Turboréacteur à double flux

Général Electric F110, exemple de réacteur à faible taux de dilution, typique des avions de combat.

Son taux de dilution est compris entre 0,2 et 2[1]. Premier type de turboréacteur à double flux à avoir été mis au point, les armées le mettent rapidement largement en usage. Il conquiert également rapidement les faveurs de l’aviation civile avant que celle-ci n’adopte les réacteurs à fort taux de dilution, dans lesquels le flux froid fournit l’essentiel de la force de propulsion.

Plus gourmands en carburant mais permettant d’atteindre des vitesses comprises entre Mach 1 et 2, les turboréacteurs double flux à faible taux de dilution sont principalement utilisés par l’aviation militaire. Cependant quelques aéronefs commerciaux ont longtemps continué eux aussi d’y avoir recours : ainsi du MD-83 propulsé par le Pratt & Whitney JT8D ou le Fokker 100 motorisé par le Rolls-Royce Tay.

Général Electric CF6, exemple de turboréacteur à haut taux de dilution utilisé sur les avions de ligne.

Les réacteurs dits « à haut taux de dilution » sont ceux possédant un rapport supérieur à 5 pour 1[1]. Ces moteurs représentent une évolution des premiers turboréacteurs et sont utilisés en particulier sur des aéronefs civils. La majeure partie de la poussée, autour de 80 %, provient de la soufflante située dans l'entrée d'air. Elle fait partie du corps basse pression, animé par la turbine BP. Le corps haute pression, ou générateur de gaz, est situé tout autour de l'arbre du corps BP. Il regroupe le compresseur HP, la chambre de combustion annulaire, et la turbine HP. Les gaz issus de la turbine HP entraînent la turbine BP, laquelle entraîne la soufflante. Les deux corps HP et BP tournent à des vitesses différentes. Les gaz, après avoir traversé les étages de turbines HP et BP, sont éjectés par la tuyère du générateur, fournissant les 20 % de poussée restants.

Les moteurs de conception plus récente ont un taux de dilution proche de 10 pour 1 ; c'est le cas des moteurs GEnx qui propulsent le Dreamliner de Boeing ou des Trent 7000 qui équipent les A330neo d’Airbus.

La combinaison des hautes dilutions et d’une forte compression a fait apparaître des limites. En effet, compresseurs et turbines doivent tourner à des vitesses plus élevées, alors que la soufflante, de par ses dimensions, ne peut continuer de voir sa vitesse augmenter. D'autres conceptions permettent de diminuer la vitesse de la soufflante tout en augmentant ses dimensions[1].

Entraîner la soufflante par une transmission épicycloïdale permet de diminuer sa vitesse de rotation et d'augmenter son diamètre. Le taux de dilution est alors de l'ordre de 10. Les avantages sont une diminution de la consommation et du bruit.

Diagramme de fonctionnement d'un moteur à soufflante non-carénée.

Un réacteur dit à soufflante non-carénée est d’une conception hybride, héritant à la fois du turboréacteur et du turbopropulseur. Il s’agit essentiellement d’un turboréacteur double flux dont la soufflante n’est pas enveloppée d’un carénage aérodynamique. Cette architecture doit permettre d’augmenter encore le taux de dilution, en autorisant d’agrandir encore les aubes de la soufflante sans avoir à élargir démesurément les nacelles et donc d’améliorer un peu plus l’efficacité énergétique de ces moteurs en permettant, à poussée constante, une moindre consommation de carburant aviation.

L’idée d’un tel moteur renaît (ce système ayant été utilisé sur les réacteurs Rateau mis au moins durant la dernière guerre mondiale avec le A-65 qui était déjà à double flux[2] à la faveur du deuxième choc pétrolier (1979) et les premières études ont lieu dans les années 1980 — le GE36, codéveloppé aux États-Unis par General Electric et l’administration spatiale nationale est rendu public en 1986. Cette technologie n’emporte cependant pas une adhésion sans réserve des motoristes, en raison du fort bruit émis par le moteur en fonctionnement ainsi que les importantes vibrations qui seraient susceptible d’entraîner une fatigue des matériaux prématurée et le danger que comporte l'usage d’hélices découvertes.

Au début du XXI^e siècle, avec les perspectives d’épuisement des ressources pétrolières, ce type de moteur connaît un regain d’intérêt : General Electric en équipe un Cessna Citation à des fins de tests et Safran dévoile le prototype de l’open rotor en 2016[3].

Un petit nombre de réacteurs de ce type ont été réalisés vers 1960. Cette conception reprend un moteur à simple flux existant, avec des modifications minimales. Une turbine supplémentaire est ajoutée à l'arrière du réacteur, elle est mécaniquement indépendante, et entraîne directement une soufflante, qui est donc placée derrière le moteur. Le General Electric CF700 est le seul réacteur de ce type à avoir été produit en grand nombre, il a équippé plusieurs modèles d'avions d'affaire[4].

Schéma en coupe du Soloviev D-20.

Parmi les premiers réacteurs à double flux, à très faible taux de dilution, certains ne possédaient pas de soufflante : la séparation entre flux chaud et flux froid se faisait après les compresseurs basse pression. C'est le cas de moteurs comme le Rolls-Royce Spey, le Rolls-Royce RB.80 Conway[5], et le Soloviev D-20 soviétique.

