Fortier_Topping_Hugo_MScA_2014.pdf

UNIVERSIT DE SHERBROOKE

Facult de gnie

Dpartement de gnie mcanique

CONCEPTION DUNE CHAMBRE DE

COMBUSTION POUR LA MICROTURBINE GAZ

SRGT-2

Mmoire de matrise

Spcialit : gnie mcanique

Hugo FORTIER-TOPPING

Jury : Jean-Sbastien PLANTE (directeur)

Martin BROUILLETTE (codirecteur)

Franois CHARRON

Luc FRCHETTE

Sherbrooke (Qubec) Canada Aot 2014

Madeleine Fortier et Claude Topping

Pour mavoir soutenu tout au long de ces sept annes dtude

i

RSUM Dans un contexte mondial o les ressources nergtiques commencent se faire rares,

beaucoup de recherches se font sur lamlioration de lefficacit thermique et de la densit de

puissance des sources dnergie existantes. Ainsi, un projet de dveloppement dune

microturbine gaz avec une architecture de nouveau genre permettant daugmenter la densit

de puissance tout en rduisant les cots a vu le jour.

La recherche propose dans le prsent document se concentre sur la conception et la

caractrisation dune chambre de combustion et dun banc dessai pour la turbine SRGT-2.

Une chambre de combustion coulement inverse est conue et caractrise

exprimentalement. Un modle 0D de la chambre est tout dabord fait. Par la suite, une

optimisation numrique est faite jusqu latteinte des objectifs de conception. Finalement, la

chambre de combustion est teste durant 30 secondes avec de lhydrogne comme carburant.

Une temprature de sortie de la chambre de combustion de 1000 K a t maintenue avec une

efficacit de combustion de plus de 85%.

Le banc dessai conu pour le projet de recherche utilise un dmarreur lectropneumatique

permettant dacclrer le prototype jusqu 102 000 RPM. Le module fluide est la partie du

banc dessai qui contient les diffrentes parties de la turbine SRGT-2 comme le rotor, les

stators et la chambre de combustion. Le module est instrument dans le but dobtenir une

caractrisation complte de la turbine. Sa configuration modulaire permet aussi de caractriser

chacune des composantes individuellement en changeant certaines sections.

Mots-cls : Turbine gaz, microturbine, statoracteur, chambre de combustion, banc dessai,

Supersonic Rim-Rotor Gas Turbine (SRGT)

iii

REMERCIEMENTS Jaimerais tout dabord remercier Gabriel Vzina, mon collgue de matrise. Le projet SRGT

naurait pas t une telle russite sans une collaboration troite tout au long du projet.

Jaimerais aussi remercier Franois Bolduc-Teasdale, Pierre-Yves Griveau, Benoit Dupont,

Nicolas Courtois et Genevive Miron pour leur aide lavancement du projet et les

nombreuses prsences au laboratoire, jusquaux petites heures du matin lors des tests.

Je tiens galement remercier le professeur et superviseur, Jean-Sbastien Plante, qui, par sa

passion et son dynamisme, pousse ses tudiants se dpasser. Sa volont de constamment

vouloir sortir des sentiers battus est une grande inspiration pour moi. Je tiens remercier

galement les professeurs Martin Brouillette et Luc Frchette pour leur participation troite

durant le projet. Leurs conseils, autant techniques que sur lorientation du projet, ont aid

normment lavancement du projet et mon apprentissage dans le domaine.

Jaimerais remercier le Conseil de recherches en sciences et gnie du Canada (CRSNG) pour

son soutien financier au projet. Jaimerais aussi remercier le Fonds qubcois de la recherche

sur la nature et les technologies (FQRNT) pour son support financier personnel. Finalement,

jaimerais remercier lentreprise Turbo Expert de Qubec pour leur aide pour le balancer

lassemblage du rotor de la turbine.

Finalement, jaimerais remercier ma famille et mes amis pour mavoir soutenu tout au long de

cet ambitieux projet, autant lors des russites que lors des checs.

v

TABLE DES MATIRES RSUM ...................................................................................................................................... i

REMERCIEMENTS ................................................................................................................. iii

LISTE DES FIGURES ............................................................................................................... ix

LISTE DES TABLEAUX ....................................................................................................... xiii

CHAPITRE 1 INTRODUCTION .......................................................................................... 1

CHAPITRE 2 TAT DE LART........................................................................................... 5

Types de chambre de combustion ................................................................................. 5 2.1

2.1.1 Chambre de combustion annulaire ........................................................................ 6

2.1.2 Chambre de combustion tubulaire ......................................................................... 7

2.1.3 Chambre de combustion tuboannulaire ................................................................. 8

Configurations de chambre de combustion .................................................................. 9 2.2

Composantes dune chambre combustion ................................................................ 10 2.3

2.3.1 Diffuseur .............................................................................................................. 10

2.3.2 Zone primaire ...................................................................................................... 11

2.3.3 Zone secondaire ................................................................................................... 12

2.3.4 Zone de dilution ................................................................................................... 13

2.3.5 Refroidissement de la paroi de la chemise .......................................................... 13

2.3.6 Injection du carburant .......................................................................................... 14

Paramtres de conception ........................................................................................... 15 2.4

2.4.1 Pertes de pressions ............................................................................................... 15

2.4.2 Efficacit de combustion ..................................................................................... 16

2.4.3 Stabilit de combustion ....................................................................................... 17

2.4.4 Facteur de motif ................................................................................................... 19

Conclusion .................................................................................................................. 20 2.5

CHAPITRE 3 PROBLMATIQUE ET OBJECTIFS ......................................................... 21

Problmatique ............................................................................................................. 21 3.1

TABLE DES MATIRES

vi

Objectifs...................................................................................................................... 22 3.2

Mthodologie .............................................................................................................. 22 3.3

CHAPITRE 4 Modlisation de la chambre de combustion ................................................. 23

Modle 0D .................................................................................................................. 23 4.1

4.1.1 Dimensionnement global ..................................................................................... 24

4.1.2 Dimensionnement des trous de la chemise ......................................................... 26

4.1.3 Position axiale des trous de la chemise ............................................................... 28

4.1.4 Dimensionnement des passages dair .................................................................. 28

4.1.5 Rsultats du modle 0D ....................................................................................... 28

Modlisation numrique ............................................................................................. 29 4.2

4.2.1 Turbulence ........................................................................................................... 30

4.2.2 Modle de combustion ........................................................................................ 31

4.2.3 Conditions aux limites ......................................................................................... 32

4.2.4 Maillage ............................................................................................................... 34

4.2.5 Optimisation de la gomtrie .............................................................................. 34

Conclusions ................................................................................................................ 37 4.3

CHAPITRE 5 Banc dessai SRGT-2 ................................................................................... 39

Aperu du banc de test ................................................................................................ 39 5.1

Dmarreur ................................................................................................................... 40 5.2

5.2.1 Calcul de puissance du dmarreur ....................................................................... 41

Module fluide ............................................................................................................. 44 5.3

5.3.1 Choix de la configuration .................................................................................... 44

5.3.2 Carter du roulement ............................................................................................. 47

5.3.3 Rotor .................................................................................................................... 48

5.3.4 Entre dair .......................................................................................................... 51

5.3.5 Cavit du rotor ..................................................................................................... 52

5.3.6 Stators .................................................................................................................. 54

vii

vii

5.3.7 Chambre de combustion ...................................................................................... 55

Acquisition de donnes ............................................................................................... 60 5.4

5.4.1 Capteurs de pression ............................................................................................ 61

5.4.2 Capteurs de temprature ...................................................................................... 62

5.4.3 Capteur de vitesse de rotation .............................................................................. 63

5.4.4 Capteur de dbit massique de carburant .............................................................. 63

5.4.5 Capteur de dbit massique dair .......................................................................... 63

Recommandations futures ........................................................................................... 65 5.5

5.5.1 Amliorations ...................................................................................................... 65

5.5.2 Configurations supplmentaires .......................................................................... 67

CHAPITRE 6 Validation exprimentale de la chambre de combustion ............................. 75

Efficacit de combustion ............................................................................................ 78 6.1

6.1.1 valuation du transfert thermique ....................................................................... 79

6.1.2 valuation de la recirculation .............................................................................. 80

Comparaison entre le numrique et lexprimental .................................................... 82 6.2

Conclusion .................................................................................................................. 82 6.3

CHAPITRE 7 CONCLUSION ............................................................................................ 85

Travaux futurs ............................................................................................................. 86 7.1

Carte du compresseur volumtrique ................................................................ 89 ANNEXE A

LISTE DES RFRENCES ...................................................................................................... 91

ix

LISTE DES FIGURES Figure 1.1 - Schma d'un statoracteur ........................................................................................ 2

Figure 1.2 a) Schma dune turbine SRGT et b) rotor concentrique SRGT ............................ 2

Figure 2.1 - Illustration des trois principaux types de chambre de combustion (Lefebvre &

Ballal, 2010) ................................................................................................................................ 5

Figure 2.2 - Reprsentation schmatique d'une chambre de combustion annulaire (Gas turbine,

2012) ............................................................................................................................................ 6

Figure 2.3 - Reprsentation d'une chambre de combustion annulaire ......................................... 6

Figure 2.4 - Reprsentation d'une chambre de combustion tubulaire (Lefebvre & Ballal, 2010)

..................................................................................................................................................... 7

Figure 2.5 - Reprsentation d'une chambre de combustion tuboannulaire (Lefebvre & Ballal,

2010) ............................................................................................................................................ 8

