INSTITUT
von
KARMAN
DE DYNAMIQUE DES FLUIDES
MEMORANDUM TECHNIQUE 18
PERSPECTIVES D'AVENIR DES TURBINES A GAZ ET DES COMPRESSEURS A HAUTES PERFORMANCES
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mo m ~ Z ~ -RHODE-SAINT-GENESE, BELGIQUE JUILLET 1966MEMORANDUM TECHNIQUE
18
PERSPECTIVES D'AVENIR DES TURBINES A GAZ ET DES COMPRESSEURS A HAUTES PERFORMANCES
par
J. CHAUVIN
Ce mémorandum passe en revue les progrès récents et les perspectives d'avenir à court et moyen terme pour les t~rbine8 à gaz en général et pour les compresseurs à hautes performances en particuliero On ex~mine les domaines suivants: turbo~éacteurs de propulsion et de sustentation, turbines à gaz de petite puissance pour la propulsion des hélicoptères, des avions légers et des véhicules terrestres i lescompresseu~pour
certaines applications dans l'industrie atomique et pour les ap-plicationsspatiale~ Les progrès récents, tant scientifiques que technologiques permettent de prévoir un accroissement spec-tacula±re des performances et un élargissement considérable du champ d'application des turbomachines poussées. Un effort
important de recherche et de développement doit cependant être consenti~
On passe en revu&, dans le dernier chapitre. quelques uns des points critiques sur lesquels l'effort doit porter, dans le domaine précis de l'aérodynamique des compresseurso
INTRODUCTION 0
• •
• • • • • . ' . • • • • Q • 0 1I LES TURBOREACTEURS 0
• • •
••
•• •
• • ~ 0 •4
1. Evo1ution r6cente et perspectives d'avenir
4
2. Solutions techniques •
•
•
• • ••
•
•
• •11 LES TURBINES A GAZ DE PETITE PUISSANCE • • • •
1. Evo1ution r6cente et perspectice~ d'avenir
2. Solutions techniques • • • Q • • G • • • •
III COMPRESSEURS POUR L'INDUSTRIE ATOMIQUE ET
TURBOMACHINES A APPLICATIONS SPATIALES • •• •
1. Compresseurs p6tir l'industrie atomique o
6 11 11
14
16 16 2. Turboma~hines à app1ications spatia1es o . 17IV DESSINAERODYMANIQUE DES COMPRESSEURS AXIAUX 21
10 Compresseurs de turbor6acteurs 0
..
•
"
..
20 C ompres seurs de turbines a .... ga~ de petites
dimensions
..
0 0 co G"
•• •
•• •
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•
3. Machines à app1ications spatia1es
..
..
•
CONCLUSION o 0 0 0 a , • • • • 0 0 0 . Q
REFERENCES o 0 13 Q 0 • • 0 c o . Cl Cl 'Q G:I •
TABLES
FIGURES
ANNEXE EFFET DE CONTRE-PRESSION
•
..
•
2153
56
57 58Au cours des trois dernières annees, la demande de
à \ ,~~ 'd~
compre·sl!leurs hautes performances s est developpee consl. era-blement, pour des applications dans des domaines très diverso Citons en pa~ticulierg
1) les turboreacteurs de grande puissance (de l'ordre de 400000 à 600000 lbs de poussee) pour les avions de transport
-r
supersoniques 'et les gros porteurs soussoniques du type C-5; 2) les turboreacteurs utilises pour le decollage vertical
(+ 100000 lbs de poussee);
-3) les generateurs à gaz et turbines à gaz de petite puissance pour helicoptères. engina terres~re~ et systèmesde generation de puissance mobiles (10000 HP maximum);
4)
les applications nucleaires, en particulier, le transport de gaz lourds ~5) les applications spatiales ~ systèmes cryogeniques embarque ~ .etc 0
Le domaine connexe des pompes à haute performance
s'est également développeg pompes de fusees, pompes hydrauli-ques puissantes. etco Une evolution semble se manifester
/ ega-.,
lement dans le domaine desventilateurs industrielso
Pour les trois· premiers domaines. 1 ~ objectif est de realiser des coneommations specifiques aussi faibles que pos-sible. et pour les 2 premiers .simultanement des rapports poussée/poids éleveso
L'effort porte sur les points suivants:
accroissement du rapport de pression global du cycle~ avec minimum d'étage au compresseur;
- accroissement du rendement de compresseur,
- accroissement du rendement des chambres de combustion et du
taux d'échange d'énergie,
- accroissement des températures d'admission à ~a turbineQ
En outre. pour 1es générateurs à gaz de petite
puis-sance, 1'étude des échangeurs thermiques constitue un point importanto Ces efforts nécessitent des recherches tant bien dans 1e domaine des matériaux que dans 1e domaine du dessin
aérodynamiqueo
P~ur 1es app1ications nuc1éaires. 1es questions de
coût à 1a construct ion et en opération demandent à 1a fois 1a compacité (petit nombre dVétages) et des rendements aussi é1e-vés que possib1e o Etant donné 1a faib1e vitesse du son dans 1es
gaz 1our~~.1'uti1isation de compresseurs transsoniques ou super-soniques s'imposeo L'opération s' effectuant en généra1 en mi1ieu contaminé." ou 1' etitretien est impossib1e ou diffici1e. entrai-ne' 1'uti1isation de pa1iers à gaz dans 1a p1upart des caso
Dans 1e dom~ine des app1ications spatia1es~ 1a néces-sité de fonctionnement sans entretien pour 1es missions de 10tigue durée i impose pratiquement 1'uti1isa~ion des turbomachi-nes pour 1es systèmes de génération de puissance et 1es
sys-tèmes cryogéniques {emp1oyés pour tirer parti de la supercon-ductivité é1ectrique et magnétique aux basses t empératures)o Ces machines sont nécessairement de très petite dimension , (1"
de diamètre) et tournent à grande vitesse (1000000 à 3000000
t/m) sur pa1iers à gaz. évidemmento Le principa1 effort porte sur 1'amé1ioration des rendements qui sont faib1es. étant donné 1es effets d'éche~1es o
Notons que ~es quatres premiers domaines ont en commun l'utilisation de compresseurs axiaux en régime transsonique ou supersonique o En outre, les générateurs de gaz de ~aible puis-sance et les systèmes spatiaux exigent l'utilisation de machines du type radial, également transBoniqu~ ou supersoniques et
im-pliquent des e~fets d'échelleso Les applications nucléaires
requièrent également, dans certains domaines, l'utilisation de machines radiales et ont en commun avec les applications spa-tialess ltexigence de paliers fluides.
