SNECMA ATAR 09B6

  Turboréacteur

    Caractéristiques générales

- Compresseur axial à 9 étages (Rapport de compression : 5,5)
- Chambre de combustion annulaire.
- Turbine à deux étages.
- Canal d'éjection avec chambre post-combustion et tuyère à section de sortie variable, réglable par volets.
- Régulation hydraulique à commande unique.
- Régulation d'approche.
- Démarreur à air.
- Allumage par boîte "Labavia" et bougies à incandescence.
- Circuit appauvrisseur de tir.
- Circuit écrêteur de charge.
- Masse totale : +/- 1356,3 kg (Masse du canal PC environs 393 kg)

    Caractéristiques de fonctionnement au banc

** Pendant l'allumage ou l'extinction de la PC, le réacteur peut dépasser momentanément la vitesse de rotation maximum et atteindre 8 900 tr/mn.

    Caractéristiques de construction

    Sources documentaires

Notice descriptive et de fonctionnement ATAR 09 B

 Turboréacteur Pratt & Whitney J-57

 Turboréacteur

Généralités

Le Pratt & Whitney J57 est un turboréacteur axial dont l'étude a commencé en 1947, la conception finale en 1949 et la production en février 1953.

Le J57 a équipé bon nombre d'avions militaires américains, tels que les chasseurs F-100 Super Sabre, F-101 Voodoo, F-102 Delta dart, F-6, F-8 Crusader, l'avion d'attaque A-3, le bombardier B-52 Stratofortress, les transporteurs VC-137 et C-135, le ravitailleur KC-135 (ces trois derniers étant des variantes du Boeing 707).
Seuls les appareils de combat sont dotés de la post-combustion.
La variante civile a été montée sur Boeing 707 et Douglas DC-8 sous la désignation JT3C.
Au milieu de l'année 1961, plus de 18.000 J57 et 1.000 JT3C avaient été produits.

Composition

Entrée d'air annulaire
Compresseur basse pression 9 étages, aubes en acier
Compresseur haute pression 7 étages, aubes en acier, taux de compression 13:1, débit 91 kg/s
Chambre de combustion annulaire, 8 tubes à flammes, chacun avec 6 injecteurs de carburant, 2 bougies d'allumage
Turbine : 1 étage haute pression, 2 étages basse pression
Canal d'éjection : possibilité de monter un réducteur de bruit ou une rampe de post combustion.

 Caractéristiques

SNECMA ATAR 101G

  Turboréacteur

    Description ATAR 101G2 (démarrage électrique)

C'est un turbo-réacteur à écoulement axial muni d'un compresseur à 8 étages et d'une turbine à un seul étage.
Le turbo-réacteur est complété par un canal avec dispositif de post-combustion de dimensions fixes en longueur et en diamètre. Cette post-combustion est du type pilotable, c'est-à-dire qu'il est possible en vol de réduire la charge maximum.
L'ensemble est prolongé par une tuyère à section variable par volets. La régulation du turbo-réacteur est automatique avec commande par le levier unique (manette des gaz).
La mise en route est assurée par un démarreur électrique 28,5 volts. Il entraîne l'ensemble compresseur-turbine jusqu'à une vitesse de rotation permettant le fonctionnement autonome. L'entraînement est réalisé par un dispositif à griffes qui s'enclenche par inertie au démarrage du moteur électrique et se déclenche lors de l'arrêt de celui-ci.
Le poids du turbo-réacteur avec canal d'éjection et tuyère est de 1 250 kg.

    Description ATAR 101G3 (démarrage à air)

De mêmes caractéristiques que le 101 G 2, seul le démarreur diffère.
Etant équipé d'un démarreur à air SEMCA, une source d'air comprimé est nécessaire pour effectuer les opérations de démarrage ou de "ventilation".
- Alimentation normale : Bouteille d'air comprimé gonflée à 210/250 bars.

