Transcript TSFC en fonction du nombre de Mach

Chapitre
Propulsion
The great liability of the engineer compared to men of other professions is
that his works are out in the open where all can see them. His acts, step by
step, are in hard substance. He cannot bury his mistakes in the grave like
the doctors. He cannot argue them into thin air or blame the judge like the
lawyers. He cannot, like the architects, cover his failures with trees and
vines. He cannot, like the politicians, screen his short-comings by blaming
his opponents and hope the people will forget. The engineer simply cannot
deny he did it. If his works do not work, he is damned.«
"
President Herbert Hoover
M ach Num ber
100000
2 .0
1 .0
3 .0
4 .0
90000
80000
R o c k et
A ltitu d e , ft
70000
R a m je t
60000
T u rb o jet
50000
A fterb u rn in g
T u rb o jet
T u rb o fa n
40000
T u rb o p ro p
30000
20000
R e cip .
& P ro p .
10000
0
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
Tr u e Air s pe e d , k no ts
Paramètres
: rapport entre la poussée statique au niveau de la mer
et le poids du moteur.
: consommation spécifique de carburant par unité
TSFC
de poussée.
 f
W
TSFC 
T
T SL
W eng
2
45
40
R ocket
En g in e M axim u m T h ru st to W eig h t R atio
35
30
R a m je t
25
20
A fte rb u rn in g
T u rb o je t
15
A fte rb u rn in g T u rb o fa n
10
L o w -B y p a ss-R a tio T u rb o fa n
5
T u rb o je t
H ig h -B y p a ss-R a tio T u rb o fa n
T u rb o p ro p
0
0
1
P isto n E n g in e / P ro p e lle r
2
3
4
Flig h t M a c h Nu m b e r
TSFC en fonction du nombre de Mach
3
10
9
R ocket
T h ru st Sp ecific F u el C o n su m p tio n , 1/h r
8
7
A fte rb u rn in g T u rb o fa n
6
R a m je t
5
4
A fte rb u rn in g
T u rb o je t
3
2
T u rb o je t
T u rb o p ro p
L o w -B y p a s s -R a tio T u rb o fa n
1
H ig h -B y p a s s -R a tio T u rb o fa n
P is to n E n g in e / P ro p e lle r
0
0
1
2
3
4
Flig h t M a c h Nu m b e r
Consommation spécifique de carburant par unité de poussée4
en fonction du nombre de Mach
Moteur et hélice
5
6
7
T  L cos   D sin 
  T Avail V 
P
et    - 
avec  ( r )
0 . 83    0 . 90
P
8
Hélice à pas fixe: 
fixe pour tous les rayons, le rendement est maximum pour
une vitesse
9
Il y a une vitesse optimale qui correspond à un angle d’attaque optimal
qui produit le maximum de poussée
10
L’angle  diminue avec le rayon pour garder un angle d’attaque
11
Optimal pour toutes les sections
Profiles typiques: profiles minces pour diminuer les effets transsoniques
12
P
: rendement de l’hélice
   PAvail 
Peng
PAvail  T Avail V 
550 BHP 550 BHP
d’où Tavail 
  550 BHP SL 
V
 SL
L’analyse adimensionnelle montre que:
 P  f(  , D, V, N, Mach, Re)
J 
CP 
CT 
V
D N
Pavail
 N 3D5
T
 N 2D4
CS  V (
Tavail 
Advance ratio

P N
2
Coefficient de puissance
Coefficient de poussée
) 0 .2
Coefficient vitesse-puissance, ne contient pas D
P cT
c
 550 BHP T
ND c P
N D
cP
En statique
13
14
15
16
Corrections pour la poussée installée:
- Blocage due à la nacelle
J corr
 J ( 1 0 . 329 Sc2 )
D
Sc surface frontale du capot
D diamètre de l’hélice
- Effet de Mach aux bouts:
 Pcorr   P  ( M Tip  0 . 89 )(
0 . 16
)
0 . 48  3 t
c
pour
M Tip nombre de Mach au bout  V
2
M Tip  0.89
 (  ND 2 ) a
t/c épaisseur relative, a vitesse du son
-Augmentation des frottements de l’avion
‘washed’ surface de l’avion touchée par le jet
de l’hélice
 Peffec   P ( 1  1.558
 C fe Swet ) washed
2
D
C fe  0 . 004
17
18
Moteurs à pistons
S p a rk P lu g
F u e l/A ir M ix tu re
E x h au st G ase s
V alv e
C y lin d er
P isto n
C o n n e ctin g
Rod
C ra n k sh aft
In take Stroke
C om p ression Stroke
P ow er S trok e
E xhau st S trok e
PAvail   P  mech ( RPM /120 ) (nombre de cylindres) wth
wth  Volume pe
Pavail  PSL
pe pression moyenne effective du cycle

