Un moteur à turbine d’avion se compose d’une entrée d’air, d’un compresseur, de chambres de combustion, d’une section de turbine et d’échappement. La poussée est produite en augmentant la vitesse de l’air qui circule dans le moteur. Les moteurs à turbine sont des moteurs d’avion hautement souhaitables. Ils se caractérisent par un fonctionnement fluide et un rapport puissance/poids élevé, et ils utilisent du carburéacteur facilement disponible. Avant les progrès récents dans les matériaux, la conception des moteurs et les processus de fabrication, l’utilisation de moteurs à turbine dans les avions de production de petits/légères était prohibitive. Aujourd’hui, plusieurs constructeurs aéronautiques produisent ou prévoient de produire des avions à turbine de petite/légère. Ces petits avions à turbine peuvent généralement accueillir entre trois et sept passagers et sont appelés très légers jets (VLJ) ou microjets. [Figure 6-22]

6.9.1 Types de turbines #

Les turbines sont classées selon le type de compresseurs qu’ils utilisent. Il existe trois types de compresseurs : débit centrifuge, débit axial et écoulement centrifuge-axial. La compression de l’air d’entrée est obtenue dans un moteur à flux centrifuge en accélérant l’air vers l’extérieur perpendiculaire à l’axe longitudinal de la machine. Le moteur à flux axial comprime l’air par une série de profils aérodynamiques rotatifs et stationnaires déplaçant l’air parallèlement à l’axe longitudinal. La conception à flux centrifuge-axial utilise les deux types de compresseurs pour obtenir la compression souhaitée.

Le chemin que l’air emprunte à travers le moteur et la façon dont la puissance est produite déterminent le type de moteur. Il existe quatre types de turbomoteurs d’avions : Turbojet, Turboprop, Turbofan et TurboShaft.

6.9.2 Turbojet #

Le turboréacteur se compose de quatre sections : compresseur, chambre de combustion, section de turbine et échappement. La section du compresseur transmet l’air d’entrée à une vitesse élevée à la chambre de combustion. La chambre de combustion contient l’entrée de carburant et l’allumage pour la combustion. L’air en expansion entraîne une turbine, qui est reliée par un arbre au compresseur, soutenant le fonctionnement du moteur. Les gaz d’échappement accélérés du moteur fournissent une poussée. Il s’agit d’une application de base de la compression de l’air, de l’allumage du mélange carburant-air, de la puissance pour auto-entretenir le fonctionnement du moteur et de l’échappement pour la propulsion. [Figure 6-23]

Les turboréacteurs sont limités en termes de portée et d’endurance. Ils sont également lents à répondre aux applications de l’accélérateur à des vitesses de compresseur lentes.

6.9.3 Turbopropulseur #

Un turbopropulseur est un moteur à turbine qui entraîne une hélice à travers un réducteur. Les gaz d’échappement entraînent une turbine de puissance reliée par un arbre qui entraîne l’ensemble réducteur. Les engrenages de réduction sont nécessaires dans les turbopropulseurs car des performances optimales sont atteintes à des régimes beaucoup plus lents que le régime de fonctionnement du moteur. Les moteurs turbopropulseurs sont un compromis entre les turboréacteurs et les moteurs alternatifs. Les turbopropulseurs sont les plus efficaces à des vitesses comprises entre 250 et 400 mph et des altitudes comprises entre 18 000 et 30 000 pieds. Ils fonctionnent également bien aux vitesses lentes requises pour le décollage et l’atterrissage, et sont économes en carburant. La consommation de carburant spécifique minimale du turbopropulseur est normalement disponible dans la plage d’altitude de 25 000 pieds jusqu’à la tropopause. [Figure 6-24]

6.9.4 Turboventilateur #

Les turbofans ont été développés pour combiner certaines des meilleures fonctionnalités du turboréacteur et du turbopropulseur. Les turboréacteurs sont conçus pour créer une poussée supplémentaire en déviant un flux d’air secondaire autour de la chambre de combustion. L’air de dérivation du turbofan génère une poussée accrue, refroidit le moteur et facilite la suppression du bruit d’échappement. Cela fournit une vitesse de croisière de type turboréacteur et une consommation de carburant réduite.

