécessité des avancées techniques importantes sur les compresseurs.

Les premiers turboréacteurs sont conçus à peu près simultanément mais indépendamment par Sir Frank Whittle en Angleterre et par le Dr. Hans von Ohain en Allemagne dans les années 1930. Frank Whittle, ingénieur aéronautique, s'engage dans la Royal Air Force en 1928 et effectue ses premiers vols en tant que pilote en 1931. Âgé alors de 22 ans, il imagine pour la première fois un avion propulsé sans hélices et essaie sans succès d'obtenir un soutien financier de l'armée pour le développement de son idée^[2],[3]. Il persiste alors seul dans le développement de cette motorisation et imagine l'utilisation de deux turbines, l'une à l'entrée pour amener l'air vers la chambre de combustion et l'autre pour mélanger le carburant à l'air^[2].

En 1935, grâce à des dons privés, il construit le premier prototype de turboréacteur et le teste au banc d'essai en avril 1937. Le W.1, premier turboréacteur destiné à un petit avion expérimental, est livré le 7 juillet 1939 à la société Power Jets Ltd. avec laquelle Whittle est associé. En février 1940, la Gloster Aircraft Company est choisie pour développer un avion mu par le W1. Le « Pioneer » effectue ainsi son premier vol le 15 mai 1941^[3].

Hans von Ohain est doctorant en physique à l'université de Göttingen en Allemagne. Constructeur d'avions, Ernst Heinkel fait appel à l'université pour développer un nouveau type de propulsion aéronautique^[2],[3]. Répondant à l'appel, Hans von Ohain conçoit l'idée d'un moteur dont la combustion se fait selon un cycle continu et dépose en 1934 un brevet de moteur à propulsion similaire à celui de Frank Whittle sur le dessin mais différent sur les éléments internes au moteur. Hans von Ohain fait voler le premier turboréacteur sur un Heinkel He 178 en 1939, premier aéronef conçu pour être propulsé par ce type de moteurs^[3].

Autour de la Seconde Guerre mondiale

Les premiers turboréacteurs dessinés par Whittle et von Ohain sont basés sur la technologie des compresseurs centrifuges. Ces turboréacteurs présentent l'inconvénient de nécessiter un moteur de grand diamètre pour pouvoir comprimer correctement l'air à l'entrée du turboréacteur. En 1940, Anselm Franz développe un turboréacteur basé sur le principe des compresseurs axiaux, dont la section frontale est beaucoup plus restreinte et le rendement meilleur. Le Junkers Jumo 004 devient ainsi en 1944 non seulement le premier turboréacteur moderne mais également le premier produit en série^[4],[5].

Les premiers avions à turboréacteurs construits en série sont des chasseurs-bombardiers, tels que les Messerschmitt Me 262 Schwalbe mus par des Jumo 004A, utilisés à la fin de la Seconde Guerre mondiale^[5]. Leur conception est facilitée par la forme allongée et de petit diamètre des turboréacteurs axiaux. Après guerre, les turboréacteurs se généralisent, aussi bien dans l'aviation militaire que civile, ainsi que les turbopropulseurs, basés sur une technologie très similaire pour entraîner des hélices. Les Alliés construisent un nombre important de nouveaux turboréacteurs dont « le Me P.1101 est surement le plus avancé »^[6].

Ces premiers chasseurs seront néanmoins marqués par un manque cruel de puissance. Le Bell P-59 Airacomet, premier avion de chasse à réaction conçu par les États-Unis n'a d'ailleurs jamais été engagé pour des missions de combat en raison des ses performances décevantes (sous motorisé, peu manœuvrable à basse vitesse, ...)^[7]. Ainsi, dès 1945, les premiers aéronefs « hybrides » font leur apparition. Ces appareils, à l'image du Ryan FR Fireball, sont en effet mus par un turboréacteur et un moteur à pistons^[8]. Par ailleurs, la recherche de vitesses toujours plus importantes sera à l'origine dans les années 1960 d'une nouvelle hybridation : un turboréacteur associé à un statoréacteur. Le Nord 1500 Griffon II fonctionne sur ce principe. Le turboréacteur fonctionne au décollage tandis que le statoréacteur prend le relais en croisière^[9].

