Aujourd'hui je vais vous parler du réacteur Olympus 593 du concorde dont nous avons désormais deux exemplaires chez EALC. Ce turboréacteur est exceptionnel à plus d'un titre, c'est en effet encore à ce jour le seul réacteur civil avec post combustion, c'est également l'un des premier si ce n'est le premier réacteur double corps européen.
4 d'entre eux permettaient au Concorde d'atteindre Mach 2.02 à 19 000 mètre ce qui lui permettait de relier Paris à New York en un peu plus de 3h.
L'histoire de Olympus commence chez Bristol aero engine qui est à la fin de la 2ème guerre mondiale plutôt habituée aux moteurs à piston dont le bristol Hercules de 2000 chevaux (qui a équipé les Noratlas dans sa version construite sous licence par la SNECMA). En 1947, la société sœur de Bristol aero engine, la Bristol Aeroplane répond à un appel d'offre pour un bombardier à réaction, projet qui aboutira à la série des V bombers.
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| Le Bristol Hercules qui équipait le Noratlas vu ici dans la collection d'EALC. |
Le Vulcan fait son premier vol le 30 août 1952 mais sans Olympus, ils ne sont pas encore prêts. Il faudra attendre le 6/09/1953 pour que le deuxième prototype vole avec des Olympus 100 par la suite les appareils seront équipés de versions plus évoluées d'abord le 101 puis le 102, ensuite le 201, le 202 et enfin le 301. Entre la première version de ces réacteur et la dernière, la poussée a doublée passant de 41.1 kN soit 4 tonnes de poussée à 89 kN soit 8.7 tonnes de poussée.
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| Le XA895, un Vulcan B1, parmi les premiers construits. Plus d'infos sur le vulcan ici. |
Il faudra attendre le début des années 60 et le programme TSR-2 pour que l'Olympus passe le Mach. La fiche programme du TSR-2 qui date de la fin des années 50 prévoit que l'appareil doit être capable de voler à Mach 2 à haute altitude et Mach 1.2 à basse altitude. Si l'histoire du TSR-2 vous intéresse je vous incite à aller lire les deux articles d'Histaero consacrés au sujet (1) et (2).
Les spécifications de performances du TSR2 ont été publiées en 1962. Il devait être alimenté par deux moteurs Olympus Mk 320 d'une puissance de 136,2 kN avec réchauffe au décollage. Le moteur était un dérivé du Mk Olympus 301 avec une post-combustion. La firme Bristol qui s'occupe du développement a entre temps fusionnée en 1959 avec Armstrong Siddeley pour devenir Bristol Siddeley.
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| Olympus sur un Vulcan. |
Le premier moteur, l'olympus 22R a fonctionné en mars 1961 et a été testé en vol en février 1962 embarqué sous le fuselage du Vulcan B1 XA894. Il a été présenté lors du Salon aéronautique de Farnborough en septembre 1962.
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| Fin de carrière brutale pour ce Vulcan... |
le 3 décembre à Bristol, le Vulcan Banc d'essai explose et s'embrase au sol. L'appareil est détruit, le moteur aussi, heureusement l'équipage a pu sortir intact du brasier. L'enquête montrera qu'un arbre est entré en résonance, conduisant à sa rupture. Le compresseur s'est mis à tourner de plus en plus vite, hors de contrôle jusqu'à ce qu'il se désintègre. Un des morceaux, chauffé à blanc a rebondit sur la piste, avant de traverser l'aile du Vulcan, embrassant un réservoir de carburant. Pour la petite histoire le carburant enflammé à suivi la pente du tarmacs pour rejoindre le camion des pompiers qui surveillaient l'essai ce qui l'a embrasé lui aussi. Ces derniers ne pouvant plus qu'assister à la scène sans pouvoir intervenir.
Une série de tests complémentaires est réalisée au banc pour mieux comprendre ce phénomène, ce qui mène à un deuxième accident très semblable deux mois après : le toit du bâtiment est soufflé, et le banc est détruit au-delà de toute réparation utile. C'est la consternation : il y a un défaut grave sur l'Olympus 22R. Pire encore, ce défaut est compris, mais ses conditions ne sont pas encore bien définies. L'Olympus n'est pas prêt, et pourtant, les trente exemplaires de série commencent à voir le jour : il faut avancer : il est décidé de réaliser le premier vol au plus vite, avec des Olympus non modifiés. Le pilote est prévenu : si il pousse les moteurs à plus de 97%, ils peuvent se désintégrer en vol… Néanmoins, le risque avait été jugé acceptable dans le climat politique de l'époque (l'avion devait faire ses preuves avant l'élection suivante où un gouvernement défavorable risquait d'être élu). Avec les nouveaux moteurs, le TSR-2 XR219 a volé 23 autres fois avant que le projet ne soit annulé en 1965.
