Turboréacteur : explorez la poussée et les flux d’air

Ce que montre le modèle

Le turboréacteur double flux d’un avion de ligne tire l’essentiel de sa poussée de la grande soufflante, qui envoie l’air autour du cœur chaud. Le cœur brûle du carburant et entraîne des turbines, lesquelles font tourner la soufflante par un arbre. Les autres types de moteurs à réaction répartissent autrement leur puissance entre l’échappement, les soufflantes et les hélices.

Placez-vous derrière un avion de ligne au décollage : on a l’impression que les moteurs crachent du feu. Pourtant, ce qui vous frappe est surtout de l’air froid. Dans un moteur moderne d’avion de ligne, environ un kilogramme d’air sur onze seulement traverse la flamme, et la grande soufflante placée à l’avant envoie tout le reste droit vers l’arrière, autour du cœur chaud. Un moteur de chasseur fait presque l’inverse, un moteur d’hélicoptère ne produit presque pas de jet, et un statoréacteur n’a aucune pièce mobile. Cette exposition met sept de ces moteurs sur le même banc, pour que vous voyiez comment chacun se partage la même tâche.

Chaque modèle est coupé en deux selon son axe. La moitié qui se trouvait face à vous a été retirée, et les faces rouges montrent où le moteur a été coupé. Le premier que vous voyez est un turboréacteur double flux à forte dilution et à deux arbres, dont l’architecture reprend le nombre d’étages publié par GE Aerospace pour son GE9X : un étage de soufflante, un survolteur à trois étages, un compresseur haute pression à onze étages, deux étages de turbine haute pression et six étages de turbine basse pression. Le curseur Type de moteur, ou la liste dans les commandes, le remplace par un turboréacteur simple flux, un moteur de chasseur à faible dilution avec postcombustion, un double flux à réducteur, un turbopropulseur, un turbomoteur et un statoréacteur qui devient superstatoréacteur au-dessus de Mach 5.

Les dimensions, les débits d’air et les températures sont des valeurs de modèle, choisies pour être typiques de chaque famille. Ce ne sont pas les performances d’un constructeur. Lorsque l’exposition cite un moteur réel, la valeur provient de sa fiche de données du certificat de type, le document que délivre une autorité aéronautique quand elle approuve le moteur, ou de la page du constructeur, et la source est indiquée à côté.

Les points représentent l’air. Les points bleus sont froids ; ils deviennent violets, orange puis rouges à mesure que l’air est comprimé et brûlé. Le petit panneau indique la poussée (ou la puissance sur arbre), le carburant brûlé, le carburant par unité de poussée et les régimes des arbres. « Plus » ouvre les débits d’air, les vitesses des jets, l’air extérieur et un graphique de la pression et de la température rangée par rangée dans le cœur. Sous les commandes se trouve un laboratoire : les sept moteurs, une séquence de démarrage, six défis à essayer, l’équation de la poussée avec des valeurs actives, deux graphiques, une comparaison côte à côte et une liste de 45 moteurs réels, avec des jalons et des essais de certification.

Pourquoi l’air contourne surtout le cœur

Tout moteur qui pousse un avion vers l’avant le fait en lançant de l’air vers l’arrière. La force dépend de la quantité d’air lancée chaque seconde et de la vitesse supplémentaire avec laquelle cet air repart par rapport à son arrivée. Il y a deux façons d’obtenir la même force : lancer très vite une petite quantité d’air, ou lancer une grande quantité d’air un peu plus vite.

La seconde façon gaspille beaucoup moins d’énergie. L’énergie cinétique qui reste dans le jet croît comme le carré de sa vitesse, alors que la poussée ne croît qu’en proportion de cette vitesse. Un jet lent et large laisse moins d’énergie dans l’air pour la même poussée.

Un turboréacteur double flux y parvient en divisant l’écoulement d’air. La partie intérieure, le cœur, est une turbine à gaz complète, avec un compresseur, une chambre de combustion et des turbines. Elle brûle du carburant et produit de la puissance. La plus grande partie de cette puissance ne sert pas à fabriquer un jet rapide. Une seconde turbine la prélève dans le gaz chaud et l’utilise pour faire tourner la soufflante, qui donne une poussée douce à une masse d’air bien plus grande. Le centre de recherche Glenn de la NASA définit le taux de dilution comme l’air qui circule autour du cœur divisé par l’air qui le traverse. Dans le modèle, le cœur absorbe 120 kg d’air par seconde et, avec un taux de dilution de 10, la soufflante en envoie 1200 kg par seconde autour de lui.