Par la suite, le développement continu des turboréacteurs devient un enjeu majeur aussi bien militaire en termes de défense, d'attaque et de force de dissuasion, que civil. Conçu par McDonnell Douglas, le F-4 Phantom II est l'un des avions militaires américains les plus importants du XX^e siècle et l'avion de combat occidental ayant été le plus produit depuis la guerre de Corée. Mu par deux réacteurs General Electric J79, il est l'un des très rares avions à être réputé pour sa durée de vie et ses aptitudes en mission^[10]. D'un point de vue civil, le De Havilland Comet est le premier avion commercial propulsé par des turboréacteurs. Lancé en 1949, il est resté tristement célèbre pour une série d'accidents en plein vol qui a mis en évidence le phénomène de fatigue des structures dans l'aéronautique^[11].

1950 – 1980 : la guerre froide et le développement du transport aérien civil

La recherche de performances plus élevées en terme de poussée se concentre essentiellement sur deux voies : l'augmentation du taux de compression — les compresseurs centrifuges et les premiers compresseurs axiaux atteignent difficilement un rapport de 6 — et l'augmentation de la température d'éjection. Aux États-Unis, en 1953, General Electric développe le J79 dont le compresseur comporte 17 étages, 6 des stators étant à incidence variable. Ce dernier sera produit en 16 500 exemplaires. En 1949, Pratt & Whitney développe le premier réacteur double-corps qui amènera au développement du J57 militaire utilisé sur les Boeing B-52 et KC-135 ainsi que les Douglas Skywarrior.

Dans le domaine civil, sous la dénomination JT3C, il sera le propulseur originel des Boeing 707 et Douglas DC-8 et sera, au total, produit à 21 200 exemplaires. Au Royaume-Uni, Bristol développe à partir de 1949 l'Olympus, de technologie similaire. Initialement, il fournira une poussée de 5 000 daN portée vers 6 000 en 1957, près de 8 000 en 1960 et finalement 9 000 daN. Équipé de la postcombustion, il deviendra le propulseur du Concorde avec une poussée nominale de 17 240 daN.

En France, la Snecma développe la série des Atar qui culminera avec le 9C à 6 400 daN et équipera les Mirage III et 5. Enfin, l'URSS produit les Mikulin AM-5, AM-9 et RD-9 qui équipent les chasseurs Mikoyan-Gourevitch MiG-19 et Yakovlev Yak-25. Ces réacteurs mono-corps auraient été développés à partir du réacteur britannique Nene. Les bombardiers Tu-16 et le transport civil Tu-104 sont eux équipés de l'AM-3 développé par Mikulin qui, bien qu'utilisant la technologie mono-corps, atteint près de 10 000 daN.

Le choc pétrolier

En dehors du Concorde, supersonique, les avions commerciaux sont limités à des vitesses subsoniques. L'augmentation de la poussée n'est donc nécessaire que pour propulser des avions de plus en plus lourds. Après le choc pétrolier, les recherches portent sur des moteurs dont la consommation spécifique — le rapport entre la consommation de carburant et la poussée obtenue — est la plus faible possible. La concurrence se révèle très forte entre les trois principaux motoristes — Rolls-Royce au Royaume-Uni, Pratt & Whitney aux États-Unis et CFM, consortium entre l'américain General Electric et le français Snecma — et ceci d'autant plus que Boeing ou Airbus laissent aux compagnies aériennes le choix du propulseur. Les développements portent donc essentiellement sur un nouveau type de turboréacteur, le turbofan ou turboréacteur à double flux, qui peut être considéré comme intermédiaire entre le turboréacteur et le turbopropulseur (voir l'article sur la propulsion des aéronefs). Le premier développement est réalisé par Rolls-Royce avec le Conway et un taux de dilution initial de 0,3 porté par la suite à 0,6.

