Eurofighter

[Kelkin]

Il y a 10 heures, Felixcat a dit :

Peut-on dire qu'un bon vieux turbojet est un turbofan avec un taux de dilution de 0? La dernière fois que j'avais formulé ça comme ça on m'avait répondu que non mais j'avais rien compris.

Les deux sont des turbines. La différence est que le turbofan est double-flux : la turbine fait tourner une soufflante qui pousse de l'air froid, en plus de l'air chaud éjecté par la turbine. Le turbojet est simple flux : il n'y a pas un taux de dilution de zéro, il n'y a tout simplement pas de dilution du tout.

Donc oui, on peut voir un turbojet comme étant un turbofan avec un taux de dilution de zéro, mais c'est comme dire qu'une purée de pomme de terre est un aligot avec un taux de fromage de zéro. Ou qu'une calèche est une automobile qui n'est pas auto-mobile. Le turbofan est défini par la présence du "fan", la soufflante apportant un second flux qui permet de diluer le flux primaire. Donc c'est un turbojet avec un truc en plus. Définir le turbojet par rapport au turbofan revient à dire que c'est un turbojet sans le truc en plus du turbofan.

[ARPA]

Il y a 2 heures, Deltafan a dit :

Yes  

J'ajouterai juste les tuyères vectorielles et la version pour porte-avions, qui, comme on l'a vu, sont en service depuis de nombreuses années 

Tuyère vectorielle conçue par les espagnols grâce à l'expérience des allemands sur le X31...

Même leurs concepts étaient voués à l'échec.

[DEFA550]

Il y a 12 heures, Felixcat a dit :

Un double flux moderne (M88) peut-il rivaliser avec un pur monoflux (Atar  9k pour rester français) en THA?

Question compliquée parce que la réponse dépend de nombreux compromis. Idéalement un simple flux est plus performant en PG sec en THA parce que tout l'air qui y passe sert à la combustion. Mais ça veut aussi dire qu'il consomme davantage.

Par contre en PC ça revient peu ou prou au même puisque les deux types de moteurs, à quantité d'air avalée égale, brûle à peu près la même chose. A la marge, un simple flux sera plus fin et offrira une surface frontale inférieure, donc un fuselage potentiellement plus fin, donc moins de traînée.

[Felixcat]

Merci pour vos réponses!

J'ai encore d'autres questions (cycle variable, différence monocorps / double corps etc...) mais faut que je trouve un fil "Turboréacteurs" quelque part, sinon on va finir par se faire allumer...

[DEFA550]

Cycle variable : Généralement basé sur un taux de dilution variable. Exemple méconnu : le M53 (son détendeur à section variable modifie le taux de dilution dans certaines circonstances).

Simple corps : Tout tourne à la même vitesse (compresseur et turbine).

Double corps : Les ensembles haute pression et basse pression sont indépendants et ont chacun une vitesse propre. Se trouve en principe sur les turbofan. Exception notable : le M53 (qui est double flux, donc un turbofan, mais simple corps).

[Bon Plan]

Il y a 21 heures, g4lly a dit :

Dans un réacteur tout court ... tout l'air entre dans le compresseur ... passe dans la chambre de combustion ... chauffe ... puis se détend en passant dans la turbine chaude ... enfin s’échappe par la tuyère et pousse ...

Dans un réacteur double flux ... au tout début du compresseur ... juste après la première turbine ... la partie extérieure du "tube d'air" est détourné ... et passe directement vers la tuyère, en prenant un chemin spéciale qui passe autour du reste du réacteur ... un raccourci.

Le taux de dilution c'est le ratio entre l'air qui passe par le raccourci - le double ou second flux - et tout l'air avalé par le réacteur.

L'air qui passe par le flux principale sort chaud et rapide ... l'air qui passe par le second sort froid et lent.

Sur les avion de ligne très peu d'air passe par la combustion ... l'essentiel passe par le raccourci ... un peu comme si on avait collé un simple hélice devant un turbo réacteur.

