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
MODLISATION DE LA CHAMBRE DE COMBUSTION
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.
MODLISATION DE LA CHAMBRE DE COMBUSTION
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
MODLISATION DE LA CHAMBRE DE COMBUSTION
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.
MODLISATION DE LA CHAMBRE DE COMBUSTION
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
MODLISATION DE LA CHAMBRE DE COMBUSTION
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.
MODLISATION DE LA CHAMBRE DE COMBUSTION
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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