LES TURBOREACTEURS

Vous vous souvenez de la fusée, on produit des gaz sous très forte pression et très haute température grâce à la réaction entre deux substances embarquées: les propergols. À l'origine, ces propergols étant embarqués, ils se déplacent à la MÊME vitesse que la fusée. Par conséquent, les gaz, que ces propergols produisent en réagissant, "débutent leur existence" à cette même vitesse.

Leur vitesse d'origine PAR RAPPORT à la fusée est donc nulle, ensuite ils accélèrent et s'éjectent à grande vitesse PAR RAPPORT à la fusée.

Dans un turboréacteur, l'air entrant est déja animé d'une certaine vitesse, par rapport à l'avion (la vitesse de vol), sauf si l'avion est au sol, à l'arrêt, bien sûr.

Si, pour une fusée, la poussée est calculée d'après la vitesse d'éjection, pour un turboréacteur, elle sera calculée d'après la DIFFERENCE entre la vitesse d'entrée et la vitesse de sortie.

En fait, un turboréacteur est un dispositif qui "prend" de l'air devant lui, et le rejette derrière après l'avoir accéléré, réchauffé, et en avoir un peu augmenté la masse (en y ayant rajouté la masse du kérozène à bruler). Comme on l'a déja dit au sujet de l'hélice, on est moins proche du patineur lanceur de ballon que du rameur.

Le turboréacteur:

Un turboréacteur est constitué (dans sa première partie) d'une entrée d'air, immédiatement suivie d'un compresseur.

Le compresseur est constitué d'une succession de sortes d'hélices multipales refoulant et comprimant l'air , par étape, étage après étage.

Entre chaque série de "pales" (on dit plutôt aubes ou ailettes), il y a un espace libre (visible sur le dessin ci-dessous). Lorsque le moteur est "refermé" cet espace libre est occupé par d'autre aubes, fixes, cette fois, qui sont solidaires de la "carcasse" du moteur, et qui servent à canaliser l'air entre deux étages, pour l'orienter de manière optimium sur les aubes de l'étage suivant.

Les aubes mobiles forment le rotor du compresseur, les aubes fixes, le stator.

En réunissant les deux :

L'air (en bleu) est aspiré et comprimé par le compresseur, puis injecté dans la ou les chambre(s) de combustion où il assure la combustion du carburant (kérozène). Ensuite, il se détend rapidement en passant à travers la turbine, constituée d'un ou plusieurs étages (quelques uns) d'aubes semblables à celles du compresseur, mais fortement protégées contre les hautes températures (elles sont souvent creuses, et parcourues par un courant d'air frais, ou refroidies extérieurement par un souffle d'air frais en provenance d'orifices situés aux pieds des aubes).

Au passage, les gaz entrainent la rotation de la turbine, comme le vent fait tourner le moulin. La rotation de la turbine entraine celle du compresseur; les deux étant liés par un axe.

Au démarrage, un moteur électrique, ou le souffle d'une sorte de mini réacteur appelé APU (auxilliary power unit) met les parties mobiles en rotation. Une énorme étincelle électrique est alors produite dans la ou les chambre(s) de combustion tandis que le kérozène est injecté. Ensuite, la combustion continue tant qu'arrive le kérozène.

Je dis: la ou les chambre(s) parcqu'il éxiste trois grandes dispositions: La chambre annulaire unique faisant le "tour" de l'axe central (1), les chambres séparées réparties tout autour de l'axe central, comme un barillet (2) et les chambres séparées, mais communiquant entre elles par un conduit (3).

En vrai, une chambre annulaire, ça donne ça:

Ces deux images sont de l'ONERA (www.onera.fr)

Voici comment se présente une chambre de combustion séparée.

La redilution (pour arriver à une part par 60) permet, tout à la fois, une baisse de la température avant turbine (pour la protéger), et une meilleure transformation de l'énergie thermique en poussée; l'air "frais" récupérant le surplus de chaleur pour se dilater brusquement, et donc se détendre et accélérer.

On retrouve, dans cette chambre de combustion, les mêmes éléments que dans une chambre de combustion de moteur fusée. L'injection de carburant et de comburant (kérozène + air) dans une enceinte fermée, se terminant par un convergent suivi d'un divergent (le divergent, c'est l'expansion à travers la turbine).

Comme pour l'hélice, ou même pour le moteur fusée, on peut considérer la poussée soit sous l'aspect "produit d'un débit par une vitesse", soit sous l'aspect "différence de pression".

Pour le premier aspect, on parlera, non pas du produit du débit par la vitesse d'éjection, mais du produit débit par la DIFFERENCE entre les vitesses d'entrée et de sortie.

En effet, contrairement à la fusée qui emporte tout avec elle, l'avion utilise de l'air qui a déja une certaine vitesse PAR RAPPORT à lui. De plus, l'adjonction de kérozène (qui va bruler) entraine, de fait, une augmentation de la masse des gaz. Ce qui signifie que le débit massique à l'entrée (l'air) est plus faible que le débit massique en sortie (les gaz brulés). Il y a donc, contrairement à l'hélice, deux débits massiques différents dont il faut tenir compte. La formule de la poussée d'un turboréacteur sera donc:
F = différence de débit massique fois différence de vitesse

Vu sous l'angle de la différence de pression, on a une dépression à l'entrée (par aspiration), une très forte pression après le compresseur, et même, en cas de post combustion, une forte pression après la turbine.

Le compresseur agit comme une sorte de valve, qui fait passer l'air vers la ou les chambre(s), mais empêche totalement le retour.

La haute pression règnant au niveau coeur du moteur s'applique sur les aubes, mais ne refoule pas l'air dont la pression est suffisante. Dans la cas contraire, et si l'alimentation en air n'est plus suffisante que pour que le compresseur puisse bien faire son travail, il y a début de refoulement, et extinction du moteur.

Dans un moteur fusée, la pression interne s'applique tout simplement sur la paroi de la chambre, dans un turboréacteur, elle s'applique, suivant l'endroit, tant sur la paroi de la chambre que sur les aubes, sur les paroi du moteur dans la zone de post combustion.