L' APPORT DES TECHNOLOGIES NOUVELLES DANS LA MOTORISATION DES AVIONS SUBSONIQUES

Pascal SENECHAL 1

L'émergence, depuis quelques années, de concepts propulsifs nouveaux et le succès des essais en vol des démonstrateurs THR/UDF annoncent l'imminence d'une nouvelle génération de systèmes propulsifs pour la motorisation des avions subsoniques.

Ces formules avancées sont en fait le résultat d'un long processus de maturation technologique que les constructeurs mènent avec opiniâtreté sur tous les constituants du système propulsif, du générateur de gaz au dispositif d'inversion de poussée.

La famille des moteurs CFM-56 et le programme THR sont la parfaite illustration des évolutions technologiques qui marquent la fin de ce siècle et préfigurent les concepts de demain : du premier moteur de 10 t de poussée à grand taux de dilution, le CFM-56-2 lancé à l'initiative de la SNECMA au moteur CFM-56-502 offrant la plus faible consommation de toutes les turbosoufflantes conventionnelles et enfin au THR, vingt années de recherche et de développement auront permis de réduire la consommation des moteurs de près de 40 %.

L'industrie des moteurs aéronautiques a vécu dans le début des années 1970, une profonde mutation technologique avec la mise en service des moteurs à grands taux de dilution Pratt & Whitney JT-9, General Electric CF-6 et Rolls Royce RB-211 dans la classe de 40 à 50 000 lb de poussée. Le succès du programme General Electric - SNECMA de démonstration au sol puis en vol du concept turboréacteur à hélices rapides et la floraison d'autres programmes exploratoires concurrents comme le 578-DX de Pratt & Whitney -Allison, le CRISP et l'ADP de Pratt & Whitney - MTU, le Contrafan de Rolls Royce annoncent pour les années 1990, l'imminence d'une nouvelle génération de systèmes propulsifs.

Des facteurs d'évolution qui restent toujours les mêmes

Ces deux sauts technologiques, bien qu'à vingt ans d'intervalle, relèvent du même objectif prioritaire : la consommation de carburant. Pour le comprendre, examinons la figure 1 qui donne la sensibilité du coût d'exploitation aux différents postes sur lesquels le motoriste peut agir. Les valeurs ont été calculées avec un prix de carburant de 75 cents par gallon, valeur qu'on peut considérer représentative sur une période de 5 à 10 ans et pour deux appareils modernes : un A-320 sur une étape de 500 nm et un A-340 sur une étape de 2 000 nm.

Il apparaît que malgré l'augmentation très rapide, ces dernières années, du poids des investissements et frais financiers associés, le poste carburant pèse encore, suivant les applications, deux à trois fois plus que le poste coût d'acquisition.

La diminution de la consommation n'a pas qu'un intérêt économique : elle permet également d'améliorer les capacités opérationnelles des avions par accroissement de la charge marchande et/ou augmentation du rayon d'action. Cet aspect performance, si caractéristique de l'industrie aéronautique, est d'ailleurs la raison pour laquelle la masse apparaît comme le second facteur directif d'évolution notamment pour les applications longs-courriers.

Notons enfin la faible valeur relative du poste coût de maintenance moteur. Ceci traduit en fait l'établissement de nouveaux standards en matière de fiabilité, tolérance au dommage et maintenabilité, lors de la mise en service des moteurs CFM-56. Il est évident qu'ils serviront dorénavant de référence et que l'introduction de nouvelles technologies ne devra pas remettre en cause cet acquis. Il en est de même de la sécurité, notion difficilement quantifiable et qui reste le souci principal de tout bureau d'études.

Le taux de dilution paramètre de génération

En regard de ces objectifs, on analyse mieux l'évolution de l'architecture des turboréacteurs au fil des ans. Le taux de dilution, représentatif du rendement propulsif est bien le paramètre de génération (figure 2). Aux premiers turboréacteurs monoflux ou très faiblement dilués, Rolls Royce Avon, Pratt & Whitney JT-3, JT-4 et  JT-8, succédèrent à partir de 1970, les moteurs à grand taux de dilution (de 4 à 6 environ) identifiables aisément des précédents par leur large diamètre de nacelle et la présence à l'entrée du moteur de cet énorme étage de compresseur que représente la soufflante.