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| Le 1er décollage du TSR-2 |
On aurait pu croire à la fin de la carrière supersonique de l'Olympus mais à l'époque de l'arrêt du TSR-2 un autre programme en cours, est lui aussi menacé par le gouvernement britannique qui a fait annulé le TSR-2, c'est le concorde.
En effet dès le début des années 60 des deux côtés de la manche on réfléchi à des avions de transport commerciaux supersoniques (SST), Chez Bristol, c'est le type 223, chez Sud Aviation, la super caravelle, mais devant les coûts de développement très importants de ces deux appareils, les deux pays décident de s'associer en novembre 1962 et un accord de coopération est signé. Dès novembre 1961, les motoristes SNECMA et Bristol Siddeley anticipant d'un an la coopération des avionneurs British Aircraft Corporation (BAC) et Sud Aviation, en s'associent pour proposer un réacteur pour le SST. A l'époque l'Olympus 320, est le plus puissant des turboréacteurs européens il fourni jusqu'à 13,6 tonnes de poussée avec post combustion. C'est le moteur le plus à même de propulser le SST même si le défi est de taille puisqu'il va falloir l'adapter au vol prolongé en supersonique.
Dans l'accord de coopération signé en 1962, il est prévu que Bristol Siddeley réalise 40% du moteur, laissant les 40% restants à SNECMA tandis que pour la cellule du concorde, les proportions sont inversées.Tandis que l'équipe de Bristol Siddeley s'occupe de modifier le turboréacteur lui même compresseurs, chambre de combustion, turbine et accessoires), l'équipe Olympus de SNECMA doit, de son côté, développer l'ensemble arrière du turbo-réacteur : la réchauffe, le canal d'éjection convergent-divergent, l'inverseur de poussée et un dispositif d'atténuation de bruit.
A l'époque de l'annulation du programme TSR-2, les anglais ont proposés aux français l'annulation du concorde ce que les français notamment le général de Gaulle ont refusés catégoriquement sommant les anglais de respecter l'accord de 1962 ce qui sauva donc le programme.
Le 5 novembre 1965, trois semaines avant le délai contractuel, l'Olympus 593B fait son premier point fixe au banc, à Bristol. Dans un premiers temps, 6 moteurs prototypes sont réalisés. Les Olympus 593 prototypes sont de deux types :
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| Les réacteurs du Concorde, sans doute la partie la plus complexe à développer |
- 593D D = 'development'. Précédemment Olympus 593. 125 kN de poussée.
- 593B B = 'big'. Test en vol et appareil prototype. 152.9 kN de poussée avec réchauffe.
Cette première définition du moteur atteint, après plusieurs semaines, une poussée de 15 750 kg. Les premiers essais de réchauffe donnent les résultats escomptés et permettent d'augmenter la poussée à 16 900 kg. Ces performances répondent aux demandes des avionneurs : au décollage, l'augmentation de poussée fournie par la réchauffe est passée de 9 % prévus initialement à 17 %, et même 18,7 %, utilisables en cas d'arrêt d'un des 4 moteurs de Concorde. Cependant, l'avion supersonique, qui est surmotorisé par rapport à un subsonique, devait poser un grand problème de bruit. Son moteur étant un turbo-réacteur à simple flux – le plus efficace pour évoluer à Mach 2 –, c'est à l'arrière que se trouve la principale source de bruit (contrairement à un moteur double flux doté d'une soufflante). C'est donc à SNECMA que revient la tâche d'essayer d'atténuer le bruit créé par le jet du moteur. L'un des objectifs était aussi d'atténuer le bang sonique.