    Caractéristiques de fonctionnement au banc

Les vitesses de rotation lues au tachymètre de bord sont légèrement supérieures au nombre de tours réels du réacteur
(environ 70 tr/mn aux régimes "Maxi sans P.C. ", "Ralenti P.C. " et "P.C. Maxi").
* Survitesse - Pendant les accélérations, le réacteur peut dépasser d'environ 200 tr/mn la vitesse de rotation maximum.
En aucun cas la vitesse de rotation ne doit dépasser 8 700 tr/mn
** II n'y a pas de limitation du temps de fonctionnement à ces 4 régimes ; la durée moyenne d'utilisation et la nature des missions exécutées, détermineront les limites admissibles entre révisions générales.

    Sources documentaires

Manuel d'utilisation de l'avion Super Mystère B2. Octobre 1969.

ROLLS-ROYCE AVON RA7R

Turbo-réacteur

Le document montre un RA7

Document Rolls-Royce

 Historique

LeRolls-Royce Avon est le premier moteur à réaction à compresseur axial conçu et produit par Rolls-Royce. Rendu public en 1950, le moteur et ses évolutions successives deviennent l’un des plus grands succès du constructeur après la Seconde Guerre mondiale. Il sera utilisé sur un grand nombre d’aéronefs occidentaux, tant civils que militaires, ne cessant d’être produit qu’au bout de 24 ans, en 1974^1.
Au début du xxi^e siècle, le Rolls-Royce Avon est toujours utilisé dans l’industrie comme turbine génératrice d’électricité.

 Conception et développement

L’équipe de conception de l’Avon est emmenée par l’ingénieur Alfred Cyril Lovesey (1899-1976), qui avait précédemment été chargé du développement du Merlin. Le moteur devait à la fois être un banc d’essai pour la première incursion de Rolls-Royce dans le domaine des moteurs à compression axiale, et, si le succès technique était au rendez-vous, devenir le remplaçant du Nene de 22 kilonewtons (kN) de poussée. D’abord connu sous le nom de AJ.65 (pour l’anglais Axial Jet, 6 500 lbf) et initialement conçu par Alan Arnold Griffith (1893-1963), le moteur est développé comme un simple corps avec un compresseur à huit puis dix étages, un débit massique de 68 kilogrammes par seconde et un taux de compression de 7,45 pour un. Le développement débute en 1945 et les premiers prototypes sortent des ateliers en 1947. Le lancement est cependant quelque peu retardé par un certain nombre de problèmes mineurs. Les premiers Avon à prendre l’air sont deux Avon RA.2 installés dans un Lancastrian converti immatriculé VM732, qui décolle de l’aérodrome de Hucknall, à une dizaine de kilomètres au nord de Nottingham, le 15 août 1948.
Les modifications et améliorations qui se succèdent jusqu’à la série des Avon 200 sont d’importance, aboutissant à un moteur complètement différent finissant par présenter peu de traits communs avec les premiers modèles. Cependant, le nom d’Avon sera toujours conservé. Au nombre des différences, le secteur de la combustion, complètement remanié, un compresseur à quinze étages basé sur celui de l'Armstrong Siddeley Sapphire, ainsi que d’autres améliorations.

  Sources documentaires

Wikipédia

^.

    Composition

Le groupe propulsif se compose :
- d'une manche d'entrée d'air
Placée à l'avant du réacteur, elle fait partie de la cellule.
Ayant une importance prépondérante pour l'obtention des performances, elle doit permettre une alimentation à flux axial nécessaire au fonctionnement optimum du réacteur.
- du turbo-réacteur proprement dit qui se décompose en :
. Carter d'admission,
. Compresseur,
. Carter d'entrée de la chambre de combustion,
. Chambre de combustion,
. Turbine,
. Canal d'éjection et tuyère.