Dans ce qui suit~ nous donnerons des détails supplé-mentaires sur les perspeotives de développement et les objecti~s
fixés pour les prochaines années dans les differents domaines~ ainsi que sur les résultats actuels et les appro.ches possibles. en insistant sur l'aspect "compresseur"o
CHAPITRE I LES TURBOREACTEURS
10 Evolution récente et perspectives d'avenir
Après avoir marque un temps d'arrêt dans les annees 1955-60, ie developpement des turboreacteurs d'avion est entre dans une nouvelle~phase très active - on parle de revolution
-a~ec l'apparition de nouvelles exigences tant militaire (appa-reils à decollage vertical. chasseurs et bombardiers operant dans des plages de vitesse tr~s grandes, avions de transport 1 grande ,capacite) que civiles (aerobus subsoniques interconti-nentaux ou contiinterconti-nentaux, transports supersoniques)o
La demande se f~it actuellement sentir dans deux catégories principales~
1) les moteurs 1 grande puissance pour le transport supersonique
à Mach '3 (50-60 0000 lbs de poussee) et les transports geants
soussoniques (par exemple~ C-5A - 900 passagers - moteurs de 400 000 lbs de poussee)o Ces moteurs sont 1 longue duree de vieo 2) les moteurs de sustentation pour appareil 1 décollage
verti-cal dans la classe de 50 000 à 100000 lbs de pousséeo Ce sont des
moteurs à vie courte~ mais capable dieffectuer de nombreux démar-rageso
Tant pour ces moteurs que pour les ca~égories
inter-médiaires, plus conventionnelles, on desire obtenir une amélio-rat ion de la consommation specifique de carburant et du rapport poussee-poids o
Les figures 1 et 2 (refo 1) representent l'evolution
de- consommation Bp~cifique (sfc) et de rapport poussée-poids (T/W). Ces objec~ifs sont raisonnab~eso La courbe en trait
pointi~~é, p~us optimiste, représente ~es prédiction de ~a firme
A~lis~n, en mati~re de turboréacteur de susten~~tion, et est basée sur les derniers résu~tats obtenus par cette firmeo
Ces diagrammes sont compl~tés par ~a tab~e I qui passe en revue des réacteurs types contemporains, produits en pré-série ou construits au stade de prototypeo
Dans ~es années ~955-60. les valeurs classiques pour un réacteur de propu~sion étaient de l'ordre suivant: poussée ~o à 200000 ibs, rapport de compression (w) 7 à ~2, température d'entrée de turbine (TIT)
Boooc
(~5000F). consommation spécifi-que (sfc) Oa3 Lbs fue~/lb poussée. hr (en croisi~re), rapport poussée/poids (T/W)=
30Un moteur contemporain avancé. comme ~e Pratt and Whitney TF-30 de 20&000 ~bs de poussée poss~de ~es caractéris-tiques suivantesg n
=
~7. TIT=
20~OoF. sfc=
OoB ~bs/~bs thrust9 hr, (T/W)=
4o B/~. avec tuy~re de réchauffe. 5 02/~ sans tuy~reo Ce_'moteur est dessiné par un fonctionnement quasi continu à pleine puissance, à haut nombre de MachoLes moteurs de grande puissance actue~~ement au stade du banc d'essai (pour Ie C-5A et ~'avion de transport super-sonique) marquent un progr~s supp~émentaireg n
=
20 à 25; TIT=
2200oF, sfc=
00 64 Ibs/Ibs thrust hr, TjW=
5050Pour ~es réacteurs de sustentation en ~955-60. ~es données étaient les Buivantesg poussée: 2~30 ~bs. T/W
=
B03
0
Un moteur contemporain donne~ poussee 5.440 lbs, T/W=16 et le moteur de demonstration d'Allison donne~ poussee 100000 lbs
T/w = 20 à 21, sfc
=
00634~ Ces chiffres justifient l'optimisme des figures 1 et 2, etablies i l y quelques deux ans.L' evolution est due à des realisations technologiqu'es à savoir les progrès principalement dans le domaine des materiaux, , dans le dessin aérodynamique des aubages et des chambres de
combustion.
Les bases ther,modynamiques de ce progrès sont connues depuis longtempso La reference 2 est un exemple typique des indications assez precises que peuvent donner des etudes rela-tivement simples (Notons que, dans cette reférencei certaines solutions optimales étaient rejetées par ce que techniquement non realisable à l'epoque, en 19630 Elles le sont maintenant I)
I
Les facteurs d'optimisation sont bien connusg accrois-sement de la temperature maximale du pseudo-cycle
(TIT),
'
du rapport de pression w , adaptation du processus thermodynamique au regime d'operation (double flux à haut rapport de dilution pour des reg~~es de vol soussoniques, ou double flux à faible rapport de dilution, avec rechauffe modulee pour le vol mixte subsonique-supersonique~ etco}o20 Solutions techniques
201 Accroissement de temperature de turbine
~~---~---~---L'accroissement est rendu possible par la mise au point d'alli~g~ refract~ires(nickel. cobalt, beryllium, etc) ou l'utilisation de fibre de verre, mais surtout par des
techniques de refroidissement d' aubage~ ref\roidissement par
conduction. par ~ilm. par transpirationo Cette derniere
tech-nique·,paraissant être la plus prometteuseo L'objectif pour les
deux ou tpois procnaines annees est d!atteindre environ 3000oFo
(materiaux réfractai~poreux + refroidissement par transpiration)o
Cate aerodynamique. le dessin des aubages a atteint un stade relativement satisfaisant. quoique des progres soient encore possibles o
I l s9 ag it ici non seulement d'accroître les rapports
de pression ou les rapports de dilution. mais encore de
dimi-nuer le poids relatif du compresseur~ Cette diminution ne peut
siobtenir que par la reduction du nompre d~etages pour un
rap-port de pression donné, c.àodo un accroissement de la charge
d'étage et par la diminution du poids par etage (utilisation
de mater iaux le gers ~ ti tane, plast ique s renforcé s • etc 0 ) 0
Le rendement d~etage doit evidemment rester eleve~ et si possible
croîtreo
L! ordre de grandeur des debits requis pour les
appli-cations considerees ici (propulsion ou sustentation) impose
l'utilisation de compresseurs axiaux. pour le~uels. en gros
l'échange d'énergie dans un rotor est donnee par lfequation
d' Euler 11 à un rayon quelconque
ou U est la vitesse péripherique et VUi la composante parallele
Une augmentation de charge pour le rotor peut donc être obtenue g
- par un accroissement de la vitesse périphériquec Cetl accrois-sement est limité principalement par les matériaux utlisés o On atteint actuellement 1800 ft/sec en bout de pale (titane) et dans un avenir assez proche. l'utilisation de plastique ren-forcé permettra d'atteindre 2200 ft/sec o Il existe également certaines limitations aérodynamiques surmontables. dont on parlera plus baso
- par un accroissement de la variation de vitesse tangentielle o
•
La limitation est ici essentiellement aérodynamique et est liée au comportement des couches limites sur les aubages. le moy.eu , et l'enveloppe c Cette limitation intervient également pour la conversion d'énergie (d'én~rgie cinétique en ênergie de pression) tant dans ie rotor que . dans le redresseur qui suito La charge limite est une fonction de la dêflexion. du pas relatif et de la variation de la vitesse débitante au travers des aubageso On dQnnera de pl~s amples détails plus loin (Chapitre
4)0
Notons que les vitesses atteintes par les étages de tête tant pour les rêacteurs en simple flux qu'en double flux conduisent à aes étages tran~soniques. coàodo pour lesquels le
nombre de Mach par rapport a~pales dépasse l~unité sur urie
I
partie importante de la hauteur de paleo L'ingestion du débit
requiert êgalement une grande hauteur d'aube (rapport diamêtral. coàod. du moyeu à l ienveloppe de l 'ordre de 0.35 pour les
soufflantes)o
Pour les étages de t~te. on atteint des rapports de pression de l ' ordre de 1,6 à 1,8 par êtage. avec des nombres de Mach relatif de l ' ordre de 1,7 en tête et 0.8 en pied, et des rendements adiabatiques lêgèrement supérieur à
80%0
L'utilisationde rotors transsoniques exige des redresseurs fortement cambrés
(cfr infra) 0
Pour les étages suivants. l'accroissement de la
tem-pérature, ramène rapidement le nombre de Mach re"latif à des
valeurs inférieures à l'unité o
Les rapports de pression totaux requis. qui sont de
l"ordre de 29, demandent des compresseurs de 14 à 16 étages
(partie haute pression) et des compresseurs basse pression (flu~
se~ondaire) de 1 à 3 étages. suivant l'application. lorsque le
double flux est u~iséo
Notons que les difficultes d' adaptation des etages
en-tre eux sont importanteso Le compresseur doit en; effet operer
dans une plage de vitesse de rotation. de debit et de rapport
de pression assez importanteo On doit avoir recours à differents
artifices:
- double ou triple corps (étages de tête et de queue tournant à
des vitesses differentes, indispensable dans le cas des doubles
flux à haut rapport de dilution);
aubes directrices et redresseurs variables;
ponction d'air (bleed)o
A l'heure actuelle. ces artifices sont employes simul~anement
sur les moteurs à haute performanceo
On donne au chapitre
4
des informations complementai-res sur les compai-resseurs transsoniques et supersoniques et sur
les aubages à forte charge. pour lesquels il existe une base
\
theorique et expérimentale assez largeo
principalement sur des solutions empiriquesi et les inrormations disponibles sont rareso Cependant certaines sol~tions theoriques peuvent être envisageeso
2.3 Chambre de combustion
--~-~---~---Lterrort porte sur le raccourcissement. et l'allagement
de. chambreso Le type annulaire paraît s'imposero Ce domaine
CHAPITRE II LES TURBINES A GAZ DE PETITE PUISSANCE
Il ,stagit ici de turbine à gaz d~une puis~ance sur
l'arbre de moine de 1000 HP. correspondant à des débits de liordre
de
5
à2&5
kg/air par seconde et moins o Ces turbines peuvent êtreutiJ.is,ées comme moteur pour les hélocptères. les avions légers
(en.turbopropulseurs ), les chars de combat, les transports
rou-tiers (camions, autobus, éventuellement voitures) et ferroviaires.
