PROPULSION AÉRONAUTIQUE

Historique du turboréacteur

Le premier brevet décrivant un système propulsif à réaction est attribué au Français Jean Delouvrier, dit Charles de Louvrié. Cet inventeur français soumit, en 1863, à l'Académie des sciences un projet d'appareil, l'Aéronave, mû par l'éjection d'un fluide sous pression après apport de chaleur. De nombreux brevets furent déposés en Europe dans la première moitié du xx^e siècle qui, progressivement, définirent le moteur à réaction sous toutes les formes que nous connaissons : motoréacteur, pulsoréacteur, statoréacteur, turbofusée, turboréacteurs à simple ou à double flux.

Le brevet pris par sir Frank Whittle en 1930 comportait en effet tous les composants de base des turboréacteurs d'aujourd'hui : compresseur axial multiétage suivi d'un compresseur centrifuge, chambre de combustion, turbine entraînant directement le compresseur et tuyère propulsive. L'étape majeure que devait constituer ultérieurement le moteur à deux flux était préfigurée en 1936 dans deux brevets déposés par Whittle. En avril 1937, avec le concours de la British Thomson Houston, il fit fonctionner au banc d'essais son premier réacteur WU, à la poussée de 200 décanewtons. L'année suivante, c'était le début des essais du moteur Whittle W 1 de 380 décanewtons, qui allait recevoir en mai 1941 la consécration du premier vol sur un avion Gloster E 28/39, spécialement construit à cette intention.

En Allemagne, Hans von Ohain dépose un brevet en 1935 puis, pour le compte de Heinkel, réalise le moteur He S-3 A qui développe 450 décanewtons et permet, dans sa version He S-3 B, de réaliser le 27 août 1939 le premier vol au monde d'un avion propulsé par un turboréacteur, le He 178. Mais c'est avec le Jumo 004 que vole, en juillet 1942, le biréacteur Messerschmidt Me 262, lancé ensuite en grande série. Plus de six mille Jumo 004 seront produits. Une troisième équipe, dirigée par Herman Oestrich, développe le BMW 003, dont seulement sept cent cinquante exemplaires seront construits, mais qui préfigure la famille des moteurs ATAR, conçus et fabriqués en France par la Société nationale d'étude et de construction de moteurs d'aviation (S.N.E.C.M.A.). Cette dernière a fusionné en 2005 avec la société S.A.G.E.M. (Société d'applications générales d'électricité et de mécanique) pour devenir le groupe Safran.

La première réalisation française est celle de Dimitri Sensaud de Lavaud et d'André Brunet, qui, composée d'un compresseur centrifuge, d'une chambre de combustion, d'une turbine axiale et d'une tuyère à effet de trompe, développe 100 kilogrammes en 1937. Puis, la société Rateau et René Anxionnaz prennent en 1939 des brevets de turboréacteurs pour avions à grande vitesse et en proposent la construction au ministère de l'Air. Le cataclysme de la Seconde Guerre mondiale stoppe toutes ces entreprises en France.

Après ce conflit, le turboréacteur s'impose comme le seul type de propulseur sur tous les avions d'armes. Pour les avions de transport, l'ère des turbomachines débute, le 2 mai 1952, par le premier vol régulier Londres-Johannesburg d'un de Havilland Comet I propulsé par quatre turboréacteurs Ghost, puis par la mise en service du Vickers Viscount, équipé de quatre turbopropulseurs Rolls-Royce Dart en 1953.

Terminologie

Le turboréacteur résulte de l'utilisation d'une turbomachine à des fins de propulsion et comporte les mêmes constituants principaux que la turbine à gaz (cf. turbines à gaz), à savoir un compresseur, une chambre de combustion et une turbine. Le cycle désigne l'ensemble des transformations thermodynamiques subies par l'air qui traverse le moteur.

Dans les tout premiers turboréacteurs, la totalité de l'air capté par la manche d'entrée traversait toute la turbine à gaz et était éjectée dans la tuyère avec les produits de la combustion. Le moteur est dit à simple flux dont le cycle comporte successivement la compression caractérisée par le taux de compression, la combustion, la détente dans les turbines, puis dans la tuyère qui détermine la vitesse d'éjection et par là même la poussée du moteur. Dans le cycle, la température atteint son maximum à la sortie de la chambre de combustion. Elle est généralement repérée comme la température à l'entrée de la turbine. Lorsque le taux de compression est fort, la réalisation est facilitée en partageant les compresseurs en deux groupes à vitesses de rotation différentes. Le moteur est dit à deux corps.

Dans les années 1960, un progrès majeur fut accompli par la dérivation, en cours de compression, d'une partie de l'air vers une éjection directe, indépendante de l'autre partie qui suit le cycle classique décrit ci-dessus. C'est le concept de double flux (fig. 1). La partition entre quantité d'air dérivée et quantité d'air travaillant dans la totalité de la turbomachine est repérée par leur rapport, appelé taux de dilution. Voisin de l'unité dans les premiers moteurs à double flux, le taux de dilution a été porté à 5 dans les années 1970, avec pour avantages une diminution considérable de la consommation de carburant accompagnée d'un abaissement drastique des niveaux de bruit. Le premier étage de compression, qui aspire la totalité de l'air et se signale par un grand diamètre, est appelé soufflante. C'est la configuration des moteurs de tous les avions de transport subsoniques modernes. Elle ne permettrait pas le vol supersonique.