 SL
On peut réduire l’effet de l’altitude avec un super-chargeur
19
Moteurs à réactions :
S h aft
B u rn er
N o zzle
In let D iffu ser
C o m p resso r
.
.
T u rb in e
.
T  (m air  m fuel ) V e  m air V   ( Pe  P ) Ae
20
21
22
23
 Ve  V 
T m
T avail  TSL

 SL
à puissance maximale
Si
V
croît alors
m
Ve  a
croît et
Ve  V
décroît d’où
T  cons tan te
24
Turbojet avec postcombustion :
Inlet
L ow -P ressure
C om pressor
L ow -P ressure
T urbine
A fterburner F lam eholders
N ozzle
B urner
H igh-Pressure
C om pressor
H igh-Pressure
T urbine
A fterburner
A fterburner F uel Injectors
T avail  TSL

 SL
1  0 , 7 M  
25
8000
8000
7000
7000
6000
6000
5000
5000
T h ru s t , T , lb s
T h ru s t , T , lb s
S ea L evel
S ea L evel
4000
10,000 ft
10,000 ft
4000
20,000 ft
3000
3000
20,000 ft
30,000 ft
2000
2000
30,000 ft
40,000 ft
1000
1000
40,000 ft
50,000 ft
50,000 ft
0
0
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
M ach Nu m b e r , M
Military (Dry, Non-Afterburning)
1.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
M ach Nu m b e r , M
Maximum (Wet, Afterburning)
Variation of Afterburning Turbojet Thrust with Altitude and Mach
Number
26
Turbo-soufflante : permet de réduire TSFC
Fan
L ow -Pressure C om pressor
Fan
N ozzle
B ypass D uct
L ow -Pressure T urbine
B urner
H igh-Pressure
C om pressor
H igh-Pressure
T urbine
B urner
Low -Pressure Turbine
N ozzle
C om pressor
A fterburner
H igh-Pressure T urbine
Low Bypass Ratio with Afterburner
Bypass Ratio = 0.2 - 1.0
High Bypass Ratio
Bypass Ratio = 2.0 - 8.0
TSL /Weng = 6 - 10
TSL /Weng = 4 - 6
TSFCDry = 0.8 - 1.3
TSFC = 0.5 - 0.7
TSFCWET = 2.2 - 2.7
TA 
0 ,1
M
TSL

 SL
27
40000
40000
35000
35000
S e a L e v el
30000
S e a L e v el
30000
1 0 ,0 0 0 ft
25000
T h ru s t, T , lb s
T h ru s t, T , lb s
25000
2 0 ,0 0 0 ft
20000
15000
1 0 ,0 0 0 ft
20000
2 0 ,0 0 0 ft
15000
3 0 ,0 0 0 ft
3 0 ,0 0 0 ft
10000
10000
4 0 ,0 0 0 ft
4 0 ,0 0 0 ft
5000
5000
5 0 ,0 0 0 ft
0
0
0
0 .5
1
1 .5
M a c h Nu m b e r , M
(a) Low Bypass Ratio with Afterburner
2
0
0 .2
0 .4
0 .6
0 .8
1
M a c h Nu m b e r , M
(b) High Bypass Ratio, No Afterburner
Figure 5.11 Thrust Curves for Two Types of Turbofans (Adapted from References 4 and 5)
28
Modèles de TSFC
-pour les turbojet et turbosoufflante, TSFC varie peu avec le nombre de Mach
mais varie avec le température
ct = ct
ct = ct
T
SL
SL
TS L
aa 
SL
- pour les moteurs à pistons et les turboprop, la puissance spécifique
(puissance par unité de masse de fuel) varie peu avec le nombre de
mach et la température
29
Type
Moteur Piston-hélice
Turboprop
Turbo-soufflance avec un grand
rapport de dilution (utiliser M=0,1
pour la poussée lorsque M <0,1)
Turbojet et turbo-soufflante avec faible
rapport de dilution Low-Bypass-(pas
de postcombution)
Avec la postcombustion
Modèle de poussée
T A  SHP SL


 SL V 
T A  ESHP
 

SL 
  SL
 0 ,1
T A  
M

 TSL


 
T A  TSL 
  SL
 

V
 
 


 SL








 
T A  TSL 
  SL

 1  0 , 7 M  


30