Pression et température, rangée par rangée

Le cœur fonctionne selon le cycle de Brayton, le même que celui de toutes les turbines à gaz. L’air est comprimé, chauffé à pression à peu près constante, puis détendu. Le graphique sous « Plus » suit l’air à travers chaque rangée d’aubes.

1. Compression. Derrière la soufflante, les trois étages du survolteur multiplient la pression du cœur par 1,9. Les onze étages haute pression la multiplient ensuite par 22, soit environ 1,32 par étage. Le rapport de pression global du modèle est de 41,8 : l’air entré à 1 bar sort donc du compresseur à 42 bar. La compression l’échauffe aussi : il en sort à 927 K (environ 650 °C) avant toute addition de carburant.
2. Combustion. Des injecteurs pulvérisent du kérosène dans une chambre annulaire. Le gaz s’échauffe jusqu’à 1700 K alors que sa pression ne baisse que d’environ 5 pour cent. Sur le graphique, c’est l’étroite bande où la courbe de température bondit alors que celle de pression reste presque plate.
3. Détente. Le gaz chaud se détend ensuite à travers les turbines. Chaque rangée de turbine prélève un peu de travail dans le gaz, et sa pression et sa température baissent rangée après rangée. La pression qui reste à la fin pousse le gaz hors de la tuyère.

Déplacez la manette des gaz et tout le graphique bouge. À plein régime, le compresseur atteint 42 bar et l’entrée de turbine 1700 K. À mi-régime, les deux maxima sont plus bas, et le panneau indique environ la moitié du débit d’air, 1,30 kg/s de carburant et 155 kN de poussée.

Les curseurs Rapport de pression et Température d’entrée turbine modifient les deux nombres qui déterminent la qualité d’un cœur. Un cycle de Brayton idéal avec un rapport de pression de 41,8 transformerait 65,6 pour cent de la chaleur du carburant en énergie du jet (η = 1 − 1/r^0,286). Avec les pertes des compresseurs et des turbines du modèle, on obtient 39,6 pour cent à plein régime au sol. Une température de turbine plus élevée permet au même cœur de produire plus de puissance avec chaque kilogramme d’air, ce qui explique qu’une si grande partie du coût du moteur serve aux aubes de turbine.

Deux arbres à deux vitesses

Une soufflante travaille mieux à vitesse assez faible. Ses extrémités sont très éloignées de l’axe, et si elles vont trop vite, les ondes de choc sur les aubes gaspillent de l’énergie et font du bruit. Les petites aubes du compresseur du cœur ont besoin du contraire, d’une grande vitesse. Un seul arbre ne peut convenir aux deux.

Un turboréacteur double flux possède donc deux arbres, l’un dans l’autre. L’arbre basse pression va de la turbine basse pression à six étages, à l’arrière, jusqu’à la soufflante et au survolteur, à l’avant. Autour de lui, l’arbre haute pression, creux, relie les deux étages de turbine haute pression au compresseur haute pression. La page de la NASA sur le turboréacteur double flux le décrit de la même façon : l’arbre de la soufflante passe à l’intérieur de l’arbre du cœur, une disposition appelée moteur à deux corps.

Dans le modèle, l’arbre basse pression tourne jusqu’à 2500 rpm et l’arbre haute pression jusqu’à 11 000 rpm. GE Aerospace indique 2510 rpm et 11 119 rpm pour le GE9X. À l’écran, les deux tournent très lentement, mais le rapport entre eux est conservé.

Même à 2500 rpm, les extrémités de la soufflante se déplacent vite. Avec un rayon de soufflante de 1,61 m, la vitesse en bout d’aube est de 2π × 1,61 × 2500 / 60 = 422 m/s, soit environ 1,24 fois la vitesse du son au niveau de la mer. Une soufflante de 134 pouces à 2510 rpm donne 447 m/s par le même calcul.

Calculer la poussée

Pour un seul flux d’air, la poussée est

F = ṁ (v_e − v_0)

où ṁ est la masse d’air par seconde, v_e la vitesse du jet à la sortie de la tuyère et v_0 la vitesse de l’air à son arrivée (la vitesse de vol). La page de la NASA sur la poussée ajoute un terme de pression pour une tuyère qui ne détend pas complètement le gaz. Les tuyères du modèle le détendent complètement, donc ce terme est nul.

