Les moteurs...

AF340 · Message par **AF340** » 07 juin 2015, 20:05

Bonsoir,

Quand on accelère, la différence entre la vélocité de l'air entrant dans le moteur et de l'air sortant du moteur diminue. La poussé est réduite.

Mais pourquoi est-ce que la différence de vélocité diminue?

Merci beaucoup!

Bonne soirée,

Dubble · Message par **Dubble** » 07 juin 2015, 20:34

Réponse courte :
Car l'énergie cinétique est en v²

Pour plus de détails, il faut se dire qu'un moteur d'avion tourne à puissance constante. Egalement à consommation constante et régime quasi constant.
Donc il peut fournir à l'air qui traverse l'hélice toujours autant de puissance cinétique. Sauf que cette puissance cinétique se traduit par une différence de vitesse de plus en plus faible au fur et à mesure que l'air arrive vite
Tu as vsortie²-ventree² = constanteA, donc aussi (vsortie+ventrée)*(vsortie-ventrée)=constanteA, c'est à dire que si ventrée augmente, v sortie augmente lui aussi (ça parait normal) et donc vsortie-ventrée diminue pour garder la constante A constante.

Ici on parlait d'hélice
Pour un jet c'est autre chose, puisqu'on a une force de poussée constante, et l'explication est plus compliquée

AF340 · Message par **AF340** » 09 juin 2015, 07:23

Merci Dubble!

Pourriez-vous me l'expliquer pour un jet?

Est-ce possible de l'expliquer par la physique?

Meci beaucoup,

Bonne journée!

Aeroflo · Message par **Aeroflo** » 09 juin 2015, 17:12

Bonjour,

la poussée peut être simplifiée (en enlevant les termes négligeables) par F=D * ( Vsortie - Ventrée ). D étant le débit massique d'air.

(Source : http://fr.wikipedia.org/wiki/Turbor%C3% ... uss.C3.A9e)

Ton réacteur se déplace dans l'air avec l'avion, donc la vitesse du flux d'air en entrée de nacelle moteur est égale à la vitesse air de l'avion. Plus tu voles vite plus Ventrée augmente.
En revanche, Vsortie n'augmente pas dans ces proportions, voire n'augmente pas. L'idée sur les réacteurs civils étant de favoriser la quantité d'air ejectée plutôt que la vitesse, pour des questions de rendement. (Illustration "avec les mains" -> dans l'eau, pour une vitesse égale de nage, tu fatigues moins en palmant qu'en battant des pieds à fond.)
Quoiqu'il arrive il existe, même sur des moteurs militaires qui privilégient l'inverse, une limite de Vsortie qu'on ne peut dépasser. (A coût raisonnable).

Donc (Vsortie - Ventrée) diminue. Donc F diminue.

AF340 · Message par **AF340** » 09 juin 2015, 19:02

Merci beaucoup,

Mais la régime moteur changera pendant tout le vol! Le moteur ne tournera jamais à la même vitesse!
Le RPM (ou N1) va changer en montée, en croisière et bien sur en descente!

Le " fuel flow " à la chambre de combustion va changer....

On devra bien changer le régime moteur si on veut accélerer/ralentir....

Merci

AF340 · Message par **AF340** » 10 juin 2015, 09:19

Excusez-moi, peut-être la question n'est pas claire...

Pourquoi est-ce que la vélocité de l'air à la sortie est-elle constante? (ie. Exhaust).
Durant le vol, le moteur tournera à des RPM différents, donc la vélocité de l'air à la sortie va changer.
Par exemple, si on ajoute du fuel dans la chambre à combustion, le volume et la force du gaz air/fuel va augmenter et les turbines tourneront plus vite. La vélocité de l'air à la sortie va augementer!

Car quelle serait l'utilité d'avoir des compresseurs, une chambre à combustion, des turbines si la vélocité de l'air à la sortie est constante?

Merci

5 Rings · Message par **5 Rings** » 10 juin 2015, 13:33

La partie génération de puissance tourne sur des plages de RPM beaucoup réduites que la partie générateur de gaz...d'ou un N2 voire N3 bien moins variable qu'un N1...

Mais avec les moteurs à fort taux de dilution, c'est fan qui fourni la poussée, plus que les gaz éjectés en sortie de moteur...une hélice carrénée en quelque sorte...

Sizpilot · Message par **Sizpilot** » 10 juin 2015, 13:52

Oui ce que j'avais vu en cours de thermodynamique (pour avoir une idée générale, chaque moteur a ses spécificités), c'est que le flux froid - l'air uniquement compressé par le fan et qui ne passe pas par la case combustion - équivalait à 80% de la poussée totale.

Dans le civil bien entendu. Les moteurs militaires utilisent le flux froid comme cooling plutôt que comme réelle poussée (les performances s'inversant en fonction du régime de vol sub/supersonique - je ne me souviens plus exactement du phénomène physique lié à cette différence sub/super).

Avec l'idée en plus comme l'a dit Aeroflo, de comprimer une plus grand quantité d'air moins rapidement plutôt que d'amener une plus petite quantité à une plus grande vitesse.

