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MOTEURS militaires Europe, France, pr AVIONS MILITAIRES. ACTEURS, Gammes, technos, métiers, compétences


Bechar06
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A la faveur des difficultés de Safran sur le Sylvercrest ( décembre 2017, le Falcon 5X est annulé ), je constate, après recherches, qu’il manque des fils sur les entreprises motoristes ( cf. sur le fil « Groupe Dassault Aviation, Fil sur l’avionneur/industriel »  où sont émis des jugements sévères sur Safran, Idem « Falcon series » en avions civils )

Ce fil a pour vocation de regrouper toutes les infos, avis ou réflexions sur les motoristes européens et français, qu’ils réalisent des moteurs ab initio ( projets, programmes ) ou sous-licence ( Licences ) , ou maintiennent en conditions opérationnelle  MCO des moteurs militaires en service, ou passés – longs cycles dans ce métier -  ou futurs en Europe  ( Forces US ou Russes, ou d’autres continents  exclues )

Il est en effet étonnant que cette partie fondamentale ( 33 % ? du coût ?  pas retrouver d’info fiable  ) d’un avion militaire ne soit abordée que très partiellement à travers un modèle particulier ( M88, TP400 par ex. ) de manière non –exhaustive : fil ayant vocation à continuer  ou à se diversifier !

Pourtant la motorisation est un facteur fondamentale de la réussite d’un avion militaire, et de l’indépendance d’un pays, ou de l’Europe

Concernant les acteurs motoristes avions ( avec une vision historique, attention les concentrations ): https://fr.wikipedia.org/wiki/Liste_des_motoristes_aeronautiques_par_pays

Pour le principal acteur français, on pourra démarrer ce fil avec une info assez récente sur SAFRAN  - 2016 - : http://www.air-cosmos.com/safran-la-fin-de-snecma-turbomeca-labinal-messier-bugatti-hispano-suiza-65091 et ne sera traité ici que SAFRAN AIRCRAFTS ENGINES  / Volet militaires ou applications militaires si dérivés spécifiques   + https://fr.wikipedia.org/wiki/Safran_Aircraft_Engines

Pour la France, on lira avec intérêt la conclusion du document d’HISTOIRE : http://www.academie-air-espace.com/upload/doc/ressources/COMAERO 10_2 - Bonnet Avions militaires II.pdf relative, page 423,  aux moteurs d’avions

Autres acteurs européens: à ne pas ignorer  évidemment !

Ne pas hésiter à se référer à WIKIPEDIA pour les fils plus technologiques  pour « démarrer », quitte à corriger cette encyclopédie en ligne, par exemple :

https://en.wikipedia.org/wiki/Aircraft_engine                     https://fr.wikipedia.org/wiki/Propulsion_des_aéronefs

https://en.wikipedia.org/wiki/Airbreathing_jet_engine      https://fr.wikipedia.org/wiki/Moteur_à_réaction      

https://en.wikipedia.org/wiki/Turbojet                                 https://fr.wikipedia.org/wiki/Turboreacteur 

https://en.wikipedia.org/wiki/Turbofan

Bonnes discussions !   ( sans trop de HS, merci ! )

===============================================================================

J’ai ouvert des fils parallèles sur les  MOTEURS des  AVIONS CIVILS,   et des AVIONS  MILITAIRES,    et aussi 2 côtés HELICOPTERES MILITAIRES  &  CIVILS, dans les parties du forum qui vont bien

Edited by Bechar06
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Petite question suite au HS dans le sujet du Rafale avec une "comparaison" entre le M88 et l'ATAR. L'ATAR étant un réacteur à simple flux, il est avantagé en supersonique par rapport au M88. Mais en supersonique, hors supercroisiere, une très grande partie de la poussée serait fournie par la post combustion.

Donc à haute altitude et à mach 1,8 ou 2+, est-ce qu'il y a une différence vraiment significative entre un simple flux et un double flux vu que c'est quasiment le principe du moteur fusée (la post combustion) qui est utilisée? 

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il y a 23 minutes, ARPA a dit :

Donc à haute altitude et à mach 1,8 ou 2+, est-ce qu'il y a une différence vraiment significative entre un simple flux et un double flux vu que c'est quasiment le principe du moteur fusée (la post combustion) qui est utilisée? 

Pour être rigoureux, la PC fonctionne davantage comme un stato-réacteur que comme un moteur fusée.

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Je me permets de recopier ce post du Fil Rafale de g4lly:

L'ATAR est un turboréacteur simple flux, donc tout ce qui sort est passé par la chambre de combustion et la turbine chaude ... et s'écoule rapidement. Ce débit d'air tres rapide est utile pour les avion qui veulent voler vite... mais défavorable au allure subsonique.