Un turboréacteur double flux a deux flux, si bien que le laboratoire additionne deux termes. Le flux du cœur transporte aussi le carburant, d’où sa multiplication par (1 + f), où f est le rapport carburant/air. Moteur à l’arrêt, plein régime et taux de dilution de 10 :

• Cœur : 120 kg/s × (1,025 × 331 m/s − 0) = 40,7 kN
• Flux secondaire : 1200 kg/s × (272 m/s − 0) = 326,6 kN
• Total : 367,3 kN

Le jet du cœur est le plus rapide des deux, mais le flux secondaire transporte dix fois plus d’air et fournit 89 pour cent de la poussée. Le débit de carburant est de 3,01 kg/s, soit environ 10,8 tonnes par heure à pleine puissance. En divisant le débit de carburant par la poussée, on obtient la consommation spécifique par rapport à la poussée, TSFC, le nombre que les ingénieurs utilisent pour comparer les moteurs : 3,01 kg/s ÷ 367,3 kN = 8,2 g de carburant par kilonewton et par seconde.

À titre de comparaison, le Rolls-Royce Trent 1000-C du Boeing 787 est certifié pour 331,4 kN de poussée au décollage, et le GE90-115B pour 513,95 kN. Le premier défi du laboratoire vous demande de régler le modèle sur la valeur du Trent avec la manette des gaz.

Dilution, poussée et carburant

Le curseur de dilution garde exactement le même cœur (même débit d’air, mêmes pressions, même carburant) et ne change que la quantité d’air traitée par la soufflante. Pour chaque réglage, le modèle choisit le rapport de pression de soufflante qui donne la poussée maximale. La soufflante et la nacelle grandissent avec le taux de dilution, car un débit d’air plus grand demande une soufflante plus large.

Le même cœur monté comme simple turboréacteur donne 122 kN avec le même carburant, soit le tiers de la poussée du double flux. Le deuxième graphique du laboratoire trace toute la courbe et marque le réglage actuel.

En vol, le tableau change, et le curseur de vitesse de vol montre comment. Le moteur doit d’abord accélérer l’air entrant jusqu’à sa propre vitesse avant de pouvoir pousser, si bien que chaque kilogramme d’air coûte v_0 de poussée. À Mach 0,8 au niveau de la mer (272 m/s), le double flux donne 200,9 kN, et le même cœur en simple flux 126,3 kN. Le double flux consomme encore beaucoup moins de carburant pour chaque newton : 19,0 contre 30,5 g/kN·s. La raison est le rendement propulsif, environ 2 / (1 + v_e / v_0). Un jet à peine plus rapide que l’avion gaspille peu d’énergie, et le modèle donne 83,5 pour cent pour le double flux contre 43,6 pour cent pour le simple flux.

Pourquoi pas un taux de dilution de 30 ? Chaque palier apporte moins de gain, car la courbe s’aplatit. La soufflante devient plus lourde, la nacelle plus grande et plus traînante, et le moteur doit tenir sous l’aile. Le modèle laisse de côté la masse et la traînée, et sa courbe continue donc de monter. Les taux publiés pour les grands moteurs actuels se situent autour de 10 à 12 : GE indique environ 10:1 pour le GE9X, et Pratt & Whitney jusqu’à 12:1 pour sa soufflante à réducteur.

Pourquoi la poussée baisse en altitude

Les avions de ligne croisent entre 10 et 12 km, là où l’air est mince. Le modèle utilise l’atmosphère type internationale : la température baisse de 6,5 K par kilomètre jusqu’à 11 km, puis reste à 216,65 K (−56,5 °C) jusqu’à 20 km. À 11 km, la pression est de 22,6 kPa et la masse volumique de 0,364 kg/m³, soit 29,7 pour cent de la valeur au niveau de la mer.

Un moteur déplace chaque seconde un volume d’air qui dépend de sa taille et de sa vitesse, si bien que la masse d’air qu’il traite baisse à peu près comme la masse volumique. Le modèle suit la règle qu’utilisent les concepteurs de moteurs : à régime d’arbre identique, le débit varie comme la pression d’entrée divisée par la racine carrée de la température d’entrée. En montant du niveau de la mer à 11 km à Mach 0,8, le débit d’air passe de 1895 kg/s à 488 kg/s. La poussée passe de 200,9 kN à 79,5 kN, soit 39,6 pour cent de sa valeur au niveau de la mer.