Figure 2.6 - Reprsentation schmatique d'une chambre de combustion a) coulement direct

et b) coulement inverse .............................................................................................................. 9

Figure 2.7 - Schma des diffrentes composantes d'une chambre de combustion .................... 10

Figure 2.8 - a) Diffuseur arodynamique; b) Diffuseur dcharge (Lefebvre & Ballal, 2010) 11

Figure 2.9 - Reprsentation de la recirculation dans la zone primaire (Lefebvre & Ballal, 2010)

................................................................................................................................................... 12

Figure 2.10 - Diffrentes configurations de bandes de refroidissement (Lefebvre & Ballal,

2010) .......................................................................................................................................... 13

Figure 2.11 - Efficacit de combustion en fonction du facteur de chargement de la chambre de

combustion ................................................................................................................................ 17

Figure 2.12 - Courbe de stabilit en fonction du facteur de chargement (Walsh & Fetcher,

2004) .......................................................................................................................................... 18

Figure 2.13 - Courbe de stabilit pour diffrentes pressions (Lefebvre & Ballal, 2010) .......... 19

Figure 2.14 - Distribution de la temprature sur l'envergure d'une ailette ................................ 20

Figure 4.1 - a) Vue de coupe et b) vue isomtrique de la chambre de combustion coulement

inverse ........................................................................................................................................ 23

Figure 4.2 - Distribution de la vitesse des gaz dans la chambre de combustion ....................... 24

Figure 4.3 - Temprature adiabatique de flamme en fonction du ratio stchiomtrique aux

conditions d'opration ................................................................................................................ 26

LISTE DES FIGURES

x

Figure 4.4 - Principales dimensions du modle 0D de la chambre de combustion ................... 29

Figure 4.5 - Table de fonction de densit de probabilit (PDF) pour la temprature moyenne 32

Figure 4.6 - Table de fonction de densit de probabilit (PDF) pour la densit moyenne ....... 32

Figure 4.7 (a)Section axisymtrique utilise et (b) les conditions limites du modle

numrique .................................................................................................................................. 33

Figure 4.8 Raffinement et inflation du maillage prs dun trou de passage dair .................. 34

Figure 4.9 Contour de temprature sur le plan milieu de la section ltude ........................ 35

Figure 4.10 Principales dimensions de la chambre de combustion ........................................ 37

Figure 4.11 - Contour de temprature sur le plan milieu de la section ltude ...................... 37

Figure 5.1 - Schma du banc d'essai SRGT-2 ........................................................................... 39

Figure 5.2 - Photo du banc d'essai actuel .................................................................................. 40

Figure 5.3 - Dmarreur lectromcanique utilis pour les essais sur SRGT-1 ......................... 40

Figure 5.4 - Photo du dmarreur lectropneumatique ............................................................... 41

Figure 5.5 - Carte de la turbine du turbocompresseur GTX2860R ........................................... 43

Figure 5.6 - Puissance consomme des diffrentes composantes de SRGT-1 .......................... 43

Figure 5.7 - Configuration A de SRGT-2 ................................................................................. 45

Figure 5.8 - Configuration B de SRGT-2 .................................................................................. 46

Figure 5.9 Configuration B du module fluide ........................................................................ 46

Figure 5.10 - Carter de roulement ............................................................................................. 47

Figure 5.11 - Bagues intrieures et billes du roulement avant et aprs l'utilisation du roulement

sans lubrification ....................................................................................................................... 48

Figure 5.12 - Composantes du rotor de SRGT-2 ...................................................................... 49

Figure 5.13 - quilibreuse WCB-30 de marque West Coast Balancing (West Coast Balancing,

2011) .......................................................................................................................................... 49

Figure 5.14 - Enlvements de matire sur le prototype SRGT-2 pour le balancer ................... 50

Figure 5.15 - Prototype SRGT-2 mont sur la machine balancer .......................................... 50

Figure 5.16 - Indicateur aiguille et cadrans d'ajustement pour les plans et la calibration ...... 51

Figure 5.17 Volute lentre de la turbine SRGT-2 .............................................................. 52

Figure 5.18 - Anneau protecteur ............................................................................................... 53

Figure 5.19 - a) Prototype aprs la dfaillance du rim-rotor et b) rim-rotor encastr dans

l'anneau protecteur..................................................................................................................... 54

LISTE DES FIGURES

xi

Figure 5.20 - Stators du compresseur et de la turbine ............................................................... 55

Figure 5.21 - Chambre de combustion de SRGT-2 ................................................................... 55

Figure 5.22 - Systme d'injection de la chambre de combustion .............................................. 56

Figure 5.23 - Prototype de la chambre de combustion .............................................................. 56

Figure 5.24 - Dbitmtre Alicat et valve de scurit ................................................................. 57

Figure 5.25 - Section du banc d'essai comprenant les composantes de la chambre de

combustion ................................................................................................................................ 58

Figure 5.26 - Chemise de la chambre de combustion a) roule et soude et b) tourne et soude

................................................................................................................................................... 59

Figure 5.27 - Parties de la chemise tourne et soude ............................................................... 60

Figure 5.28 - Localisation des capteurs dans le banc d'essai ..................................................... 60

Figure 5.29 - Schma d'un venturi ............................................................................................. 64

Figure 5.30 - a) Configuration prsente de l'vacuation d'huile et b) Configuration de

l'vacuation d'huile dans le turbocompresseur commercial....................................................... 65

Figure 5.31 - Systme de rduction de marque Rotrex ......................................................... 67

Figure 5.32 - Carte compresseur typique................................................................................... 68

Figure 5.33 - Configuration du banc d'essai pour caractriser le compresseur ......................... 69

Figure 5.34 - Configuration du banc d'essai pour tester le compresseur ................................... 69

Figure 5.35 - Carte de stabilit de la chambre de combustion .................................................. 70

Figure 5.36 a) Banc d'essai modifi pour tester la chambre de combustion et b) la bague

intrieure .................................................................................................................................... 70

Figure 5.37 - Photo du montage exprimental dmont pour voir la sortie de la chambre de

combustion et les deux bagues .................................................................................................. 71

Figure 5.38 Carte turbine typique ........................................................................................... 71

Figure 5.39 - Configuration pour tester la structure froid....................................................... 73

Figure 5.40 - Configuration pour tester la structure chaud ..................................................... 73

Figure 6.1 nergie minimale dallumage de mlanges air-hydrogne (), air-mthane () et

air-heptane () en fonction du ratio stoechiomtrique pression atmosphrique (White,

Steeper, & Lutz, 2006). ............................................................................................................. 76

Figure 6.2 - Ratio stchiomtrique et temprature en fonction du temps ................................ 78

Figure 6.3 - coulements secondaires dans une turbine de type SRGT .................................... 79

LISTE DES FIGURES

xii

Figure 6.4 - Temprature de combustion en fonction du temps pour plusieurs pourcentages de

recirculation ............................................................................................................................... 81

Figure 6.5 - Temprature de combustion en fonction du temps pour plusieurs efficacits de

combustion ................................................................................................................................ 81

xiii

LISTE DES TABLEAUX Tableau 2.1 - Critres de conception pour une chambre de combustion ................................... 15

Tableau 4.1 - Critres de conception de la chambre de combustion ......................................... 24

Tableau 4.2 - Conditions au point d'opration de la turbine SRGT-2 ....................................... 24

Tableau 4.3 - Plages de vitesses de l'coulement dans la chemise et dans les passages ........... 25

Tableau 4.4 - Principales dimensions du modle 0D de la chambre de combustion ................ 29

Tableau 4.5 Conditions aux limites du modle numrique aux conditions d'opration ......... 33

Tableau 4.6 - Rsultats de l'valuation numrique du premier modle de la chambre de

combustion ................................................................................................................................ 35

Tableau 4.7 - Rsultats de l'valuation numrique du modle final de la chambre de

combustion ................................................................................................................................ 36

Tableau 4.8 - Comparaison des dimensions principales entre le modle 0D et le modle final

................................................................................................................................................... 36

Tableau 5.1 - Proprits de l'air sortant du compresseur volumtrique .................................... 42

Tableau 5.2 - Liste des capteurs dans le banc d'essai ................................................................ 61

Tableau 6.1 - Proprits du gaz de recirculation ....................................................................... 80

Tableau 6.2 - Rsultats des valuations numrique et exprimental ......................................... 82

1

CHAPITRE 1 INTRODUCTION Les microturbines gaz sont des units pouvant produire une puissance de quelques watts

jusqu quelques centaines kilowatts. Leur utilisation commence se rpandre de plus en plus,

par exemple, dans la production dnergie dcentralise ou dans un cycle de cognration. Les

principaux avantages des microturbines par rapport aux moteurs piston conventionnels sont :

la grande densit de puissance, le faible nombre de pices mobiles et les faibles cots

dopration. En cycle normal, lefficacit thermique des microturbines varie entre 20 % et

35 %. Lorsquelles sont utilises en cycle de cognration, lefficacit thermique peut monter

jusqu 80 % (Gas turbine, 2012).

Avec ce segment de march grandissant, il devient intressant de dvelopper une microturbine

qui se dmarque par sa simplicit et son faible cot de fabrication. Cest dans cette optique

quun projet de dveloppement dune microturbine gaz de type Supersonic Rim-Rotor Gas

Turbine (SRGT) est en route avec le groupe de recherche CAMUS. Ce projet est une

continuit des recherches qui ont t faites sur R4E (Picard, 2011) (Rancourt, 2011).

