Moteur à réaction

Un moteur à réaction est un type de moteur à réaction , qui libère un jet rapide de gaz chauffé (généralement de l'air) qui génère une poussée par propulsion à réaction . Bien que cette définition large puisse inclure la propulsion par fusée , par hydrojet et par hybride, le terme moteur à réaction fait généralement référence à un moteur à réaction à combustion interne aérobie tel qu'un turboréacteur , un turboréacteur à double flux, un statoréacteur , un réacteur à impulsions ou un statoréacteur à combustion interne . En général, les moteurs à réaction sont des moteurs à combustion interne .

Les réacteurs à air comprimé sont généralement équipés d'un compresseur d'air rotatif alimenté par une turbine , la puissance restante fournissant la poussée à travers la tuyère de propulsion - ce processus est connu sous le nom de cycle thermodynamique de Brayton . Les avions à réaction utilisent de tels moteurs pour les voyages longue distance. Les premiers avions à réaction utilisaient des turboréacteurs qui étaient relativement inefficaces pour le vol subsonique. La plupart des avions à réaction subsoniques modernes utilisent des turboréacteurs à double flux à haut taux de dilution plus complexes . Ils offrent une vitesse plus élevée et une meilleure efficacité énergétique que les moteurs à pistons et à hélices sur de longues distances. Quelques moteurs à air comprimé conçus pour des applications à grande vitesse (statoréacteurs et statoréacteurs à superstatoréacteurs ) utilisent l' effet bélier de la vitesse du véhicule au lieu d'un compresseur mécanique.

La poussée d'un moteur d'avion de ligne classique est passée de 22 kN ( turboréacteur de Havilland Ghost ) dans les années 1950 à 510 kN ( turboréacteur General Electric GE90 ) dans les années 1990, et sa fiabilité est passée de 40 arrêts en vol pour 100 000 heures de vol du moteur à moins d'un pour 100 000 à la fin des années 1990. Ceci, combiné à une consommation de carburant considérablement réduite, a permis des vols transatlantiques de routine par des avions de ligne bimoteurs au tournant du siècle, là où auparavant un voyage similaire aurait nécessité plusieurs escales de ravitaillement.

Le principe du moteur à réaction n'est pas nouveau, mais les progrès techniques nécessaires à sa mise en œuvre n'ont été réalisés qu'au XXe siècle. Une démonstration rudimentaire de la puissance d'un jet remonte à l' éolipile , un dispositif décrit par Héron d'Alexandrie en Égypte au Ier siècle . Ce dispositif dirigeait la vapeur à travers deux tuyères pour faire tourner rapidement une sphère sur son axe. Il était considéré comme une curiosité. Entre-temps, des applications pratiques de la turbine peuvent être observées dans la roue hydraulique et le moulin à vent .

Les historiens ont également fait remonter l'origine théorique des principes des moteurs à réaction aux feux d'artifice et aux systèmes de propulsion de fusées traditionnels chinois. L'utilisation de tels dispositifs pour le vol est attestée par l'histoire du soldat ottoman Lagâri Hasan Çelebi , qui aurait réussi à voler à l'aide d'une fusée en forme de cône en 1633.

Les premières tentatives de réacteurs à air aérobies étaient des conceptions hybrides dans lesquelles une source d'énergie externe comprimait d'abord l'air, qui était ensuite mélangé à du carburant et brûlé pour la poussée du réacteur. Le moteur italien Caproni Campini N.1 et le moteur japonais Tsu-11 destinés à propulser les avions kamikazes Ohka vers la fin de la Seconde Guerre mondiale n'ont pas abouti.

Avant même le début de la Seconde Guerre mondiale, les ingénieurs commençaient à se rendre compte que les moteurs à hélices atteignaient leurs limites en raison de problèmes liés à l'efficacité des hélices, qui diminuait à mesure que les extrémités des pales approchaient de la vitesse du son . Si les performances des avions devaient dépasser cette limite, un mécanisme de propulsion différent était nécessaire. C'est ce qui a motivé le développement du moteur à turbine à gaz, la forme la plus courante de moteur à réaction.

La clé d'un moteur à réaction pratique était la turbine à gaz , qui extrayait la puissance du moteur lui-même pour entraîner le compresseur . La turbine à gaz n'était pas une idée nouvelle : le brevet pour une turbine stationnaire a été accordé à John Barber en Angleterre en 1791. La première turbine à gaz à fonctionner de manière autonome avec succès a été construite en 1903 par l'ingénieur norvégien Ægidius Elling . De tels moteurs n'ont pas atteint le stade de la fabrication en raison de problèmes de sécurité, de fiabilité, de poids et, surtout, de fonctionnement durable.

Le premier brevet pour l'utilisation d'une turbine à gaz pour propulser un avion a été déposé en 1921 par Maxime Guillaume . Son moteur était un turboréacteur à flux axial, mais il n'a jamais été construit, car il aurait nécessité des avancées considérables par rapport à l'état de l'art des compresseurs. Alan Arnold Griffith a publié An Aerodynamic Theory of Turbine Design en 1926, ce qui a conduit à des travaux expérimentaux à la RAE .