Sur les avion de chasse on a besoin de gaz rapide ... donc on privilégie les gaz dans flux primaire pour que la machin pousse jusqu'à M2 ...

Sauf qu'on conserver tout le temps un flux secondaire ... parce que ça a mille avantage consommation, thermique, silence etc.

• Le petit souci c'est que plus l'air est léger ... moins il y a d'air a brasser ... et moins l'hélice du double flux est efficace.
• Le second souci c'est qu'a haute vitesse ... l'air lent du double flux n'est plus moteur ... en il induit de la trainée ...

Donc à haute altitude ... mais aussi à haute vitesse ... les taux de dilution bas sont plus favorable.

• Le taux du M88 c'est 0.3 ...
• celui de l'EJ2000 c'est 0.4 ...

Donc forcement avec l'accroissement de la vitesse le flux secondaire de l'EJ se met à traîner plus tot que le M88.

Et forcément aussi le flux secondaire de l'EJ2000 s’essouffle plus tôt avec l'altitude que celui du M88.

Après je ne sais te dire si c'est sensible sur tel ou tel domaine de vitesse ou d'altitude - les taux étant proche - ... ou si ce n'est pas compensé par autre chose.

http://henni-mansour-z-aero-thermopropulsion2.e-monsite.com/medias/files/chapitre-iv-performances-et-cycles-des-turboreacteurs-7.pdf

Explication très complète et compréhensible.

Par contre je découvre que l'EJ serait moins optimisé HA que le M88, alors que j'ai toujours lu que le M88 était plutôt fait pour les BA et MA tout en restant correct en HA.

Modifié le 30 mars 2021 par Bon Plan

[Kelkin]

L'optimisation est toujours une question de compromis entre différents critères. Ces critères ne sont pas forcément HA vs. BA. Il me semble que le but de l'EJ200 était de pouvoir "monter très vite", ce qui n'est pas la même chose que "rester longtemps en haut"...

[Picdelamirand-oil]

Il y a 2 heures, Kelkin a dit :

L'optimisation est toujours une question de compromis entre différents critères. Ces critères ne sont pas forcément HA vs. BA. Il me semble que le but de l'EJ200 était de pouvoir "monter très vite", ce qui n'est pas la même chose que "rester longtemps en haut"...

Il n'est pas sûr que le Typhoon monte plus vite que le Rafale, tout ce qu'on peut dire c'est qu'ils ont des vitesses ascensionnelles comparables de l'ordre de 1000 pieds/seconde soit 300 m/s. C'est la valeur qu'on trouve pour le Rafale et pour le Typhoon on trouve aussi bien 315 m/s que 255 m/s. 

Cela semble suffisant et beaucoup d'avions sont dans cette fourchette. Les valeurs sont en général arrondies soit à 1000 pieds/s soit à 50 000 pieds/minute.

Modifié le 30 mars 2021 par Picdelamirand-oil

[DEFA550]

Il y a 6 heures, Bon Plan a dit :

Par contre je découvre que l'EJ serait moins optimisé HA que le M88, alors que j'ai toujours lu que le M88 était plutôt fait pour les BA et MA tout en restant correct en HA.

http://home.exetel.com.au/jwcook65/Resource/ej200 specs.pdf

Accroche-toi, c'est du lourd. Ca explique le processus d'optimisation de l'EJ-200.

[Patrick]

il y a 54 minutes, DEFA550 a dit :

http://home.exetel.com.au/jwcook65/Resource/ej200 specs.pdf

Accroche-toi, c'est du lourd. Ca explique le processus d'optimisation de l'EJ-200.

Le début est particulièrement fameux:

2. INTERNATIONAL COOPERATION

A four Nation project is a delicate task. It is however of great help if 3 of the 4 partners have known each other for a long time as in case of Eurojet where Fiat, Rolls-Royce (RR) and MTU already had a long experience in the Tomado RB199 engine project and could integrate the Spanish ITP Company easily.