SRGT, illustr la figure 1.2 b), propose une architecture en tages avec le compresseur en

priphrie et la turbine au centre. Un rim-rotor est plac en priphrie pour reprendre les

efforts centrifuges dus aux hautes vitesses de rotation. Le rim-rotor est un anneau fait de

filaments de carbone haute rigidit imprgns dun polymre haute temprature.

Le moteur SRGT utilise le principe des statoracteurs, prsent la figure 1.1. Dans un

statoracteur, lcoulement dair supersonique est tout dabord comprim par une srie

dondes de choc. Ensuite, un carburant est ajout et brl dans la chambre de combustion afin

dajouter de lnergie thermique au systme. Finalement, les gaz chauds sont dtendus dans la

turbine et sortent du moteur une plus grande vitesse qu lentre. La diffrence de vitesse

entre lentre et la sortie cre une pousse.

INTRODUCTION

2

Compression avec des ondes de chocs

Combustion Dtente

Entre dair(Mach>1)

chappement(Mach>1)

Stabilisateurde flamme

1 2 3 4

0

0

0

PmV

e

e

e

PmVeA

Figure 1.1 - Schma d'un statoracteur

Sur le moteur SRGT, un statoracteur est repli sur lui-mme, tel quillustr la figure 1.2 a).

Un rotor est utilis pour acclrer lair des vitesses supersoniques avant de lenvoyer vers

lentre du statoracteur. la sortie du statoracteur, les gaz chauds acclrs sont envoys

vers la partie centrale du rotor, le rotor turbine, pour en retirer lnergie et la convertir en

couple. La puissance rotative cre peut finalement tre rcupre larbre pour effectuer un

travail mcanique ou tre convertie en lectricit par un gnrateur.

a) b)

Rim-Rotor

RotorTurbine

moyeu

CompresseurRotor

Un statoracteur linaire,repli sur lui-mme

1M < 1M >

1M

Figure 1.2 a) Schma dune turbine SRGT et b) rotor concentrique SRGT

Des essais ont dj t faits sur une premire version de la turbine : SRGT-1. Aucune

puissance positive na pu tre produite cause de problmes relis la combustion et la

compression. Les problmes nont pas permis la turbine de dmarrer. Il a donc t dcid de

concentrer les recherches sur ces deux principaux points afin datteindre lobjectif de produire

une puissance nette positive avec la prochaine version : SRGT-2. Le travail est fait en

coopration avec Gabriel Vzina qui se concentre sur larodynamique du compresseur et de

3

la turbine. La prsente recherche se concentre sur la chambre de combustion et le banc dessai

pour tester et caractriser la turbine SRGT-2.

Le but du prsent travail est de concevoir, analyser et tester une chambre de combustion qui

permettra datteindre lobjectif de produire une puissance nette positive en rgime permanent.

Un modle empirique 0D est tout dabord utilis pour faire le dimensionnement prliminaire.

Ensuite, des analyses numriques permettent de raffiner la conception et prdire les

performances de la chambre de combustion. Finalement, un banc dessai est conu afin de

valider exprimentalement la chambre de combustion ainsi que les autres composantes du

prototype SRGT-2.

5

CHAPITRE 2 TAT DE LART Cette section est un aperu critique du domaine des microturbines. Les bases thoriques sur les

chambres combustion sont expliques, suivies par une prsentation des principaux

paramtres de conception.

Types de chambre de combustion 2.1Il existe principalement trois types de chambre de combustion dans les turbines gaz. Le

choix dpend principalement des besoins auxquels la turbine doit rpondre. La figure 2.1

montre les trois types : lannulaire, le tubulaire et le tuboannulaire. La zone hachure illustre

les endroits chauds o la combustion a lieu. Les deux principaux types utiliss sont la chambre

de combustion annulaire et tubulaire, aussi appele Can. Le tuboannulaire est un croisement

entre les deux autres types.

Figure 2.1 - Illustration des trois principaux types de chambre de combustion (Lefebvre & Ballal, 2010)

La zone chaude de la chambre de combustion est dlimite par un grillage, appel la chemise.

Elle permet lair de pntrer la zone de combustion sous forme de jet, et ainsi assurer une

combustion stable. La chemise est reprsente la figure 2.2.

TAT DE LART

6

Zone de combustionAir entrant

Carburant

Chemise

Figure 2.2 - Reprsentation schmatique d'une chambre de combustion annulaire (Gas turbine, 2012)

2.1.1 Chambre de combustion annulaire Dans la chambre de combustion annulaire, la chemise est place de faon concentrique dans le

boitier o lair scoule. La figure 2.3 montre les diffrentes composantes. La chambre de

combustion annulaire est principalement utilise dans laviation puisquelle permet dutiliser

la totalit du volume disponible pour la combustion dans lenveloppe du moteur. La turbine

peut donc tre plus compacte et lgre (Lefebvre & Ballal, 2010).

Boitier intrieur

Boitier extrieur

Mr extrieur de la chemise

Mr intrieur de la chemise

Sortie du compresseur

Entre de la turbine

Zone de combustion

Figure 2.3 - Reprsentation d'une chambre de combustion annulaire

Dans une chambre de combustion annulaire, les pertes de pression totale causes par le

passage de lair travers la chemise sont plus faibles que pour les deux autres configurations.

Par contre, les charges en flambage sont trs grandes sur le diamtre extrieur de la chemise,

ce qui rend la conception structurale trs difficile (Lefebvre & Ballal, 2010).

7

Le principal inconvnient de la chambre combustion annulaire est que les essais doivent tre

faits sur un modle complet de la chambre. Il faut donc un banc de test capable de fournir le

dbit massique dair total la pression et la temprature dopration de la turbine. Les bancs

dessai sont donc trs gros et trs coteux (Lefebvre & Ballal, 2010).

2.1.2 Chambre de combustion tubulaire La chambre de combustion tubulaire est lun des premiers types qui a t utilis dans les

turbines dans les annes 1940 (Lefebvre & Ballal, 2010). Il est compos de 6 16 tubes

indpendants qui comprennent chacun un boitier et une chemise. Chacun des tubes a son

propre systme dinjection de carburant et systme dallumage. La figure 2.4 montre un

exemple de chambre de combustion tubulaire 6 tubes.

Chemise

Boitier

Figure 2.4 - Reprsentation d'une chambre de combustion tubulaire (Lefebvre & Ballal, 2010)

La chambre de combustion tubulaire est plus lourde que lannulaire puisquelle nutilise pas la

totalit de lespace disponible dans lenveloppe du moteur. Le type tubulaire doit donc tre

plus long pour offrir le mme volume de combustion que lannulaire. La chambre tubulaire

doit aussi avoir un systme dinjection et dallumage plus complexe puisque chaque tube doit

en tre quip (Walsh & Fetcher, 2004). Cela en fait un type inapplicable pour laviation, o le

poids et le volume sont trs importants. Pour les applications industrielles, o lespace et la

TAT DE LART

8

masse sont moins importants, le tubulaire est trs intressant puisquil est possible de changer

un seul tube lors de lentretien.

La chambre de combustion tubulaire offre la possibilit de tester un seul tube pour la

caractrisation. Cela permet donc davoir un banc dessai moins coteux qui ne fournit quune

partie du dbit dair la pression et temprature dopration (Lefebvre & Ballal, 2010).

2.1.3 Chambre de combustion tuboannulaire Le type tuboannulaire est un hybride entre les types annulaire et tubulaire. Entre 6 et 10

chemises sont places dans un seul boitier annulaire. Lobjectif est de combiner la compacit

dune chambre annulaire avec la rsistance structurale dune chambre tubulaire. Encore une

fois, plusieurs systmes dinjection de carburant et dallumage sont ncessaires pour alimenter

chacun des tubes, ce qui en fait un systme lourd, mais moindre que le tubulaire (Walsh &

Fetcher, 2004). La figure 2.5 montre un exemple de chambre de combustion tuboannulaire.

Boitier

extrieur

Chemises

Figure 2.5 - Reprsentation d'une chambre de combustion tuboannulaire (Lefebvre & Ballal, 2010)

La chambre tuboannulaire est peu utilise dans laronautique mais elle offre les mmes

avantages que le type tubulaire pour lindustriel. Un dsavantage quil partage avec le type

tubulaire, est lutilisation dinterconnecteurs reliant chacun des tubes. Ils servent uniformiser

la pression entre chacun des tubes et stabiliser la combustion (Walsh & Fetcher, 2004). Il

9

sagit dune pice difficile concevoir puisquelle relie les parties chaudes des chambres sans

aucun coulement dair pour aider le refroidissement de la paroi du tube. Comme le type

tubulaire, le type tuboannulaire peut lui aussi tre test laide dune partie de la chambre

complte, permettant de diminuer le dbit dair ncessaire. Finalement, cause de sa

distribution dair complexe qui doit tre la mme entre chacun des tubes, la conception du

diffuseur lentre de la chambre de combustion tuboannulaire est complexifie (Lefebvre &

Ballal, 2010).

Pour les microturbines, la chambre de combustion annulaire est souvent priorise pour sa

compacit, ce qui permet de diminuer la longueur de larbre. En plus, la fabrication est

facilite puisque lannulaire utilise moins de pices que les types tubulaire et tuboannulaire.

Finalement, puisque lespace est limit dans les microturbines, lutilisation dun seul systme

dallumage est priorise pour la chambre de combustion.