En 1928, Frank Whittle, cadet du RAF College Cranwell, soumet officiellement ses idées pour un turboréacteur à ses supérieurs. En octobre 1929, il développe ses idées. Le 16 janvier 1930, en Angleterre, Whittle soumet son premier brevet (accordé en 1932). compresseur axial à deux étages alimentant un compresseur centrifuge à un seul côté . Les compresseurs axiaux pratiques ont été rendus possibles par les idées d' AAGriffith dans un article fondateur en 1926 (« Une théorie aérodynamique de la conception des turbines »). Whittle se concentrera plus tard uniquement sur le compresseur centrifuge plus simple. Whittle n'a pas réussi à intéresser le gouvernement à son invention et le développement s'est poursuivi à un rythme lent.

En Espagne, le pilote et ingénieur Virgilio Leret Ruiz obtint un brevet pour un moteur à réaction en mars 1935. Le président républicain Manuel Azaña organisa la construction initiale à l' usine d'avions Hispano-Suiza à Madrid en 1936, mais Leret fut exécuté quelques mois plus tard par les troupes marocaines franquistes après avoir défendu sans succès sa base d'hydravions au cours des premiers jours de la guerre civile espagnole . Ses plans, cachés aux franquistes, furent secrètement remis à l'ambassade britannique à Madrid quelques années plus tard par sa femme, Carlota O'Neill , à sa sortie de prison.

En 1935, Hans von Ohain commença à travailler sur un modèle similaire à celui de Whittle en Allemagne, le compresseur et la turbine étant radiaux, sur les côtés opposés du même disque, ignorant au départ les travaux de Whittle. Le premier appareil de von Ohain était strictement expérimental et ne pouvait fonctionner que sous alimentation externe, mais il fut capable de démontrer le concept de base. Ohain fut ensuite présenté à Ernst Heinkel , l'un des plus grands industriels aéronautiques de l'époque, qui vit immédiatement le potentiel de ce modèle. Heinkel venait d'acheter la société de moteurs Hirth, et Ohain et son maître machiniste Max Hahn y furent installés en tant que nouvelle division de la société Hirth. Ils firent fonctionner leur premier moteur centrifuge HeS 1 en septembre 1937. Contrairement à la conception de Whittle, Ohain utilisait de l'hydrogène comme carburant, fourni sous pression externe. Leurs conceptions ultérieures ont abouti au HeS 3 à essence de 5 kN (1 100 lbf), qui a été monté sur la cellule simple et compacte du He 178 de Heinkel et piloté par Erich Warsitz au petit matin du 27 août 1939, depuis l'aérodrome de Rostock -Marienehe , un temps de développement incroyablement court. Le He 178 était le premier avion à réaction au monde. Heinkel a déposé une demande de brevet américain couvrant le groupe motopropulseur de l'avion de Hans Joachim Pabst von Ohain le 31 mai 1939 ; numéro de brevet US2256198, avec M Hahn référencé comme inventeur. La conception de Von Ohain, un moteur à flux axial, par opposition au moteur à flux centrifuge de Whittle, a finalement été adoptée par la plupart des fabricants dans les années 1950.

L'Autrichien Anselm Franz de la division moteurs de Junkers ( Junkers Motoren ou "Jumo") a introduit le compresseur à flux axial dans son moteur à réaction. Jumo s'est vu attribuer le numéro de moteur suivant dans la séquence de numérotation RLM 109-0xx pour les groupes motopropulseurs d'avions à turbine à gaz, "004", et le résultat fut le moteur Jumo 004. Après que de nombreuses difficultés techniques mineures aient été résolues, la production en série de ce moteur a commencé en 1944 comme moteur du premier avion de combat à réaction au monde , le Messerschmitt Me 262 (et plus tard du premier avion de bombardement à réaction au monde , l' Arado Ar 234 ). Diverses raisons ont conspiré pour retarder la disponibilité du moteur, ce qui a fait que le chasseur est arrivé trop tard pour améliorer la position de l'Allemagne pendant la Seconde Guerre mondiale , mais ce fut le premier moteur à réaction à être utilisé en service.

Pendant ce temps, en Grande-Bretagne, le Gloster E28/39 effectua son vol inaugural le 15 mai 1941 et le Gloster Meteor entra finalement en service dans la RAF en juillet 1944. Ces appareils étaient propulsés par des turboréacteurs de la société Power Jets Ltd., créée par Frank Whittle. Les deux premiers avions à turboréacteur opérationnels, le Messerschmitt Me 262 puis le Gloster Meteor, entrèrent en service à trois mois d'intervalle en 1944 ; le Me 262 en avril et le Gloster Meteor en juillet. Le Meteor ne vit qu'une quinzaine d'avions entrer en action pendant la Seconde Guerre mondiale, tandis que jusqu'à 1400 Me 262 furent produits, dont 300 entrèrent en combat, délivrant les premières attaques au sol et les premières victoires en combat aérien des avions à réaction.