les kroupes mobiles de génération de puissance électrique
(équi-pement militaire de campagne~ utilisant le concept dVénergie
to-tale~ o~ les gaz d~éjection sont r'cupérés pour seryir au
chauf-fage, lWalimentation en eau chaude~ etco)o
10 Evolution récente et perspectives d!avenir
Le rendement des machines de faible dimension est, a
priori, inférieur à celui des grosseB machines. les effets de
jeux et de fr~ttement (effet du nombre de Reynolds)~ étant
ag-gravésoLa consommation spéci:t:ique en est augmentée o De plus,
la réalisation de fo~mes aérodynamiquement correctes pour les aubages est plus dirricile o Les pertes peuvent encore augmenter de ce fait o Comparativementa le rapport puis~ance poids et
lîencombrement sont plus élevéa quepour les grossea machines~ La généralisation de l~emploi des hélicoptères et des
avioris légers. tant pour les besoin~ militaireB que civilsi la
modern~6ation de l'arme blindée exigent le développement de
petites turbines à gaz~ aux performances élevéeso Le potentiel
,
de développement de ces machines est très grand~ alors qu80n est pratiquement à la limite du progrès pour les moteurs à
piston o La robustesse d~turbines à gaz& la possibilité d'obtenir
des consommations spécifiques et des rapports puissance/poids
predire un bel avenir dans les domaines d'application très variesi mentionnes plus hauto Outre les efforts consentis pa
les firmes privees. 18armee de terre des Etats-Unis a initie un programme de developpement technologique qui doit amener la petite turbine à gaz à un niveau de performance comparable
à
celui des machines courantes dont le debit est de cinqà
dix fois !è:super.ieur > et les dimensions quelque 5 fois plus eleveetrcDurant les quelques dix ou quinze dernières annees. des turbines à gaz donnant 150 à 1000 HP sur l'arbre ont ete etudiees ou mise au point. en particulier pour la propulsion des helicoptères et des avions.du charroi lourf et des voitures. sans trop de succès dans les deux derni~rs caso Depuis 1964. le progr~mme systèmatique de developpement de l'armee americaine progresse de manière satisfaisante. Notons que. aux Etats-Unis.
~
des-motrices de chemin de fer utilisant des Pratt and Whitney Canada ST-6. vont être mise à 111 essai ,en service reelo La table II donne les caracteristiques de quelques turbines existantes ainsi que les objectifs du programme mentionne plus haut o
Les figures 3 et 4. extraites de la reference 5 don-nent les gains possibles au point de vue puissance par unite
de debit ~',air et consommation specifique\) en fonction du
rapport de pression maximum du cycle et de la temperature d'entree de turbineo La zone de performances obtenues à l'heure actuelle et les objectifs du programme americain. pour des machines avec et sans echangeur de chaleur. sont egalement indiquesc
On voit. qu'en gros. l'ambition est d'ameliorer les performances d'un facteur 1.5 à 2 (passer de 100 à 200 HP par lb d'air de debit.dè 0~7 à 0~45 en consommation specifique. de 2-3 à 4 et plus pour le rapport puissance/poids sans echangeur)~
Un moteur à piston d'avion moderne de 250 à 500 HP donne une consommation spécifique de 0.5 lb IHP hr, à peu pr~s avec un
poids double de --ceiui que l ' on espère atteindre pour les turbine80 Les turbines à gaz pour voiture ont, à puissance égale, un poids
de moiti~ moindre que celui du moteur à piston équivalent avec 8es accessoireso Si l'on arrive à réduire la consommation
spécitique, les avantages iront à la turbine à gaz dans ce domaine égalemept o
Les bases thermodynamiques du progrès sont les mêmes
~ue pour les turb'oréacteurs: i l faut j ouer sWnul tanément sur l'accrois8~ment de pression et" l'accroissement de températu~e
\
du processus& Comme le montre la figa
4,
l'accroissement de pression est le facteur prédominant. La figure 5 (r~to 5) donne l'effet des performances du compresseur sur la consommation spé-c ifique ~Un paramètre additionnel dont on dispose ici est la réchauffe de l'air à la sortie du compresseur par les gaz d'échappement de la turbine (réfo 2)~ La figure
6
donnel'in-fluence de ce facteur, évaluée dans le cas d'une version modi-tiée du PT-6 de Pratt and Whitneyo Cette influence est indiquée également dans la table
II,
par comparaison entre les turbines à gaz auec et sa~B réchauffeursoLa solution avec réchauffeur s'impose pour tous les usages terrestres et est intéressanwpour les turbopropulseurs d'avion et les moteurs d'hélicoptères à long rayon d!action
20 Solutions techniques
Mêmes solutions que pour les turboreacteurs, adaptees
aux dimensions plus faib~es (voir refQ 5). Developpement de
materiaux réfractaires (beryllid~s) pour des températures
jusqu'à 23000 F (12500C); s~8tèmes de refroidissement des aubages de turbine (refroidissement par fluide et effet de thermosiphon
ou par transpiration d'air au travers d'aubes poreuses) (Tempe-rature maximum de turbine 23000F)o
A l'aide de compresseurs centrifuges à haute perfor-mance. soit de type classique pousse (rapport de pression de 10 en un étage. avec rendement adiabatique de 81%, comparé à des rapports de 6 pour des rendements de 82-85% pour les machines avancees existantes, utilisation d'aubesd'entree et de diffu-seurmobiles. soit transsoniques-supersonique (rapport de pres-sion de 11 par étage. rendement de 82%. vraisemblablement sortie du rotor supersonique avec diffusion par choc dans la volute)o Vitesses de rotation de l Uordre de 50 0000 t/mino Ces objectifs devraient être atteints pour fin 1966. debut 19670 Un programme supplementaire vient diêtre mis en route pour le developpement de compresseur à rapport de pression de 18 à 20, en un etage axial supersonique-transsonique (rapport de pression 1,8 à 2) et un etage radial pousse 0 Objectifs pour Ie rendementg 80 à 85%., Etant donne les températures atteintes ,(de l ' ordre de 800°C) et les vitesses peripheriques requises (de l'ordre de 600 m/sec), l'utilisation d9a11iages employés habitue1Iement pour les turbines s' imposeo Les problèm~s aerodynamiques seront
Les ~c~angeurs de chkleur peu~ent ~tre soit du typ.e stationnaire, ou les. ~lux chauds et froids s'~coulent dans des canaux d~ff~rents. soit du type alternatif ou rotatifs, dans lesquels les m~mes canaux sont parcourus en s~quence par l'air
à r~chauffer et les gaz d'~chappement. La r~f~rence
4
d~critles diff~~entés r~alisations mises en oeuvre dans les prototypes de tu~bine à gaz pour voiture et la réf~rence
5
fournit lesdonn~es des deux r~g'n~rateurs à l'~tude pour le programme de
ltarm~e am~ricaine. L'un, d~velopp~ par Boeing, est du type stationnaire. construit en tube bras~s et est à ~coulements
crois~s~ (Tubes de 2 1/2 ine de longu~ur, de 0.06 ino de
dia-m~tre;
avec des~paissehrs
de paroi de 3.10-3 inG , eapable desupporter un rapport de pression de 10)0 L'objectif est
d'at-teindre~ pour l'~changeur, un poids global de 20 lbs/lb/sec.