Configurations de chambre de combustion 2.2En plus des trois types de chambre de combustion, il existe deux configurations : coulement

direct et coulement inverse. Les deux configurations sont applicables chacun des types de

chambre combustion. Dans la configuration coulement direct, lcoulement dans la

chemise est dans la mme direction que lcoulement entrant dans la chambre de combustion,

tel quillustr par la figure 2.6 a). Dans la configuration coulement inverse, lcoulement

dans la chemise est dans le sens inverse de lcoulement entrant. Par contre, la sortie nest pas

ncessairement dans le sens oppos, comme le montre la figure 2.6 b).

Sortie du compresseur Entre de

la turbine

Entre de la turbine

Sortie du compresseur

a) b)

Figure 2.6 - Reprsentation schmatique d'une chambre de combustion a) coulement direct et b) coulement inverse

TAT DE LART

10

Le choix entre les deux configurations influence principalement le dimensionnement de la

turbine. Avec un coulement direct, le moteur est plus petit en diamtre, mais plus long.

loppos, avec lcoulement inverse, il est plus gros en diamtre et plus court en longueur.

Lorsquun compresseur centrifuge est utilis, lcoulement inverse est souvent choisi puisquil

est dj plac en priphrie du moteur. Une redirection de lcoulement nest pas ncessaire

avant lentre dans la chambre de combustion.

Pour les microturbines, lcoulement inverse est souvent privilgi pour diminuer le plus

possible la longueur de larbre et ainsi viter les problmes de dbalancement. Un problme

important reli lcoulement inverse est quil a un haut ratio surface-volume, ce qui

augmente les problmes de refroidissement des parois de la chemise.

Composantes dune chambre combustion 2.3Une chambre de combustion est divise en plusieurs parties illustres la figure 2.7. Dans le

cadre de ce projet, seules les composantes encadres sont abordes.

Zone primaire

Zone secondaire

Zone dilutionDiffuseur

Refroidissement

Injecteur

Dme

Nez

Trous dadmission dair

Buse de sortie

ChemiseBoitier

Figure 2.7 - Schma des diffrentes composantes d'une chambre de combustion

2.3.1 Diffuseur Le diffuseur est utilis pour rduire la vitesse de lcoulement la sortie du compresseur.

Lobjectif est de rcuprer le maximum de pression dynamique pour la transformer en

11

pression statique. Une vitesse de Mach 0,1 est dsirable la sortie du diffuseur et dans les

passages entre le boitier et la chemise (Walsh & Fetcher, 2004).

Il existe deux types de diffuseurs : le diffuseur arodynamique et le diffuseur dcharge. Le

diffuseur arodynamique utilise un long divergent pour rcuprer le maximum de pression

dynamique. Il est capable de rduire la vitesse de sortie du compresseur denviron 35 %

(Lefebvre & Ballal, 2010) avant de sparer lcoulement en trois parties, tel quillustr dans la

figure 2.8 a). Les deux passages extrieurs transportent lair autour de la chemise, tout en

continuant ralentir lcoulement. Le passage central dirige lair vers le dme de la chemise

pour latomisation du carburant dans les injecteurs et le refroidissement de la chemise.

a) b)

Figure 2.8 - a) Diffuseur arodynamique; b) Diffuseur dcharge (Lefebvre & Ballal, 2010)

Le diffuseur dcharge utilise un changement soudain de section pour ralentir lcoulement.

Un petit diffuseur ralentit partiellement lcoulement avant dtre dcharg dans une plus

grande zone, tel quillustr dans la figure 2.8 b). Le diffuseur dcharge est souvent prfr

puisquil offre une plus grande tolrance la variation de vitesse en entre. Il est aussi plus

compact que le diffuseur arodynamique. Par contre, les zones de recirculation cres par le

changement de section soudain causent beaucoup de pertes de pression totales. Le diffuseur

arodynamique cause gnralement moins de pertes de pression totale (Lefebvre & Ballal,

2010).

2.3.2 Zone primaire La principale fonction de la zone primaire est daccrocher la flamme. Elle doit fournir

suffisamment de temps, de temprature et de turbulence pour avoir une combustion

TAT DE LART

12

essentiellement complte du mlange air-carburant. Pour y arriver, une recirculation des gaz

chauds, telle quillustre dans la figure 2.9, est gnre afin de fournir un allumage constant

des nouveaux gaz entrants. La recirculation est forme laide de coupelles rotatives et/ou de

trous dinjection dair de la zone secondaire.

Figure 2.9 - Reprsentation de la recirculation dans la zone primaire (Lefebvre & Ballal, 2010)

La zone primaire utilise entre 25-45 % (Walsh & Fetcher, 2004) de lcoulement disponible

dans la chambre de combustion. Le dbit massique dair est choisi dans le but davoir un ratio

dquivalence de la zone primaire lgrement au-dessus du ratio stchiomtrique, afin de

prvenir une extinction de la flamme basse puissance (Walsh & Fetcher, 2004). Pour assurer

une bonne stabilit de combustion, la vitesse axiale moyenne de lcoulement est relativement

faible, entre Mach 0,02 et 0,05 (Walsh & Fetcher, 2004).

2.3.3 Zone secondaire Le rle de la zone secondaire est de complter la combustion. la sortie de la premire zone,

il y a prsence de monoxyde de carbone, de dihydrogne et dautres produits dhydrocarbures

non bruls. Il est donc important de les liminer le plus possible avant de les rejeter dans lair.

La zone secondaire utilise la quantit dair ncessaire pour descendre le ratio stchiomtrique

0,6 (Walsh & Fetcher, 2004). Lair utilis pour le refroidissement de la premire zone doit

tre pris en compte dans le calcul. La vitesse axiale moyenne de lcoulement varie entre

Mach 0,075 et 0,1 (Walsh & Fetcher, 2004).

13

2.3.4 Zone de dilution Lobjectif de la zone de dilution est dabaisser la temprature un niveau tolrable pour les

ailettes de la turbine. La zone de dilution doit aussi fournir une distribution radiale de

temprature acceptable pour lailette de la turbine. Pour offrir une bonne distribution de

temprature, il est suggr dutiliser une longue zone de dilution avec une grande pntration

de jet. Un ratio de la longueur de la zone de dilution sur le diamtre la chemise entre 1,5 et 1,8

offre une bonne distribution en sortie (Lefebvre & Ballal, 2010).

2.3.5 Refroidissement de la paroi de la chemise Puisque la chemise de la chambre de combustion est soumise des charges provenant de la

diffrence de pression de part et dautre de la paroi, il est important que la temprature de la

chemise ne soit pas trop haute, pour prvenir le fluage. Plusieurs techniques de

refroidissement sont utilises lintrieur de la chemise pour prvenir le fluage. La majorit

des techniques utilisent une partie du dbit dair pour former une couche froide le long de la

paroi interne de la chemise.

La premire technique est lutilisation de bandes de refroidissement perfores qui redirigent

lair le long de la paroi. Jusqu 20 % (Lefebvre & Ballal, 2010) du dbit dair total peut tre

utilis dans les bandes. La figure 2.10 montre plusieurs types de bandes de refroidissement

utilises dans les turbines commerciales.

Figure 2.10 - Diffrentes configurations de bandes de refroidissement (Lefebvre & Ballal, 2010)

TAT DE LART

14

Une seconde technique utilise est le refroidissement par coulement angle. Des trous sont

percs un angle de 20 et plus dans la chemise. La technique permet de rduire la quantit

dair ncessaire pour le refroidissement de 30 % (Lefebvre & Ballal, 2010). Par contre, le

refroidissement par coulement en angle force laugmentation de lpaisseur de la chemise

pour permettre de percer les trous en angle et pour prvenir le flambage.

Une dernire technique utilise est lajout dune barrire thermique sur la paroi interne de la

chemise en y ajoutant un matriau rfractaire. Elle nest pas utilise en aviation puisque le

matriau augmente la masse de la chambre de combustion. Le matriau rfractaire permet

dabaisser la temprature du matriau de la chemise de 100K (Centre for Environmental Risks

and Futures : Cranfield University, 2011), si la chaleur est bien vacue sur la surface

extrieure de la chemise.

Dans les microturbines, le refroidissement de paroi est trs difficile faire puisquil doit se

faire sur une grande surface dans un petit espace. Les techniques de refroidissement par bande

ne sont pas appropries cause du manque despace et de la difficult de fabrication une

petite chelle. Lorsque ncessaire, le refroidissement par coulement angle est une solution

adapte pour les microturbines puisquelle est facile mettre en uvre et elle permet de

diminuer la quantit dair utilise pour refroidir (Lefebvre & Ballal, 2010).

2.3.6 Injection du carburant Il existe principalement deux types de carburant utiliss dans lindustrie : les carburants

liquides et gazeux. Les carburants liquides sont vaporiss en fines gouttelettes pour

homogniser le mlange air carburant. Pour les carburants gazeux, le systme est simplifi

puisque le carburant est dj dans la bonne phase pour tre mlang avec lair. Le stockage

des carburants gazeux est parfois plus compliqu puisque le gaz doit tre liqufi ou mis sous

de trs hautes pressions.

Les carburants gazeux montrent aussi une certaine sensibilit au taux de mlange dans la zone

de combustion. Un taux de mlange trop lev produit une limite de stabilit mince, qui rend

le systme sensible aux oscillations de pression induites par la combustion.

15

Le taux de mlange est la vitesse laquelle des produits htrognes se mlangent. Il est

donn par le produit de la diffusivit turbulente, laire de la zone de mlange et le gradient de

densit entre les deux gaz (Lefebvre & Ballal, 2010). Le taux de mlange, en kg/s, est calcul

laide de lquation (2.1) o Uj est la vitesse limite de rgime turbulent en m/s, l est la

longueur de mlange en mtre et la densit du gaz en kg/m (Lefebvre & Ballal, 2010).

jtaux de mlange U l = (2.1)

Plusieurs mthodes existent pour linjection de carburant gazeux dans une chambre de

combustion : des trous simples, des fentes, des coupelles rotatives ou des tuyres de Venturi.