Après la fin de la guerre, les avions à réaction et les moteurs à réaction allemands ont été étudiés de manière approfondie par les alliés victorieux et ont contribué aux travaux sur les premiers chasseurs à réaction soviétiques et américains. L'héritage du moteur à flux axial est visible dans le fait que pratiquement tous les moteurs à réaction des avions à voilure fixe se sont inspirés de cette conception.

Dans les années 1950, le moteur à réaction était presque universel dans les avions de combat, à l'exception des avions cargo, des avions de liaison et d'autres types spécialisés. À ce stade, certains modèles britanniques étaient déjà autorisés à être utilisés dans le civil et étaient apparus sur les premiers modèles comme le de Havilland Comet et l'Avro Canada Jetliner . Dans les années 1960, tous les gros avions civils étaient également propulsés par des réacteurs, ce qui laissait le moteur à pistons dans des rôles de niche à bas prix comme les vols cargo .

L'efficacité des turboréacteurs était encore plutôt inférieure à celle des moteurs à pistons, mais dans les années 1970, avec l'avènement des turboréacteurs à double flux à haut taux de dilution (une innovation non prévue par les premiers commentateurs comme Edgar Buckingham , à des vitesses et des altitudes élevées qui leur semblaient absurdes), l'efficacité énergétique était à peu près la même que celle des meilleurs moteurs à pistons et à hélices.

Les moteurs à réaction équipent les avions à réaction , les missiles de croisière et les véhicules aériens sans pilote . Sous forme de moteurs-fusées, ils équipent les modèles réduits de fusées , les vols spatiaux et les missiles militaires .

Les moteurs à réaction ont propulsé des voitures à grande vitesse, en particulier des dragsters , le record de tous les temps étant détenu par une voiture-fusée . Une voiture à turboréacteur, ThrustSSC , détient actuellement le record de vitesse terrestre .

Les moteurs à réaction sont souvent modifiés pour des applications non aéronautiques, comme les turbines à gaz industrielles ou les centrales marines . Ils sont utilisés dans la production d'électricité, pour alimenter les pompes à eau, à gaz naturel ou à pétrole, et pour assurer la propulsion des navires et des locomotives. Les turbines à gaz industrielles peuvent générer jusqu'à 50 000 chevaux-vapeur. Beaucoup de ces moteurs sont dérivés de turboréacteurs militaires plus anciens tels que les modèles Pratt & Whitney J57 et J75. Il existe également un dérivé du turboréacteur à faible taux de dilution P&W JT8D qui génère jusqu'à 35 000 chevaux-vapeur (HP).

Les moteurs à réaction sont également parfois développés, ou partagent certains composants tels que les noyaux de moteur, avec des turbomoteurs et des turbopropulseurs , qui sont des formes de moteurs à turbine à gaz généralement utilisés pour propulser les hélicoptères et certains avions à hélices.

Il existe un grand nombre de types différents de moteurs à réaction, qui produisent tous une poussée vers l'avant grâce au principe de propulsion par réaction .

Les avions sont généralement propulsés par des réacteurs à air comprimé. La plupart des réacteurs à air comprimé actuellement utilisés sont des turboréacteurs à double flux, qui offrent un bon rendement à des vitesses juste inférieures à la vitesse du son.

Un turboréacteur est un moteur à turbine à gaz qui fonctionne en comprimant l'air avec une admission et un compresseur ( axial , centrifuge ou les deux), en mélangeant le carburant avec l'air comprimé, en brûlant le mélange dans la chambre de combustion , puis en faisant passer l'air chaud à haute pression à travers une turbine et une buse . Le compresseur est alimenté par la turbine, qui extrait l'énergie du gaz en expansion qui le traverse. Le moteur convertit l'énergie interne du carburant en augmentation de l'élan du gaz qui circule dans le moteur, produisant ainsi une poussée. Tout l'air entrant dans le compresseur passe par la chambre de combustion et la turbine, contrairement au turboréacteur décrit ci-dessous.

Les turboréacteurs se distinguent des turboréacteurs par le fait qu'ils sont équipés d'un ventilateur supplémentaire à l'avant du moteur, qui accélère l'air dans un conduit contournant la turbine à gaz du moteur. Les turboréacteurs sont le type de moteur dominant pour les avions de ligne moyen et long-courrier .

Les turboréacteurs à double flux sont généralement plus efficaces que les turboréacteurs à des vitesses subsoniques, mais à des vitesses élevées, leur grande surface frontale génère plus de traînée . Par conséquent, en vol supersonique et dans les avions militaires et autres où d'autres considérations ont une priorité plus élevée que l'efficacité énergétique, les ventilateurs ont tendance à être plus petits ou absents.

En raison de ces distinctions, les turboréacteurs à double flux sont souvent classés en deux catégories : à faible taux de dilution ou à taux de dilution élevé , en fonction de la quantité d'air qui contourne le noyau du moteur. Les turboréacteurs à faible taux de dilution ont un taux de dilution d'environ 2:1 ou moins.