En France, chez SNECMA, les premiers essais du réacteur avec se tuyère à section variable commencent en juin 1966, sur les installations de Melun-Villaroche. Mais les essais en vols ne sont pas suffisant, encore une fois on va modifier un Vulcan pour l'emport du nouvel Olympus. les essais en vol commencent en septembre 1966 avec un Olympus 593 B monté sous le fuselage du Vulcan dans une demi nacelle de concorde. Il volera jusqu'en juillet 1977. Le Vulcan ne peut cependant tester le moteur que jusqu'à Mach 0.98, soit très loin de l'ensemble du domaine de vol du futur concorde. Cependant durant les tests, le moteur se révélera supérieur aux attentes des avionneurs en développant 147 kN.
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| Le XA 903, banc d'essai de Olympus 593 |
En 1966 Rolls Royce rachète Bristol Siddeley et devient donc le nouveau partenaire de la SNECMA.
Alors que les études sont déjà avancées, la cellule du concorde subit d'importantes évolutions : la masse au dé-collage passe de 138 tonnes à 150 tonnes entre mai 1964 et mai 1965, pour finalement atteindre 185 tonnes sur les avions de série ! Pour les motoristes, ces prises de poids successives impactent évidemment le moteur. Le moteur qui servit de base au développement, l'Olympus 593-22R, doit être modifié en conséquence. Les améliorations portent principalement sur la réchauffe, sur le compresseur basse pression, qui est augmenté d'un étage, et sur la turbine haute pression. Le moteur du Concorde est né. De l’année 1966 date donc les spécification du réacteur définitif du « Concorde », baptisé « Olympus » 593-602.
En avril 1967, l'Olympus 593 vole pour la première fois dans les conditions de haute altitude à Saclay dans une chambre spéciale. En janvier 1968, le Vulcan d'essai compte 100 heures de test du moteur sans avoir rencontré les mêmes problèmes que le banc d'essai du TSR-2.
Le 04/02/1968 a lieu le premier point fixe des 4 réacteurs Olympus monté sur le prototype 001.
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| Décollage du 1er prototype du Concorde. |
Finalement le 2 mars 1969, Concorde fait son premier vol équipé des Olympus 593, dès le premier décollage, les post combustion sont utilisées. Le 1er octobre 1969, le mur du son est passé avec succès.
En février 1970 lors d'un test un Olympus 593 réalise 300 heures d'essais en continu soit l'équivalent de 100 vols transatlantiques.
La même année, alors que le programme Concorde est en retard, Sud Aviation remet tout à plat et propose des modifications notables des tuyères secondaires. Objectif affiché : gagner 8 000 livres de charge marchande supplémentaire. Un chiffre qui parle aux compagnies aériennes : cette masse est l'équivalent de 35 passagers additionnels sur la route Paris-New York. Les demandes de l'avionneur sont nombreuses : la sortie de tuyère ne devra plus être circulaire, mais avoir la forme d'un écran de télévision ; de chaque côté de l'avion, les tuyères secondaires des deux moteurs devront être réunies en une structure unique ; la section du divergent devra être variable, par recours à deux paupières qui feront également office d'inverseur de poussée ; Les essais sur ces nouvelles tuyères secondaires doubles, baptisées tuyères 28, en référence à la tuyère primaire 14, commenceront en avril 1971. Concorde n'attendra pas ces nouvelles tuyères pour accumuler les performances : à l'automne 1970, il atteint sans problème Mach 2.
En avril 1972, c'est la livraison du 1er Olympus 593 602 pour le 2ème appareil de pré-production, le F-WTSA. Ce nouveau réacteur est le premier à être au standard de la production. Comparé à l'Olympus 593 B que les prototypes utilisaient jusqu'à présent, le 593-602 a une chambre de combustion annulaire qui réduit la fumée produite par le réacteur, un meilleur refroidissement de sa turbine, des roulements modifiés et les aubes à calage variables sont redessinées pour augmentés de 5% le débit masse du réacteur.
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| Un technicien travail sur un des premier Olympus 593 602 de série. |
Mais il ne restera pas longtemps en service, en 1973, une ultime évolution de l'Olypus arrive, c'est la version 593-610 qui atteint 169.37 kN de poussée avec réchauffe. Cette version sera utilisée durant toute la carrière des avions de série.
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Parallèlement aux défis techniques, les équipes de SNECMA relèvent également ceux de la certification, avec la mise place des procédures et de la documentation technique répondant aux exigences de l'aviation civile. Pour le motoriste militaire SNECMA, l'Olympus marque un tournant.