Une bonne description de ces mthodes est faite par Winterfield et coll. dans le chapitre sur

linjection du livre de Mellor (Winterfeld, Eickhoff, & Depooter, 1990).

Paramtres de conception 2.4Plusieurs critres influencent la conception dune chambre de combustion. Le tableau suivant

en prsente quelques-uns. Dans le cadre de ce projet, les pertes de pression, lefficacit de

combustion et le facteur de motif sont abords. Il est aussi important davoir une bonne

stabilit de combustion sur toute la plage dopration afin dviter les problmes dinstabilit

rencontrs avec SRGT-1.

Tableau 2.1 - Critres de conception pour une chambre de combustion

Efficacit de combustion Facilit de fabrication Stabilit de combustion Minimiser le cot de fabrication

Minimiser les missions de gaz nocifs

Dimensions et formes compatibles avec la turbine

Allumage facile et fiable Facilit de maintenance Minimiser les pertes de pression Longue dure de vie

Distribution de la temprature la sortie le plus uniforme possible.

Possibilit dutiliser diffrents types de carburant

2.4.1 Pertes de pressions Comme le rapport de pression disponible lentre de la chambre de combustion est limit

dans une microturbine, il est important de minimiser les pertes de pression afin de maximiser

TAT DE LART

16

la puissance produite par la turbine. Dans une chambre de combustion, les pertes de pression

totale (P3-4) sont principalement dues aux pertes dans le diffuseur (Pdiff) et dans la chemise

(PL). Les pertes totales de la chambre de combustion sont calcules laide de lquation

(2.4), o qref est une pression dynamique de rfrence. La pression dynamique de rfrence est

calcule laide des quations (2.2) et (2.3).

3

refch

mUA

= (2.2)

2

3

2ref

ref

Uq

= (2.3)

3 4 diff Lref ref ref

PP Pq q q

= + (2.4)

o 3 est la densit lentre de la chambre de combustion, est le dbit massique dair

entrant, Uref est la vitesse du gaz de rfrence dans la chemise et Ach est laire de section de la

chemise.

Les pertes de pression totale varient gnralement entre 4 et 8 % (Lefebvre & Ballal, 2010). Il

est important de minimiser les pertes dans le diffuseur le plus possible, puisquelles

napportent aucun bnfice sur les performances de la chambre de combustion. Les pertes de

pression associes la chemise sont directement relies au diamtre des trous dans la chemise.

Les pertes associes aux trous doivent aussi tre minimises. Par contre, elles aident la

pntration du jet dair froid dans lcoulement lintrieur de la chemise.

2.4.2 Efficacit de combustion Lefficacit de combustion est dfinie comme le ratio de carburant brl sur la quantit de

carburant injecte. Il est important datteindre une bonne efficacit de combustion afin dviter

les missions dhydrocarbures non brls et de monoxyde de carbone. Une efficacit de plus

de 90 % est gnralement recherche sur toute lenveloppe oprationnelle dune turbine

(Walsh & Fetcher, 2004).

Durant les premires annes de dveloppement des turbines gaz, plusieurs essais ont permis

dtablir une relation empirique reliant lefficacit de combustion et un paramtre appel le

17

facteur de chargement de la chambre de combustion. La figure 2.11 montre la relation entre

lefficacit et le facteur de chargement. Il faut minimiser au maximum le facteur de

chargement pour obtenir une haute efficacit de combustion.

Le facteur de chargement est une mesure de la difficult dopration de la chambre de

combustion. Il est calcul laide de lquation empirique (2.5) (Walsh & Fetcher, 2004), o

P3 est la pression lentre de la chambre de combustion en atmosphre, est le dbit

massique dair entrant en kg/s, T3 est la temprature lentre de la chambre de combustion en

Kelvin et VCh est le volume de la chemise en m. Lors de la conception de la chambre de

combustion, la relation entre lefficacit et le facteur de chargement est utilise pour une

premire estimation du volume de la chemise de la chambre de combustion.

30.00145( 400)1.8

3 10T

Ch

mCLPV P

= (2.5)

100

90

95

80

85

750 50 100 150 200 250 300

Eff

icac

it d

e co

mbu

stio

n (%

)

Facteur de chargement ( kg/s.atm1.8.m) Figure 2.11 - Efficacit de combustion en fonction du facteur de chargement de la chambre de combustion

2.4.3 Stabilit de combustion La stabilit de combustion est la capacit dune chambre de maintenir une combustion sur une

plage dopration pour diffrents ratios stchiomtriques. La stabilit est dpendante du dbit

massique, de la pression et de la temprature lentre de la chambre de combustion. Un plus

petit dbit massique ralentit lcoulement dans la chambre de combustion, ce qui favorise le

TAT DE LART

18

temps pour mlanger et brler le carburant entrant. Laugmentation de la pression et de la

temprature aident la combustion en augmentant lactivit molculaire dans lcoulement dans

la chambre de combustion (Walsh & Fetcher, 2004).

Puisque le dbit massique, la temprature et la pression sont tous des paramtres inclus dans le

facteur de chargement, il est possible dtablir une relation entre la stabilit et le facteur de

chargement. La figure 2.12 montre la relation. Pour un facteur de chargement au-del de 1000

kg/s m atm1.8, aucune combustion ne peut tre maintenue. En dessous de cette valeur, la

limite de stabilit augmente graduellement lorsque le facteur de chargement diminue. La

variation de la stabilit en fonction du facteur de chargement se fait dans le mme sens que

lefficacit de combustion. Une chambre de combustion avec une bonne efficacit de

combustion assure donc une large plage de stabilit.

10005001005010510

0.5

1

1.5

2

Rat

io d

qu

ival

ence

de

la z

one

prim

aire

Facteur de chargement (kg/s.m.atm1.8)

Zone dallumage et de combustion

Zone de combustion sans allumage

Zone sans combustion Limite suprieure

dextinction

Limite infrieure dextinction

Figure 2.12 - Courbe de stabilit en fonction du facteur de chargement (Walsh & Fetcher, 2004)

La figure 2.13 montre diffrents exemples de courbes de stabilit de combustion obtenues lors

dexprimentation diffrentes pressions dentre. Ces courbes sont obtenues sur un banc

dessai ddi la chambre de combustion.

19

Diminution de la pression

Zone de combustion

Rat

io c

arbu

rant

/air

0

0.01

0.02

0.03

Dbit massique dair (kg/s)0 0.25 0.50 0.75 1.00

Figure 2.13 - Courbe de stabilit pour diffrentes pressions (Lefebvre & Ballal, 2010)

Durant un essai, un dbit massique dair est fix. La combustion est dmarre. La limite

suprieure dextinction est ensuite cherche en augmentant la quantit de carburant jusqu

larrt de la combustion. Aprs le rallumage de la chambre de combustion, la limite infrieure

dextinction est cherche en diminuant lapport de carburant jusqu larrt de la combustion.

La recherche de la limite suprieure et infrieure de stabilit est ensuite rpte sur plusieurs

dbits massiques dair, jusqu lobtention dune courbe complte. La procdure peut tre

rpte pour plusieurs pressions dentre pour avoir une caractrisation plus complte de la

chambre de combustion.

2.4.4 Facteur de motif Le facteur de motif (PF) est une mesure de la distribution de temprature la sortie de la

chambre de combustion. Il est dfini par lquation (2.6), o T4 est la moyenne pondre sur la

masse la sortie de la chambre de combustion, T3 est la temprature moyenne pondre

lentre et Tmax est la temprature maximale la sortie. Le facteur de motif doit avoir une

valeur en dessous de 0.5, et idalement en dessous de 0.2 (Walsh & Fetcher, 2004).

max 44 3

T TPFT T

=

(2.6)

Le facteur de motif est influenc par la longueur de la zone de dilution et les pertes de pression

causes par le passage de lair travers la chemise. La longueur de la zone influence le temps

de mlange des gaz pour uniformiser la temprature. Les pertes de pression influencent la

pntration des jets dair entrant dans la chemise pour diluer les gaz chauds.

TAT DE LART

20

Le facteur de motif est un paramtre important dans la conception dune chambre de

combustion puisquil a une influence directe sur la dure de vie des ailettes de la turbine.

Comme les ailettes du stator de la turbine sont directement aprs la chambre de combustion,

ils doivent tre conus pour la temprature la plus leve la sortie.

Une distribution de temprature en sortie parfaitement uniforme nest pas forcment dsirable.

Le profil de temprature radial, tel quillustr la figure 2.14, est gnralement ajust pour

avoir la plus haute temprature au-dessus de la mi-hauteur de lailette. Lobjectif est de fournir

des tempratures plus basses la base de lailette o la contrainte mcanique est la plus haute

et la tte de lailette o le refroidissement est le plus difficile faire (Lefebvre & Ballal,

2010) (Mellor & Whitelaw, 1990).

Tmax

T4T30

25

50

75

100

Temprature

Enve

rgur

e d

aile

tte (%

)

Figure 2.14 - Distribution de la temprature sur l'envergure d'une ailette

Conclusion 2.5Lensemble de ltat de lart montre que les ressources et connaissances ncessaires pour la

comprhension et la conception des chambres de combustion de turbines gaz sont bien

connues. Les diffrents types et configurations de chambre de combustion sont bien dcrits et

leurs avantages et inconvnients sont bien tablis. Les diffrentes parties de la chambre de

combustion et leurs fonctions sont aussi bien dcrites. Finalement, les paramtres de

conception importants pour ce projet sont bien expliqus et pourront tre utiliss dans la

conception de la chambre de combustion pour SRGT-2.