L’air d’entrée qui traverse un turboréacteur est généralement divisé en deux flux d’air distincts. Un flux traverse le cœur du moteur, tandis qu’un deuxième flux contourne le cœur du moteur. C’est ce flux d’air de contournement qui est responsable du terme « moteur de dérivation ». Le rapport de contournement d’un turboréacteur fait référence au rapport du flux d’air massique qui traverse le ventilateur divisé par le flux d’air massique qui traverse le cœur du moteur. [Figure 6-25]

6.9.5 Turbo-arbre #

Le quatrième type courant de moteur à réaction est le turbomoteur. [Figure 6-26] Il fournit de la puissance à un arbre qui entraîne autre chose qu’une hélice. La plus grande différence entre un turboréacteur et un turbomoteur est celle d’un

Moteur turbomoteur, la majeure partie de l’énergie produite par les gaz en expansion est utilisée pour entraîner une turbine plutôt que pour produire une poussée. De nombreux hélicoptères utilisent un turbomoteur à turbine à gaz. De plus, les turbosmoteurs sont largement utilisés comme unités de puissance auxiliaire sur les gros avions.

6.9.6 Instruments de turbine #

Les instruments du moteur qui indiquent la pression de l’huile, la température de l’huile, le régime moteur, la température des gaz d’échappement et le débit de carburant sont communs à la fois à la turbine et aux moteurs alternatifs. Cependant, certains instruments sont uniques aux moteurs à turbine. Ces instruments fournissent des indications du rapport de pression du moteur, de la pression de décharge de la turbine et du couple. De plus, la plupart des moteurs à turbine à gaz ont plusieurs instruments de détection de température, appelés thermocouples, qui fournissent aux pilotes des lectures de température dans et autour de la section de la turbine.

6.9.7 Rapport de pression du moteur (EPR) #

Une jauge de rapport de pression du moteur (EPR) est utilisée pour indiquer la puissance d’un turboréacteur/turbo-moteur. L’EPR est le rapport entre la décharge de la turbine et la pression d’entrée du compresseur. Les mesures de pression sont enregistrées par des sondes installées dans l’entrée du moteur et à l’échappement. Une fois collectées, les données sont envoyées à un transducteur de pression différentielle, qui est indiqué sur une jauge EPR de pilotage. La conception du système EPR compense automatiquement les effets de la vitesse et de l’altitude. Les changements de température ambiante nécessitent une correction des indications EPR pour fournir des paramètres de puissance moteur précis.

6.9.8 Température des gaz d’échappement (EGT) #

Un facteur limitant dans un moteur à turbine à gaz est la température de la section de turbine. La température d’une section de turbine doit être surveillée de près pour éviter de surchauffer les pales de la turbine et les autres composants de la section d’échappement. Un moyen courant de surveiller la température d’une section de turbine est avec une jauge EGT. L’EGT est une limite de fonctionnement du moteur utilisée pour surveiller les conditions de fonctionnement globales du moteur. Les variations des systèmes EGT portent des noms différents en fonction de l’emplacement des capteurs de température. Les jauges de détection de température de turbine communes comprennent la jauge de température d’entrée de la turbine (TIT), la jauge de température de sortie de turbine (TOT), la jauge de température de turbine interétage (ITT) et la jauge de température du gaz de turbine (TGT).

6.9.9 Couplemètre #

La puissance de sortie du moteur turbopropulseur/arbre turbo est mesurée par le couplemètre. Le couple est une force de torsion appliquée à un arbre. Le couplemètre mesure la puissance appliquée à l’arbre. Les turbopropulseurs et les turbomoteurs sont conçus pour produire du couple pour la conduite d’une hélice. Les couplemètres sont calibrés en unités de pourcentage, pieds-livres ou psi.

6.9.10 Indicateur N1 #

N1 représente la vitesse de rotation du compresseur basse pression et est présenté sur l’indicateur en pourcentage du régime de conception. Après le démarrage, la vitesse du compresseur basse pression est régie par la roue de turbine N1. La roue de turbine N1 est connectée au compresseur basse pression à travers un arbre concentrique.

6.9.11 Indicateur N2 #

N2 représente la vitesse de rotation du compresseur haute pression et est présenté sur l’indicateur en pourcentage du régime de conception. Le compresseur haute pression est régi par la roue de turbine N2. La roue de turbine N2 est connectée au compresseur haute pression à travers un arbre concentrique. [Figure 6-27]

6.9.12 Considérations opérationnelles des turbines #

La grande variété de moteurs à turbine rend la couverture de procédures opérationnelles spécifiques, mais il existe certaines considérations opérationnelles communes à tous les moteurs à turbine. Il s’agit de limites de température du moteur, de dommages aux corps étrangers, de démarrage à chaud, de blocage du compresseur et d’extinction.

6.9.13 Limites de température du moteur #

La température la plus élevée de tous les moteurs à turbine se produit à l’entrée de la turbine. La température d’entrée de la turbine est donc généralement le facteur limitant dans le fonctionnement des turbines.