En 1974, l'essai d'endurance de certification de 150 heures est passé avec succès. Le 29 septembre 1975, l'aviation civile et la Civil Aviation Authority délivrent le certificat de type du groupe propulsif Olympus 593 Mk 610-14-28, approuvé peu après par la FAA américaine.
Le premier Concorde entre en service commercial le 21 janvier 1976, sous les couleurs d'Air France. Mais le sort commercial de l'avion est déjà scellé par les crises pétrolières successives : 74 options passées par les compagnies aériennes américaines sont annulées. Seules Air France et British Airways opéreront leurs 16, puis 13 appareils jusqu'en 2003. L'idée d'une version améliorée du Concorde, propulsée par un Olympus 593 Mk 612 plus puissant, est évoquée, mais finalement abandonnée. En septembre 1979, la construction en série s'arrête : 67 moteurs de série auront été fabriqués. Si l'on compte 4 réacteurs pour chacun des 16 avions de série (dont 2 qui n'ont pas volé en exploitation commerciale) on arrive à 64 réacteurs soit 3 de rechange ce qui parait assez faible !
Le premier Concorde entre en service commercial le 21 janvier 1976, sous les couleurs d'Air France. Mais le sort commercial de l'avion est déjà scellé par les crises pétrolières successives : 74 options passées par les compagnies aériennes américaines sont annulées. Seules Air France et British Airways opéreront leurs 16, puis 13 appareils jusqu'en 2003. L'idée d'une version améliorée du Concorde, propulsée par un Olympus 593 Mk 612 plus puissant, est évoquée, mais finalement abandonnée. En septembre 1979, la construction en série s'arrête : 67 moteurs de série auront été fabriqués. Si l'on compte 4 réacteurs pour chacun des 16 avions de série (dont 2 qui n'ont pas volé en exploitation commerciale) on arrive à 64 réacteurs soit 3 de rechange ce qui parait assez faible !
Suite au crash du concorde du vol AF 4590 le 27/07/2000 et en raison du coût élevé de l'appareil, décision est prise de cesser de l'exploiter en 2003.
Les vols commerciaux prennent fin le 31 mai 2003 pour le Concorde AF002 d'Air France, et le 24 octobre dernier pour le vol British Airways BA002. Pour la dernière fois, Concorde aura relié New York à Paris et Londres, comme il l'avait déjà fait à des milliers de reprises… en un peu plus de trois heures. Record à ce jour inégalé pour un avion civil.
Intéressons nous maintenant au côté technique de l'avion
Le turboréacteur
Les moteurs Rolls-Royce/Snecma Olympus montés sur le Concorde sont donc une version hautement modifiée des Bristol Olympus qui équipaient la série des Avro Vulcan qui générait 4-5 tonnes de poussée (pour les premiers exemplaires) contre presque 17 tonnes pour la version de série du réacteur qui équipait le Concorde.
Étudions l'architecture de ce réacteur à l'époque de l'Olympus 101 deux
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| Le Bristol Olympus 101 est déjà un réacteur double corps (6 étages en basse pression et 8 en haute pression connectés chacun a une turbine mono étagée) doté d'une chambre à combustion dotée de 10 tubes à flamme en fait un mélange entre les chambre de combustion "simple" comme sur les ATAR et les chambre de combustion annulaires comme sur le turbopropulseur Rolls Royce Dart. L'Olympus d'origine est dépourvu de post combustion. |
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| Par rapport à l'Olympus initial, le 593 possède 7 étages de compression pour chacun des deux corps (haute et basse pression) contre 6 et 8 pour le 101. Il possède une unique turbine pour chacun des deux corps |
Le réacteur est de conception classique à deux rotors concentriques (N1 et N2) et les parties qui le composent sont, dans l'ordre :
- entrée d'air annulaire
- compresseur basse pression (BP) à sept étages (N1)
- zone intermédiaire où sont logés les entraînements des accessoires
- compresseur haute pression (HP) à sept étages (N2)
- zone de prélèvement d'air pour les servitudes pneumatiques
- chambre de combustion de type annulaire
- turbine HP et BP à un seul étage chacune
- diffuseur avec le cône arrière sur lequel est monté la rampe d'injection de la réchauffe (post combustion)
Le taux de compression est de 15/1 au décollage et de 11/1 en croisière.
