Le Turboréacteur

- Deuxième partie,
la technique,

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.

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 l'énergie fournie par la combustion du kérosène pour maintenir en mouvement l'hélice et pour éjecter des gaz à grande vitesse.

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.

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.

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

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.

Une même poussée peut être obtenue avec un débit plus faible et une vitesse d'éjection du gaz plus élevée, ou au contraire, un débit plus élevé à moindre vitesse. Il est cependant plus avantageux de favoriser le débit plutôt que la vitesse. En effet, toute l'énergie cinétique contenue par le gaz sortant est perdue pour l'avion. L'idéal serait donc de réduire cette énergie à zéro, ce qui correspond à un gaz sortant à vitesse nulle par rapport à l'air ambiant, c'est-à-dire à une vitesse proche de celle de l'avion lui-même. En outre, l'énergie thermique contenue par le gaz est également perdue. Il est ainsi important de convertir au maximum cette énergie sous forme d'énergie cinétique, via une tuyère adaptée, ce qui se traduit par une réduction de la température du gaz.

C'est la raison du développement des turbopropulseurs, et des réacteurs double flux munis d'une très large soufflante. Leur débit est plus élevé et la température des gaz plus basse. Pour une même poussée, leur rendement plus élevé permet une moindre consommation de carburant, une moindre charge en carburant donc une charge utile supérieure.

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. 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.

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.

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.

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. 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 

Le turboréacteur est la principale source de pollution sonore des avions, mais pas la seule ; Les volets et les trains d'atterrissage ont un impact non négligeable, au décollage et à l'atterrissage). En outre, même si on estime que moins de 10 % de la gêne acoustique est due aux aéronefs, 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 réalisés 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.

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. 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 le bruit de raie de la soufflante mais déphasée de 180°. 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.

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.

Les émissions polluantes issues de la combustion du kérosène sont l'un des problèmes majeurs du turboréacteur « pris à bras le corps » par les ingénieurs. Néanmoins, ils doivent être relativisés 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 ».

Toutefois, 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. En effet, 75 % des émissions des turboréacteurs ont lieu en vol de croisière dans la troposphère et la basse stratosphère.

Anatomie

L'entrée d'air permet d'amener l'air ambiant dans le turboréacteur. 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).

Lorsque le turboréacteur n'est pas installé dans le fuselage, l'entrée d'air se confond avec le premier étage du compresseur. Ce premier étage est, dans le cas des turboréacteurs à double flux, remplacé par une soufflante. Constituée de pales et d'aubes de grandes dimensions, la soufflante assure la compression initiale des gaz entrant dans le réacteur et l'entrainement des gaz du flux secondaire à l'origine de la majeure partie de la poussée.

Afin d'améliorer les performances du moteur, les gaz entrant dans le turboréacteur sont comprimés par un compresseur. Deux principes de compression sont utilisés : la compression centrifuge — technique quasiment abandonnée — et la compression axiale.

Dans le premier cas, un seul compresseur oblige l'air, sous l'effet de la force centrifuge, à passer dans une section de plus en plus petite ce qui comprime l'air. Dans le deuxième cas, le compresseur est constitué de plusieurs étages ; Un rotor force l'air dans une section de plus en plus petite tandis qu'un stator redresse le flux pour le présenter à l'étage suivant sous la meilleure incidence possible.

Dans le turboréacteur double-corps, le compresseur est constitué de deux ensembles tournants, indépendants l'un de l'autre, le premier basse pression, le second haute pression.

La chambre de combustion est la partie du turboréacteur dans laquelle se fait la combustion des gaz frais avec le carburant. Le carburant y est ainsi 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.

La turbine récupère une partie de l'énergie issue de la combustion des gaz 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 ou plusieurs étages 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.

La tuyère assure l'éjection des gaz brulés ainsi que leur retour à la pression ambiante. L'accélération du flux qui en résulte génère la poussée.

Types de turboréacteurs 

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.

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.

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

L'augmentation croissante du poids des aéronefs amènent les ingénieurs en aéronautique à imaginer des solutions pour améliorer la poussée fournie par le turboréacteur. 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.

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. 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

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.

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.

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. 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). 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.

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^[. 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).

Sous-systèmes du turboréacteur 

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.

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).

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Applications et fabricants 

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. 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.

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. Tous les avions de plus de 110 places, ceux produits par Airbus et Boeing, sont équipés de turboréacteurs. Trois grands fabriquants équipent ces avions, à savoir les américains General Electric et Pratt & Whitney et le britannique Rolls-Royce. On peut y ajouter 3 autres sociétés : le français Snecma, l'allemand MTU Aero Engines et le japonais JAEC, qui participent à la production de réacteurs en association avec les « big three ».

Ainsi, Snecma intervient en association avec General Electric au sein de CFM International, une coentreprise détenue à parité égale, pour équiper essentiellement les Airbus de la famille A320 et les Boeing 737. De même, JAEC et MTU Aero Engines participent également à une société commune, International Aero Engines, avec Rolls-Royce et Pratt & Whitney. International Aero Engines est détenue à hauteur de 32,5 % par Rolls-Royce, 32,5 % par Pratt & Whitney, 23 % par JAEC et 12 % par MTU. Elle fabrique des réacteurs destinés exclusivement aux Airbus de la famille A320. Enfin, General Electric et Pratt & Whitney se sont associés dans une coentreprise détenue à parité, Engine Alliance, pour équiper l'Airbus A380, en concurrence avec Rolls-Royce.