Le terme moteur à technologie avancée désigne la génération moderne de moteurs à réaction. Le principe est qu'un moteur à turbine fonctionnera plus efficacement si les différents ensembles de turbines peuvent tourner à leurs vitesses optimales individuelles, au lieu d'à la même vitesse. Le véritable moteur à technologie avancée possède un triple corps, ce qui signifie qu'au lieu d'avoir un seul arbre de transmission, il y en a trois, afin que les trois ensembles de pales puissent tourner à des vitesses différentes. Un état intermédiaire est un moteur à double corps, permettant seulement deux vitesses différentes pour les turbines.

Les moteurs à réaction à compression dynamique sont des moteurs à air comprimé similaires aux moteurs à turbine à gaz dans la mesure où ils utilisent tous deux le cycle de Brayton . Les moteurs à turbine à gaz et les moteurs à compression dynamique diffèrent cependant dans la façon dont ils compriment le flux d'air entrant. Alors que les moteurs à turbine à gaz utilisent des compresseurs axiaux ou centrifuges pour comprimer l'air entrant, les moteurs à compression dynamique ne s'appuient que sur l'air comprimé dans l'admission ou le diffuseur. Un moteur à compression dynamique nécessite donc une vitesse initiale importante avant de pouvoir fonctionner. Les statoréacteurs sont considérés comme le type de moteur à réaction à air comprimé le plus simple car ils n'ont pas de pièces mobiles dans le moteur proprement dit, seulement dans les accessoires.

Les superstatoréacteurs se distinguent principalement par le fait que l'air ne ralentit pas jusqu'à des vitesses subsoniques. Au contraire, ils utilisent une combustion supersonique. Ils sont efficaces à des vitesses encore plus élevées. Très peu d'entre eux ont été construits ou ont volé.

Le moteur-fusée utilise les mêmes principes physiques de base de poussée qu'un moteur à réaction , mais se distingue du moteur à réaction en ce qu'il ne nécessite pas l'air atmosphérique pour fournir de l'oxygène ; la fusée transporte tous les composants de la masse de réaction. Cependant, certaines définitions le traitent comme une forme de propulsion par réaction .

Comme les fusées ne respirent pas d’air, elles peuvent fonctionner à des altitudes arbitraires et dans l’espace.

Ce type de moteur est utilisé pour le lancement de satellites, l'exploration spatiale et l'accès habité, et a permis l'atterrissage sur la Lune en 1969.

Les moteurs-fusées sont utilisés pour les vols à haute altitude ou partout où des accélérations très élevées sont nécessaires, car les moteurs-fusées eux-mêmes ont un rapport poussée/poids très élevé .

Cependant, la vitesse d'échappement élevée et le carburant plus lourd et riche en oxydants entraînent une consommation de carburant bien plus importante que celle des turboréacteurs. Malgré tout, à des vitesses extrêmement élevées, ils deviennent économes en énergie.

Une équation approximative pour la poussée nette d'un moteur-fusée est :

Où est la poussée nette, est l' impulsion spécifique , est une gravité standard , est le débit de propulseur en kg/s, est la section transversale à la sortie de la tuyère d'échappement, et est la pression atmosphérique.

Les moteurs à cycle combiné utilisent simultanément deux ou plusieurs principes différents de propulsion par jet.

Un hydrojet, ou pompe-jet, est un système de propulsion marine qui utilise un jet d'eau. Le dispositif mécanique peut être une hélice carénée avec tuyère, ou un compresseur centrifuge et une tuyère. La pompe-jet doit être entraînée par un moteur séparé tel qu'une turbine diesel ou à gaz .

Tous les moteurs à réaction sont des moteurs à réaction qui génèrent une poussée en émettant un jet de fluide vers l'arrière à une vitesse relativement élevée. Les forces à l'intérieur du moteur nécessaires pour créer ce jet exercent une forte poussée sur le moteur qui pousse l'appareil vers l'avant.

Les moteurs à réaction produisent leur jet à partir de propulseur stocké dans des réservoirs fixés au moteur (comme dans une « fusée ») ainsi que dans les moteurs à conduit (ceux couramment utilisés sur les avions) en ingérant un fluide externe (très généralement de l'air) et en l'expulsant à une vitesse plus élevée.

Une tuyère propulsive produit un jet d'échappement à grande vitesse . Les tuyères propulsives transforment l'énergie interne et l'énergie de pression en énergie cinétique à grande vitesse. La pression et la température totales ne changent pas à travers la tuyère, mais leurs valeurs statiques chutent à mesure que le gaz accélère.

La vitesse de l'air entrant dans la tuyère est faible, environ Mach 0,4, une condition préalable pour minimiser les pertes de pression dans le conduit menant à la tuyère. La température entrant dans la tuyère peut être aussi basse que la température ambiante au niveau de la mer pour une tuyère à soufflante dans l'air froid à des altitudes de croisière. Elle peut être aussi élevée que la température des gaz d'échappement de 1000 Kelvin pour un moteur à postcombustion supersonique ou de 2200 K avec postcombustion allumée. La pression entrant dans la tuyère peut varier de 1,5 fois la pression à l'extérieur de la tuyère, pour une tuyère à un étage, à 30 fois pour l'avion habité le plus rapide à Mach 3+.