La première génération de turboréacteurs à double flux à haut taux de dilution et non développés à partir d'éléments pré-existants a permis d'équiper les Lockheed C-5 Galaxy de l'US Air Force avec le General Electric TF39 qui atteignait une poussée de 19 000 daN. Ce réacteur est à l'origine du modèle civil, le CF6 qu'on retrouve sur les McDonnell Douglas DC-10, Airbus A300 et Boeing 747. Les deux concurrents Pratt & Whitney et Rolls-Royce suivirent avec les JT9D et RB.211 aux performances équivalentes.

Technicité accrue et moteurs complexes

Les turboréacteurs d'aujourd'hui sont des machines d'une extrême complexité regroupant un grand nombre de sous-systèmes. Le développement d'un nouveau moteur demande des moyens humains, technologiques et financiers considérables que seules quelques rares entreprises possèdent dans le monde : CFM, Rolls-Royce, Pratt & Whitney et NPO Saturn pour les plus importants. Les turboréacteurs sont utilisés sur tous les avions civils moyen et gros porteurs, car ils sont les seuls à pouvoir atteindre des vitesses transsoniques (entre mach 0,8 et mach 1) de manière économique^[12]. Seuls les petits avions de tourisme et les ULM sont encore équipés de moteurs à explosion à pistons.

La fabrication et l'exploitation d'un turboréacteur nécessitent des connaissances techniques parmi les plus pointues de notre époque telles que la mécanique des fluides, la thermodynamique, la science des matériaux, l'automatique ou encore l'acoustique. D'ailleurs, à bord d'un avion, civil ou militaire, le turboréacteur n'est pas seulement un organe propulsif. Il fournit aussi toute l'énergie disponible à bord sous forme électrique, hydraulique et pneumatique et alimente le système de pressurisation et de conditionnement d'air. Le groupe moteur est ainsi souvent appelé « générateur de puissance » ou « powerplant ». Si le rendement et la fiabilité de ces moteurs se sont considérablement améliorés depuis leurs débuts, leur coût est très important, et représente en général pour un avion civil le tiers du coût total de l'appareil.

Technique

Principe

Un turboréacteur fonctionne sur le principe d'action-réaction. La variation de vitesse de l'air entre l'entrée et la sortie du réacteur crée une quantité de mouvement (dénommée poussée) vers l'arrière du moteur qui par réaction — d'où le terme de moteur à réaction — engendre le déplacement du moteur, donc du véhicule sur lequel il est fixé, vers l'avant^[13].

Pour réaliser cette différence de vitesse entre l'entrée et la sortie, le turboréacteur fonctionne sur le même principe qu'une hélice d'avion à ceci près qu'il utilise une l'énergie fournie par la combustion du kérosène pour maintenir en mouvement l'hélice et pour éjecter des gaz à grande vitesse^[13].

Le turboréacteur fonctionne sur le principe des turbines à gaz. À l'admission, l'air est aspiré par la soufflante puis comprimé afin d'augmenter sa pression. Du kérosène est ensuite injecté dans l'air au niveau de la chambre de combustion puis enflammé ce qui permet de fortement dilater les gaz. Ces derniers s'échappent du turboréacteur par la tuyère qui, en raison de sa section rétrécissante, accélère la vitesse de l'air. L'air passe au préalable par une turbine permettant d'entrainer l'axe de turbine, qui à son tour fait tourner la soufflante ; et ainsi de suite^[13].

À l'image des moteurs automobile, le turboréacteur réalise ainsi un cycle continu à quatre temps — admission, compression, combustion et détente/échappement — théoriquement décrit par le cycle de Brayton. Ce cycle est constitué d'une compression adiabatique réversible, d'une transformation isobare réversible, d'une détente adiabatique réversible et d'une transformation isobare réversible.

Calcul de la poussée

La poussée d'un turboréacteur peut être calculée approximativement à partir de l'équation^[14] :

où

, débit massique de l'air passant dans le moteur, le débit du carburant étant négligeable (kg/s)

V_sortie, vitesse de sortie des gaz de la tuyère (m/s)

, vitesse d'entrée des gaz dans le compresseur (m/s)

représente la poussée de la tuyère, tandis que correspond à la force de traînée de l'entrée d'air. Ainsi pour que le turboréacteur crée une poussée vers l'avant, il faut naturellement que la vitesse des gaz d'échappement soit supérieure à celle de l'aéronef^[14].