    Description

Carter d'admission
Placé à l'avant du réacteur, le carter d'admission est composé principalement de quatre bras creux reliant la partie centrale à la couronne extérieure.
La partie centrale renferme le porteur de réducteur, le palier avant du compresseur, la pompe avant de récupération d'huile. Elle est équipée à l'avant du démarreur électrique, protégé par son capotage, et supporte à l'arrière, la couronne directrice d'entrée du compresseur.
Les quatre bras creux sont dégivrés par de l'air chaud et permettent le passage de l'arbre d'entraînement du renvoi d'angle (prise de mouvement avant) et des câbles électriques d'alimentation du démarreur, et la récupération de l'huile.
La couronne extérieure est équipée de la prise de mouvement avant et de la prise "FOCK" de démarrage électrique.
Compresseur
Du type axial à huit étages, il se compose :
- de la couronne directrice d'entrée,
- du rotor constitué par :
. huit disques,
. huit étages d'aubes,
. les tourillons avant et arrière,
. une rotule pour l'accouplement avec l'arbre de turbine.
- du carter de compresseur, en deux demi-coquilles, avec ses sept couronnes d'aubes directrices.
- d'un dispositif de refroidissement et d'anti-givrage.
Carter d'entrée de la chambre de combustion
Placé après le compresseur, il porte :
- le support d'accessoires,
- le groupe pompe à huile,
- la suspension principale du réacteur constituée par deux tourillons,
- deux anneaux de hissage.
Il est fixé par boulons au compresseur et à la chambre de combustion et renferme :
- l'anneau porte-brûleurs et ses vingt brûleurs,
- les deux pré-chambres d'allumage,
- les deux bougies d'allumage,
- les deux injecteurs de démarrage,
- les vingt injecteurs à deux débits,
- le palier arrière du compresseur,
- le labyrinthe arrière du compresseur,
- le manchon d'accouplement de l'arbre de turbine,
- les prises de mouvement pour l'entraînement des accessoires, des pompes à huile et de la pompe du palier de turbine.
Une circulation d'huile assure la lubrification de l'ensemble.
Le palier arrière du compresseur et l'accouplement de l'arbre de turbine sont refroidis par
un circuit d'air prélevé au 6ème étage du compresseur.
Le carter d'entrée de la chambre de combustion comporte également des prises pour prélèvement d'air sous pression P2 servant essentiellement pour le conditionnement cabine, la pressurisation des circuits carburant et hydraulique et la régulation du réacteur.
Chambre de combustion
Du type annulaire, elle est située entre son carter d'entrée et la turbine.
Elle est constituée par :
- un carter cylindrique ou enveloppe extérieure,
- un mélangeur extérieur,
- un mélangeur intérieur,
- un purgeur de chambre, situé à la partie inférieure du carter.
Le carter cylindrique est fixé par boulons, à l'avant, au carter d'entrée, et à l'arrière au raccordement.
L'espace de combustion, qui est annulaire, est limité à l'extérieur par le mélangeur extérieur et à l'intérieur par le mélangeur intérieur.
Ceux-ci, en tôle d'acier spécial, s'appuient à l'avant sur l'anneau porte-brûleurs.
Turbine
C'est un ensemble turbine à un étage. Il est constitué par :
- le palier support de palier de turbine,
- l'arbre de turbine,
- l'accouplement du compresseur et de l'arbre de turbine, assuré par un manchon et une rotule,
- le distributeur de turbine et ses vingt neuf aubes creuses,
- la roue de turbine qui porte cinquante neuf aubes pleines.
Le carter support comprend un circuit de graissage pour la lubrification de l'ensemble.
Les parties supportant des températures élevées sont refroidies par de l'air prélevé au 6ème étage du compresseur et une partie de l'air secondaire.
Canal d'éjection et tuyère
L'ensemble canal d'éjection et tuyère comprend :
- le raccordement cinq bras,
- la rallonge,
- la tuyère à volets mobiles.
Le raccordement et la rallonge sont en tôle réfractaire et calorifuges. Le système de calorifugeage employé résiste à une température de 1 200°C.
Le raccordement est équipé d'une enveloppe soudée, ou enveloppe de réchauffage. Cette enveloppe est pourvue de deux orifices diamétralement opposés, utilisés l'un pour l'arrivée d'air froid et l'autre pour la sortie de l'air réchauffé.
A l'intérieur du raccordement, se trouve un cône dit cône d'échappement, sur lequel sont soudés les cinq bras. L'ensemble canalise les gaz chauds à la sortie de la turbine.
La rallonge est un conduit cylindrique placé entre le raccordement et la tuyère.
La tuyère constitue la partie terminale du réacteur. Elle est équipée de volets mobiles actionnés au moyen de deux vérins hydrauliques commandés par le régulateur.