Les tuyères convergentes ne peuvent accélérer le gaz que jusqu'à des conditions soniques locales (Mach 1). Pour atteindre des vitesses de vol élevées, des vitesses d'échappement encore plus grandes sont nécessaires, et une tuyère convergente-divergente est donc nécessaire sur les avions à grande vitesse.

La poussée du moteur est maximale si la pression statique du gaz atteint la valeur ambiante à sa sortie de la tuyère. Cela ne se produit que si la zone de sortie de la tuyère est la valeur correcte pour le rapport de pression de la tuyère (npr). Étant donné que le npr change avec le réglage de la poussée du moteur et la vitesse de vol, c'est rarement le cas. De plus, à des vitesses supersoniques, la zone divergente est inférieure à celle requise pour donner une expansion interne complète à la pression ambiante en échange de la traînée externe du corps. Whitford donne le F-16 comme exemple. D'autres exemples sous-expansibles étaient le XB-70 et le SR-71.

La taille des buses, ainsi que la surface des buses de la turbine, déterminent la pression de fonctionnement du compresseur.

Cet aperçu met en évidence les endroits où se produisent les pertes d'énergie dans les groupes motopropulseurs ou les installations de moteurs d'avions à réaction complets.

Un moteur à réaction au repos, comme sur un banc d'essai, aspire du carburant et génère une poussée. La façon dont il le fait est jugée par la quantité de carburant qu'il utilise et la force nécessaire pour le retenir. C'est une mesure de son efficacité. Si quelque chose se détériore à l'intérieur du moteur (connu sous le nom de détérioration des performances ), il sera moins efficace et cela se verra lorsque le carburant produira moins de poussée. Si une modification est apportée à une pièce interne qui permet à l'air/aux gaz de combustion de circuler plus facilement, le moteur sera plus efficace et consommera moins de carburant. Une définition standard est utilisée pour évaluer comment différents éléments modifient l'efficacité du moteur et également pour permettre des comparaisons entre différents moteurs. Cette définition est appelée consommation spécifique de carburant , ou la quantité de carburant nécessaire pour produire une unité de poussée. Par exemple, on saura pour une conception de moteur particulière que si certaines bosses dans un conduit de dérivation sont lissées, l'air circulera plus facilement, ce qui entraînera une réduction de perte de pression de x % et y % de carburant en moins sera nécessaire pour obtenir la poussée au décollage, par exemple. Cette compréhension relève de la discipline d'ingénierie Performances des moteurs à réaction . Nous évoquerons plus loin l’impact de la vitesse d’avancement et de l’alimentation en énergie des systèmes de l’avion sur l’efficacité.

L'efficacité du moteur est contrôlée principalement par les conditions de fonctionnement à l'intérieur du moteur, à savoir la pression produite par le compresseur et la température des gaz de combustion au niveau du premier ensemble d'aubes de turbine en rotation. La pression est la pression d'air la plus élevée dans le moteur. La température du rotor de la turbine n'est pas la plus élevée du moteur, mais elle est la plus élevée à laquelle le transfert d'énergie a lieu (des températures plus élevées se produisent dans la chambre de combustion). La pression et la température ci-dessus sont représentées sur un diagramme de cycle thermodynamique .

Français L'efficacité est en outre modifiée par la fluidité avec laquelle l'air et les gaz de combustion circulent dans le moteur, par la façon dont le flux est aligné (appelé angle d'incidence) avec les passages mobiles et stationnaires dans les compresseurs et les turbines. Des angles non optimaux, ainsi que des formes de passage et de pales non optimales peuvent provoquer un épaississement et une séparation des couches limites et la formation d' ondes de choc . Il est important de ralentir le flux (une vitesse plus faible signifie moins de pertes de pression ou de chute de pression ) lorsqu'il traverse les conduits reliant les différentes parties. La façon dont les composants individuels contribuent à transformer le carburant en poussée est quantifiée par des mesures telles que l'efficacité des compresseurs, des turbines et de la chambre de combustion et les pertes de pression des conduits. Ceux-ci sont représentés par des lignes sur un diagramme de cycle thermodynamique .

L'efficacité du moteur, ou efficacité thermique , connue sous le nom de . dépend des paramètres du cycle thermodynamique, de la pression et de la température maximales, ainsi que de l'efficacité des composants, et des pertes de pression des conduits.

Le moteur a besoin d'air comprimé pour fonctionner correctement. Cet air provient de son propre compresseur et est appelé air secondaire. Il ne contribue pas à la poussée et rend donc le moteur moins efficace. Il est utilisé pour préserver l'intégrité mécanique du moteur, pour empêcher la surchauffe des pièces et pour empêcher l'huile de s'échapper des paliers par exemple. Seule une partie de cet air prélevé des compresseurs retourne dans le flux de la turbine pour contribuer à la production de poussée. Toute réduction de la quantité nécessaire améliore l'efficacité du moteur. Là encore, on sait que pour une conception de moteur particulière, une réduction du besoin en débit de refroidissement de x % réduira la consommation spécifique de carburant de y %. En d'autres termes, moins de carburant sera nécessaire pour donner la poussée au décollage, par exemple. Le moteur est plus efficace.