Aujourd'hui, les nouveaux concepts visent des taux de dilution de 12-15 à 30-40 suivant qu'ils restent carénés ou utilisent des hélices avancées et nous promettent des gains de consommation pouvant aller jusqu'à 20 % par rapport aux meilleures turbosoufflantes aujourd'hui en service.

Est-ce le résultat d'architectures et de concepts particulièrement innovants pour ces formules aux acronymes si mystérieux ? Pas particulièrement et sachant la présence, dans l'assistance, d'anciens pionniers de l'industrie française des moteurs aéronautiques, je ne me hasarderai pas à porter un jugement sur la hauteur inventive de tel ou tel concept car je suis sûr que je trouverai un contradicteur qui s'appuiera sur une longue expérience de bureau d'études d'avant-projets pour me prouver le contraire.

C'est plutôt le résultat d'un long processus de maturation technologique au niveau de chaque composant, au niveau de chaque sous-ensemble qui permet aujourd'hui d'avoir réalisé et validé sur démonstrateurs des formules autrefois identifiées mais jugées non viables, compte tenu du niveau technique de l'époque.

En imageant notre propos, on pourrait dire que le concept, c'est la face émergée de l'iceberg, celle qui brille par son élégance, la technologie qui lui donne vie, c'est la partie immergée, invisible mais combien plus importante.

Pour en découvrir quelques-unes des principales facettes, il suffit de jeter un regard sur la famille des moteurs de 20 à 40 000 lb de poussée. On y trouvera la parfaite illustration des évolutions technologiques qui marquent la fin de ce siècle et préfigurent celles de demain.

La famille CFM-56 : témoignage d'une évolution exemplaire

Nul ne conteste aujourd'hui que, dans cette gamme de poussée, le programme CFM-56 fait preuve d'exemplarité tant par sa qualité technique que par sa forme de coopération avec un motoriste américain.

Né d'une réflexion et d'un avant-projet SNECMA, le M-56, sur une famille de moteurs de 10 tonnes de poussée, de technologie avancée et capable de supplanter à terme le monopole que Pratt & Whitney détient sur ce créneau avec les JT-3, JT-4 et surtout le JT-8, le moteur CFM-56 est lancé avec General Electric en 1972.

Son architecture, choisie délibérément très simple - deux rotors, deux carters structuraux et cinq paliers seulement dont un inter-arbre, est à l'époque audacieuse et témoigne d'une grande maîtrise technique.

Les spécifications sont fixées pour satisfaire, voire anticiper sur certains points, les dernières évolutions en matière de règlements :

- rétention de toute ou partie d'aube,

- faible niveau de bruit,

- niveaux d'émission de gaz polluants inférieurs aux dernières prescriptions des normes en vigueur.

Depuis la certification de la première version, le CFM-56-2 en 1978, la famille CFM-56 s'est enrichie de nombreux dérivés (figure 3). Elle couvre, avec seulement trois diamètres de soufflante, un domaine de poussée qui s'étend de 18 500 lb à 32 500 lb, voire 36 000 lb si les besoins du marché se confirment.

Aucune famille de moteur n'offre aujourd'hui un domaine comparable en poussée.

Parallèlement, la consommation déjà très bonne des premiers moteurs a été améliorée. Le CFM-56-5-A1, qui équipe l'avion A-320 a, par exemple, une consommation spécifique en croisière à Mach 0,8 et 35 000 pieds inférieure de 11,2 % à celle d'un CFM-56-2. Si l'on s'attache à intégrer le bénéfice de l'ensemble des améliorations apportées sur une étape complète typique de 500 nm, on trouvera un gain en carburant consommé de 17 %. Le CFM-56-5C2, la nouvelle version en cours de développement apportera un gain additionnel de 5 %.

Ces gains remarquables n'ont pas été obtenus par quelque artifice de concept mais sont les résultats d'un long et besogneux travail de recherche d'amélioration des différents paramètres du cycle thermodynamique : rendement des composants, augmentation du taux de compression global, optimisation des jeux, diminution et optimisation des débits de ventilation et de refroidissement.

C'est forts de cette expérience, que nous avons pu atteindre le niveau technologique nécessaire pour démontrer la validité et la faisabilité d'une nouvelle génération de moteurs.