C’est un peu mieux que le rapport des masses volumiques, car l’air froid se comprime plus facilement : le même compresseur atteint un rapport de températures plus élevé dans la turbine, et le rendement thermique passe de 40 à 46,5 pour cent. Le carburant par unité de poussée s’améliore aussi, de 19,0 à 15,9 g/kN·s. C’est pourquoi les avions de ligne montent aussi haut que leur masse le permet. Le graphique d’altitude du laboratoire trace côte à côte la poussée et la masse volumique de l’air, et le quatrième défi vous demande d’expliquer la baisse.

Sept types de moteurs à réaction

Les sept sont des turbines à gaz, sauf le dernier, et tous reposent sur la même idée : comprimer l’air, le chauffer, le rejeter plus vite qu’il n’est entré. Ils se distinguent par ce qu’ils font de l’énergie qui reste une fois que le cœur a entraîné son propre compresseur.

Turboréacteur simple flux

Les premiers moteurs à réaction faisaient passer tout l’air par la flamme. Le moteur d’essai de Frank Whittle a tourné pour la première fois le 12 avril 1937. Le W.1X du Smithsonian, le moteur utilisé lors des essais de roulage du Gloster E.28/39, avait un compresseur centrifuge à un étage et à double entrée, dix chambres de combustion à flux inversé et une turbine axiale à un étage ; il fournissait 5516 N à 17 750 rpm pour 254 kg de moteur. Le moteur de Hans von Ohain a volé en premier, sur le Heinkel He 178, le 27 août 1939. Les deux hommes utilisaient des compresseurs centrifuges, qui projettent l’air vers l’extérieur avec une roue, un peu comme dans un aspirateur.

Le modèle dessine cette architecture : une roue centrifuge, dix chambres tubulaires droites disposées en anneau, une turbine à un étage et un tuyau d’éjection. Son rapport de pression par défaut est de 4 et sa température d’entrée de turbine de 1050 K, proche de ce que les matériaux de l’époque pouvaient supporter. À l’arrêt, il fournit 12,7 kN avec 22 kg d’air par seconde et brûle 31,5 g de carburant par kN et par seconde, presque quatre fois plus que le double flux à forte dilution. Augmentez le rapport de pression et la température de turbine, et la même architecture devient un moteur supersonique : le J58 de Pratt & Whitney, qui propulsait le SR-71, était un turboréacteur à postcombustion avec un compresseur axial à huit étages et une turbine à deux étages, évalué par le Smithsonian à 133,44 kN.

Double flux à faible dilution et postcombustion

Un chasseur a besoin d’un moteur mince qui produit un jet rapide, puisqu’il vole vite. Le moteur de chasseur du modèle a une soufflante à trois étages, un peu d’air de dérivation (0,4 kg autour du cœur pour chaque kg qui le traverse), un compresseur à neuf étages, un étage de turbine haute pression et deux étages de turbine basse pression, ainsi qu’un long tuyau d’éjection. L’air de dérivation rejoint le flux du cœur dans un mélangeur situé derrière la turbine.

La postcombustion se trouve dans le tuyau d’éjection : des anneaux d’injection de carburant et des accroche-flammes en V qui maintiennent une flamme allumée dans un gaz qui circule vite. Activez la postcombustion et le modèle brûle à nouveau du carburant, à environ 2050 K, derrière la turbine. Au niveau de la mer, la poussée passe de 90,5 kN à 112,9 kN et le carburant de 2,27 kg/s à 5,21 kg/s, soit 2,3 fois plus de carburant pour un quart de poussée en plus. À 11 km et Mach 1,6, le gain est plus grand : 1,7 fois la poussée pour 2,5 fois le carburant. Brûler à basse pression derrière la turbine tire moins de travail de chaque kilogramme de carburant ; les pilotes l’utilisent donc pour le décollage, la montée et le combat, et la tuyère doit s’ouvrir davantage pour laisser sortir le volume plus grand de gaz plus chaud. L’Olympus 593 du Concorde était le seul turboréacteur à postcombustion en service dans le transport aérien ; le Museum of Flight précise qu’elle était allumée au décollage.

Double flux à forte dilution

C’est le moteur décrit plus haut, celui de la plupart des avions de ligne. Pour lui, le curseur de taux de dilution va de 4 à 12, la vitesse de vol jusqu’à Mach 0,9 et l’altitude jusqu’à 15 km.