21

CHAPITRE 3 PROBLMATIQUE ET OBJECTIFS

Problmatique 3.1Le projet de recherche consiste concevoir une microturbine de type SRGT pouvant offrir une

grande densit de puissance, faible cot de fabrication. En dcembre 2011 et en avril 2012,

des essais ont eu lieu sur SRGT-1 dans le but de produire de la puissance nette positive. Des

problmes majeurs de stabilit de combustion nont pas permis datteindre lobjectif. Il y avait

rgulirement des retours de flamme dans le compresseur. Aprs analyse, il a t montr que

ces problmes viennent de la gomtrie de la chambre de combustion et du manque

daugmentation de pression provenant du compresseur.

Le prsent projet de recherche vise tudier la faisabilit de la microturbine de type SRGT de

5 kW. Lobjectif global du projet de recherche est de produire une puissance nette positive

pendant 30 secondes. Suite aux rsultats faits sur le prototype SRGT-1, le projet a t spar

en deux volets : (1) analyse arodynamique du compresseur et de la turbine de SRGT-2 et (2)

analyse thermodynamique de la chambre de combustion de SRGT-2.

La problmatique de cette matrise consiste concevoir et caractriser une chambre de

combustion pour la turbine SRGT-2. Elle doit tre compatible gomtriquement avec la

structure en tage, tout en offrant une grande stabilit de combustion sur toute la plage

dopration de la turbine. Pour la caractrisation de la chambre de combustion et pour

atteindre lobjectif gnral de produire une puissance nette positive, la conception et la

ralisation dun banc dessai font partie du projet de matrise.

La question de recherche qui permettra de rpondre la problmatique est la suivante :

Est-ce possible de concevoir une chambre de combustion pour une microturbine gaz de type

SRGT qui soit stable et capable de fournir de lnergie thermique un gaz compress?

PROBLMATIQUE ET OBJECTIFS

22

Objectifs 3.2Lobjectif gnral de ce projet de matrise est de concevoir, fabriquer et caractriser la

performance dune chambre de combustion coulement inverse pour une microturbine gaz

de type SRGT. Les objectifs secondaires qui en dcoulent :

Minimiser les pertes de pression;

Maximiser lefficacit de combustion;

Maximiser la stabilit de combustion;

Concevoir un banc dessai permettant de caractriser la turbine SRGT-2 dans son

ensemble ainsi que chacune des composantes sparment.

Mthodologie 3.3Pour la chambre de combustion, une gomtrie prliminaire est dveloppe laide dun

modle 0D bas sur des quations empiriques prsentes par Fuligno (Fuligno, Micheli, &

Poloni, 2008) et Mellor (Mellor & Whitelaw, 1990). cette tape, les dimensions de la

chemise, le diamtre et la position des trous dinjection dair dans la chemise sont calculs.

Ensuite, un processus itratif est utilis pour optimiser les dimensions et positions des

diffrentes parties de la chambre de combustion afin datteindre les objectifs de conception

fixs pralablement. Un modle numrique de CFD 3D laide du logiciel Fluent est utilis

pour cette tape. Il sert prdire les performances de la chambre de combustion dans son

ensemble.

Une fois la conception termine, un banc dessai complet pour SRGT-2 est conu et fabriqu.

La caractrisation de la chambre de combustion est faite lors dun essai de production de

puissance nette positive durant 30 secondes.

23

CHAPITRE 4 MODLISATION DE LA

CHAMBRE DE COMBUSTION Ce chapitre prsente la dmarche utilise pour concevoir et valider la chambre de combustion

coulement inverse, illustre la figure 4.1, utilisant de lhydrogne pour la turbine SRGT-2.

Un modle de la chambre de combustion est dabord dimensionn avec des quations

empiriques provenant dun modle 0D. Puis, la chambre de combustion est modlise en 3D et

une analyse numrique CFD 3D complte est ralise. Le modle 3D est utilis pour optimiser

les dimensions de la chambre de combustion et prdire les performances aux conditions

dopration du moteur. Finalement, une chambre de combustion optimise est prototype pour

valider exprimentalement lefficacit de combustion, la stabilit de combustion et les pertes

de pression.

Figure 4.1 - a) Vue de coupe et b) vue isomtrique de la chambre de combustion coulement inverse

Modle 0D 4.1Avant dentamer la conception de la chambre de combustion, des critres sur les diffrents

paramtres de performance sont fixs. Lobjectif principal du projet est de faire la conception

dune chambre combustion stable permettant de faire la preuve de concept quune turbine de

type SRGT est viable. Les critres ne sont donc pas fixs dans le but dune performance

optimale du systme. Les critres sont prsents dans le tableau 4.1.

MODLISATION DE LA CHAMBRE DE COMBUSTION

24

Tableau 4.1 - Critres de conception de la chambre de combustion

Critres Niveau Facteur de motif 0.2-0.5 Pertes de pression totale 4-8 % Temprature de sortie moyenne 1000 K Efficacit de combustion >95% Nombre de Mach la sortie 0.25 Carburant Hydrogne

En plus de ces critres de conception, la distribution de la vitesse des gaz dans la chambre de

combustion est analyse afin de respecter les vitesses dictes par Walsh (Walsh & Fetcher,

2004). La figure 4.2 illustre la distribution de vitesse dans les passages et dans la chemise.

ChemiseBoitier

Zone primaire

Zone secondaire

Zone dilutionDiffuseur

Injecteur

M=0.1

M=0.1

M=0.1

0.02

25

Le choix des vitesses dcoulement dans la premire zone et dans les passages influence

principalement les dimensions et les performances finales de la chambre de combustion. Plus

les vitesses sont leves, plus la chambre de combustion est compacte, mais plus lefficacit

est basse. Dans une application o lefficacit et la stabilit sont importantes, les vitesses sont

plus basses. Le tableau 4.3 montre la plage des vitesses gnralement utilises ainsi que la

vitesse choisie pour la conception. Les vitesses des passages et de la zone primaire ont t

choisies pour assurer un meilleur compromis entre lefficacit et la grosseur de la chambre de

combustion (Mellor & Whitelaw, 1990).

Tableau 4.3 - Plages de vitesses de l'coulement dans la chemise et dans les passages

Vitesses (m/s) Plage Valeur choisie Chemise (Premire zone) 6-12 9

Passages 25-60 50

Une fois la vitesse dtermine, laire de section de la chemise et des passages sont calculs

laide de lquation de conservation de la masse (4.1) :

3

ii

i

mAV

= (4.1)

o i est le dbit massique, 3 est la densit massique lentre de la chambre de combustion,

Vi est la vitesse de lcoulement et Ai est laire de section. Lindice i est utilis pour dsigner

les proprits du passage ou de la chemise.

La hauteur de la chemise (HD) est ensuite calcule laide de la relation (4.2) :

refDp

AH

D= (4.2)

o Dp est le diamtre primitif et Aref est la somme de laire de section de la chemise et des

passages autour de la chemise. Le diamtre primitif est calcul par la moyenne des diamtres

primitifs de la sortie du compresseur et de lentre de la turbine.

Finalement, la longueur de la chemise (Lc) est calcule laide de la relation empirique (4.3)

qui relie le facteur de motif aux dimensions et aux pertes de pression de la chemise. La


26

longueur de la chemise est donc calcule en posant les valeurs dsires pour le facteur de

motif (PF) et les pertes de pression totale (Pliner/qref).

1 exp( 20 [( )( )])c d Liner refPF L H P q= (4.3)

La perte de pression cause par la chemise reprsente gnralement 60 % (Mellor &

Whitelaw, 1990) des pertes de pression totale de la chambre de combustion. Pour la

conception, les pertes de pression totales de la chambre de combustion sont fixes 6 %. La

perte de pression totale cause par la chemise est donc fixe 3.6 %. Le facteur de motif est

fix 0.25 lors de la conception.

4.1.2 Dimensionnement des trous de la chemise Le dimensionnement des trous de la chemise se fait en dterminant le dbit massique dair

ncessaire dans chacune des trois zones de la chemise. Avant de dterminer le dbit massique

dair de chaque zone, le dbit massique de carburant (f) doit tre calcul. Pour se faire, le

ratio dquivalence () global pour la chambre de combustion est calcul pour obtenir la

temprature de sortie de la chambre de combustion dsire. Un calcul de la temprature

adiabatique de flamme pression et enthalpie constantes est utilis pour dterminer le ratio.

La figure 4.3 montre la courbe de la temprature adiabatique de flamme en fonction du ratio

stchiomtrique pour une combustion de mthane dans lair une pression dentre de 2.3 bar

et une temprature dentre de 430 K. Selon cette courbe, pour obtenir une temprature de

sortie de 1000 K, le ratio global doit tre fix 0.19.

Figure 4.3 - Temprature adiabatique de flamme en fonction du ratio stchiomtrique aux conditions d'opration

0 0.5 1 1.5 2600

800

1000

1200

1400

1600

1800

2000

2200

2400

Ratio stoechiomtrique

Tem

pra

ture

(K)

P0 = 2.3 barT0 = 430 K

27

Le dbit massique de carburant peut ensuite tre calcul laide de lquation (4.4), en

utilisant le dbit massique dair (a) entrant dans la chambre de combustion. Lindice s est

utilis pour les quantits aux conditions stchiomtriques.