d'~coulement (70% d'efficacit~ avec
6%
de pertes de charge).L'autre, ~tudié par Pratt et Whithey est 4u type rotatif
(40
à 50 t/mino) et est constitué d'un tore segmentéo Chaquesegment est garni d'une mattice métallique. servant d' accumu-lateur de chaleur et est parcouru alternativement, à contre-courant par les gaz chauds et froid. L'objectif est d'atteindre 50 lb~/lb seco d!air. une efficacité de 85%, et
6%
de pertes deCHAPITRE 111 COMPRESSEURS POUR L'INDUSTRIE ATOMIQUE ET TURBOMACHINES A APPLICATIONS SPATIALES
10 Compresseurs pour l'industrie atomique
Nous nous limiterons à l'aspect 'transport de gaz
lourds'~ pr~sentant des rapports de chaleurs sp~cifiques voisins de l'unit~.
Les problèmes qui se posent dans ce domaine peuvent
trouver des ~l~ments de solution dans l'exp~rience acquise en
matière de turbo-r~acteurs, des petites turbines à gaz. et sous
certains aspects. dans les applications spatiales. D'autre part certaines des solutions originales employées dans l'industrie atomique. peuvent être utiles dans les deux derniers domaines o
La plupart des informations disppnibles sont
mal-heureusement classifiéeso
Notons cependant que pour des d~bits relativement
~levés. on est amené à utiliser des machines axiales
multi-~tages supersoniques ou tr~nssoniqueso Les nombres de Mach ~lev~s
sont rapidement atteints, étant donn~ la faible valeur de la
vitesse du son dans les gaz lQurds (vitesse inf~rieure à la
moitié de la vitesse du son dans l'air}o Comme pour un rapport
de pression donn~. l'accroissement de température est beaucoup
plus faible que dans l'air. l'accroissement de la vitesse du son,en
fonction de l'~l~vation de pression d'un étage à l'autre est'f8.ibleet
... ... ;ous ... . . .
les etages operent en reg1me transson1que ou superson1queo Les
questions de poids et de prix d'achat jouent moins ici ,que la
{fonctionnement continu)o On est fréquemment amené à utiliser des paliers sans lubrification (paliers à gaz quand la chose est poss ible) ~
Pour les petits débits. des compresseurs centrif"uges transsoniques (vitesse de sortie du rotor supersoniquea diffusion
supersonique dans une volute sans aubes. passage en soussonique par système de choc stabilisé dans la tuyère de sortie de la volute) ont été développés. donnant des rapports -de pression de l'ordre de 10Q Moteur électrique d'entrainement et
compres-_~eur sont suspendus sur paliers à gaz, dans une enceinte
com-plètement ferméeQ Les réalisations françaises dans ce domaine
sont particulièrement remarquables. Elles ont permis le déve~op pement de techniques a:yancées qui surpasse ce qui se fait aux Etats-Unis, notamment dans le domaine des paliers à gaz pour des machines de 250 HP et plusc
2~ Turbomachines à applications sfati&les
Les turbomachines - pOMpes. compresseurs, turbines trouvent de multiples applications dans le domaine spatialo
Nous considèrerons en particuli er les compresseurs et les tur-bines utilisés dans les systèmes embarqués à b9rd de satellites ou de véhicules spatiaux~
Pour des missions de Jongue durée (satellites terres-tres permanent, habités ou non, véhicules interplanétaires,
statio~s lunaires)5 les turbomachines montées sur paliers à
gaz s'imposent pratiquement. à cause de leur durée de vie sans inspection. tant pour la production d'&nergie à bord (puissance de 3 à 1000 kw) que pour les systèmes cryogéniques {utilisés pour générer les basses températures requises par les gyros-copes et les alternateurs supra-conducteurs, les calculateurs
cryogeniques, les detecteurs à in~ra-rouge, les ampliricateurs MASER, etc,,).
Certaines realisations sont en operation .et de nombreux
prototypes sont à l'etude, principalement aux U.S.A.
Un gros Qbstacle reste à surmonter: l'obtention de
• • • I ", "'"
rendements sat1sra1sants o Les turbomach1nes sont en general de
~etite ou de très petite dimension ( 1 pouce de diamètre exte-rieur, dans les systèmes cryogeniques) et peuvent devoir tourner
à de très grandes vitesses (1000000 à 300.000 t/min et plus
pour les mêmes systèmes). C'est le problème des turbines à gaz
automöbile, aggrave d'un ordre de grandeur. Les errets d'echelles
sont encore mal connU6 pour ces dimensionso
Les programmes spatiaux europée~s exigeront des
tur-bomachines de ce genre, d'ici quelques annees (5 ans ou plus)o
D'autre part, notammentdans le domaine cryogenique, il e~iste
des possibilites immédiates d'application terrestres. Les
cal-cu~ateurs cryogeniques, par exemple, l'emportent d'un ordre de
grandeur au point de vue prix et dimensions sur les calculateurs
conventionnelso L'utilisation des proprietes supraconductrices
est très interessante pour la production de l'electricité, permettant de reduire lespoids et les encombrements d'un ordre de grandeur au moins.
Les rigures
7
et8,
extraites de la rer.7
donnentdes exemples de systèmes utilisant la chaleur solaire pour la
géneration de puissanceo La rigure
9
donne, pour le cas duproj et "Sunrlower", l' erret des rendements de turbine et de
compresseur sur les dimensions du radiateur et le rendement
utilise frequemment. outre le mercure. des metaux à ltetat gazeux ou liquide, et qu'il existe d'importants problèmes me-tallurgiques.
Les figures 10 et 11 montrent deux cycles de
refrige-ration typiques et la table III donne des details supplement
ai-res sur les turbomachines requises; les
4
phOtOB qui suivent(extraites de la reference 8) montrent quelques ~n des
proto-types realiseso Il reste encore enormement de progrès à fáireo
Les prototype5 actuels demandent de 200 à 12c OOO watts de
puis-sance par watt disponible pour le refrigerateuro
Il est très difficile dYobtenir des rendements satis~
faisants de turbines de 1/2 pouce de diam~tre~ les problèmes
de jeu. de fini de surface, sont très importants~ La section
minimum de passage entre les aubes de turbines est de l ' ordre
de 00015 pouceo Il faudrait pouvoir atteindre des finis de
sur-I
8
-6
'
....
face de 1 ordre de elO pouce ou mieuxo Il est evidemment tres
difficile de realiser correctement les aubages. Notons que ,les
lois de similitude. utilisées pour les machines de plus grandes
dimensions,. ne sont plus applicable directemento
De grandes vitesses de r'otation (jusquVà 6000 000 t/min)
facilitent quelque p~u le problème aérodynamique. mais on est
limite par les pertes de paliers, qui croissent rapidemento Les
paliers seront évidemment des paliers à gaz, de préférence du
type hydrodynamiqueo
Les compresseurs ont des dimensions légèrement
supé-rieures (1 à 2 pouces de diamètre)~ On utilise des compresseurs
centrifugespurs tournant entre 1300000 et 2000000 t/min (sur
im~ortants 0 Les moteurs éitectriques d' entrainemen:t posent
égaJ.e-ment énorméégaJ.e-ment de difficuJ.tés.