LE M88 est un réacteur double flux ... une hélice en générale la/les première l'étage compresseur souffle de l'air autour du réacteur, air qui ne passe dans rien jusqu'a la sortie. On a donc a la sortie deux flux ... un rapide issu de la combustion et un lent issue de la soufflante du premier étage du compresseur. En gros c'est la meme chose que les moteur de liner récent ... on a affaire quasiment a un moteur a hélice dont l'hélice serait carrénée, et donc la force de l'hélice serait fourni par la partie chaude du turboréacteur. La ratio entre le flux froid et le chaud, taux de dillution, caractérise le comportement du machin. Plus on souffle d'air frais, plus on a un engin économe au allure subsonique, mais incapable de voler vraiment plus vite. Moins on souffle d'air frais plus on souffle d'air chaud "rapide" plus on améliore les capacité a voler vite, en perdant une partie de l'économie précédente.

... d’où la remarque de DEFA550 ... par nature l'ATAR est un réacteur dédié aux allures supersoniques y compris le haut supersonqiue, mais mauvais en subsonique - conso, bruit -.

Et par nature le M88 est un réacteur polyvalent, moyen dans les deux régimes.

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poussée = masse_des_gaz_éjectés * (vitesse_d'éjection_de_ces_gaz - vitesse_de_l'avion)   (on néglige la masse du carburant injecté)

Donc plus on monte haut et/ou plus on va vite, moins ça pousse.1

Si le volume d'air englouti par le moteur joue un rôle important, l'architecture du moteur (par exemple turbojet vs turbofan) influe sur l'autre partie (vitesse d'éjection). Par exemple si on considère 2 moteurs qui fournissent 52 kN de la façon suivante :

- Moteur 1 : 70 kg/s éjectés à 750 m/s (52.5 kN)

- Moteur 2 : 80 kg/s éjectés à 650 m/s (52 kN)

Si on les place dans des conditions telles que le débit massique des gaz éjectés est réduit à 30% et qu'on donne à l'avion une vitesse propre de 300 m/s, on arrive aux résultats suivants :

- Moteur 1 : 21 kg/s * (750 m/s - 300 m/s) = 9,45 kN

- Moteur 2 : 24 kg/s * (650 m/s - 300 m/s) = 8,4 kN

Celui qui obtient sa poussée en éjectant plus rapidement une petite quantité de gaz est moins handicapé que celui qui obtient sa poussée en éjectant une grosse quantité de gaz à une vitesse moindre. Autrement dit un turbojet est moins handicapé qu'un turbofan, ce qui conduit à regarder d'un peu plus près le taux de dilution des moteurs militaires (plus il est faible, plus on s'approche d'un turbojet et de ses qualités/défauts ; On en revient au cas M53-P2 vs F100-PW200 du F-16).

 

1 En pratique davantage d'air arrive au moteur par "bourrage" lorsque l'avion accélère, ce qui revient à maintenir/augmenter la poussée brute du moteur, dans une certaine mesure. Ca ne change pas fondamentalement l'écart de comportement vis à vis du taux de dilution.

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56 minutes ago, DEFA550 said:

1 En pratique davantage d'air arrive au moteur par "bourrage" lorsque l'avion accélère, ce qui revient à maintenir/augmenter la poussée brute du moteur, dans une certaine mesure. Ca ne change pas fondamentalement l'écart de comportement vis à vis du taux de dilution.

Le bourrage est bénéfique - admission d'air dynamique - jusqu’à ce que l'admission d'air soit rassasié et qu'elle se mette a traîner.

En général on dimensionne l'entrée d'air en fonction des régimes ou veut faciliter l'admission ... résultat en optimisant l'entrée d'air pour M1 on se retrouve avec une entrée trop petite a M0 - d’où les entrée d'air secondaire - et trop grande à M2 - tout l'air qui se présente ne peut être avaler, le débit étant limité dans la conduite par la vitesse de l'air subsonique dedans, choc toussa -.

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Il y a 15 heures, DEFA550 a dit :

Celui qui obtient sa poussée en éjectant plus rapidement une petite quantité de gaz est moins handicapé que celui qui obtient sa poussée en éjectant une grosse quantité de gaz à une vitesse moindre. Autrement dit un turbojet est moins handicapé qu'un turbofan, ce qui conduit à regarder d'un peu plus près le taux de dilution des moteurs militaires (plus il est faible, plus on s'approche d'un turbojet et de ses qualités/défauts ; On en revient au cas M53-P2 vs F100-PW200 du F-16).

Justement il me manque encore un élément pour comprendre jusqu'au bout.

Tu démontres bien comment un turbo-jet est moins handicapé à haute vitesse, parfait. Et tu mentionnes de potentiels "défauts", qui j'imagine doivent l'handicaper à basse vitesse non ? Quels sont-ils ?