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| Pour protéger les 4 derniers étages de compression du compresseur haute pression de la chaleur, ils sont construits dans un alliage à base de nickel normalement réservé à la turbine qui est soumis aux températures les plus importantes. Le taux de compression de 80:1 rend ici nécessaire ce choix de matériau. |
La vitesse de rotation de l'arbre externe est contrôlée par la quantité de kérosène brûlée. En variant l'ouverture de la tuyère primaire, on peut contrôler la vitesse de rotation de l'arbre interne par rapport à celle de l'arbre externe.
Le principe de fonctionnement de l'Olympus est assez classique. L'air comprimé par les deux corps haute et basse pression se mélange au kérosène et le moteur brûle le mélange. La combustion augmente de manière importante le volume de gaz qui est éjecté à l'arrière du réacteur. Ce gaz chaud passe à travers un redresseur pour obtenir un flux laminaire qui passe par la turbine puis ensuite dans la tuyère où peut avoir lieu une seconde injection de carburant, la post combustion (aussi appelée réchauffe).
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Un Olympus au banc d'essai pleine PC.
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Le système de réchauffe est très simple, il comprend essentiellement une rampe d'injection, un régulateur carburant et une électronique de commande et régulation. La réchauffe permet d'augmenter la poussée de l'ensemble propulseur. Pour chaque réacteur, cette augmentation est d'environ 18% au décollage, 15% en accélération transsonique et 20% en régime de croisière ; ce qui procure une poussée équivalente à presque un cinquième réacteur. La réchauffe est utilisée au décollage, pour diminuer la distance de roulage et en accélération transsonique entre M 0.9 et M 1.7 pour permettre à Concorde de vaincre l'accroissement brutal de la traînée et d'atteindre rapidement l'altitude de croisière. Elle est ensuite réenclenchée pour passer le mur du son, à partir de Mach 0,97 et jusqu’à Mach 1,7. Cependant cela se fait au détriment de la consommation en carburant qui augmente fortement (80 tonnes/heure au décollage au lieu de 20 en croisière) de même que le bruit généré par le réacteur, la post combustion est donc coupée rapidement après le décollage pour réduire le bruit généré.
Concorde est le seul avion de ligne au monde à posséder une post combustion qui est habituellement réservée aux avions militaires. La postcombustion n’est pas allumée sur les quatre moteurs en même temps mais par paire symétrique, d’abord les moteurs 1 et 4 (moteurs extérieurs, les plus éloignés du fuselage) puis les moteurs 2 et 3.
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| L'accès au réacteur de concorde sous l'avion. |
Ce réacteur est de type subsonique (comme tous les turboréacteurs). Il ne peut donc se satisfaire d'un écoulement d'air à vitesse supersonique qui peut rendre le moteur instable et l'endommager. Des dispositifs sont donc présent pour rendre le flux arrivant compatible avec la plage de fonctionnement du réacteur, ils sont principalement formés de convergents/divergents placés à l'avant et à l'arrière du moteur, ils sont adaptés pour le vol à Mach 2, mais aussi pour toute vitesse intermédiaire c'est pour cela qu'ils sont à géométrie variable afin d'obtenir, dans tous le domaine de vol de l'appareil, un rendement optimum.
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| À l'avant du réacteur, l'entrée d'air (Air Intake) à géométrie variable composée de : Rampe Avant (4: Forward Ramp), Rampe Arrière (4 Aft Ramp), Porte de Décharge (5A: Spill Door), Entrée Auxiliaire (5B :Auxiliary Inlet) dont les asservissements sont assurés par la chaîne AICS (Air Intake Control System) . |
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| Le TSR-2 utilisait un autre système, celui des souris mobiles (comme la série des mirage). Il s'agit du cône que l'on peut apercevoir dans l'entrée d'air. |
À l'avant du réacteur, l'entrée d'air (Air Intake) à géométrie variable est composée de : Rampe Avant (Front Ramp), Rampe Arrière (Rear Ramp), Porte de Décharge (Spill Door), Entrée Auxiliaire (Auxiliary Inlet) dont les asservissements sont assurés par la chaîne AICS (Air Intake Control System) .