Au po int d.e vue ai!rodynamique pure. des recherches
fondamentaJ.es sur J.es effets de forme d'aubages.. de rugosité et de jeu. sont nécessaires, si J.'on veut faire des progrès sen-sibJ.es. Un teJ. programme a été propose par J.e J.aboratoire de J.tloV.K. à J.'armée de J.'air des Etats-Unis. La proposition est
CHAPITRE IV DESSIN AERODYNAMIQUE DES COMPRESSEURS AXIAUX
Les chapitres précédents ont donné un aperçu de l'evo-lution rapide des turbomachines dans quelq~es secteurs
impor-tants. et ont esquisse quelques uns des problèmes de recherche et de dé·veloppement qui doivent être resolus dans les années qui suivent. Les progres 'ne seront possibles que grace à la mise au point de nouveaux materiaux et à l'amélioration du dessin
aéro-dynamique des machines~
Le laboratoire de Turbomachines de l'IQV~Ko participe
à l'e~~ort de developpement dans la mesure de ses moyens a
prin-qipalement dans le domaine de l~aérodynamique des compresseurs à haute performanceo
Il est interessant de pasaer brièvement en revue cer-tains aspects de l'état des connaissances et les progrès pos-sibles en la mátière. sur la base des informations disponibles et en particuli ér, des rensei gnements directement obtenus à
l'IoVoKo.
Nous nous y attarderons dans ce chapitre, en examinant successivement les compresseurs de turboreacteur~Dde turbines à gaz de petites dimensions et ceux qui sont destines aux
appli-cations spatialeso
4~1 Compresseurs de turb6reacteurs
Il s'agit ici essentiellement de compresseurs axiaux multi-étages, à simple ou double flux, caracterises par l'uti-lisation d'étages transsoniques de tête. à rapport diametral
4.~.~ Définition de ~'écou~ement (réfs.
9.
~O. ~~).---Du point de vue de ~a mécanique des f~uides. ~'écou~e
ment dans ~es compresseurs est caractérisé par sa grande comp~e
Xité; il s'agit d'un écou~eme-nt compressible. présentant des
régimes subsoniques et supersoniques. avec ondes de choc.
visqueux (effets se faisant principa~ement sentir sur les parois
solides: aupages. moyeu. enveloppe et dans ~es si~~ages des
aubes ) .• instat ionnaire (une rangée d' aubes de rotor ou de
redresseur est toujours en mouvement relatif par rapport à ce~~e8
qui l'encadrent et est donc attaquée par un écou~ement
périodi-que dans ~e temps). tridimensionnel (mouvement axial débitant.
mouvement circonférentie~ provenant de ~a rotation et de la
déf~exion dans les aubages. mouvement radia~ provenant du
pro-fi~age des parois so~ides, pour l'écou~ement dit principa~.
mouvement tourbi~lonnaire comp~exe des écoulements dit sec
on-daires. etc.). Les effets d'interaction entre étages sont ~oin
d'être nég~igeables. la composante de vitesse débitante au
moins étant toujours soussonique~
De te~s écou~ements so~t représentés par ~es équations
comp~ètes de Navier-Stokes. dont la solution niest pas possib~e
dans ~'état actuel des connaissance~.
On a recours à des combinaisons de 8o~utions
appro-chées et de facteurs de correction empiriques dont ~e nombre
va en diminuant au fur et à mesure des progrès réaliséso Ceux-ci
n' ont été rendus possib·~es et ne sont app~icables que grace aux
ordinateurs digitau~ à grande capacité. couramment uti~isés par
I
tous les motoristes d'avion depuis que~ques années. et qui sont
de la technologie avancéeo
Dans l'état actuel des connaissanees, les hypothèses simpli:ficatrices suivantes sont utilisées:
- écoulement stationnaire (sau:f pour l'étude du décrochage tour-nant, du pompage et de certains e:f:fets de sillage);
- écoulement tri-dimensionnel représenté par la combinaison de deux éeoulements bi-dimensionnels de base présentant les caractéristiques suivantes:
a) écoulement dans le plan méridien (plan contenant l'axe de
la machine), dé:fini par les directions axiales et radiales)~ réputê axi-symétrique (figo 12).
b) écoulement dans le plan circon:férentiel, considérant les phénomènes dans les sections d' aubages obtenus par l '
intersec-tion d' une sur:face de révolution et des dits aubages (:fig. 13)0 Le développement de la sur:face d'intersection conduit au modèle elassique de la grille d'aubes (:fig. 14)0 On néglige les compo-santes de l'écoulement perpendiculaires à la sur:face de révolu-tiono
L'écoulement tri-dimensionnel est reconstitué par l'empilage d'écoulements dans le plan circon:férentiel. suivant des lois d'équilibre de veine obtenues dans le plan méridien. appliquées aux résultats obtenus dans le plan eirconférentiel
intégrés circon:férentiellement. Les e:f:fets complexes se produi-sant au voisinage des parois (enveloppe et moyeu) peuvent être
incorporés dans une certaine mesure. souvent, à l'heure actuelle
sous :forme de coe:f:ficients de correction.
Les modèles aérodynamiques dé:finis ci-dessus permet-tent de traiter les deux problèmes :fondamentaux:
de la machine (formes des ~assages • aubages. etc). les
per-formances requises (d'bit. rapport de pression. ~endement) et
certaines dimensions g'om'triques (longueur. diamètre maximum etc.) 'tant impos'es (problème du 4essin aux conditions
nomina-le s )',
- le prob-lème direct. à savoir, la détèrmination des
perfor-mances de la maehine. pour une plage d'op'ration (en d'bit, rapport de pression. nombre de tours), la g'om,trie de la machine 'tant connue.
La figure 15 donne une coupe sch'matique d'un compres-seur mUltiétage, avec indications des problèmes particuliers se posant aux divers endroits.
·Plusieurs modèles sont couramment utilis's (réfo 12).
Notons que l'étude détaill'e des équilibres de veines ou de l'écoulement dans le plan méridien a 'tG entreprise de façon
systèm_tique après la dernière guerre mon~iale seulement.au
moment ou· les exigences ont conduit à accrome les hauteurs
d'aubages. rendant caduq~e le calcul tradi~ionnel des turbo~
machines sur la base des performances à la ligne moyenneo
- l"quilibre radial isentropique (rSRE)qui s'applique. dans le
i ;
plat méridien entre les rangêes d'aubes, considérêes comme des
discontinuitéso Comme spn nom l'indique, ce modèle postule ~
'quilibre entre le gradient de pression en direct ion radiale, et les forces centripètes, à chaque rayon (vitesse en direction radiale nulle), et suppose l'entropie constante le long du
rayon. L'effet d'interf'rence entre aubages est néglig' et
l'équilibre est suppos' être atteint directement à la sortie
de courant ou de celle des parois.