Lorsqu'un avion vole dans une atmosphère humide et à une température proche au point de congélation de l'eau, cette humidité se dépose sur les surfaces de l'avion sous forme de gel. Ceci perturbe le flux d'air en raison de la génération de tourbillons, déséquilibre l'aéronef, produit des vibrations et facilite le décrochage[7].

Les turbofans sont équipés d'un système qui élimine le gel accumulé (fonte) et empêche sa formation (antigel). Les deux fonctions se réalisent moyennant le prélèvement d'air chaud du compresseur, au détriment d'autres parties du moteur ou du reste de l'avion (pour le renouvellement de l'air intérieur et la pressurisation de la cabine). Les composants situés derrière les aubes vont naturellement chauffer pendant le fonctionnement normal du moteur, de sorte que le gel s'accumule seulement à des vitesses de rotation basses et il n'y a pas lieu de décongeler. C'est pour cela que, l'air froid part de l'entrée d'air et les autres points susceptibles de souffrir de congélation s'arrêtent à la soufflante[8].

Le vol 110 de TACA était un vol régulier commercial international opéré par TACA Airlines, et reliant Belize à la Nouvelle-Orléans. Le 24 mai 1988, la météo n'était pas clémente avec des fortes précipitations, de la grêle, et des turbulences. À 16 500 pieds (5 029,2 m), et malgré la configuration correctement active des deux moteurs, ceux-ci se sont éteints, en laissant l'avion planer et sans aucune puissance électrique. Les pilotes firent appel au groupe auxiliaire de puissance lorsque l'avion franchit les 10 500 pieds (3 200,4 m), en restaurant la puissance électrique, et les pilotes ont réussi à effectuer un stupéfiant atterrissage d'urgence sans moteur au centre d'assemblage Michoud de la NASA à la Nouvelle-Orléans. Il n'y eut pas de blessé et l'aéronef a terminé, sans dégât majeur, à l'exception des dommages dans les moteurs causés par l'ingestion de grêle et par la surchauffe du réacteur droit.

L'incident du TACA 110 a permis un redesign des moteurs et le développement de systèmes FADEC (interface faisant le lien entre les pilotes et les moteurs), afin que des conditions météorologiques similaires ne conduisent plus à un arrêt de service brutal involontaire.

Lorsque le moteur est arrêté au sol, il a besoin d'une source externe d'alimentation pour que le compresseur commence à tourner et que le combustible lui fournisse l'énergie dont il a besoin. Si le combustible brûlait dans un moteur sans rotation, il s'accumulerait sans rien produire d'efficace.

Pour éviter cela, un démarreur pneumatique est positionné dans une enceinte accessoire. Il est alimenté en air par un autre moteur, celui du groupe auxiliaire de puissance, ou bien directement par des moyens de substitution de fourniture électrique au sol. Il existe également des démarreurs électriques mais moins fréquents vu leur poids élevé[9].

Le débit du combustible est soigneusement contrôlé pour tenir compte du faible rendement du compresseur à bas régime et des purges sont régulièrement effectuées jusqu'à atteindre une vitesse auto-entretenue. Pendant ce processus, le moteur peut sembler immobile. Une fois cette vitesse atteinte, le démarreur se désengage pour éviter les dommages dus à une utilisation prolongée[8].

Le taux de dilution, noté ${\displaystyle \lambda }$, correspond au rapport du débit massique du flux primaire sur celui du flux secondaire : ${\displaystyle \lambda ={\dot {m_{2}}}/{\dot {m_{1}}}}$ La poussée du turboréacteur à double flux est alors définie par ${\displaystyle F={\dot {m_{s}}}V_{s}-{\dot {m_{e}}}V_{e}+\lambda {\dot {m_{1}}}V_{2}}$[11] et prend en compte le taux de dilution, avec

• ${\displaystyle F}$ la force (N)
• ${\displaystyle V}$ la vitesse du flux (m/s)
• ${\displaystyle {\dot {m}}}$ le débit massique (kg/s)

et où l'indice ${\displaystyle s}$ fait référence à la sortie, ${\displaystyle e}$ à l'entrée, et ${\displaystyle 1}$ et ${\displaystyle 2}$ respectivement au flux principal et flux secondaire.

La poussée est donc proportionnelle au taux de dilution, et le flux secondaire permet d'augmenter le débit traversant le moteur tout en rejetant de l'air froid.

Ceci explique l'intérêt d'augmenter le taux de dilution[12] - [13].

Le rendement propulsif d'un turboréacteur est définit comme le rapport de la puissance fournie par le turboréacteur par la puissance fournie par le jet : ${\displaystyle \eta _{p}={\frac {F.V_{e}}{{\frac {1}{2}}{\dot {m}}(V_{s}^{2}-V_{e}^{2})}}={\frac {2V_{e}}{V_{e}+V_{s}}}={\frac {V_{e}}{V_{e}+{\frac {1}{2}}{\frac {F}{\dot {m}}}}}}$

où la vitesse de sortie est une moyenne pondérée par les débits massiques des flux primaires et secondaires.

• [vidéo] (en) How does a CFM56-7B work (3:20 minutes) par CFM International (consulté le 12 avril 2023).
• (en) Nancy Hall, « Turbofan Engine », sur NASA Glenn Research Center, 15 mai 2021 (consulté le 13 avril 2023).