Toutes les considérations ci-dessus sont fondamentales pour un moteur fonctionnant de manière autonome et ne faisant en même temps rien d'utile, c'est-à-dire qu'il ne déplace pas un avion et ne fournit pas d'énergie aux systèmes électriques, hydrauliques et pneumatiques de l'avion. Dans l'avion, le moteur cède une partie de son potentiel de production de poussée, ou carburant, pour alimenter ces systèmes. Ces exigences, qui entraînent des pertes d'installation, réduisent son efficacité. Il utilise du carburant qui ne contribue pas à la poussée du moteur.

Enfin, lorsque l'avion vole, le jet propulseur lui-même contient de l'énergie cinétique gaspillée après avoir quitté le moteur. Cette énergie est quantifiée par le terme d'efficacité propulsive, ou efficacité de Froude, et peut être réduite en repensant le moteur pour lui donner un flux de dérivation et une vitesse plus faible pour le jet propulseur, par exemple comme turbopropulseur ou turboréacteur. Dans le même temps, la vitesse d'avancement augmente en augmentant le rapport de pression global .

L'efficacité globale du moteur à la vitesse de vol est définie comme .

La vitesse de vol dépend de la façon dont l'admission comprime l'air avant qu'il ne soit transmis aux compresseurs du moteur. Le taux de compression de l'admission, qui peut atteindre 32:1 à Mach 3, s'ajoute à celui du compresseur du moteur pour donner le rapport de pression global et pour le cycle thermodynamique. La façon dont il le fait est définie par sa récupération de pression ou mesure des pertes dans l'admission. Le vol habité à Mach 3 a fourni une illustration intéressante de la façon dont ces pertes peuvent augmenter considérablement en un instant. Le North American XB-70 Valkyrie et le Lockheed SR-71 Blackbird à Mach 3 avaient chacun des récupérations de pression d'environ 0,8, en raison de pertes relativement faibles pendant le processus de compression, c'est-à-dire grâce à des systèmes de chocs multiples. Lors d'un « démarrage », le système de chocs efficace serait remplacé par un seul choc très inefficace au-delà de l'admission et une récupération de pression d'admission d'environ 0,3 et un rapport de pression correspondant faible.

La tuyère propulsive à des vitesses supérieures à Mach 2 environ présente généralement des pertes de poussée internes supplémentaires car la zone de sortie n'est pas suffisamment grande pour compenser la traînée externe de l'arrière-corps.

Bien qu'un moteur à double flux améliore l'efficacité de propulsion, il entraîne lui-même des pertes à l'intérieur du moteur lui-même. Il faut ajouter des machines pour transférer l'énergie du générateur de gaz à un flux d'air de dérivation. Aux faibles pertes de la tuyère de propulsion d'un turboréacteur s'ajoutent des pertes supplémentaires dues aux inefficacités de la turbine et du ventilateur ajoutés. Ces pertes peuvent être incluses dans l'efficacité de la transmission ou du transfert . Cependant, ces pertes sont plus que compensées par l'amélioration de l'efficacité de propulsion. Il y a également des pertes de pression supplémentaires dans le conduit de dérivation et une tuyère de propulsion supplémentaire.

Avec l'avènement des turboréacteurs à double flux et de leurs machines déficitaires, Bennett a séparé ce qui se passe à l'intérieur du moteur entre le générateur de gaz et les machines de transfert, ce qui donne .

L' efficacité énergétique ( ) des moteurs à réaction installés dans les véhicules a deux composantes principales :

• efficacité propulsive ( ) : quelle quantité d'énergie du jet finit dans la carrosserie du véhicule plutôt que d'être emportée sous forme d' énergie cinétique du jet.
• efficacité du cycle ( ) : l'efficacité avec laquelle le moteur peut accélérer le jet

Même si l’efficacité énergétique globale est :

pour tous les moteurs à réaction, l' efficacité propulsive est la plus élevée lorsque la vitesse du jet d'échappement se rapproche de la vitesse du véhicule, car cela donne la plus petite énergie cinétique résiduelle. Pour un moteur à air, une vitesse d'échappement égale à la vitesse du véhicule, ou égale à un, donne une poussée nulle sans changement net de moment. La ​​formule pour les moteurs à air se déplaçant à une vitesse avec une vitesse d'échappement , et en négligeant le débit de carburant, est :

Et pour une fusée :

Outre l'efficacité propulsive, un autre facteur est l'efficacité du cycle ; un moteur à réaction est une forme de moteur thermique. L'efficacité du moteur thermique est déterminée par le rapport entre les températures atteintes dans le moteur et celles évacuées par la tuyère. Cela s'est constamment amélioré au fil du temps, car de nouveaux matériaux ont été introduits pour permettre des températures de cycle maximales plus élevées. Par exemple, des matériaux composites, combinant métaux et céramiques, ont été développés pour les aubes de turbine HP, qui fonctionnent à la température de cycle maximale. L'efficacité est également limitée par le rapport de pression global qui peut être atteint. L'efficacité du cycle est la plus élevée dans les moteurs-fusées (~60+%), car ils peuvent atteindre des températures de combustion extrêmement élevées. L'efficacité du cycle dans les turboréacteurs et similaires est plus proche de 30 %, en raison de températures de cycle de pointe beaucoup plus basses.