On
obtient une relation entre pression et composante axiale et tangentielle de la vitesse enfo~ion du rayono Ce modèle simple est encore très employeo
Il a donne naiasance aux types classiques d'aubages de machines axiales: tourbillon libre, tourbillon force, à degre de reaction constant, exponentiel ou Q2 constant. On tient compte des per-tes dans une certain mesure en variant le niveau d'entropie de rangee à rangee, en s'imposant des pertes évaluées dans le modèle "grille d' aubes" 0 r:" 1 L-es performances atteintes par
les machines dessinees ainsi mont~ent des différences avec les prédictions, l'etfet principal provenant de l'hypothase d'entro-pie constante ~e long du r~yon (réf.
9) ,
qui n'est pas reali-see en partiCUlier au voisinage des parois (moyeu et enveloppe)o- l ' équilibre radial non-i sentropi que (NISRE) per,met de varier l'entropie ~e long du rayono Les distributions d'entropie sont evaluées à l'aide des résultats de grille d'aubes et peuvent tenir compte de manière plus exacte ,des effets de paroio Ce gradient d'entropie doit être imposé au départo Dans le problè-me indirect, par exemple. les aubages n'étant pas encore sélec~ tionnés, il s'agit de valeurs approchéeso Une fois les aubages
choisis, les pertes Bont connues plus exactement, et l'on effectue une vérificationo On continue ,à négliger l'effet
d'interaction entre rangéeso De plus en plus utilisé. ce modèle ,
exige l'emploi d' ordinateurs. Onm~nque cependant encore d'in-formations en nombre suffisant pour les valeurs de l'entropie au voisinage du mbyeu et de l'enveloppeo
Nbtons qu'une possibilité importante des modèles d'équilibre radial, mise en valeur dans la rétérence 13, à
savoir, l'introduction de gradien~ d'enthalpie (échange dVéner-gie non uniforme le long du rayon dans les rotor,s) est de plus
utilisée, donnant une très grande flexibilitéo
- la théorie des disques d'action (actuator disk theory) tieqt compte de l'effet d'interaction entre les rangées d'aubes, en p'ostulant que l ' équilibre radial n' est atteint qu' à l ' infini pour chaque rangée o La théDrie la mieux développée. est celle qui traite d"coulements incompressibles. Les pertes et la courbure des lignes de courant sont négligées. Ce m,odèle est peu employéo I l permet de se rendre c~mpte de l'ordre de gran-deur des effets d'interférence et du nombre de rangées, influen-çant une rangée donnée (en dehors du problème d'adaptation pour des conditions autre que nominales)o Les approximations et la complexité des calculs s'opposent à une utlisation systèmatique. Nptons cependant (réfo 15) que la SNECMA l'utilise, sous forme simplifiée en terme correctif, pour tenir compte de ~'effet d'interférence, dans ses méthodes de calcul de compresseurs faiblement transsoniques.
Ce~ trois premières méthodes sontsurtout utlisées pour la résolution du problème indirecto
- les méthodes tenant compte de la courbure des lignes de courant et de parois sont de plus en plus utilisées (réf o 13, 14.
8,
article de K. Fiedler). Elles sont- ~pplicables aux machines
a~~ales. aux machines mixtes et dans certains cas aux machines
radiales. peuvent tenir, dans une certaine me~uret compte des effets de compressibilité (en soussonique et ~upersonique). de lteffet d'inte~férence, de gradients d'entropie et d'enthalpie. et sont applicables pour traiter tant le problème dire~t que le problème indirect~
Il ~'agit en fait de solutions numér~ques-itératives
axi-symétrique. qui requièrent l'emploi d'ordinateurs de très
g~ande capacité; lorsqu'on veut les utiiiser pour évaluer les
performances de machines complexes multi-étages. Ces méthodes sont de plus en plus employées par les grandes firmes qui. soit les développent eux-mêmes ou achètent les programmes machine à des bureaux d'études spécialiées. Les difficultés de calcul numériques sont en effet très grande et demandent un temps très long de mise au point.
L'une des méthodes les plus employées est celle qu~
est due à Novak et est déciit~ dans la référence 14. Elle traite
d'écoulements stationnaires axisymmétriqueso 11 s'agit d'une
méthode itérative. travaillant en des points discrets d'un
réseau maillé. s'étendant radialement et axialement. La solution de base est une solution potentielle. mais l'on peut introduire les effets visqueux et les variations d'énergie sous forme de forces extérieures équivalentes. La méthode permet le calcul entre les rangées d' aubes et àl'intérieur de celles-ci et évite
par une astuce mathématique. les poin~ singuliers des solutions
qui se présentent lorsque la vitesse atteint la vitesse locale
du son~ Le resserrement des mailles du réseau ne dépend que de
la capacité de l ' ordinateur utilisé.
Cette méthode exige comme données. les valeurs
d'en-tropie et d'enthalpie (ou déflexion dans les aubages) aux
dif-férents points de calculo Celles-ci sont obtenues à partir des
donnêes expérimentales obtenues en grille d'aubes (corrélations classiques) ou de méthodes de calcul théoriques (par exemple. méthode de Schlichting et correction de couche limite de
Truckenbrodt) qui peuvent être incorpor~es au programme et
faire partie du cycle d'itération. Les données sont à peu près suffisantes pour le calcul entre aubages. en incorporant les
effets de variations de vitesse axiale (cfr infra), quoique l ' on manque et d' informations expérimentales et de méthodf;lS théoriques pour le régime transsonique et supersonique, ainsi que pour les aubes à déflexions élevées, pas relatif faible ou angle de calage élevé. .'. e.t . sur les écoulements secondai-res au voisinage du moyeu et de l'enveloppe (effet de jeux et
d'int~raction de couche limite). Nous verrons plus loin que ces
domaines sont actuellement étudiés. ent re autres à l'I.V.K •• ainsi que le problème d'évaluation de l'écoulement à l'intérieur des aubages eux-mêmes.
La méthode est simple et suffisamment précise: Novak a effectué des calculs de performance pour des co~resseurs
multi-étages ,existánts~. pour une plage d' opération, avec des résultats très satis~aisants (communieations privées).
I l est évident que ce genre de méthode s'imposera de
p~us en plus, avec la généralisation des ordinateurs rapides
à grande capacité. Ces méthodes sont susceptibles de développe-ment considérable au fur et à mesure de l'obtention des données désirées.
Notons qu'il est be-aucoup plus rentable"d'expérimen-ter"des compress.urs à l'ordinateur ' (pour reprendre les ter-mes de Novak) que de se contenter de calculs approximatifs puis de passer aux essais sur prototypes. Cette approche est parti-culièrement à conseiller lorsque l'on aborde le domaine de la cohception de~ ~urbomachines sans grande expérience préalable.
Des méthodes telles que celles,·de Vavra et de Novak sont évidemment applicabl~ au cas incompressible, notamment aux problèmes du dessin des pompes hydrauliques modernes.
Contribution du labpratoire de turbomachines de l'IoVoKo
Tant à des fins didactiques que pour faciliter les recherches entreprises dans le domaine des compresseurs avancés pour le compte de l'industrie. un programme d'étude systèmati-que des modèles disponibles en matière d'écoulement dans le plan méridien est en progrès au laboratoire de turbomachines de l'IeVoKo Les différentes méthodes sont appliquées au cas particulier d'un compresseur transsonique à trois étages et rapport diamètral faible. répondant aux exigences actuelles des motoristes d'avion (et au transport de gaz lourds)o La première phase -comparaison entre les solutions ISRE et NISRE est termi-née. Les programmes machines sont disponibles pour d'autres
applicat~onso Ce travail a été effectué en collaboration avec
les Universités de Gand et de Louvain (section flamande). sous forme de travaux de fin d'étudesg Les résultats sont
communi-qués dans les référence 16 et 17.