Double flux à réducteur

La soufflante veut tourner lentement, la turbine basse pression rapidement. Dans un double flux à entraînement direct, les deux partagent un arbre, si bien que la turbine a besoin de nombreux étages pour fournir son travail à basse vitesse. Le GTF de Pratt & Whitney place un réducteur entre les deux. Le constructeur indique un rapport de réduction de 3:1, des soufflantes jusqu’à 81 pouces de diamètre, un taux de dilution jusqu’à 12:1 et un régime de soufflante inférieur de 40 pour cent, avec trois étages de compresseur basse pression, huit étages haute pression, deux étages de turbine haute pression et trois étages de turbine basse pression.

Le modèle dessine un planétaire sur l’arbre rapide, cinq satellites dans un porte-satellites et une couronne qui entraîne la soufflante. À l’écran, le survolteur et la turbine basse pression tournent environ trois fois plus vite que la soufflante. Le cœur de ce modèle est plus petit (25 kg/s) et la soufflante relativement plus grande ; au niveau de la mer et à l’arrêt, il fournit 86,2 kN avec 0,67 kg/s de carburant, soit 7,8 g/kN·s. Le PW1133G-JM, une soufflante à réducteur de série, est certifié pour 147,28 kN.

Turbopropulseur

Sortez la soufflante de son conduit, rendez-la beaucoup plus grande et plus lente, et vous obtenez une hélice. Le cœur d’un turbopropulseur entraîne une turbine de puissance libre sur son propre arbre, et cet arbre traverse le moteur par le milieu jusqu’à un réducteur, car une hélice doit tourner bien plus lentement qu’une petite turbine. Le certificat de type de la série PT6A-100 décrit exactement cette chaîne : un réducteur à deux étages, une turbine de puissance à un étage, une turbine de compresseur à un étage et un compresseur à quatre étages, trois axiaux et un centrifuge.

Le modèle comprend deux compresseurs centrifuges, une chambre de combustion, deux turbines de générateur de gaz, une turbine de puissance à deux étages et une hélice à six pales de 3,93 m de diamètre. À l’arrêt, il fournit 2709 kW à l’hélice. Une hélice est évaluée en puissance, pas en poussée ; le panneau affiche donc les deux : 42,8 kN pour l’hélice (d’après la théorie de la quantité de mouvement, avec un coefficient de mérite de 0,6) et 1,9 kN pour l’échappement. La consommation par unité de puissance est de 255 g/kWh. Le PW127M de l’ATR 72 est certifié pour 2051 kW de puissance maximale au décollage. Les turbopropulseurs sont à leur meilleur en dessous d’environ 600 km/h ; au-delà, les extrémités de l’hélice approchent la vitesse du son.

Turbomoteur

Un turbomoteur est un turbopropulseur sans l’hélice : la turbine de puissance envoie presque tout dans l’arbre de sortie, et le jet qui reste n’est qu’une brise. Le modèle suit l’architecture que donne le certificat de type du GE CT7 : un compresseur à cinq étages axiaux et un étage centrifuge, une chambre de combustion annulaire, une turbine de générateur de gaz à deux étages et une turbine de puissance libre à deux étages dont l’arbre traverse le moteur vers l’avant, ainsi qu’une entrée avec des aubes de rotation qui projettent le sable vers l’extérieur avant qu’il n’atteigne le compresseur. Il fournit 1740 kW au niveau de la mer, et le jet résiduel ne produit que 0,6 kN.

Valeurs réelles tirées des certificats de type : l’Arriel 2D de Safran sur l’hélicoptère H125 donne 598 kW au décollage, et le GE CT7-8A du S-92 donne 1879 kW (2520 shp), avec son arbre de sortie à 21 945 rpm. La boîte de transmission principale de l’hélicoptère ramène ce régime à une vitesse de rotor de quelques centaines de rpm.

Statoréacteur et superstatoréacteur

Au-dessus d’environ Mach 3, l’air qui arrive au moteur est déjà suffisamment comprimé par sa propre vitesse. Un statoréacteur supprime complètement le compresseur et la turbine. Un cône placé dans l’entrée crée des ondes de choc qui ralentissent l’air en dessous de la vitesse du son et augmentent sa pression ; le carburant est pulvérisé, des accroche-flammes le maintiennent allumé, et une tuyère accélère le gaz chaud vers l’extérieur. La NASA situe le domaine de fonctionnement du statoréacteur d’environ Mach 3 à Mach 6.