Pour l'illustrer, je vous propose quelques exemples précis de processus de maturation technologique pris dans les domaines de l'aérodynamique, de la combustion, des matériaux et enfin de la régulation.

En aérodynamique : des méthodes numériques de plus en plus puissantes

En aérodynamique, les modélisations commencées dans les années 60, en particulier dans le domaine des écoulements supersoniques nous permettent aujourd'hui de réaliser sur le CFM-56-5, dernier moteur mis en service, un rendement de soufflante voisin de 0,9, valeur exceptionnelle pour une soufflante rapide et supérieure à celles réalisées par nos meilleurs concurrents (figure 4).

Des valeurs plus élevées ont même été démontrées dans le cadre du développement technologique TS 27, aube de soufflante lente à grande corde.

Le dernier pas a été franchi lorsque ces mêmes méthodes ont été appliquées à la conception de doublets d'hélices contrarotatives (figure 5). Et les résultats ont été à la hauteur de ceux obtenus sur soufflante. En effet, les essais sur maquette réalisés dans la soufflerie S1 de Modane en France ont confirmé la qualité de la conception aérodynamique puisque, pour la première fois au monde, Mach 0,9 était atteint avec des hélices et que le rendement de ces dernières était supérieur à 0,8.

Cette modélisation aérodynamique ne se limite pas aux seules soufflantes et hélices. Elle s'applique également aux autres composants du moteur et notamment aux compresseurs haute pression. Notre succès se traduit dans la reconnaissance qu'a faite notre coopérant General Electric en nous confiant la réalisation du compresseur haute pression du turboréacteur à hélices rapides.

Des chambres de combustion de plus en plus compactes et propres

En combustion, nous avons l'habitude de mesurer le chemin parcouru en montrant l'évolution de la compacité des chambres. Ce progrès est sur la figure 6 mesuré au travers de deux paramètres, le rapport longueur sur hauteur et l'intensité de combustion par unité de volume et de pression. Ce dernier a plus que doublé et comme parallèlement les pressions ont augmenté, puisque le taux de compression global est passé durant ces quinze dernières années de 25-27 à 35-40, le volume des chambres a quasiment été divisé par trois à même puissance thermique délivrée. L'examen de l'évolution du rapport longueur sur hauteur révèle que la diminution du volume de la chambre a pu être répercutée en majorité sur sa longueur.

Vous en mesurerez mieux l'intérêt si je vous rappelle que la longueur du corps haute pression est la bête noire du mécanicien ... lorsqu'il cherche à repousser les premières vitesses critiques de l'arbre basse pression au-delà du régime nominal.

Vous en mesurerez mieux la difficulté si je vous précise que cette réduction de longueur a été faite tout en améliorant l'homogénéité du champ des températures à la sortie de la chambre et tout en réduisant la perte de charge et le niveau d'émissions polluantes.

En fait, une chambre de combustion est par excellence un exemple d'intégration technologique où il faut tout à la fois maîtriser la connaissance des écoulements réactifs turbulents, celle des phénomènes de cinétique chimique, celle des techniques d'injection mais aussi celle des technologies de refroidissement et de tenue des matériaux. A cet effet, la SNECMA a lancé un vaste programme coordonné avec un nombre important de laboratoires et d'organismes de recherches pour conforter son avance dans ce domaine.

Pour ce composant, les retombées de programmes de recherches ambitieux à finalité militaire sont essentielles. C'est pourquoi, la chambre du THR présentée sur la même figure 6 doit être considérée comme la digne héritière du programme de démonstration M-88.

Des matériaux capables de résister à des températures toujours plus élevées

Une aérodynamique bien mieux maîtrisée, des progrès considérables en matière de combustion pourraient, semble-t-il, suffire à expliquer les principales évolutions technologiques.

C'est oublier qu'elles n'ont été possibles qu'à partir du moment où l'on a su élaborer, produire et mettre en forme des matériaux avancés capables de résister à des températures toujours plus élevées.

Si les progrès des techniques de refroidissement des parois de chambre et des aubes de turbine ont permis depuis le début des années 1970, une augmentation significative des températures d'entrée turbine et donné l'illusion que cette évolution allait se poursuivre indéfiniment, on constate aujourd'hui une tendance à la stagnation. En réalité, l'effet optimal sur la consommation spécifique dépend maintenant essentiellement du taux de compression global. Or la butée technologique se situe au niveau des derniers étages de compresseur HP qui ne bénéficient d'aucune source de refroidissement naturelle. Les matériaux conventionnels à base de nickel type INCO 718 ne suffisent plus, notamment vis-à-vis de la tolérance au dommage, critère très sévère lorsqu'on vise les grandes durées de vie caractéristiques des applications civiles.