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Consommation, bruit, signature IR pour les défauts cités le plus souvent.

Le taux de dilution des turbo-réacteurs militaires double flux est généralement 5 à 10 fois inférieur à celui des moteurs civils. Le taux de dilution d'un turbojet, lui, est nul par définition.

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Il y a 16 heures, g4lly a dit :

Le bourrage est bénéfique - admission d'air dynamique - jusqu’à ce que l'admission d'air soit rassasié et qu'elle se mette a traîner.

En général on dimensionne l'entrée d'air en fonction des régimes ou veut faciliter l'admission ... résultat en optimisant l'entrée d'air pour M1 on se retrouve avec une entrée trop petite a M0 - d’où les entrée d'air secondaire - et trop grande à M2 - tout l'air qui se présente ne peut être avaler, le débit étant limité dans la conduite par la vitesse de l'air subsonique dedans, choc toussa -.

C'est ce qui explique l'essentiel des différences de comportement en vol entre deux moteurs pourtant comparables au banc d'essai au sol, mais c'est aussi le plus difficile à faire admettre quand la conviction d'un maintien de l'ordre établi est inébranlable.

L'argument turbojet vs turbofan aide à ruiner les fondations de cette conviction, si bien que la suite "passe mieux" :biggrin:

Edited by DEFA550
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  • 8 months later...

New Engine to Power the Next Generation Fighters

https://defense-update.com/20180913_aetd.html

Traduction

L'US Air Force finance le développement d'un nouveau moteur à réaction de 45 000 lb à adaptation de poussée, conçu pour équiper le futur chasseur de sixième génération dans les années 2030. Deux contrats ont été attribués, chacun pour la réalisation de trois prototypes de moteurs en quatre ans.

En juin 2018, General Electric Aviation a reçu 437 millions de dollars pour ces travaux ; Pratt and Whitney a suivi la semaine dernière avec un montant équivalent. Le Laboratoire de recherche de la Force aérienne (LRFA) devrait investir 1,5 milliard de dollars dans le programme de développement de technologies de moteurs adaptés (AETD) d'ici 2022.

Le noyau amélioré est l'une des améliorations centrales du futur moteur qui permet un fonctionnement à des niveaux de température et de pression plus élevés. Les technologies utilisées pour fabriquer ce noyau comprennent des pièces fabriquées avec des additifs qui offrent une meilleure efficacité, une meilleure absorption de la chaleur, un poids réduit et une performance globale accrue.

third_path_aetd_725.jpg

Architecture de turbine à triple flux. Illustration : GE

Une autre technologie de rupture pour le moteur adaptatif est l'architecture de turbine à triple flux. Cette architecture s'adapte bien aux différentes phases de la mission, offrant plus de poussée, une meilleure efficacité énergétique et une plus grande endurance.

Le nouveau moteur devrait permettre une réduction de 25 % de la consommation de carburant et améliorer l'absorption de chaleur de 60 % par rapport aux moteurs actuels. De telles améliorations permettront d'augmenter la portée des chasseurs lors de missions typiques jusqu'à 35 pour cent, tandis que le temps de flânerie devrait s'allonger de 50 pour cent. Le troisième flux fournira également l'air nécessaire à la production de grandes quantités d'électricité pour alimenter les armes à haute énergie et les systèmes électroniques à bord.

GE a mis à l'essai le premier et le seul moteur à cycle adaptatif à trois flux de l'industrie en 2014 dans le cadre de son activité de programme AETD. Celles-ci faisaient suite au programme ADVENT (Adaptive Versatile Engine Technology), qui a connu un grand succès et qui a permis à GE d'atteindre les températures combinées compresseur-turbine les plus élevées de l'histoire de la propulsion des turboréacteurs. L'an dernier, Pratt & Whitney a testé avec succès un ventilateur adaptatif à trois flux intégré à un noyau F135 qui a validé certaines de ces capacités.

Traduit avec www.DeepL.com/Translator

Edited by Picdelamirand-oil
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il y a 57 minutes, Picdelamirand-oil a dit :

New Engine to Power the Next Generation Fighters

https://defense-update.com/20180913_aetd.html

[...] Le nouveau moteur devrait permettre une réduction de 25 % de la consommation de carburant et améliorer l'absorption de chaleur de 60 % par rapport aux moteurs actuels. De telles améliorations permettront d'augmenter la portée des chasseurs lors de missions typiques jusqu'à 35 pour cent, tandis que le temps de flânerie devrait s'allonger de 50 pour cent.

Deepl nous traduit bizarrement le concept de "loiter time" :laugh:

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  • 4 months later...

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