( )f a

f a S

m mm m

=

(4.4)

Dans la premire zone de la chambre de combustion, afin dassurer un allumage constant du

carburant, le ratio dquivalence est fix lgrement au-dessus du ratio stchiomtrique, soit

environ 1.02. Le dbit de carburant tant connu, le dbit massique dair de la premire zone

est calcul laide de lquation (4.4).

Une fois le dbit dair ncessaire dans la premire zone dtermin, la somme de laire totale de

tous les trous de la zone est calcule laide de la relation de conservation de la masse (4.1).

Un nombre de Mach de lair passant dans les trous de la chemise entre 0.2 et 0.3 est utilis.

Ensuite, le diamtre de chacun des trous est calcul sachant que le nombre de trous pour la

premire zone est fix quatre fois le nombre dinjecteurs (Fuligno, Micheli, & Poloni, 2008).

Finalement, le diamtre de chacun des trous est corrig laide de lquation (4.5), o Cd est

un facteur de dcharge fix 0,55 par Lefebvre (Lefebvre & Ballal, 2010), dh est le diamtre

final et dj est le diamtre avant la correction.

2

jd

h

dC

d

=

(4.5)

Pour la deuxime zone de la chambre de combustion, le mme procd de calcul est rpt.

Pour cette zone, lair ajout doit permettre de descendre le ratio dquivalence de 1.02 0.6.

Le nombre de trous est encore une fois fix quatre fois le nombre dinjecteurs (Fuligno,

Micheli, & Poloni, 2008).

Pour la zone de dilution, le dbit massique dair restant est utilis. Par assurer une bonne

distribution de temprature la sortie, le nombre de trous est dtermin laide de lquation

(4.6) o C est une constante empirique. La valeur de la constante C est de 1.25 lorsque les

trous de part et dautre de la chemise sont aligns et de 5 lorsque les trous sont en quinconce. J

est calcul laide de lquation (4.7) o lindice j reprsente les proprits du gaz passant

dans les trous et lindice g reprsente les proprits des gaz dans la chemise.


28

0.5(2 )

optJn

C

= (4.6)

2

2

( )( )

j j

g g

UJ

U

= (4.7)

4.1.3 Position axiale des trous de la chemise Les trous de la premire zone sont placs axialement prs des injecteurs, afin de promouvoir

les tourbillons qui favoriseront le mlange des gaz chauds et du carburant entrant. La position

axiale des trous pour la deuxime zone est dune fois la hauteur de la chemise partir des

injecteurs. La position axiale des trous de dilution est dune fois et demie la hauteur de la

chemise partir de la sortie de la chambre de combustion.

4.1.4 Dimensionnement des passages dair La dernire tape du modle 0D est de dterminer la hauteur des passages dair autour de la

chemise. Dans les passages, une vitesse de lcoulement constante un nombre de Mach de

0.1 est fixe. Pour dterminer la hauteur, lquation de conservation de la masse est utilise en

ngligeant la friction aux parois. La hauteur est ajuste aprs chaque srie de trous dans la

chemise, puisque le dbit dair dans les passages a diminu.

4.1.5 Rsultats du modle 0D La figure 4.4 et le tableau 4.4 montrent les principales dimensions de la chambre de

combustion conue laide du modle 0D. Les dimensions obtenues montrent que le modle

0D peut sappliquer la conception dune chambre de combustion pour une turbine

concentrique de type SRGT. La gomtrie obtenue est simple et ralisable petite chelle.

29

Figure 4.4 - Principales dimensions du modle 0D de la chambre de combustion

Tableau 4.4 - Principales dimensions du modle 0D de la chambre de combustion

Entre Diamtre moyen 68.1 mm Hauteur (He) 5 mm Sortie Diamtre moyen 38.1 mm Hauteur (Hs) 9.6 mm Chemise Longueur (Lc) 49 mm Hauteur (Hd) 13 mm Trous premire zone Nombre 80 (C et E) Diamtre 1.5 mm Trous deuxime zone Nombre 80 (B et F) Diamtre 1.7 mm Position axiale (LB-F) 36 mm Trous zone de dilution Nombre 23 (A et G) Diamtre 5.0 mm Position axiale (LA-G) 19.5 mm Trous dinjection Nombre 20 du carburant (D) Diamtre 2.4 mm

Modlisation numrique 4.2Comme le modle 0D nest utilis que pour faire un premier dimensionnement de la chambre

de combustion, des simulations numriques sont faites afin dvaluer les performances de la

chambre de combustion conue avec le modle 0D. Un processus doptimisation numrique

est ensuite utilis afin de faire des ajustements au modle 0D, jusqu latteinte des diffrents

objectifs de conception. Les simulations numriques sont effectues avec le logiciel

FLUENT pour sa facilit dutilisation et sa capacit de simuler une combustion. Les


30

simulations sont effectues en rgime permanent avec un modle de combustion non

prmlang prsent dans la section 4.2.2. La turbulence dans lcoulement est simule

laide dun modle deux quations de transport appel - standard. Le modle est expliqu

dans la section 4.2.1. Des conditions aux limites de dbit massique sont utilises pour lentre

alors quune pression statique est utilise pour la sortie. Finalement, les modles sont rsolus

avec un modle de pression coupl et une discrtisation de deuxime ordre pour tous les

paramtres.

4.2.1 Turbulence Le choix du modle de turbulence doit permettre dobtenir des rsultats valides, sans toutefois

augmenter le temps de calcul considrablement. Une analyse de sensibilit entre le modle de

turbulence standard - et le modle plus complexe - SST (Menter, 1994) a t faite sur la

chambre de combustion de SRGT-2 (Fortier-Topping, Vzina, Plante, & Brouillette, 2013).

Lanalyse a montr quil ny a pas de gain de prcision considrable avec le modle plus

complexe - SST. Le modle de turbulence standard - a donc t choisi pour les analyses

de la chambre de combustion.

Pour calculer les paramtres et , utiliss dans les quations de transport pour reprsenter les

proprits de turbulence de lcoulement, il faut dabord calculer lintensit de turbulence (I)

et la dimension caractristique des tourbillons (l) avec les quations suivantes (Fluent inc.,

2001):

1

80.16ReDI

= (4.8)

0.07 hl D= (4.9)

o ReD est le nombre de Reynolds bas sur le diamtre hydraulique (Dh). Bas sur ces deux

valeurs, les paramtres et sont calculs avec les quations suivantes (Fluent inc., 2001):

3 ( )2

UI = (4.10)

3 4 3 2C

l = (4.11)

31

o U est la vitesse moyenne de lentre de la chambre de combustion et C est une constante

du modle, gnralement 0.09.

4.2.2 Modle de combustion Le modle de combustion non prmlang adiabatique en rgime permanent est utilis pour

les analyses numriques. Dans ce modle, le comburant et le carburant sont achemins la

zone de raction par deux canaux distincts. L'approche de modlisation non prmlang a t

spcifiquement dveloppe pour la simulation de flammes de diffusion turbulente avec des

ractions chimiques rapides.

Lors danalyses adiabatiques, la thermochimie de la raction peut tre rduite un seul

paramtre : la fraction du mlange (f). La fraction est dfinie par lquation (4.12) (Fluent inc.,

2001) o r est le ratio massique air-carburant. partir de la fraction, la temprature, la densit

et la fraction massique des espces aprs la raction peuvent tre calcules.

fr

=+

(4.12)

Linteraction entre la turbulence et la raction chimique est modlise laide de fonctions de

densit de probabilit (PDF). La fonction de densit de probabilit est la fraction de temps

pendant laquelle le fluide passe la fraction du mlange f. Les PDF sont construites laide de

fonctions mathmatiques qui approximent les observations exprimentales.

Pour acclrer le temps de calcul, la temprature, la densit et la fraction massique des espces

sont prcalcules pour diffrentes fractions du mlange laide dun modle de raction

chimique lquilibre chimique. Linteraction entre la turbulence et la raction est ensuite

prcalcule et tabule dans des tables PDF pour les diffrentes fractions du mlange.

Lors du calcul, le modle de combustion na qu rsoudre lquation de transport (4.13) pour

la fraction du mlange moyenne ( f ), o t est la viscosit turbulente, t est une constante et

Sm est le terme source de transfert de masse en phase gazeuse.


32

( ) ( ) t mt

f vf f St

+ = +

(4.13)

Le solveur cherche ensuite la temprature, la densit et la fraction massique des espces en

fonction de la fraction du mlange dans les tables PDF prcalcules. Les tables PDF utilises

pour la temprature moyenne et la densit moyenne du fluide sont prsentes aux figure 4.5 et

4.6 respectivement.

0

6.9e2

1.1e3

1.5e3

1.9e3

2.2e3

Figure 4.5 - Table de fonction de densit de probabilit (PDF) pour la temprature moyenne

1.2

0.97

0.76

0.56

0.35

0

Figure 4.6 - Table de fonction de densit de probabilit (PDF) pour la densit moyenne

4.2.3 Conditions aux limites Pour minimiser le temps de calcul, une section axisymtrique de 36 est utilise comme

domaine de calcul. La section de 36 est la plus petite section possible de faire pour une

33

rptition axisymtrique selon la gomtrie globale de la chambre de combustion. Le modle

possde deux entres de type dbit massique, une pour lair et lautre pour le carburant. Les

coulements aux entres sont perpendiculaires la section, tel quil est anticip par les

modles analytiques du compresseur aux conditions doprations. Une pression statique

moyenne est utilise la sortie de la chambre de combustion. La figure 4.7 montre les

conditions aux limites du modle numrique. Dbit massique dair

(entre)

Pression statique (sortie)

Dbit massique de carburant (entre)

Priodicit circonfrentielle

Fluide

b)a)

36

Figure 4.7 (a)Section axisymtrique utilise et (b) les conditions limites du modle numrique

Le point dopration choisi pour la turbine SRGT-2 est calcul lors de la conception

arodynamique du systme en collaboration avec Gabriel Vzina, tudiant la matrise. Le

choix du point dopration a permis dtablir les valeurs utilises pour les conditions aux

limites lors des simulations numriques. Les donnes pertinentes sont prsentes dans le

tableau 4.5.