La SNECMA a été la première à en prendre conscience pour le développement de ses nouveaux matériaux et dès 1982, son programme métallurgie des poudres était réorienté pour prendre en compte l'enveloppe des besoins futurs, civils et militaires.

Le résultat est le N-18 qui présente aujourd'hui à 650°C, température correspondante à des taux de compression supérieurs à 40, des propriétés mécaniques remarquables notamment en tolérance au dommage. Sur la figure 7, on constate que le nombre de cycles à rupture, à partir d'un défaut de référence, est supérieur d'un ordre de grandeur à ceux obtenus avec des alliages existants qu'ils soient élaborés conventionnellement ou par la métallurgie des poudres.

Le premier moteur à en bénéficier est bien évidemment le M-88. L'application civile étudiée est bien évidemment le compresseur haute pression du THR (figure 8), dont la SNECMA a la responsabilité du développement, car sur ce dernier, le taux de compression global atteint 42 en fin de montée.

Bel exemple de synergie entre applications civiles et applications militaires, car il ne se limite pas comme la plupart des autres domaines aux seules activités de recherche, mais se prolonge jusqu'au niveau de la filière industrielle et de la rentabilité d'investissements lourds et spécifiques.

Des régulations aptes à satisfaire les bureaux d'études les plus inventifs et les utilisateurs les plus exigeants

Je terminerai enfin ce bref survol technique, en évoquant l'évolution de la technologie des régulateurs. Le régulateur est l'organe chargé de contrôler le fonctionnement du turboréacteur selon les désirs du pilote. A cette fin, il commande différentes fonctions telles que le dosage carburant, le positionnement des aubages à calage variable, l'ouverture ou la fermeture des vannes de décharge des compresseurs et de celles contrôlant les débits d'air de refroidissement des systèmes de pilotage de jeu, etc. Ces ordres sont donnés et contrôlés en fonction de la position manette, bien sûr, mais aussi en fonction des valeurs mesurées de paramètres internes et externes au moteur (pression ambiante et pressions de veines températures, régimes mécaniques des rotors ...). Pour permettre un accroissement des performances du moteur et un fonctionnement au plus près des limites que ce soit au stabilisé mais aussi dans les phases transitoires, le régulateur a dû assurer de plus en plus de fonctions. Elles étaient au nombre de 4-5 sur les premiers moteurs, elles sont maintenant de l'ordre d'une quinzaine.

Bien plus significatif est le nombre d'entrées-sorties. On voit sur la figure 9 que celles-ci sont passées de 20-30 à 150-200 sur les derniers moteurs en cours de développement à savoir le CFM-56-5C2 et le THR. Cette évolution a été rendue possible par le passage d'une technologie à base d'hydromécanique à une technologie de type électronique numérique où tous les calculs nécessaires au contrôle du réacteur sont réalisés par un ou plusieurs microprocesseurs. Cette mutation a exigé des efforts considérables tant sur le plan des composants électroniques, l'électronique moteur étant soumise sur moteur à des contraintes d'environnement très sévères, qu'au niveau des méthodes, des moyens et des procédures de conception et de validation.

Par l'intégration d'un plus grand nombre de paramètres et la prise en compte de variables opérationnelles telles que le niveau de prélèvement de puissance, la température carburant, les débits prélevés, le régulateur électronique numérique pleine autorité ou FADEC offre à l'utilisateur, une qualité et un confort de commande nouveaux.

C'est grâce au FADEC par exemple qu'un THR qui possède quatre rotors et deux étages d'hélices à calages variables se pilote par une manette unique, comme une turbosoufflante convention-nelle.

La THR, un concept mais surtout une synthèse technologique

Mais, venons-en au THR ; le concept paraît à première vue osé (figure 10) : des turbines libres et contrarotatives, entraînant directement des hélices rapides, l'ensemble étant placé derrière un générateur de gaz qui alimente les turbines en gaz chaud et sous pression.