L'année ac~démique prochaine verra l'étude de la théorie des dis~ues d'action (en collaboration avec des Univer-sités belges). de la théorie de Fiedler et Bammerta ainai que de celle de Novak pour un petit nombre d'étages et de celle de Vavra pour les machines radialeso Les programmes nécessaires seront établis et les résultats discutéso
4.1.3
~=~~!=~=~~_~!~!_!=_E!!~_~!~=~~!~~=~~!=!
(Réfs 10, 11, 13)4.1.3.1 Introduction
La plupart des études éffectuées dans Ie domaine Ie sont par Ie biais des grilles d'aubes, tant au point de vue
I
expérimental qtie théorique. On étudie ici une "tranche" d'au-bage d'une seule roue, comme si les sections voisines n'exis-taient pas.
Malgré la simplicité du modè~e, son étude systèmati-que a conduit à des progrès considérables, tant en amenant une meilleure compréhension des phénomènes qu'en f'Ournissant des
catalogues de perfor~ance d'aubages aux constructeurs. Les études sont en pleiné expansion, après avoir marqué un temps d'arrêto
Depuis quelque trente ans; les constructeurs ont re-cours aux. catalogues dd performances aérodynamiques des grilles
(courbes de perte et de déflexion en fonction de l'angle d'entr6e par rapport aux ailettes) pour sélectionner un ailettage aussi optimal que possible de leurs machines (tent compresseur que
tu~:hines) 0
La base du succès des machines modernes est l'utilisation syst.étnatique des résultats expérimentaux désorm~is classiques, obtenus tant en Angleterre (corrélations d'Howell et de Carter) qu'aux Etats Unis (catalogue NACA sur la série d' aubes du type
65)
qui donnent un outre une première base d'optimisation, sous forme de cor~élations montrant les paramètres importants et leur influence (forme des a~bages, pas relati~. angle 4e calage. etc. ).Ces info'rmations ne sont cependant pas assez complèt,es que pour pouvoir donner les informations requises pour le dessin des machines modernes (compresseurs transsoIiiques et superso-niques. machines soussoniques
a
forte charges. ~ompes modernes) et ontatteint la limite de leur extrapolatiorlQ ,Certains facteursqui se sont révélés être importan~~{variation de vitesse axiale au travers l'aubage et contre-pression par exemple) n'avai~nt
pas été pris en considération
a
l'époque. De plus. les possibi-lités d'optimisation au point de vue des pertes sont loin d'avoir été exploitéesa
fondoOn s' attache
a
l'heure actuellea
rassembler des in-formations nécessaires, tant sur la base d'essais en souffleriea
grille d'aubes que sur d~bases théoriques (calcul d'écou~ement poteniiel avec correction pour les effets visqueux~ à par-t i r des par-théories de couche limipar-te pour les deux problèmes par- ton-damentaux: détermination de la géométrie de grille et de la for~e' des ailettes pour réaliser des performances données, ou calëul de perfo~mance pour une géométrie donnée) (voir réfo 10
et 11) 0
Nous ne reviendrons pas ici aur les données classiques disponibles dans la littératureo
Nous allons simplement examiner les principaux points qui requièrent un complément d' information et qui ,font actuelle-ment l'objet de recherches sy.stématiques, notamactuelle-ment au labora-toire de turbomachines de l ' IoVoKo
Ces points sont les suivants:
a. les sections d'aubages opérant en régime supersonique (cam-brure moyenne et faible);
b) les sections d'aubages opérant en régime soussonique élevé
ou faible devant impartir de fortes déflexions à l'écoulement
(aubages à forte charge) et dont le développement est en
relation avec le point suivant;
c) l'optimisation des aubages sur la base des théories de couche limite;
d) les écoulements dits secondaires: effets de jeu et
inter-action de couches limites au voisinage d.u moyeu et de l'enveloppeo
Ao Oénéralités sur les compresseurs transsoniques
Nous avons dit au chapitre I que les exigences
d'al-lègement des compresseurs c,Qnduisa.it à l ' augmentation de charge
par étage, ce qui avait pour conséquence 19~tilisation Aans ~es
... étage.s de tête,. de vitesses supersoniques en tête d' aube, la
vitesse restant soussonique en pied, et les aubages étant de
grande hauteur 0
Les compresseurs contemporains présentent couramment
des nombres de Mach re1atifs auxaubes, en tête. de l'ordre de
104 à 107, les progrès en matière de matériaux ·1égers et
résis-tants faisant prévoir l ' accroissement de ces n:Qmbres de Mach
jusqu'à des valeurs de 2 enyiron dans un aveni.r assez proC'n
7o
Il s~agit ici essentiel.l~ment d'aubes rotoriquel!!o
La plage d'9pération en régime superl!!onique étant
as-se·z restreinte, et une contraction importante. de section au
travers l'aubage étant nécessaire pour compenser
l'accroisse-ment de densité, lel!! problèmes d' équi1ibre de veine sqnt très
en grille d'aubes ne sont pas satisfaisantes.
Cf ependant •.. des firmes telles que Pratt and Wi thney. General
Electric et Rolls-Royce (cette dernière f~~me a chargé l'l.V.K.
d'une sé~ie de recher~hes) ~tilisent systématiquement les
essais en grille d'aubes. qui de l'avis de l'auteur,_sont aussi
utiles que l'ont été 1es é~sais de grille en basse vite~ser
pour la génération précédente de turbomachines, à condition de
respecter un certain nombre de précautions.
Rappelons encore, avant de discuter en détail les sections supersoniques que la nécessité d'obtenir un échange d'€nergie, variant relativement peu le long des aubages
(u tJ.V U.!::cte) conduit · à utiliser des sections faiblement cambrées
en tête et très cambrées (de l'ordre de 60°) en pied, avec des pas relatifs élevés dans le premier cas et faibles dans le
second
(1
et 0.3 respectivement). Les angles absolus de sortiedes rotors à haute perform~nce sont toujours très élevés
(de 55 à 70°) et conduisent à des redresseurs très chargés,
opérant à des vitesses sousson~ques élevées. Ce problème sera
traité dans la section suivante.
Notons en passant qUe l'l.V.K., au cours des deux
années à venir, développera pour le compte de l'armée de l'air
des Etats-Unis, un étage transsonique à rapport diamétral
d'entrée, de 0.5, donnant un rapport dè pression de 2, un débit de 32.5 lb/sec sq. ft., avec comme objectif un rendement de 85%.
B. Aubages opérant en régime supersonique
B.l Solutions initiales
Les mérites potentiels des compresseurs a~~aux
élevés) ont été mis enévidence dès 1937, et une première série d'études systématiques ont été entreprises, en particul~er aux Etats-Unis. par la NACA de 1942 à 1955 à peu près .( cfr refo18)"
Les machines étudiées étaient entièrement supnr soni-ques, et le dessin des aubages reposait, , sur le princi::-e du diffuseur supersonique (passage convergent-divergent), es ailettes présentaient un bord d'attaque mince (onde de choc attachée) et ~e passage avait une section minima~e suffisante que pour' assurer l'amorçage "Les vitesses débitantes étaient soussoniques (le débit maximum est donné en effet pour une vitesse axiale correspondant à Mach 1)0 On s'efforcait d'obte-nir un système d'onde de choc entièrement contenu dans le pas-sageo Ce système était constitué, en principe, soit d'une onde de choc normale située au col (fig. 17, configuration amor cee) soit d'une onde oblique (au nez), suivie d'une onde de choc
normale~ A l'époque, on avait défini Les différentes combin~i
sons possibles pour les aubes du rotor et du redresseur (fig"
...