Poussée et consommation

La gamme de turboréacteur est assez vaste tout comme les valeurs de leur poussée. Dans la gamme d'avions de transport civil, le plus petit turboréacteur, le TRS 18-1 de Microturbo (division du groupe Safran), atteint entre 120 et 160 daN tandis que le plus imposant, le GE90-115B fabriqué par General Electric, développe plus de 40 000 daN^[12],[15]. Pour ce qui est des avions de combat, la gamme est beaucoup plus restreinte. Le Pratt & Whitney F119, l'un des réacteurs les plus puissants dans ce domaine, développe entre 9 800 et 15 600 daN tandis que le Snecma M88 équipant le Rafale, développe 5 000 à 7 500 daN^[12].

La consommation en carburant des turboréacteurs augmente proportionnellement avec la poussée des ces derniers. C'est la raison pour laquelle la consommation spécifique, i.e. le rapport consommation/poussée, est privilégiée pour caractériser un turboréacteur. Les moteurs de dernières générations présentent pour la plupart un ratio de 0,55 en vol de croisière. Cette valeur, pour un Boeing 777 équipé de deux GE90 parcourant 10 000 km à une moyenne de 1 800 L/100 km, équivaut à environ 5 L/100 km par passager, soit autant qu'une petite automobile^[12].

Contraintes de fonctionnement

Les turboréacteurs sont des machines de conception très complexe qui doivent supporter des sollicitations thermiques, mécaniques et vibratoires intenses et répondent à de fortes contraintes d'exploitation. Les caractéristiques ne sont pas données de façon précise par les constructeurs mais on peut estimer entre 200 °C et 2 000 °C les températures de fonctionnement^[16].

Ces contraintes nécessitent donc des matériaux adaptés à chaque zone. De façon générale, la turbine haute pression est soumises aux conditions les plus sévères (températures et pressions élevées). Les pièces sont donc dans cette zone en général à base d'alliage de nickel et de cobalt. Dans les zones plus froides, l'acier et le titane sont davantage utilisés^[16]. Les surfaces internes, notamment celles des aubes et des carters, sont de surcroit protégées par des revêtements protecteurs afin augmenter la durée de vie des matériaux.

Le développement des turboréacteurs s'est d'ailleurs fait surtout grâce à la maîtrise des matériaux qui composent la conduite des gaz car ce sont eux les plus fortement sollicités. Cette connaissance des matériaux permet d'obtenir des pièces d'une résistance mécanique maximale pour un poids minimal. Encore aujourd'hui, il s'agit d'une des applications qui demandent la plus haute technicité dans le domaine de la science des matériaux : pièces en titane, aubes en alliage monocristallin, traitements thermiques, etc.

Pollution

Pollution sonore

Bien que, contrairement à ce que l'on peut penser, le turboréacteur ne soit pas la seule source de pollution sonore — les volets et les trains d'atterrissage ont un impact non négligeable (tout au moins au décollage et à l'atterrissage) — il n'en demeure pas moins la principale^[12]. On estime cependant à moins de 10 % la gêne acoustique générée par les aéronefs. Malheureusement, les turboréacteurs, et plus globalement les moteurs d'avions, génèrent des sons de très basses fréquences qui sont mal atténués par la distance et les murs des maisons modernes. Des progrès significatifs ont néanmoins été réalisé depuis 50 ans puisque le niveau sonore des avions a diminué de plus de 10 dB aussi bien au décollage ou à l'approche qu'en vol^[12].

Le turboréacteur génère deux types de bruit : celui dû à l'éjection des gaz et celui induit par les interactions entre les aubes tournantes et les différents conduits. Le second devient prépondérant sur le premier lors des phases de décollage ou d'approche^[17]. Étant donné que le but est de réduire les émissions sonores dans les zones habitées, les études portent donc sur la réduction de ce deuxième type de bruit.