Les vertus de cette configuration sont bien connues : elle évite le recours à un réducteur de quelque 15 à 20 000 chevaux et permet une alimentation des hélices et du générateur de gaz dans de bonnes conditions.

Les différents composants-générateur de gaz à fort taux de compression global, hélices à l'aérodynamique avancée - s'inscrivent dans la continuité des études et travaux menés ces dernières années sur les moteurs civils à grands taux de dilution.

L'architecture nouvelle, le contrôle des turbines de puissance contrarotatives, le fonctionnement du mécanisme de calage de pas, le comportement à haut mach de ces hélices présentaient cependant des enjeux techniques supplémentaires qu'il était nécessaire de vérifier par des essais à échelle 1 et en vol. Deux démonstrateurs furent construits et plus de 700 heures d'essais accumulées. Le programme d'essais en vol comporta deux avionnages, le premier sur un avion Boeing 727-100 où le démonstrateur 001 fut placé en position droite, le deuxième sur un avion Mc Donnell Douglas MD 80 où les deux démonstrateurs furent montés à tour de rôle en position gauche.

163 vols ont ainsi permis une immense moisson de résultats. Le domaine de vol a été exploré jusqu'à Mach 0,86 qui s'est révélée être la limite de l'avion mais pas celle des hélices. Quant aux performances, consommation, bruit, pilotabilité, elles se sont révélées conformes voire meilleures que les prévisions confirmant ainsi non seulement la validité du concept mais aussi la faisabilité du niveau technologique visé.

Les dispositifs d'inversion de poussée, eux aussi, sources d'innovation

Avant de terminer ce tour d'horizon de la propulsion des avions subsoniques, il me semble important de souligner les progrès accomplis dans la fonction inversion de poussée. Elle est implicite, dans le concept THR, par inversion du pas des hélices. Elle a été vérifiée au cours d'essais de roulage et on a même pu reculer le Boeing 727 alors que les JT-8-D étaient restés au ralenti en jet direct. Cette solution semble cependant limitée aux rotors non carénés.

C'est pourquoi il faut souligner l'innovation que constitue l'inverseur à portes Hispano-Suiza (figure 11). Alors que le concept d'inverseur à grilles s'était peu à peu imposé au détriment des autres systèmes considérés comme trop lourds, notamment avec la généralisation des moteurs à taux de dilution élevé, l'inverseur à portes pivotantes vient de prouver dans sa première application sur la nacelle CFM-56-5 de l'A-320, que des gains de masse significatifs de l'ordre de 15 % pouvaient être obtenus en prenant le risque d'innover ; mais là encore, l'innovation est l'aboutissement de plusieurs années de recherches, comprenant modélisations aérodynamiques, essais en soufflerie et développement de structures en composite.

La nouveauté semble avoir bien convaincu puisque ce système est sélectionné pour les inverseurs de l'A-340 et suscite aujourd'hui l'intérêt, sinon plus, de la plupart des motoristes et des avionneurs. N'a-t-on pas toujours dit que la masse et l'encombrement de l'inverseur était un des freins à l'augmentation des taux de dilution ?

Un niveau technique élevé qui doit être perçu comme un accomplissement national

En limitant ma présentation à quelques domaines précis, j'ai été amené à faire des choix et j'ai dû passer sous silence les autres progrès prodigieux réalisés, en aérothermique, mécanique vibratoire, en acoustique, en structures, en procédés de fabrication et contrôles non destructif associés et j'en oublie sûrement.

Ces avances techniques sont en fait l'aboutissement de travaux menés par des équipes pluridisciplinaires travaillant en étroite coopération avec de nombreux laboratoires de recherches, la SNECMA ayant plus de 60 thèmes de recherches en cours avec eux (Cf figure 12), et l'ensemble du tissu industriel français.

Déjà, ils se penchent sur des concepts encore plus prospectifs, identifient les verrous technologiques et lancent les études de base nécessaires à leur maturation.

Souhaitons qu'ils vivent à leur tour une période aussi riche et motivante que celle que nous venons de traverser ces quinze dernières années.

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Notes:

 

1 . Directeur de la technologie à la Direction déléguée technique et production de la SNECMA chargé de la définition des axes stratégiques de recherche et de la coordination des programmes avancés du groupe, Professeur à l'ENSAE.

 

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