Les moteurs supersoniques comportent généralement un second dispositif de combustion juste avant la tuyère. C'est la postcombustion, ou réchauffe, utilisée dans certaines phases de vol pour disposer d'un supplément de poussée. Elle est présente sur les avions de combat bisoniques et sur Concorde (sans être toutefois une nécessité pour le vol à Mach 2).

Effet du taux de dilution sur les performances

La consommation d'énergie correspond à la puissance calorifique dégagée par la quantité de carburant brûlée dans la chambre de combustion par unité de temps (consommation C × pouvoir calorifique P_c). La puissance perçue par l'avion correspond au travail de la force exercée par le moteur (poussée F) sur le trajet effectué par l'avion par unité de temps (vitesse de vol V₀). Le rapprochement de ces deux notions permet d'évaluer une efficacité globale de la propulsion :

Le rôle du moteur est de mettre en vitesse une masse d'air captée (débit d'air Q) qui acquiert une énergie cinétique, et la puissance correspondante (le débit de carburant étant négligé devant l'importance du débit d'air) est :

V_j étant la vitesse moyenne d'éjection du mélange air-gaz de combustion.

Cette énergie cinétique est caractéristique de la qualité de la turbomachine proprement dite, à laquelle correspond un rendement thermique η_th qui évolue lentement avec les progrès technologiques.

La comparaison de la puissance acquise par les gaz à celle que reçoit l'avion permet de juger de la bonne utilisation de la turbomachine en tant que propulseur, c'est-à-dire son efficacité propulsive η_p :

Dans les conditions des vols commerciaux classiques à Mach 0,8, les ordres de grandeur sont :

Toutefois, la disponibilité de la poussée nécessaire exige que la vitesse d'éjection soit supérieure à la vitesse de vol. En conséquence, l'utilisation de la puissance disponible pour la détente doit se faire de plus en plus dans la tuyère lorsque l'avion est plus rapide, au détriment des turbines qui ne peuvent plus entraîner de gros compresseurs. Le taux de dilution diminue donc nécessairement lorsque le nombre de Mach opérationnel augmente : au niveau technologique actuel, il ne peut guère excéder l'unité à Mach 2. L'utilisation d'une réchauffe sur l'ensemble des deux flux fournit un supplément de poussée par augmentation de la vitesse d'éjection qui répond aux besoins des avions de combat.

Les différentes formes de la propulsion par réaction

La similitude dans l'évaluation de l'effort de poussée exercé soit par une hélice, soit par un turboréacteur montre que l'une comme l'autre relèvent de la famille des propulseurs à réaction.

Quand l'hélice est entraînée par des turbines d'une turbomachine, cet ensemble est appelé turbopropulseur. Si nous imaginons d'accroître très fortement la taille de la soufflante d'un turboréacteur double flux et d'en supprimer le carénage trop encombrant qui l'entoure, nous avons créé un turbopropulseur ! Cette continuité lui confère un taux de dilution de l'ordre de 40 à 50, qui confirme ses limitations aux avions peu rapides.

Pour de grandes vitesses de vol, la compression dynamique naturelle représente une fraction de plus en plus importante du rapport de compression global, et, à température (devant turbine) maximale fixée par le savoir-faire technologique, l'apport de calories dans la chambre de combustion devient faible et même nul au-delà de Mach 3,5. On peut donc penser à se passer du compresseur et, par suite, de la turbine, repoussant ainsi les limites de la combustion au niveau de 2 000 ⁰C atteint dans les réchauffes. La poussée au décollage de ce propulseur, désigné statoréacteur, est nulle au décollage, ce qui nécessite soit le transport en altitude par un avion, soit la combinaison avec un turboréacteur. Son domaine de prédilection est au-delà de Mach 2 et jusqu'à Mach 6 ; le manque d'intérêt pour des avions aussi rapides a restreint l'application du statoréacteur aux missiles tactiques, largués d'avion et accélérés par des chargements de poudre.

Aux plus grandes vitesses, il serait extrêmement pénalisant de ralentir l'air capté jusqu'à des vitesses très faibles pour permettre une bonne combustion traditionnelle ; corrélativement, la chambre prendrait des proportions monstrueuses par rapport à la taille du véhicule. Aussi les ingénieurs sont-ils tentés par le maintien supersonique de l'écoulement avec apport de chaleur. L'impulsion spécifique du stratoréacteur à combustion supersonique, ou superstatoréacteur, atteint un maximum vers Mach 6 à 7, puis le phénomène de blocage sonique fait décroître la poussée spécifique tout en restant intéressante jusqu'à Mach 10 à 12.

Aux vitesses très élevées, et grâce aux pressions très fortes possibles dans une chambre axisymétrique, la fusée à moteurs cryogéniques offre la possibilité de détente la plus grande et par conséquent la meilleure efficacité de propulsion qui, de plus, n'est pas affectée par des pertes d'entrée d'air (cf. conquête de l'espace).

Des combinaisons de ces divers modes de propulsion pourraient trouver leur application sur des lanceurs spatiaux récupérables pour réduire les coûts de la mise en orbite des satellites et recourant à l'utilisation de l'air ambiant pour une partie importante de la mission.