L'un des programmes les plus connus destinés à réduire les émissions sonores des turboréacteurs est le projet européen « Resound » d'absorption acoustique active. Le principe du projet est de créer une onde de même structure spatiale, i.e. de même fréquence, de même amplitude et possédant la même directivité — que bruit de raie de la soufflante mais déphasée de 90°. Pour cela, un mode acoustique identique au mode d'interaction est généré grâce à une grille de contrôle constituée de tiges radiales. Bien que le niveau acoustique des harmoniques soit augmenté à cause de la création de nouveaux sons d'interaction, le gain fondamental atteint 8 dB^[17],[18].

D'autres projet plus récents, comme le projet « LNA-2 » pour Low Noise Aircraft 2, s'intéressent davantage rayonnement acoustique aval. Débuté en janvier 2005, le programme s'appuie sur une caractérisation expérimentale et numérique pour réduire les effets de ce rayonnement^[19].

Pollution atmosphérique

Bien que les émissions polluantes issues de la combustion du kérosène soient l'un des problèmes majeurs du turboréacteur « pris à bras le corps »^[12] par les ingénieurs, il doit néanmoins être relativisé puisque le trafic aérien ne représente que 5 % des émissions polluantes au voisinage des habitations et le CO₂ émis ne contribue à l'effet de serre du globe terrestre qu'à hauteur de 2 %. Les effets des traînée de condensation sont quant à eux « sensibles mais à préciser »^[12].

Ces précédentes considérations se limitent néanmoins à une pollution locale alors que, bien que les experts se veulent prudents, la pollution aérienne en haute altitude pourrait avoir bien plus d'impact sur l'environnement et notamment sur l'amincissement de la couche d'ozone. Cet aspect est d'autant plus important en sachant que 75 % des émissions des turboréacteurs ont lieu en vol de croisière dans la troposphère et la basse stratosphère^[20].

Anatomie

Soufflante

Compresseur

Chambres de combustion

Turbine et axe de turbine

Tuyère

Entrée d'air

L'entrée d'air permet d'amener l'air ambiant sur le premier étage du compresseur. Elle est indispensable lorsque le turboréacteur est installé dans le fuselage, cas de nombreux avions militaires. Des volets ou une souris sont parfois utilisés pour adapter la quantité d'air aux conditions du vol : vitesse et attitude de l'avion.

Compresseur

Deux principes sont utilisés : compression centrifuge - quasiment abandonnée - et compression axiale. Le compresseur est constitué de plusieurs étages : un rotor qui force l'air dans une section de plus en plus petite et un stator qui redresse le flux pour le présenter à l'étage suivant sous la meilleure incidence possible.

Dans les turboréacteurs double-flux, le premier rotor est constitué d'une soufflante dont la partie centrale comprime le flux primaire et la partie externe accelère le flux secondaire.

Dans les turboréacteurs double-corps le compresseur est constitué de deux ensembles, le premier basse pression, le second haute pression.

Chambre de combustion

Le carburant y est injecté, mélangé à l'air fourni par le compresseur, et brûlé. La consommation spécifique est liée au rendement de combustion. Pour l'améliorer il faut assurer un mélange comburant-carburant aussi intime que possible par obtention d'un écoulement tourbillonnaire entre les écoulements linéaires à l'entrée et à la sortie. La conception aérodynamique de la chambre de combustion est donc particulièrement compliquée.

Turbine

Elle récupère une partie de l'énergie pour le fonctionnement de la soufflante, du compresseur et du relais d'accessoires destiné aux énergies de servitude.

Dans les turboréacteurs double-corps la turbine est constituée d'un premier étage haute pression et d'un second basse pression.

La turbine HP, dont les ailettes sont soumises au flux des gaz de combustion les plus chauds, est la pièce la plus compliquée sur les plans de la tenue des matériaux et de l'aérodynamique.

Tuyère

C'est dans la tuyère que les gaz sont ramenés à la pression ambiante. L'accélération du flux qui en résulte génère la poussée.