Tableau 4.5 Conditions aux limites du modle numrique aux conditions d'opration

Entre dair Dbit massique 150 g/s Temprature statique 450 K

Entre de carburant Dbit massique 15 g/s Temprature statique 350 K Intensits de turbulence

aux entres 10 %

Sortie Pression statique moyenne 200 kPa

Conditions aux parois Condition dadhrence Sans glissement Condition thermique adiabatique


34

4.2.4 Maillage La dimension du maillage du modle est choisie dans loptique dobtenir des rsultats prs de

la ralit tout en minimisant le temps de calcul. Une analyse de sensibilit sur la grosseur du

maillage faite par Picard (Picard, 2011) montre quune dimension caractristique de 0.5 mm

donne une erreur infrieure 5 %, tout en gardant une vitesse de calcul raisonnable. Ltude

de sensibilit a t faite sur un modle numrique de combustion semblable celui utilis pour

la chambre de combustion de SRGT-2. La dimension maximale des lments dans le modle a

donc t limite 0.5 mm. Un raffinement est fait prs des trous dans la chemise pour garder

une prcision suffisante lors du passage de lair.

Afin de permettre une meilleure valuation de linteraction du fluide avec la paroi, une

inflation graduelle de la dimension des mailles est ajoute. La figure 4.8 montre le raffinement

et linflation du maillage autour dun trou de passage dair. Environ 4 650 000 lments sont

utiliss pour les simulations.

00.75

1.50 3.002.25

(mm)

Figure 4.8 Raffinement et inflation du maillage prs dun trou de passage dair

4.2.5 Optimisation de la gomtrie Le processus doptimisation de la gomtrie de la chambre de combustion est fait en se basant

sur les critres de conception prsents dans le tableau 4.6. Durant loptimisation, la position

axiale et le diamtre des trous dans la chemise sont ajusts jusqu ce que tous les critres

soient satisfaits. Les dimensions des passages autour de la chemise sont aussi ajustes afin

35

davoir une vitesse dcoulement la plus uniforme possible. La vitesse uniforme a pour effet

de garantir une bonne pntration des jets dans lcoulement lintrieur de la chemise.

Les rsultats de lanalyse FLUENT 3D sur la conception de base tablie avec le modle 0D

sont prsents dans le tableau 4.6.

Tableau 4.6 - Rsultats de l'valuation numrique du premier modle de la chambre de combustion

Critres Objectif Rsultats Facteur de motif 0.2-0.3 0.66 Pertes de pression totale 4-8% 9,4 % Temprature de sortie moyenne 1000K 1322K Nombre de Mach la sortie 0.25 0.28

Outre le nombre de Mach la sortie de la chambre de combustion, aucun des objectifs nest

atteint. Aprs lanalyse des contours de temprature, prsents dans la figure 4.9, la

distribution de temprature dans la chemise montre un problme. Dans une bonne conception,

les gaz les plus chauds sont gards dans la premire zone, pour favoriser lallumage du

carburant entrant. Par contre, dans le modle 0D, la zone chaude est dans la deuxime zone de

la chambre de combustion. La position axiale des trous de la deuxime zone doit donc tre

ajuste pour sassurer que la combustion se stabilise dans la premire zone.

Jets

Jets

Zone chaude

Figure 4.9 Contour de temprature sur le plan milieu de la section ltude

Les itrations sur la gomtrie de la chambre de combustion, suite aux rsultats obtenus du

modle 0D, sont analyses jusqu ce que les objectifs de conception soient atteints. Le

tableau 4.7 montre les rsultats obtenus pour le modle final converg. Tous les critres de

conception sont respects.


36

Tableau 4.7 - Rsultats de l'valuation numrique du modle final de la chambre de combustion

Critres Objectif Rsultats Facteur de motif 0.2-0.5 0.33 Pertes de pression totale 4-8% 7.1 % Temprature de sortie moyenne 1000K 1052K Nombre de Mach la sortie 0.25 0.25

Le tableau 4.8 et la figure 4.10 montre les diffrences entre les principales dimensions du

modle 0D et du modle final aprs optimisation numrique. Les dimensions globales de la

chemise nont pas chang. Seuls les diamtres de certains trous et leur position axiale ont

chang durant loptimisation. Les sries de trous H et J ont aussi t ajouts afin de permettre

un meilleur mlange air-carburant dans la premire zone. La figure 4.11 montre lamlioration

de la distribution de la temprature avec la zone chaude dans la premire zone de la chambre

de combustion.

Tableau 4.8 - Comparaison des dimensions principales entre le modle 0D et le modle final

Position Paramtre Modle 0D Modle final Entre Diamtre moyen 68.1 mm 68.1 mm Hauteur (He) 5 mm 5 mm Sortie Diamtre moyen 38.1 mm 38.1 mm Hauteur (Hs) 9.6 mm 9.6 mm Chemise Longueur (Lc) 49 mm 49 mm Hauteur (Hd) 13 mm 13 mm Trous premire zone Nombre 80 140 (C, E, H et J) Diamtre 1.5 mm 1.63 mm Position axiale (LH-J) - 46.5 mm Trous deuxime zone Nombre 80 80 (B et F) Diamtre 1.7 mm 1.75 mm Position axiale (LB-F) 36 mm 33 mm Trous zone de dilution Nombre 23 30 (A et G) Diamtre 5.0 mm 4.1 mm Position axiale (LA) 19.5 mm 19.45 mm Position axiale (LG) 19.5 mm 22.55 mm Trous dinjection Nombre 20 20 du carburant (D) Diamtre 2.4 mm 2.4 mm

37

Figure 4.10 Principales dimensions de la chambre de combustion

Zone chaude Figure 4.11 - Contour de temprature sur le plan milieu de la section ltude

Conclusions 4.3Un modle empirique 0D est tout dabord utilis pour faire un premier dimensionnement de la

chambre de combustion au point dopration choisi pour le prototype SRGT-2. Le modle est

ensuite optimis laide de simulation numrique jusqu ce quil satisfasse tous les critres

de conception prtablis. cette tape, la position axiale et le diamtre des trous de passage

de lair dans la chemise sont ajusts. La hauteur des passages autour de la chemise est aussi

ajuste pour assurer une bonne pntration des jets dair dans lcoulement lintrieur de la

chemise. Le modle final prototyp est prsent dans le chapitre 5.3.7. La validation

exprimentale de la chambre de combustion est prsente dans le chapitre 6.

39

CHAPITRE 5 BANC DESSAI SRGT-2 Ce chapitre prsente le banc dessai conu pour caractriser le prototype de la turbine SRGT-

2. Une vue densemble du banc dessai comprenant un dmarreur et la section de test est

dabord prsente. Ensuite, les diffrentes parties importantes du banc dessai sont dcrites.

Une description du systme dacquisition est faite par la suite. Finalement, des

recommandations futures sont faites sur le prsent banc de test.

Aperu du banc de test 5.1Le banc dessai SRGT-2 est divis en deux parties : le dmarreur et le module fluide. La figure

5.1 montre un schma explicatif du banc dessai. En raill rouge est le module fluide qui

comprend les diffrentes composantes de la turbine SRGT-2. Les composantes du systme de

dmarrage lectropneumatique sont en vert uni. La figure 5.2 montre une photo du banc

dessai actuel.

MOTEUR LECTRIQUE

22 kW

Entre air

Sortie Dviation

PAPILLON DE

DVIATION

courroie

COMPRESSEUR VOLUMTRIQUE

TURBINEGTX28

ROULEMENT

HUILE TURBO

Sortie air

Entre air (moteur)chappement

BOUTEILLE DE

CARBURANT

LGENDE

Dmarreur lectro-pneumatique

Module fluide

MODULE FLUIDESRGT

Figure 5.1 - Schma du banc d'essai SRGT-2

BANC DESSAI SRGT-2

40

Systme dacquisition de donnes

Dmarreur

Module fluide

Figure 5.2 - Photo du banc d'essai actuel

Dmarreur 5.2Le dmarreur est utilis pour acclrer le prototype jusqu la vitesse de dmarrage. Au dbut

de la prsente recherche, des essais ont t faits avec un dmarreur utilisant un moteur

lectrique et une boite de rduction, illustrs la figure 5.3. Par contre, un manque de fiabilit

a forc lquipe cesser le dveloppement de ce dmarreur et retourner vers le dmarreur

lectropneumatique prcdemment utilis pour le dveloppement du moteur R4E.

SRGT-1Bote de

rductionMoteur

lectrique

Figure 5.3 - Dmarreur lectromcanique utilis pour les essais sur SRGT-1

41

Le dmarreur lectropneumatique utilise un moteur lectrique de 22 kW, illustr la figure

5.4, qui entraine un compresseur volumtrique laide dune courroie dmultiplie. Lair

comprim sortant du co

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