L'efficacité de combustion de la plupart des moteurs à turbine à gaz d'avion dans des conditions de décollage au niveau de la mer est de près de 100 %. Elle diminue de manière non linéaire jusqu'à 98 % dans des conditions de croisière en altitude. Le rapport air-carburant varie de 50:1 à 130:1. Pour tout type de chambre de combustion, il existe une limite riche et faible au rapport air-carburant, au-delà de laquelle la flamme s'éteint. La plage du rapport air-carburant entre les limites riche et faible se réduit avec l'augmentation de la vitesse de l'air. Si l'augmentation du débit massique d'air réduit le rapport carburant en dessous d'une certaine valeur, l'extinction de la flamme se produit.

Un concept étroitement lié (mais différent) à l'efficacité énergétique est le taux de consommation de la masse de propulseur. La consommation de propulseur dans les moteurs à réaction est mesurée par la consommation spécifique de carburant , l'impulsion spécifique ou la vitesse d'échappement effective . Elles mesurent toutes la même chose. L'impulsion spécifique et la vitesse d'échappement effective sont strictement proportionnelles, tandis que la consommation spécifique de carburant est inversement proportionnelle aux autres.

Pour les moteurs à air pulsé tels que les turboréacteurs, l'efficacité énergétique et l'efficacité du propulseur (carburant) sont pratiquement identiques, puisque le propulseur est à la fois un carburant et une source d'énergie. Dans les fusées, le propulseur est également l'échappement, ce qui signifie qu'un propulseur à haute énergie offre une meilleure efficacité, mais peut dans certains cas avoir une efficacité énergétique inférieure .

On peut voir dans le tableau (juste en dessous) que les turboréacteurs subsoniques tels que le CF6 de General Electric utilisent beaucoup moins de carburant pour générer une poussée pendant une seconde que le turboréacteur Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 du Concorde . Cependant, comme l'énergie est la force multipliée par la distance et que la distance par seconde était plus grande pour le Concorde, la puissance réelle générée par le moteur pour la même quantité de carburant était plus élevée pour le Concorde à Mach 2 que pour le CF6. Ainsi, les moteurs du Concorde étaient plus efficaces en termes d'énergie par distance parcourue.

Le rapport poussée/poids des réacteurs de configurations similaires varie selon l'échelle, mais dépend principalement de la technologie de construction du moteur. Pour un moteur donné, plus le moteur est léger, meilleur est le rapport poussée/poids, moins on utilise de carburant pour compenser la traînée due à la portance nécessaire pour supporter le poids du moteur ou pour accélérer la masse du moteur.

Comme le montre le tableau suivant, les moteurs-fusées atteignent généralement des rapports poussée/poids bien plus élevés que les moteurs à conduit tels que les turboréacteurs et les turboréacteurs à double flux. Cela est principalement dû au fait que les fusées utilisent presque universellement une masse de réaction liquide ou solide dense qui donne un volume bien plus petit et donc le système de pressurisation qui alimente la tuyère est bien plus petit et plus léger pour les mêmes performances. Les moteurs à conduit doivent traiter un air qui est deux à trois ordres de grandeur moins dense et cela donne des pressions sur des zones bien plus grandes, ce qui nécessite à son tour davantage de matériaux techniques pour maintenir le moteur ensemble et pour le compresseur d'air.

Les moteurs à hélices traitent des flux d'air plus importants et leur confèrent une accélération plus faible que les moteurs à réaction. Comme l'augmentation de la vitesse de l'air est faible, à des vitesses de vol élevées, la poussée disponible pour les avions à hélices est faible. Cependant, à basse vitesse, ces moteurs bénéficient d' une efficacité propulsive relativement élevée .

En revanche, les turboréacteurs accélèrent un flux massique beaucoup plus faible d'air d'admission et de carburant brûlé, mais ils le rejettent ensuite à très grande vitesse. Lorsqu'une tuyère de Laval est utilisée pour accélérer les gaz d'échappement d'un moteur chaud, la vitesse de sortie peut être localement supersonique . Les turboréacteurs sont particulièrement adaptés aux avions volant à très grande vitesse.

Les turboréacteurs à double flux ont un échappement mixte constitué de l'air de contournement et des gaz de combustion chauds provenant du moteur principal. La quantité d'air qui contourne le moteur principal par rapport à la quantité qui s'écoule dans le moteur détermine ce que l'on appelle le taux de dilution d'un turboréacteur (BPR).

Alors qu'un turboréacteur utilise toute la puissance du moteur pour produire une poussée sous la forme d'un jet de gaz d'échappement chaud à grande vitesse, l'air de contournement froid à faible vitesse d'un turboréacteur produit entre 30 % et 70 % de la poussée totale produite par un système à turboréacteur.