Types de turboréacteurs

Compresseur centrifuge

Les premiers turboréacteurs, conçus à partir des prototypes mis au point par Whittle et von Ohain, sont munis d'un simple compresseur centrifuge mû par la turbine. Ils ont le mérite de la simplicité étant donné qu'un seul étage d'aubes réalise la compression et qu'un seul arbre relie la turbine au compresseur^[21].

Mais leur faible longueur s'accompagne d'un fort diamètre nécessaire à une bonne compression. L'air atteint en effet sa compression maximale à l'extrémité du compresseur puisque la force centrifuge est d'autant plus grande que son point d'application est éloigné de l'axe de rotation^[21].

Les premiers réacteurs anglais tels que les Goblin des De Havilland Vampire ou les Rolls-Royce Welland du Gloster Meteor sont ainsi conçus^[22]. Par ailleurs, la plupart des turbines pour hélicoptères restent conçues sur ce principe qui permet la conception de moteurs compacts.

Compresseur axial

Simple et multiple corps

L'augmentation croissante du poids des aéronefs amènent les ingénieurs en aéronautique à imaginer des solutions pour améliorer la poussée fournie par le turboréacteur^[23]. Avec une meilleure maîtrise de la métallurgie sont introduits des compresseurs axiaux combinés à des aubages fixes (stators). Du fait de la moindre efficacité, ils nécessitent plusieurs étages tournant à la même vitesse mais peuvent supporter des vitesses de rotation nettement plus élevées. Le premier de ce type, et aussi le premier construit en grande série, est le Jumo 004 de Junkers-Motoren qui équipait le Messerschmitt Me 262^[5].

Dans les premiers turboréacteurs, centrifuges comme axiaux, turbine et compresseur forment un unique ensemble cinématique. On parle alors de compresseurs/moteurs simple corps ou simple attelage. Pour accroître l'efficacité du turboréacteur, le compresseur est désormais divisé en deux parties successives : une à basse pression et une à haute pression, mues par deux turbines successives (haute et basse pression). On parle alors de turboréacteurs double corps ou double attelage^[23]. La vitesse de rotation des deux corps étant différente, ces moteurs nécessitent deux arbres concentriques et sont donc plus longs et plus lourds. En contrepartie, le rendement est nettement amélioré^[21].

Les deux arbres tournent généralement dans le même sens, afin de ne pas imposer aux roulements (ou paliers) les reliant, des vitesses de rotation trop importantes. Dans certains cas toutefois, ils tournent dans des sens différents, ce qui a pour avantage de ne pas cumuler les couples gyroscopiques, et de permettre un meilleur rendement aérodynamique. Par contre, l'excitation dynamique qui résulte de deux corps contra-rotatifs est fonction de la somme des régimes de rotation des deux corps — au lieu d'être fonction de la différence des régimes, dans le cas co-rotatif — donc très élevée, ce qui pose des problèmes de tenue aux vibrations^[24].

Tous les moteurs de nouvelle génération sont à double corps, voire à triple corps pour ceux à très fort taux de dilution. Cette dernière configuration est assez rare bien qu'elle soit la spécialité de Rolls-Royce avec sa série de moteurs pour l'aviation civile dénommés Trent.

Simple et double flux

Les moteurs sont dits à simple flux quand la totalité de l'air admis traverse le moteur et actionne les turbines. Les turboréacteurs à simple flux sont très bruyants et n'atteignent leur meilleur rendement qu'au-delà de Mach 1.

Bien plus économiques aux vitesses subsoniques et moins bruyants, les turboréacteurs à double flux sont apparus dans les années 1960. Dans ces moteurs, les premiers étages du compresseur basse pression, souvent réduits à la soufflante, sont de grandes dimensions pour aspirer de grandes quantités d'air^[25]. L'air pré-comprimé par la soufflante ne passe pas intégralement par le moteur, mais une partie (le flux froid) le contourne par sa périphérie jusqu'à la tuyère où il est éjecté avec les gaz chauds (flux chaud)^[23]. Cela permet, pour des vitesses modérées, en dessous de Mach 1,5 environ, d'augmenter la poussée par augmentation du débit de gaz et de réduire considérablement le niveau de bruit^[26].

