LES DOUBLE FLUX A FAIBLE TAUX DE DILUTION
Les gros turbofans ne sont utilisé que sur des avions subsoniques car l'énorme soufflante perdrait rapidement son efficacité en supersonique (nous reviendront sur ce point au sujet des entrée d'air). Néanmoins, et dans le but d'améliorer le rendement, les avions de combat supersoniques d'aujourd'hui sont équipés de moteurs double flux, mais à FAIBLE taux de dilution.
Les gros turbofans ont des taux de dilution d'environ 8, le moteur du F16, par exemple, a un taux de dilution d'environ 0.3! Le canal de dérivation (canal de bypass) est donc nettement plus petit.
Remarquez, sur ce dessin, le canal de bypass qui commence après plusieurs étages de compresseur.
Le canal est étroit; le diamètre du compresseur basse pression n'est pas très grand; le débit d'air du flux secondaire est nettement plus faible que sur un gros turbofan (taux de dilution: 0.3), mais, par contre, la pression dans le canal de bypass est beaucoup plus importante que sur les gros turbofans (dérivation du flux secondaire après PLUSIEURS étages de compresseurs).
Les avantages du système ?
Un bien meilleur rendement que pour un turboréacteur classique grâce à une meilleure transformation de l'énergie thermique en énergie mécanique (poussée), et grâce à une augmentation substentielle du débit.
Puisque les fluides de densités différentes ne veulent pas se mélanger, le flux secondaire restera "autour" du flux primaire, contre la paroi. Seulement, voila, si le flux primaire ne peut toucher la paroi, celle-ci est, au moins, soumise à un rayonnement thermique intense qui la porte à haute température. Ainsi, coincé entre un flux primaire très chaud et une paroi très chaude aussi, le flux secondaire , dont l'épaisseur est faible, se réchauffe, se dilate, et accélère transformant de la chaleur exédentaire et non utilisée en supplément de poussée.
Sans atteindre le rendement d'un double flux à fort taux de dilution, les double flux à faible taux de dilution apportent tout de même quelques avantages, tout en conservant ;des capacités largement supersoniques. Ce sont, après tout, des turboréacteurs classiques avec un PLUS.
Pourquoi les turbofans à fort taux de dilution ne peuvent
fonctionner à vitesse supersonique ?
En fait, les aubes de compresseur n'aiment pas plus se
prendre
des ondes de choc que les hélices. Et ceci est valable pour
TOUS
les moteurs, qu'ils soient turboréacteur classique, ou
double
flux à fort ou faible taux de dilution.
On a donc trouvé un moyen de ralentir l'air d'admission des turboréacteurs et des double flux, mais le système n'est pas facilement appliquable aux immenses prises d'air des gros turbofans.
En outre, l'essentiel de la poussée d'un double flux à fort taux de dilution est donné par le fan, qui n'est qu'une sorte de super hélice. Il faudrait donc un angle d'attaque des aubes (le pas) ENORME et une vitesse de rotation ENORME (au risque d'être supersonique) pour correspondre à une vitesse de vol supersonique.
Alors, comment fait-on pour ralentir l'air arrivant au compresseur ?
En se servant des ondes de choc, car la vitesse de l'air diminue fortement en passant à travers une onde de choc.
Pourquoi?
Tout d'abord, parce qu'il y a perte d'énergie dans l'onde de choc elle même, une partie de l'énergie cinétique étant transformée en quelque chose que l'on pourrait décrire comme "énergie sonore".
Ensuite parce que l'onde de choc s'accompagne d'une hausse locale de température du fait de la compression.
La vitesse d'un écoulement diminue donc en traversant une onde de choc, car il y perte d'énergie cinétique (donc de vitesse) par transformation en son (essentiellement) et en chaleur (un peu).
Après l'onde de choc, la vitesse de l'écoulement la pression (totale*) ont baissé, mais la température a retrouvé sa valeur d'avant le choc. La perte d'énergie s'est donc traduite par une baisse conjointe de la vitesse et de la pression.
(*)La pression totale baisse, mais la pression statique après le choc est supérieure à celle avant le choc, donc la chute de pression dynamique est telle que la hausse de pression statique ne compense pas.
On considère que la vitesse d'un écoulement devient SUBSONIQUE après une onde de choc normale (c'est à dire, perpendiculaire à l'écoulement).
Petit rappel sur les angles des ondes de choc.
Sur les dessins ci dessus, l'onde de choc est en contact avec le biseau pour des vitesses inférieures à mach 1.4. C'est pour simplifier le dessin. Il est évident que de mach 1 à aproximativement mach 1.4, l'onde de choc est en avant du biseau, on la dit: détachée.
Sur un tel biseau, l'onde de choc reste perpendiculaire (normale)
jusqu'à presque Mach 1.4. L'écoulement en aval du
choc
sera donc subsonique jusqu'à près de Mach 1.4.
L'écoulement subsonique
réaccèlèrera sur la
pente du biseau (c'est un convergent), pour atteindre la vitesse du
son
au "sommet" et subir une expansion et une nouvelle
accélération ramenant l'écoulement
à une
vitesse supersonique. Ca donne ça:
En plaçant un tel biseau devant une prise d'air, on crée une zone d'écoulement subsonique. Il ne reste plus qu'à placer l'entrée dans la zone subsonique, comme ça:
À plus de Mach 1.4, l'écoulement en aval du choc reste supersonique, mais a quand même perdu pas mal de vitesse. Les bords de la prise d'air vont donc se retrouver dans un flux super sonique, et produiront, dès lors, une deuxième onde de choc qui fera chuter la vitesse en dessous de Mach 1, comme ceci:
En vrai, ce genre de prise d'air ressemble à ça:
Remarquez, à l'extrémité de la flèche, l'espace entre le fuselage et l'entrée d'air qui sert à éloigner la prise d'air de la couche limite trop lente et souvent turbulente, dont on préfère se passer pour alimenter le moteur.