Un statoréacteur ne produit aucune poussée à l’arrêt, et le modèle le montre : en dessous de Mach 0,3, il ne peut pas fonctionner, et le bouton de démarrage explique qu’une fusée ou un autre moteur doit d’abord le pousser. À Mach 3 et 18 km, l’entrée du modèle conserve 81 pour cent de la pression totale, le jet sort à 1636 m/s et l’impulsion spécifique est de 1695 s, bien meilleure que les quelques centaines de secondes d’une fusée, parce que l’oxygène vient de l’air.

Au-dessus de Mach 5, ralentir l’air jusqu’à une vitesse subsonique le chaufferait tellement que le carburant ne pourrait presque plus lui apporter d’énergie. Un superstatoréacteur (statoréacteur à combustion supersonique) garde l’air supersonique d’un bout à l’autre et y brûle de l’hydrogène en quelques millièmes de seconde. À Mach 7, l’air qui arrive au modèle a une température d’arrêt de 2426 K avant que le moindre carburant ne brûle. Le X-43A de la NASA a volé à l’hydrogène à Mach 6,8 le 27 mars 2004 et à Mach 9,6 le 16 novembre 2004, lancé depuis un B-52 et propulsé par une fusée Pegasus. La NASA note qu’aucun essai en vol n’est allé plus vite avec un moteur aérobie.

Dans l’aube la plus chaude

Appuyez sur Détail d’aube et la scène montre à part une seule aube de turbine haute pression. Elle baigne dans un gaz plus chaud que le point de fusion du métal dont elle est faite ; trois astuces la maintiennent en vie.

1. Un seul cristal. Les pièces de fonderie ordinaires sont faites de nombreux grains, et les joints entre grains sont les points faibles où naissent les fissures et où l’oxydation s’infiltre. Un rapport de la NASA explique que les superalliages de nickel monocristallins ont été mis au point pour supprimer ces joints, ce qui permet aussi de se passer des éléments de renfort des joints de grains, qui abaissent le point de fusion de l’alliage. Un examen antérieur des travaux du Lewis Research Center de la NASA chiffrait le gain à environ 75 °C de température de fonctionnement supplémentaire par rapport à une aube coulée de façon classique.
2. Refroidissement par l’intérieur. L’aube est creuse. L’air prélevé sur le compresseur, encore plus frais de plusieurs centaines de degrés que le gaz extérieur, circule dans des canaux sinueux et ressort par des rangées de minuscules trous à la surface, où il s’étale en un mince film qui tient le gaz chaud à distance du métal. Le modèle montre quatre rangées de trous et trois canaux internes.
3. Un revêtement céramique. Une couche mince de zircone stabilisée à l’oxyde d’yttrium (yttria) repose sur une sous-couche d’accrochage métallique. L’histoire des barrières thermiques de la NASA attribue ce système zircone-oxyde d’yttrium à ses propres travaux et note qu’en 1989 de tels revêtements équipaient des aubes de turbine en service dans le transport aérien. La tranche de couches à côté de l’aube montre les trois couches avec leurs épaisseurs exagérées.

Le pied est taillé en forme de sapin pour que la traction de l’aube, de plusieurs tonnes à pleine vitesse, se répartisse sur plusieurs dents du disque. Le certificat de type du PW1100G-JM donne une idée des limites : 1083 °C de température de turbine indiquée pendant cinq minutes au décollage, 1043 °C en continu. Cette température est mesurée après les premiers étages de turbine ; le gaz au niveau des premières aubes est bien plus chaud.

Inversion de poussée

Après l’atterrissage, un avion de ligne utilise ses freins, ses aérofreins et, à grande vitesse, l’inversion de poussée. Sur un moteur à forte dilution, l’inverseur agit sur le flux de soufflante. L’arrière de la nacelle recule en glissant et découvre une couronne d’aubes de cascade ; des portes d’obturation se replient dans le canal secondaire et dirigent l’air de la soufflante vers l’extérieur, à travers les cascades, et vers l’avant. Activez Inversion de poussée pour voir le capot se déplacer et les points d’air de la soufflante faire demi-tour. Le jet du cœur pointe toujours vers l’arrière, si bien que la force inverse nette n’est qu’une partie de la poussée vers l’avant : à 70 pour cent de manette, le modèle donne 76,9 kN de force inverse.