6.9.14 Variations de poussée #

La poussée du moteur à turbine varie directement avec la densité de l’air. À mesure que la densité de l’air diminue, la poussée diminue également. De plus, comme la densité de l’air diminue avec une augmentation de la température, l’augmentation des températures entraînera également une diminution de la poussée. Alors que les moteurs à turbine et à mouvement alternatif sont affectés dans une certaine mesure par une humidité relative élevée, les moteurs à turbine subiront une perte de poussée négligeable, tout en réciproque une perte de puissance de frein importante.

6.9.15 Dommages aux objets étrangers (FOD) #

En raison de la conception et de la fonction de l’entrée d’air d’un moteur à turbine, la possibilité d’ingestion de débris existe toujours. Cela entraîne des dommages importants, en particulier les sections du compresseur et de la turbine. Lorsque l’ingestion de débris se produit, on appelle cela des dommages aux objets étranger (FOD). Le FOD typique se compose de petites entailles et de bosses causées par l’ingestion de petits objets de la rampe, de la voie de circulation ou de la piste, mais les dommages causés par les FOD causés par les frappes d’oiseaux ou l’ingestion de glace se produisent également. Parfois, FOD entraîne la destruction totale d’un moteur.

La prévention de la FOD est une priorité absolue. Certaines entrées de moteur ont tendance à former un vortex entre le sol et l’entrée lors des opérations au sol. Un dissipateur Vortex peut être installé sur ces moteurs. D’autres dispositifs, tels que des écrans et/ou des déflecteurs, peuvent également être utilisés. Les procédures en amont comprennent une inspection visuelle pour tout signe de FOD.

6.9.16 Moteur à turbine à chaud/démarrage suspendu #

Lorsque l’EGT dépasse la limite de sécurité d’un avion, il connaît un « démarrage à chaud ». Elle est causée par une trop grande quantité de carburant entrant dans la chambre de combustion ou par un RPM insuffisant de la turbine. Chaque fois qu’un moteur a un démarrage à chaud, reportez-vous à l’AFM/POH ou un manuel d’entretien approprié pour les exigences d’inspection.

Si le moteur ne parvient pas à accélérer à la vitesse appropriée après l’allumage ou n’accélère pas jusqu’à un régime de ralenti, un démarrage ou un faux démarrage s’est produit. Un démarrage accroché peut être dû à une source de puissance de démarrage insuffisante ou à un dysfonctionnement du contrôle du carburant.

6.9.17 Calculs du compresseur #

Les lames des compresseurs sont de petits profils aérodynamiques et sont soumises aux mêmes principes aérodynamiques que ceux qui s’appliquent à n’importe quel profil aérodynamique. Une lame de compresseur a un angle d’attaque qui est le résultat de la vitesse de l’air d’entrée et de la vitesse de rotation du compresseur. Ces deux forces se combinent pour former un vecteur, qui définit l’angle d’attaque réel du profil aérodynamique avec l’air d’entrée qui approche.

Un blocage du compresseur est un déséquilibre entre les deux grandeurs vectorielles, la vitesse d’entrée et la vitesse de rotation du compresseur. Les calages du compresseur se produisent lorsque l’angle d’attaque des pales du compresseur dépasse l’angle critique d’attaque. À ce stade, le flux d’air fluide est interrompu et la turbulence est créée avec des fluctuations de pression. Les calages du compresseur font que l’air circule dans le compresseur à ralentir et à stagner, parfois vers l’inversion. [Figure 6-28]

Les stalles du compresseur peuvent être transitoires et intermittentes ou régulières et sévères. Les indications d’un décrochage transitoire/intermittent sont généralement un « bang » intermittent à mesure que le retour de flamme et l’inversion du flux ont lieu. Si le décrochage se développe et devient régulier, une forte vibration et un rugissement fort peuvent se développer à partir de l’inversion du flux continu. Souvent, les jauges du poste de pilotage ne présentent pas de décrochage léger ou transitoire, mais elles indiquent un décrochage développé. Les indications typiques des instruments comprennent les fluctuations de régime et l’augmentation de la température des gaz d’échappement. La plupart des décrochages transitoires ne sont pas nocifs pour le moteur et se corrigent souvent après une ou deux pulsations. La possibilité de graves dommages au moteur d’un décrochage à l’état stable est immédiate. La récupération doit être accomplie en réduisant rapidement la puissance, en diminuant l’angle d’attaque de l’avion et en augmentant la vitesse.

Bien que tous les moteurs à turbine à gaz soient soumis à des cales de compresseur, la plupart des modèles ont des systèmes qui les inhibent. Un système utilise une aube de guidage d’entrée variable (VIGV) et des aubes de stator variables, qui dirigent l’air entrant dans les pales du rotor à un angle approprié. Pour éviter les cales de pression atmosphérique, faites fonctionner l’avion dans les paramètres établis par le constructeur. Si un blocage du compresseur se développe, suivez les procédures recommandées dans l’AFM/PoH.