Dubble · Message par **Dubble** » 11 juin 2015, 00:55

Aeroflo a écrit :Bonjour,

la poussée peut être simplifiée (en enlevant les termes négligeables) par F=D * ( Vsortie - Ventrée ). D étant le débit massique d'air.

(Source : http://fr.wikipedia.org/wiki/Turbor%C3% ... uss.C3.A9e)

Ton réacteur se déplace dans l'air avec l'avion, donc la vitesse du flux d'air en entrée de nacelle moteur est égale à la vitesse air de l'avion. Plus tu voles vite plus Ventrée augmente.
En revanche, Vsortie n'augmente pas dans ces proportions, voire n'augmente pas. L'idée sur les réacteurs civils étant de favoriser la quantité d'air ejectée plutôt que la vitesse, pour des questions de rendement. (Illustration "avec les mains" -> dans l'eau, pour une vitesse égale de nage, tu fatigues moins en palmant qu'en battant des pieds à fond.)
Quoiqu'il arrive il existe, même sur des moteurs militaires qui privilégient l'inverse, une limite de Vsortie qu'on ne peut dépasser. (A coût raisonnable).

Donc (Vsortie - Ventrée) diminue. Donc F diminue.

La modélisation donnée en cours de thermo c'est que la poussée est constante pour un jet donc la vitesse de sortie augmente d'autant quand la vitesse d'entrée augmente

L'explication simple ce serait que la vitesse est transformée en pression d'arrêt avec un rendement assez grand, et puis cette pression d'arrêt est retransformée en sortie en vitesse, d'où la poussée constante.

Après il commence à y avoir des complexifications, genre pour un stato on conserve le mach donc la poussée est due à l'augmentation de température du gaz (qui revient à un delta V aussi hein!) mais du coup tout est moins clair et plus compliqué, je ne suis plus dans ce délire là

Aeroflo · Message par **Aeroflo** » 11 juin 2015, 11:37

Dubble a écrit : La modélisation donnée en cours de thermo c'est que la poussée est constante pour un jet donc la vitesse de sortie augmente d'autant quand la vitesse d'entrée augmente

La compléxité d'un turbofan implique le besoin de préciser dans quelle phase de vol on se situe. La poussée ne peut être considérée constante que pour un régime de vol donné.

Voici en exemple une abaque de poussée qui relie l'altitude, la vitesse, consommation spécifique. -> http://upload.wikimedia.org/wikibooks/e ... 050824.png

AF340 a écrit : Pourquoi est-ce que la vélocité de l'air à la sortie est-elle constante? (ie. Exhaust).
Durant le vol, le moteur tournera à des RPM différents, donc la vélocité de l'air à la sortie va changer.
Par exemple, si on ajoute du fuel dans la chambre à combustion, le volume et la force du gaz air/fuel va augmenter et les turbines tourneront plus vite. La vélocité de l'air à la sortie va augementer!

La vitesse en sortie n'est pas necessairement constante, je m'explique :

Quelques bases de fonctionnement. Un turbofan est pour simplifier un compresseur qui comprime de l'air pour ensuite le détendre et ainsi convertir l'energie de pression en energie cinétique (vitesse). Avec apport d'energie au milieu bien sûr, le mouvement perpetuel n'existe pas : ) Le fan à l'avant du moteur n'est pas une hélice mais bien un compresseur. Ce qui fait la poussée c'est la nacelle (canal flux froid) qui transforme cette pression en flux d'air rapide. Ce flux sort à P0, toute la pression est convertie en vitesse. (Sauf quelques cas sur moteurs militaires avec PC, exemple les "shock diamonds" que l'on voit en sortie sur m2000).

Pour convertir de la pression en vitesse il faut un convergent, comme le cône d'ejection en sortie de flux chaud (HP) ou le profil de nacelle du flux froid. Or cela n'est vrai qu'à Mach<1, c'est l'inverse pour mach>1. Les turbofan civils ne sont équipés que de "simples" tuyères qui ne fonctionne que sous M<1.
Donc tu peux déjà considérer que Vsortie est limitée à M<1. (Pas nécessairement constante, mais limitée). Pas grave ton avion vol à M=0,8 environ, il te reste de la poussée F=D*(Vs-Ve). Petite parenthèse, la vitesse du son augmente avec la température v = Racine(Gamma*Rs*T) (Wiki). Donc le mach de l'avion (T extérieure) n'est pas égale au Mach dans la tuyère (T gaz).

Quelques ordres de grandeur, sur un a320 au décollage , ton N1 (fan) est aux alentours de 5000 trs/min et ton N2 (core) aux alentours de 15000 trs/min.
Ensuite en montée puis croisière tu resteras dans ces eaux là (dans les 90%).
La vitesse d'entrée au niveau du fan est d'environ M=0,5, la manche d'entrée d'air ralentit l'air de 0,8 à 0,5, et le comprime par la même occasion. (Divergent).

J'espère que ça apporte quelques réponses, c'est compliqué tout ça ! : )