La proportion d'air contournant le moteur est variable selon les moteurs. Elle est d'autant plus élevée que le moteur est destiné à voler à des vitesses faibles. Cette proportion est exprimée par le taux de dilution, égal au rapport du flux froid massique (dit secondaire) sur le flux chaud massique (dit primaire). Les moteurs militaires optimisés pour le vol supersonique peuvent atteindre un taux de dilution en dessous de 1 alors que les moteurs civils pour avions de ligne, optimisés pour des croisières autour de Mach 0,8, ont des taux de dilution entre 5 et 10^[21],[26]. De tels moteurs tirent l'essentiel de leur poussée du flux froid (80 %), le flux chaud ne représentant qu'une faible part de la poussée (20 %), et se rapprochent de turbines couplées à des hélices carénées (turbopropulseurs)^[26].

Sous-systèmes du turboréacteur

Commande et régulation

Les turboréacteurs étaient commandés par une « manette des gaz » jusqu'à l'introduction sur les Rolls-Royce/Snecma Olympus-593 du Concorde du premier système de régulation analogique. Depuis, les turboréacteurs ont peu à peu été équipés d'un système de régulation électronique (Fadec), installé sur les Pratt & Whitney PW2000 et CFMI/CFM56-A notamment. Ce système s'est généralisé sur les avions commerciaux de toute taille. C'est également le cas de la totalité des avions militaires récents^[27].

La régulation du moteur est basée sur un calculateur électronique qui règle le débit de carburant fourni par la pompe en fonction du régime de rotation, de la pression et de la température en certains points du turboréacteur. Il est important d'éviter la « survitesse » du moteur ainsi que des températures trop élevées qui risqueraient d'endommager les pièces. Pour cela, le système de régulation agit parfois sur des organes même du turboréacteur (le calage des aubes de redresseurs, par exemple)^[27].

Postcombustion

La postcombustion, parfois dénommée réchauffe, est un système utilisé par les avions militaires supersoniques pour augmenter temporairement la poussée fournie par le turboréacteur. Cette technique consiste à injecter du kérosène — après la turbine du moteur, d'où le terme « post » — dans les gaz d'échappement du réacteur. Sous l'effet de la chaleur, le kérosène s'enflamme ce qui a pour conséquence une augmentation soudaine de la poussée^[28].

Cet apport de puissance supplémentaire est particulièrement utile lors d'un décollage sur une piste courte, à l'image des porte-avions, ou pour se sortir d'une situation étriquée lors d'une mission militaire. Ce système est principalement utilisé sur les avions de combat rapides, où il est en général utilisé avec parcimonie car il augmente de façon significative la consommation de carburant^[28].

Inverseur de poussée

L'inversion de poussée est un dispositif permettant d'orienter vers l'avant la poussée exercée par le turboréacteur dans le but de ralentir l'avion et de réduire les distances de freinage lors de l'atterrissage. Seul le flux secondaire est généralement dévié par les dispositifs d'inversion^[29].

Cette technique est surtout utilisée sur les avions civils, ou sur les avions militaires qui en sont dérivés (avions de transport, ravitailleurs, ...). Elle équipe également quelques avions de combat comme le Panavia Tornado ou le Saab 37 Viggen. Bien qu'il soit monté sur la majorité des avions civils équipés de réacteurs, cet équipement n'est cependant pas obligatoire sur ce type d'avion. D'ailleurs, la certification d'un appareil se fait sans l'utilisation des inverseurs.

Poussée vectorielle

Spécificité des avions militaires les plus performants, notamment les intercepteurs, la tuyère des réacteurs est prolongée par un dispositif orientable permettant de dévier le jet et donc la direction de la poussée pour augmenter la manœuvrabilité de l'appareil. On parle généralement de poussée bidimensionnelle (respectivement tridimensionnelle) lorsque la poussée est dirigée dans deux (respectivement trois) directions. Outre cet aspect, elle permet aussi de se déplacer dans des milieux où les ailerons et les gouvernes sont inutiles, i.e. les zones dépourvues ou presque d'air^[30].