.
a savo~r
a. la combinaison rotor avec onde de choc ~re~resseur subsonique b. la combinais,on rotor avec onde de choc - redresseur supersonique
a~ec onde' de choco
Co rotor déflechissant l'écoulement en régime supersonique et
redresseur avec onde de choc (rotor dit "à impu18ion")
d. rotor à forte déflexion en régime subsonique et red~esseur avec onde de choc"
Les performances potentielles sont données également à la figure
16 "
Les ·types a, ·c. et d ont été expérimentés avec un
succès très limité~ rapport de pression en dessous de ce qui était attendu. rendement ~aible. en particulier lors des essais d'étagescompletse
L'échec provenait en particulier de l'ignorance des
effets des écoulements secondaires. et surtout de l'état des
connaissances très limitées en matière dVinteraction des ondes
de choc avec les couches limitesQ Cette int~raction avec dés
ondes trop ~orte. entrainait un décollement prononcé de la
~~~che limite. suivie dVune ou plusieurs réaccélérations. en
régime supersonique et de nouvelles décélérations e Le phénomène
s'accompagne. en général. diun accroissement de pertes assez
importantes. et donne un écoulement très peu uniforme à la
sor-tie des aubages. ce qui explique les mauvaises performances
réalisées au niveau de lijétage~ La répartition de charge entre
rotor et redresseur était aussi loin d'être opt~maleo Des
dif-ficultés se manifestent dans certains casG
On notait c:;.ependant une opération satisfais,ante en
régime transsoni que (configuration non amorcée. figo 17)0
La fig~ 18 montre également des configuration à ondes
de choc multiples. qui conduisi~ent à un nouveau concept diau_
bage et à l'utilisation systématique de la contre-pression
( voi r plus bas) 0
Bo2 Section de tête pour les compresseurs tr~nssoniques
Les études furent abandonnées par la NASA au profit
des compresseurs transsoniques pour lesquels. initialement.
les sections de tête opéraient dans la configuration non-amorcée
de la figo 17 (nombre de Mach d'entrée relatif de 1~2 environ)
(type a)o
Les caractéristiques générales de la configuration
du rapport diamétral: la vitesee périphérique étant élevée, l'angle relati~ d'entrée de l'air l'est également (60-70° par rapport à la direction axiale); la dé~lexion à impartir est
~aible (on maintient le produit U6V à peu pr~s constant sur ~a
u
hauteur d'aube - U étant grand, , 6V u sera ~aible). Les aubes seront donc à tr~s ~aible cambrure (0 à 10°) et angle de calage élevé (60°-70°). Le pas" relat i~ ne pouvant descendre en-dessous
de 00 3 au pied (voir la section b), il sera voisin de l'unité
en t~te. Pour cen.tituer un obstacle minime à l'écoulement, et
étant donné les ~aibles sollicitations mécaniques, les aubages seront tr~~ minces (épaisseur maximum de l'ordre de 3% de la eorde) (ré~. 29).
Le guidáge "mécani~ue" de l'air est ~aible, le recou-vrement des aUbes ,étant peu é,tendu. Le col, s ' i l exiete, est
mal dé~ini.
L'onde de choe se ~ormant dans le passage devient
oblique lorsqu'ón augmente le nombre de Maah d'entrée (~ig. 18 par exemple)
et
va ~rapper l'extrados de l'aube suivante pluspr~s du bord de ~uite et m~me au delà de ~~i-ei.L'utilisation
de cambrure~aible permet de limiter l'aecélérationà l'écoulement
sur l'extrados (enpansion de Prandtl-Meyer)
ét
partant l'inten-sité du ehoc à l'impaet sur l'extrados (e~~et d'interaction choc-couehe limite}oEn ~ait. m~me peur lee pas relati~s élevée, de~ con~i
g~ratiöns de choce multiplee_ee préeentento Lee ondes de _ch~cs
peuvent, sous certaines conditions, s'étendre au delà des bords
de ~uiteo
Le danger de décollement ~ l'impact des èhoc sur
Comme on l ' a dit. celui-ci est limi-té à 107 à peu près à l'heure actuelleo Uneréduction du pas relatif permettrait sans doute
de faciliter le .problème, mais cette solution n'est pas possi-ble mécaniquement (si la corde d' aube devient beaucoup plus grande en tête qu' en pied. les . problèmes de résistance et de vibration deviennent extrèmement sévères)o On s'efforce actuel-lement d'atteindre des nombres de Mach de l'ordre de 20
LUlnstitut von Karman effectue des recherches théo-riques et expérimentales dans le domaine, pour le compte de l'industrieo Les résultats obtenus sont classifiéso
Bo3 Nouveaux types d'aubageso
Après l'échec des programmes initiaux de la NACA sur les compresseurs supersoniques - échec partagê d'ailleurs par les chercheurs européens - l'Aeronautical Research Laboratory
(ARL) de l'armêe de l Yair des Etats-Unis fit entrependre des études de base pour essayer d'éliminer les dêfauts des aubages et principalement le décollement de couche limite dû à l'inter-action du choc normal ou du système choc oblique, choc normal, prêconisé par les premiers chercheursQ
LWidée de base, née de l'observation de phénomènes
tels que ceux donnés à la figo 18t est de remplacer le système
à un ou deux chocs par un système de cho~multiples, d'intensité plus faibles (ce qui se produisait en pratique, mais avec un mauvais rendement). évitant ainsi le décollement o On veut. en
fait. réaliser l'équivalent d' un "écoulement en tuyau" ou
pseudo-choco On sait que, dans un tuyau de longueur suffisante 11
un éco~lement supersonique est décéléré jusqu'à vitesse sonique par un système de chocs faibles combiné avec un accroissement
progressi~ de l'épaisseur de couche limitee L'accroissement de pression statique et les pertes dans un tel système sont équi-vale nt aux équi-valeurs obtenues pour un choc normal correspondant au nombre de Mach d'entréeo La longueur nécessaire pour obtenir
la vitesse sonique est essentiellement ~onction du niveau de pression statique à la sortie du passage (contre-pression)o
Fejer (c~r ré~.
18)
a établi les critères de base pour le dessin d'aubages de compresseur utilisant ce principe(bord d'attaque pointu, à angle ~a~ble, rapport de longueur à largeur de passage de l'ordre de 5 à 8, possibilité d'utilisa-tion d~ cambrure de 300 et plus, passage à section
quasi-con-stante, opération possible à nombre de Mach élevé)e Johnson, von Óhain et Lawson ont conçu un aubage répondant à ce critère
("blunt trailing edge blades") avec passage à section constante ou légèrement divergente (fig o
19)
0
L'obtention deun tel passage conduit à des aubes avec .épaisseur maximum au bord de ~uite, dónnant une variation soudaine de section o Un premier rotor fut dessiné et étudié sommairement à l'Aeronautical Research Laboratoryo Un second rotor à dessin modi~ié par l'auteur(insistant sur la divergence du passage et la variation de cambrure en fonction du rayon) a été étudié à l'lcV.Ko sou$ contrat de l'European Office of Aerospace Research de l'UoS o
Air Force (réfo
19),
tant en grille d'aubes qu'en machineréel-le, principalement par Breugelmans (ré~s 30,
31)0
Celui-cia développé en outre une première approche théorique et dessiné une verS10n beaucoup plus raffinée du rotor. Ce rotor est
actuellement en essaio Les essais en étage complet (pour le dessin du stator, voir la section b) vont débutero Un programme parallèle est en progrès à AeRoLo (Wennerstrom, Olympios), en
collaborat~on avec Carmann de l'Arnold Research Organisationo