6.9.18 Flipper #

Une extinction se produit lors du fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz dans lequel le feu dans le moteur s’éteint involontairement. Si la limite riche du rapport carburant/air est dépassée dans la chambre de combustion, la flamme s’éteindra. Cette condition est souvent appelée un riche embrasement. Il résulte généralement d’une accélération du moteur très rapide, dans laquelle un mélange trop riche fait chuter la température du carburant en dessous de la température de combustion. Il peut également être dû à un débit d’air insuffisant pour soutenir la combustion.

Une occurrence d’extinction plus courante est due à une faible pression de carburant et à un faible régime moteur, qui sont généralement associés à un vol à haute altitude. Cette situation peut également se produire avec le moteur étranglé lors d’une descente, ce qui peut mettre en place l’extinction de l’état de maigre. Un mélange faible peut facilement provoquer la disparition de la flamme, même avec un flux d’air normal à travers le moteur.

Toute interruption de l’alimentation en carburant peut entraîner une panne d’eau. Cela peut être dû à des attitudes inhabituelles prolongées, à un système de contrôle de carburant défectueux, à des turbulences, à un glaçage ou à une panne de carburant.

Les symptômes d’une sortie d’incendie sont normalement les mêmes que ceux suite à une panne de moteur. Si l’extinction est due à une condition transitoire, telle qu’un déséquilibre entre le débit de carburant et la vitesse du moteur, un démarrage par air peut être tenté une fois la condition corrigée. Dans tous les cas, les pilotes doivent suivre les procédures d’urgence applicables décrites dans l’AFM/POH. Généralement, ces procédures contiennent des recommandations concernant l’altitude et la vitesse où le démarrage aérien est le plus susceptible de réussir.

6.9.19 Comparaison des performances #

Il est possible de comparer les performances d’un groupe motopropulseur alternatif et de différents types de moteurs à turbine. Pour que la comparaison soit exacte, la puissance de poussée (puissance utilisable) pour le moteur à mouvement alternatif doit être utilisée plutôt que la puissance de freinage, et la poussée nette doit être utilisée pour les moteurs à turbine. De plus, la configuration et la taille de la conception de l’avion doivent être approximativement les mêmes. Lorsque vous comparez les performances, les définitions suivantes sont utiles : Puissance de frein (BHP) : puissance effectivement livrée à l’arbre de sortie. La puissance des freins est la puissance réelle utilisable. Poussée nette : la poussée produite par un turboréacteur ou un turboréacteur. Puissance de poussée (THP) – L’équivalent de puissance de la poussée produite par un turboréacteur ou un turboréacteur. Puissance équivalente de l’arbre (ESHP) – par rapport aux turbopropulseurs, la somme de la puissance de l’arbre (SHP) livrée à l’hélice et au THP produite par les gaz d’échappement. La figure 6-29 montre comment quatre types de moteurs se comparent dans la poussée nette à mesure que la vitesse est augmentée. Ce chiffre est uniquement à des fins explicatives et n’est pas destiné à des modèles spécifiques de moteurs. Voici les quatre types de moteurs :

• Powerplant alternatif
• Turbine, combinaison d’hélices (turboprop)
• Moteur à turbine incorporant un ventilateur (turbofan)
• Turbojet (jet pur)

En traçant la courbe de performance pour chaque moteur, une comparaison peut être faite de la variation maximale de la vitesse de l’avion avec le type de moteur utilisé. Étant donné que le graphique n’est qu’un moyen de comparaison, les valeurs numériques pour la poussée nette, la vitesse de l’avion et la traînée ne sont pas incluses.

La comparaison des quatre groupes motopropulseurs sur la base de la poussée nette rend certaines capacités de performances évidentes. Dans la plage de vitesses indiquée à gauche de la ligne A, le groupe motopropulseur alternatif surpasse les trois autres types. Le turbopropulseur surpasse le turboréacteur de la gamme à gauche de la ligne C. Le turboréacteur surpasse le turboréacteur de la gamme à gauche de la ligne F. Le turboréacteur surpasse le moteur alternatif à droite de la ligne B et le Le turbopropulseur à droite de la ligne C. Le turboréacteur surpasse le moteur alternatif à droite de la ligne D, le turbopropulseur à droite de la ligne E et le turbofan à droite de la ligne F.

Les points où la courbe de traînée de l’avion coupe les courbes de poussée nette sont les vitesses maximales de l’avion. Les lignes verticales de chacun des points à la ligne de base du graphique indiquent que les turboréacteurs peuvent atteindre une vitesse maximale plus élevée que les aéronefs équipés des autres types de moteurs. Les aéronefs équipés du turboréacteur atteindront une vitesse maximale plus élevée que les aéronefs équipés d’un turbopropulseur ou d’un moteur alternatif.