    Fonctionnement

Le turbo-réacteur "ATAR" 101.E.3 appartient à la classe des machines thermiques. La source d'énergie est en effet le carburant qui, par combustion, libère sous forme thermique, l'énergie qu'il renfermait sous forme chimique.
L'énergie ainsi libérée sert à échauffer la masse d'air destinée à fournir la poussée.
L'air nécessaire au fonctionnement du réacteur est tout d'abord canalisé par la manche d'entrée d'air qui doit alimenter le réacteur avec un minimum de perte de charge et de perturbations aérodynamiques aux grandes incidences.
Le carter d'admission, situé entre les manches à air et le compresseur, détermine la section d'entrée au compresseur.
Cet élément se trouvant en tête du réacteur, est dégivré par de l'air chaud.
L'air est ensuite aspiré par le compresseur dont le taux de compression total est de l'ordre de 4,8.
Le volume de la masse d'air diminue au cours de la compression. La section de passage du flux décroît en dépit d'une diminution simultanée de la vitesse axiale.
Dans la chambre de combustion, une partie de l'air débité par le compresseur, sert à assurer la bonne combustion du carburant injecté et finement pulvérisé par les injecteurs ; c'est l'air primaire.
La combustion assurée par les brûleurs, exige une richesse air/combustible voisine du mélange théorique, ce qui a pour effet de porter la masse d'air primaire à une température de 1 500 à 1800°C.
Il est impossible d'admettre des gaz dans la turbine à une température aussi élevée ; le reste de l'air comprimé, ou air secondaire, refroidit les parois de la chambre de combustion et ensuite les gaz brûlés auxquels il se mélange.
Une faible partie de l'air secondaire, environ 2,5 à 3 % du débit total, refroidit les paliers, le distributeur de turbine ainsi que le disque de la roue elle-même.
La turbine à veine axiale, prélève l'énergie nécessaire pour l'entraînement du compresseur.
Le distributeur de turbine redresse le flux et augmente la vitesse des gaz.
Ceux-ci arrivent ensuite, à la tuyère qui transforme par simple détente, l'énergie de pression en énergie cinétique, transformation qui doit se faire avec le maximum de rendement.
La tuyère, par sa section variable, est également un élément de réglage du réacteur. Elle permet un fonctionnement du réacteur, proche de l'optimum.

    Caractéristiques de fonctionnement au sol et en vol

Caractéristiques de fonctionnement au sol

Caractéristiques de fonctionnement en vol
Les différents paramètres réacteurs varient considérablement en fonction des conditions de vol. Le seul paramètre précisé est la température "T5" qui doit toujours être inférieure à 750° C, à toutes les altitudes, en utilisation normale.

Pression d'utilisation

* Quelle que soit l'altitude de vol, la pression fournie par les pompes B.P., doit toujours être supérieure de 0,15 bar à la pression ambiante, sans jamais descendre en dessous de 0,55 bar en valeur absolue.

    Sources documentaires

UCB-102-1-1. Manuel de l'équipage de l'avion Vautour B. Septembre 1970.