Le certificat de type du Trent XWB indique qu’il ne faut pas utiliser la poussée inverse maximale en dessous de 60 nœuds, qu’il faut alors sélectionner l’inversion au ralenti, et qu’il faut la désélectionner complètement en dessous de 40 nœuds. À basse vitesse, l’air inversé peut être réaspiré par l’entrée, avec des débris de la piste. Le défi d’atterrissage du laboratoire s’appuie sur cette règle : un avion de ligne de 200 tonnes qui touche la piste à 140 nœuds sur piste mouillée (freinage à 0,15 g) a besoin de 1765 m avec les seuls freins. Avec les deux moteurs en inversion à 70 pour cent de manette jusqu’à 60 nœuds, le modèle s’arrête en 1091 m.

Le modèle du turboréacteur simple flux utilise l’ancien inverseur à cibles : deux coquilles se referment derrière la tuyère et retournent tout le jet. Sur le turbopropulseur, les pales de l’hélice se tordent au-delà du pas plat pour pousser l’air vers l’avant.

Démarrer un moteur

Un moteur à réaction ne peut pas démarrer seul, car son compresseur doit déjà tourner avant de pouvoir fournir l’air nécessaire au feu qui l’entraîne. Le manuel de la FAA sur les groupes motopropulseurs décrit la disposition habituelle sur les avions de ligne : un démarreur à turbine pneumatique sur le boîtier d’accessoires, alimenté en air comprimé par le groupe auxiliaire de puissance (APU) situé dans la queue, par un chariot au sol ou par un moteur déjà en marche.

Appuyez sur Démarrer dans le laboratoire et le modèle franchit cinq étapes. L’air prélevé arrive ; le démarreur fait tourner le corps haute pression ; vers 20 pour cent N2, le carburant s’ouvre et les allumeurs font jaillir des étincelles ; la flamme prend et la température d’échappement bondit (l’allumage) ; le démarreur se coupe et le moteur accélère seul jusqu’au ralenti, à environ 60 pour cent N2. Les pourcentages sont des valeurs de modèle, proches de ceux que voient les pilotes sur de nombreux moteurs. L’équipage surveille de près la température d’échappement pendant ce temps, car un démarrage avec trop peu d’air peut surchauffer la turbine.

Oiseaux, glace, grêle et rupture d’aube

Avant qu’un type de moteur puisse voler avec des passagers, il doit réussir les essais définis dans la partie 33 de la réglementation fédérale américaine de l’aviation ; le CS-E de l’EASA en fixe d’équivalents.

• Oiseaux (14 CFR 33.76). Le moteur tourne à pleine puissance de décollage et avale un gros oiseau à 200 nœuds, visé sur le point le plus critique des aubes du premier étage. La masse de l’oiseau dépend de la section au col de l’entrée : 1,85 kg en dessous de 1,35 m², 2,75 kg jusqu’à 3,90 m², 3,65 kg au-delà. Le levier de puissance ne doit pas être déplacé pendant les 15 secondes qui suivent. D’autres essais utilisent des groupes de petits et moyens oiseaux. La soufflante du modèle, de 3,2 m de diamètre, a une surface frontale de 8,2 m² ; elle tombe donc dans la ligne des 3,65 kg, ce que le défi des oiseaux vous demande de calculer.
• Glace (14 CFR 33.77). La glace projetée dans le moteur ne doit pas causer de perte de poussée durable ni provoquer l’arrêt du moteur.
• Pluie et grêle (14 CFR 33.78). Des grêlons de 25 mm et de 50 mm sont projetés à la vitesse maximale jusqu’à 4500 m, un de chaque pour chaque tranche de 150 pouces carrés d’entrée, la moitié visés sur la partie la plus critique de l’entrée.
• Rupture d’une aube (14 CFR 33.94). Au régime maximal autorisé, une aube de soufflante, puis dans un deuxième essai une aube de turbine, est libérée à sa base. Le carter doit retenir les fragments, sans incendie ni rupture des fixations du moteur, pendant au moins 15 secondes.

GE Aerospace indique que le GE9X a subi plus de 31 000 cycles d’essai, dont plus de 9000 cycles d’endurance et 2300 cycles d’ingestion de poussière, et montre des essais de givrage sur son site de Peebles, dans l’Ohio.