La poussée nette ( F _N ) générée par un turboréacteur peut également être étendue comme suit :

où:

Les moteurs-fusées ont une vitesse d'échappement extrêmement élevée et sont donc particulièrement adaptés aux vitesses élevées ( hypersoniques ) et aux grandes altitudes. À n'importe quelle puissance de gaz donnée, la poussée et l'efficacité d'un moteur-fusée s'améliorent légèrement avec l'altitude (car la contre-pression diminue, augmentant ainsi la poussée nette au niveau du plan de sortie de la tuyère), tandis qu'avec un turboréacteur (ou un turbofan), la diminution de la densité de l'air entrant dans l'admission (et des gaz chauds sortant de la tuyère) entraîne une diminution de la poussée nette avec l'altitude. Les moteurs-fusées sont même plus efficaces que les statoréacteurs à combustion interne au-dessus de Mach 15 environ.

À l'exception des superstatoréacteurs , les réacteurs privés de leur système d'admission ne peuvent accepter de l'air qu'à une vitesse environ deux fois inférieure à celle du son. Le rôle du système d'admission des avions transsoniques et supersoniques est de ralentir l'air et d'effectuer une partie de la compression.

La limite d'altitude maximale pour les moteurs est fixée par l'inflammabilité : à très haute altitude, l'air devient trop raréfié pour brûler ou, après compression, trop chaud. Pour les turboréacteurs, des altitudes d'environ 40 km semblent possibles, tandis que pour les statoréacteurs, 55 km peuvent être atteints. Les statoréacteurs peuvent théoriquement atteindre 75 km. Les moteurs-fusées n'ont bien sûr pas de limite supérieure.

À des altitudes plus modestes, voler plus vite comprime l'air à l'avant du moteur , ce qui réchauffe considérablement l'air. On estime généralement que la limite supérieure se situe autour de Mach 5-8, car au-dessus de Mach 5,5, l'azote atmosphérique a tendance à réagir en raison des températures élevées à l'admission, ce qui consomme une énergie importante. L'exception à cette règle concerne les statoréacteurs à statoréacteur, qui peuvent atteindre environ Mach 15 ou plus, car ils évitent de ralentir l'air, et les fusées n'ont pas de limite de vitesse particulière.

Le bruit émis par un moteur à réaction a de nombreuses sources. Celles-ci comprennent, dans le cas des moteurs à turbine à gaz, la soufflante, le compresseur, la chambre de combustion, la turbine et le ou les réacteurs propulseurs.

Le jet propulsif produit un bruit de jet qui est causé par l'action violente de mélange du jet à grande vitesse avec l'air environnant. Dans le cas subsonique, le bruit est produit par des tourbillons et dans le cas supersonique par des ondes de Mach . La puissance sonore rayonnée par un jet varie avec la vitesse du jet élevée à la huitième puissance pour des vitesses allant jusqu'à 600 m/s (2 000 pieds/s) et varie avec la vitesse au cube au-dessus de 600 m/s (2 000 pieds/s). Ainsi, les jets d'échappement à faible vitesse émis par des moteurs tels que les turboréacteurs à double flux à haut taux de dilution sont les plus silencieux, tandis que les jets les plus rapides, tels que les fusées, les turboréacteurs et les statoréacteurs, sont les plus bruyants. Pour les avions à réaction commerciaux, le bruit du jet a diminué du turboréacteur aux turboréacteurs à double flux en raison d'une réduction progressive des vitesses des jets propulsifs. Par exemple, le JT8D, un moteur à double flux, a une vitesse de jet de 400 m/s (1 450 pi/s) tandis que le JT9D, un turboréacteur, a des vitesses de jet de 300 m/s (885 pi/s) (froid) et de 400 m/s (1 190 pi/s) (chaud).

L'avènement du turboréacteur a remplacé le bruit très caractéristique du jet par un autre son connu sous le nom de bruit de « scie sauteuse ». L'origine en est les ondes de choc provenant de l'extrémité des pales du ventilateur supersonique lors de la poussée au décollage.

Un transfert de chaleur adéquat depuis les pièces en fonctionnement du moteur à réaction est essentiel pour maintenir la résistance des matériaux du moteur et assurer une longue durée de vie du moteur.

Après 2016, des recherches sont en cours sur le développement de techniques de refroidissement par transpiration pour les composants des moteurs à réaction.

Dans un moteur à réaction, chaque section rotative principale est généralement dotée d'une jauge distincte destinée à surveiller sa vitesse de rotation. Selon la marque et le modèle, un moteur à réaction peut être doté d'une jauge N1 _qui surveille la section du compresseur basse pression et/ou la vitesse du ventilateur dans les turboréacteurs. La section du générateur de gaz peut être surveillée par une jauge N2 _, tandis que les moteurs à triple bobine peuvent également avoir une jauge N3 _. Chaque section du moteur tourne à plusieurs milliers de tr/min. Leurs jauges sont donc étalonnées en pourcentage d'une vitesse nominale plutôt qu'en tr/min réel, pour faciliter l'affichage et l'interprétation.