- Vitesses subsoniques (décollage/croisière subsonique)
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| Au décollage, l'air arrive par la vanne secondaire et par l'entrée d'air |
Peu de temps après le décollage, l'avion entame la procédure de réduction du bruit ce qui amène l'équipage à couper la post combustion et à réduire la puissance du moteur. Les tuyères secondaires (tout à l'arrière) sont ouvertes plus en grand pour permettre à une plus grande quantité d'air de d'entrer ce qui réduit l'agitation des gaz d'échappement. les trappes secondaires (secondary doors) sont également ouverte pour avoir de l'air autour du moteur. A basse vitesse tout l'air utilisé par le moteur provient de l'entrée d'air et les trappes secondaires sont maintenues fermées ce qui empêche aussi que le moteur aspire ses propres gazs d'échappement. A environ Mach 0.55, les tuyères secondaires commencent à s'ouvrir pour l'être complètement à Mach 1.1. Les rampes commencent à se mettre en position pour ralentir le flux à Mach 1,3 vitesse à laquelle les ondes de chocs commencent à apparaître aux entrées d'air. Au décollage et durant les phases de vol subsonique, 82% de la puissance est produite par le moteur seul, 6% par les tuyères et 21% par les entrées d'air.
- Supersonic Speeds (Supersonic cruise)
La vitesse d'écoulement de l'air est à M 2 au début de l'entrée d'air, puis par le jeu des Ramp, Spill et Auxiliary, c
En croisière supersonique à Mach 2, les rampes se sont déplacées sur la moitié de leur course pour créer les ondes de choc réduisant la vitesse du flux d'air entrant dans la nacelle.
La vitesse de l'air tombe donc à environ Mach 0.5 à l'entrée du réacteur proprement dit. Cet écoulement est traité d'une manière classique à l'intérieur du réacteur. À la sortie des turbines, la vitesse des gaz est d'environ 700 km/h ce qui correspond à M 0.5 local, traversée du système de réchauffe qui permet d'obtenir éventuellement un supplément de poussée puis éjection par le convergent divergent tuyères primaire et secondaire. La vitesse de l'écoulement est alors, dans le plan de sortie, de 3600 km/h soit M 2.35 local.
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| L'écoulement en supersonique avec l'onde de choc à l'avant. |
En croisière supersonique seulement 8 % de la puissance provient du moteur lui même, 29 % proviennent des tuyères et le reste soit 63 % provient de l'entrée d'air à géométrie variable. En effet, en réduisant la vitesse du flux d'air arrivant dans le réacteur on en augmente la pression, ce qui créé un effet d'aspiration de l'avion vers l'avant participant de manière importante à la puissance délivrée à l'avion
Quand les manettes des gazs sont réduites pour passer en descente les vannes de décharges (spill door) sont ouvertes pour évacuer l'excès d'air qui n'est pas utilisé par le moteur. La rampe descend à sa course maximum.Quand la vitesse diminue, les vannes de décharges sont fermées et les rampes remontent jusqu'à la vitesse de Mach 1.3 à laquelle elles sont en position haute.
Voici maintenant un point particulier concernant l(utilisation du moteur N°4:
Bien qu'identique aux 3 autres moteur le moteur extérieur droit est traité différemment aux basses vitesses:
Le problème principale venait de vibrations des pales du compresseur basse pression engendrées par le vortex du bord d'attaque de l'aile pénétrant dans l'entrée d'air du réacteur et dans les trappes auxiliaires. Le mouvement anti-horaire du vortex est alors en opposition avec le sens de rotation du moteur (ce qui n'est pas le cas pour le moteur extérieur gauche).
Deux solutions furent adoptées pour que le flux d'air arrivant jusqu'au moteur ne créé pas ces effets;
Deux solutions furent adoptées pour que le flux d'air arrivant jusqu'au moteur ne créé pas ces effets;
Le moteur N°4 est limité au décollage à 88% de sa vitesse de rotation lorsque la vitesse de l'avion est inférieure à 60 nœuds. Lorsque cette limite est dépassée, un système envoie un signal à l'ordinateur (Air Data Computer) pour augmenter la vitesse à sa valeur normale.
Pour l'air entrant par la trappe auxiliaire, un remède fut trouvé en limitant l'ouverture de cette trappe à 4 degrés par rapport aux autres moteurs ce qui réduisait les vibrations à un niveau acceptable.
Ainsi au décollage du concorde, la flamme de la post combustion du 4ème moteur n'était pas aussi brillante et stable que sur les autres moteurs jusqu'à la vitesse de 60 noeuds où elle devenait identique aux autres.