Moteurs de la comparaison

La liste du laboratoire compte 45 entrées. Voici les moteurs dont les valeurs sont certifiées, d’après les fiches de données de certificat de type de l’EASA :

Le bouton Voir d’une de ces lignes règle le modèle sur le type de ce moteur et met son débit d’air à l’échelle pour que la poussée (ou la puissance sur arbre) du modèle au niveau de la mer corresponde à la valeur certifiée. À partir de là, les curseurs de manette, d’altitude et de vitesse montrent ce que le modèle prédit pour le reste du vol. Les masses sont celles que donne chaque fiche, et elles n’incluent donc pas toutes les mêmes équipements.

Différences avec un moteur réel

• Le cycle est un calcul unidimensionnel de manuel, avec des rendements de composants fixes et des propriétés du gaz constantes. Les moteurs réels sont conçus avec des codes de performance détaillés.
• La loi de manette (la façon dont la pression, le débit d’air et la température baissent quand on réduit les gaz) est un modèle simple. Le réglage de manette le plus bas reste bien au-dessus d’un vrai ralenti au sol.
• Dans les moteurs réels, les aubes de turbine sont refroidies par de l’air prélevé sur le compresseur, et une partie de l’air est soutirée pour la cabine. Le cycle ignore les deux.
• La masse de la soufflante, la traînée de la nacelle et les pertes liées à l’installation du moteur sur l’aile sont laissées de côté, ce qui explique que la courbe de dilution du modèle continue de monter.
• L’hélice et le rotor utilisent la théorie de la quantité de mouvement, qui donne une idée correcte de la poussée statique et de la portance, mais pas leurs vraies courbes de conception.
• Les pertes d’entrée du statoréacteur suivent une courbe standard et la chambre de combustion du superstatoréacteur se réduit à un seul nombre ; les vraies entrées hypersoniques sont conçues pour une seule vitesse.
• Chaque moteur est dessiné à peu près à la même taille sur le banc. Dans la réalité, un turbomoteur est beaucoup plus petit que la soufflante d’un avion de ligne.
• Les points d’air dans le cœur sont dessinés plus denses que ceux du flux secondaire, afin que l’écoulement du cœur reste visible.

Des premiers réacteurs aux soufflantes géantes

Whittle a breveté le moteur à réaction en 1932, et son brevet GB 471,368 britannique, déposé pour la première fois le 4 mars 1936, décrivait déjà le principe d’un moteur à dérivation. Son Whittle Unit a tourné pour la première fois le 12 avril 1937. En Allemagne, le moteur de von Ohain a volé sur le Heinkel He 178 le 27 août 1939. Le Gloster E.28/39 équipé du W.1 de Whittle a fait son premier vol officiel le 15 mai 1941, et le W.1X et les plans du W.2B sont partis chez General Electric en octobre de la même année. La version de GE, le I-A, a fait voler le premier avion à réaction américain, le Bell XP-59A, le 2 octobre 1942.

Le premier turboréacteur double flux de série, le Rolls-Royce Conway, n’avait qu’un taux de dilution de 0,3. Le saut est venu à la fin des années 1960, quand General Electric a construit le TF39, le premier double flux à forte dilution, avec un taux de 8, pour le Lockheed C-5 Galaxy. Le JT9D de Pratt & Whitney, essayé pour la première fois en 1966, a propulsé le Boeing 747 lors de son premier vol, le 9 février 1969, et a été le premier des très grands moteurs à forte dilution en service dans le transport aérien. Son rival civil de GE, le CF6, a suivi sur le DC-10 en 1971.

Du côté des vitesses élevées, deux J58 à postcombustion propulsaient chaque SR-71, et les quatre Olympus 593 du Concorde, de 38 050 lb chacun, transportaient des passagers à une vitesse de croisière de 1354 milles par heure jusqu’au dernier vol de British Airways, le 24 octobre 2003.

Depuis, les soufflantes n’ont cessé de grandir. GE affirme que le GE90 a été le premier moteur à pales de soufflante en composite. Le GE9X, certifié par la FAA en septembre 2020, a 16 pales en composite, un taux de dilution d’environ 10, un rapport de pression global de 60 et une consommation de carburant par unité de poussée inférieure de 10 pour cent à celle du GE90-115B. Le turboréacteur à réducteur de Pratt & Whitney est entré en service en 2016 ; MTU, qui en construit une partie, cite le PW1100G-JM pour la famille Airbus A320neo. Et en 2004, le X-43A de la NASA a montré qu’un superstatoréacteur peut voler à Mach 9,6.