Ce dispositif équipe notamment des prototypes russes Soukhoï SU-37 et MiG-29 OVT et des récents chasseurs américains F-22 et JSF. Le plus récent développement (2005) est le Rockwell-MBB X-31. La poussée peut aussi être déviée vers le sol afin de permettre les décollages et atterrissages verticaux, comme sur le Harrier, le F-35 et le Yak-141^[30].

Groupe auxiliaire de puissance

Les turboréacteurs nécessitent généralement d'un moteur auxiliaire pour être démarrés, le GAP (groupe auxiliaire de puissance) ou APU (Auxiliary Power Unit). Il s'agit d'un petit turbomoteur, souvent dérivé d'une turbomachine d'hélicoptère et situé dans le fuselage de l'aéronef, souvent dans la partie arrière, qui fournit l'air comprimé pour alimenter les démarreurs pneumatiques des turboréacteurs, ainsi que l'énergie électrique avant les démarrages. Le GAP peut parfois servir à la génération hydraulique en secours^[31].

Le GAP est démarré par la ou les batteries électriques de l'avion, ou par un groupe de puissance extérieur. Le GAP peut aussi être utilisé en générateur électrique de secours, lorsque toutes les génératrices et alternateurs des turboréacteurs ou turbopropulseurs sont inopérants. Des essais récents ont été menés avec succès avec des piles à hydrogène en tant que GAP. Ces dispositifs sont plus légers et ne nécessitent pas d'entrée d'air, mais ils sont plus onéreux^[31].

Applications

En raison de leur capacité à atteindre des vitesses transsoniques (entre mach 0,8 et mach 1) de manière économique, les turboréacteurs sont essentiellement utilisés sur des aéronefs aussi bien militaires que civils.

Probablement moins connu du grand public, les turboréacteurs trouvent quelques applications sur les véhicules terrestres. Le Thrust SSC, véhicule terrestre supersonique détenteur du record absolu de vitesse au sol avec une moyenne à 1 227,985 km/h, est propulsé par deux turboréacteurs à postcombustion développant une puissance d'environ 106 000 ch^[32]. Des versions turbo-motorisées des dragsters, dénommées jet-cars, existent également mais celles-ci ne peuvent participer à aucun championnat et ne font l'objet que de démonstrations.

Annexes

Notes et références

Bibliographie

• (en) Kendall F. Haven, 100 greatest science inventions of all time, Libraries Unlimited, 2006, 333 p. (ISBN 978-1591582649) 
• (en) Klaus Hünecke, Jet engines : fundamentals of theory, design, and operation, Zenith Imprint, 1997, 241 p. (ISBN 978-0760304594) 
• Jean-Claude Thevenin, Le turboréacteur, moteur des avions à réaction, Association Aéronautique et Astronautique de France, 2004, 46 p. 

Articles connexes

• Efficacité d'un turboréacteur
• Liste des motoristes aéronautiques par pays
• Nacelle (avion)

Liens externes

• Animation d'un turboréacteur (compresseur centrifuge)

Moteur à réaction
Moteur aérobie	Statoréacteur • Pulsoréacteur • Turboréacteur • Superstato • Moteur à ondes de détonation pulsées • Turbopropulseur • Hydrojet • Soufflante non-carénée
Moteur anaérobie	Propulseur à poudre • Moteur-fusée • Moteur Aerospike • Moteur-fusée à ergols liquides • Propulseur à propergol solide • Statofusée
Moteur non chimique	Moteur ionique • Moteur photonique • Moteur à plasma • Moteur atomique

• Portail de l’aéronautique
• Portail de l’énergie

La version du 7 septembre 2009 de cet article a été reconnue comme « bon article » (comparer avec la version actuelle). Pour toute information complémentaire, consulter sa page de discussion et le vote l’ayant promu. La version du 7 septembre 2009 de cet article a été reconnue comme « bon article », c'est-à-dire qu'elle répond à des critères de qualité concernant le style, la clarté, la pertinence, la citation des sources et l'illustration.