Pour l'air entrant par la trappe auxiliaire, un remède fut trouvé en limitant l'ouverture de cette trappe à 4 degrés par rapport aux autres moteurs ce qui réduisait les vibrations à un niveau acceptable.
Ainsi au décollage du concorde, la flamme de la post combustion du 4ème moteur n'était pas aussi brillante et stable que sur les autres moteurs jusqu'à la vitesse de 60 noeuds où elle devenait identique aux autres.
Les tuyères d'éjection
À l'arrière du réacteur, on peut trouver deux tuyères qui se succède après la post combustion.
- La tuyère primaire comprend une série de 36 pétales montés sur le pourtour du canal d'éjection. Ces pétales sont actionnés dans le sens fermeture par 18 vérins pneumatiques alimentés avec de l'air prélevé en P3 ; les pétales s'ouvrent automatiquement sous l'action des gaz d'échappement. Les tuyères 14 : une couronne de petits volets appelée « AJ » permettant par leur mouvement de modifier la section de sortie de la tuyère. Ce dispositif est destiné à augmenter la pression pour accélérer la vitesse des gaz (convergent), donc augmenter la vitesse de l’avion particulièrement en supersonique. Ces volets sont commandés par des vérins pneumatiques dont l’ordre d’ouverture ou de fermeture est émis par le calculateur de poussée (TCU) au travers d’un moteur électrique (PNT) commandant un servomoteur à gaz (PNC). La tuyère primaire permet, entre autres, en s'ouvrant ou se fermant, de faire varier la pression P7 directement en aval de la turbine et de contrôler ainsi le régime N1 et permet de se dispenser de dispositif anti-pompage.
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| Sur cet éclaté, de gauche à droite on a la rampe d'injection de la post combustion, le canal post combustion suivi de la tuyère primaire puis les tuyères secondaires avec enfin leurs demi coquilles. |
- Les tuyères secondaires : aussi nommé les tuyères 28 : deux coquilles mobiles sur chaque moteur sont installées à l’extrémité de la tuyère. Elles ont pour but d'atteindre le meilleur rendement de détente des gaz avec une traînée aussi faible que possible, et de procurer l'inversion de poussée (Reverse). En altitude, pendant la croisière à M 2.05 la tuyère secondaire canalise et accélère les gaz d'échappement, et évite ainsi leur expansion inutile dans l'atmosphère. Ceci a pour effet de gagner une poussée importante.La tuyère secondaire est utilisée selon quatre configurations de vol qui sont :
- décollage avec position des paupières constantes à 21° jusqu'à M 0.55
- vol subsonique et jusqu'à M 1.1 avec paupières contrôlées automatiquement de 21° à 0°
- vol supersonique avec paupières complètement ouvertes à 0°
- Aide au freinage (Reverse) avec fermeture des paupières à 73°. C’était l’un des rares avions à utiliser les inverseurs en vol lors de la phase de retour en subsonique.
Nota important : Ne pas confondre l'utilisation des paupières à 21° en vol subsonique avec une quelconque utilisation en mode inverseur de poussée. Bien que les paupières soit fermées à 21°, en aucun cas cela ne freine le Concorde.
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| En haut la position de décollage et en bas celle du vol en supersonique au dessus de Mach 1.1 |
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| Le moteur en position reverse. |
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| Les paupières du concorde, l'une ouverte en positon de décollage l'autre en reverse. |
http://www.faqfra.online.fr/dom/dominique7.php
http://www.hydroretro.net/etudegh/SNECMA_debuts_cooperation.pdf
source: http://www.concordesst.com/powerplant.html#
sources: http://enu.kz/repository/2009/AIAA-2009-4933.pdf
sources: http://le-pointu.aviatechno.net/images.php?image=37&dir=7
http://en.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_Olympus
http://fr.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_Olympus
http://www.aviationarchive.org.uk/stories/pages.php?enum=GE131
http://histaero.blogspot.fr/2013/12/tsr2-le-bombardier-sacrifie-12.html
http://histaero.blogspot.fr/2013/12/tsr2-le-bombardier-sacrifie-22.html
Pour finir voici les deux Olympus d'EALC
Bonne semaine et merci de m'avoir lu. |
| Celui du bas est un 602 tandis que celui du haut est un 610 |
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