Cooperation can have 2 distinct difficulties:

• The way of cooperation
• The work share and split of responsibilities

Eurojet agreed to operate to the principle of joint working groups and unanimous decisions in groups and subgroups - a not convenient system but one which forces everybody to convince rather than to dictate and that improves the quality of a decision. The work share and component/responsibility distribution is very important and sometimes very difficult to achieve to all partners’ satisfaction because it contains the strong element of technology transfer. In most cases, however, it is a question of the available technology background and if one looks at the work share eventually found in the EJ200 it follows this line with one big exception:

the convergent/divergent nozzle for which no background existed was given to the newcomer SENER, later ITP, and they solved it admirably well.

As can be seen from Fig., the responsibilities are split as follows along the engine:

MTU Low pressure compressor High pressure compressor Digital Control System

RR Inter Duct casing Combustor High pressure turbine

FIAT Low pressure turbine Atterbumer Gearbox

SENER / ITP Convergent - divergent nozzle external Dressing

To integrate four responsible companies to an overall success requires continuous preparedness to really cooperate, to accept other than own ideas, to respect and appreciate the partners efforts and to develop a feeling for the partners sensitive areas - it is likely to fail on a ,,shear power“ situation in an environment of the european type, namely several similarly strong partners.

Tout cela est réminiscent de la situation actuelle et de la vision allemande autour du FCAS.

Et c'est aussi une autre des explications du pourquoi jamais SNECMA n'aurait pu bosser avec Eurojet.

[stormshadow]

Pourquoi un taux de dilution plus bas permet une plus forte poussée en haute altitude ? La perte de poussée dû à l'altitude ne se fait-il pas dans les mêmes proportions quelque soit le taux de dilution ?

Un autre facteur important est le taux de compression. Le M53 a un taux de compression très bas par rapport aux autres moteurs comme le J58 du SR 71.

Citation

http://home.exetel.com.au/jwcook65/Resource/ej200 specs.pdf

Accroche-toi, c'est du lourd. Ca explique le processus d'optimisation de l'EJ-200.

"The last element is very important as it strongly affects the supersonic thrust potential. In order to keep this potential also for a growth version which at given outside maximum diameter results in higher fan flow and fan pressure ratio at reduced bypass ratio, a bypass ratio clearly above 0.3 is required for the initial variant. This means that at optimum fan pressure ratio the turbine inlet temperature can not be reduced below the selected level."

Je ne comprend pas bien ce paragraphe mais apparemment un taux de dilution trop bas aurait été handicapant pour le Typhoon même en considérant seulement les perfomances pures.

Modifié le 31 mars 2021 par stormshadow

[Kelkin]

Il y a 3 heures, stormshadow a dit :

Pourquoi un taux de dilution plus bas permet une plus forte poussée en haute altitude ? La perte de poussée dû à l'altitude ne se fait-il pas dans les mêmes proportions quelque soit le taux de dilution ?

Quand il y a un taux de dilution, c'est qu'il y a un double flux. C'est à dire un flux chaud et très rapide (passant par la turbine), et un flux froid et relativement lent (ne passant pas par la turbine).

Une perte de poussée proportionnellement égale quelque soit le taux de dilution revient à dire que la perte de poussée du flux chaud est proportionnellement la même que la perte de poussée du flux froid...

[Picdelamirand-oil]

Il y a 4 heures, stormshadow a dit :

Pourquoi un taux de dilution plus bas permet une plus forte poussée en haute altitude ? La perte de poussée dû à l'altitude ne se fait-il pas dans les mêmes proportions quelque soit le taux de dilution ?

Un autre facteur important est le taux de compression. Le M53 a un taux de compression très bas par rapport aux autres moteurs comme le J58 du SR 71.

"The last element is very important as it strongly affects the supersonic thrust potential. In order to keep this potential also for a growth version which at given outside maximum diameter results in higher fan flow and fan pressure ratio at reduced bypass ratio, a bypass ratio clearly above 0.3 is required for the initial variant. This means that at optimum fan pressure ratio the turbine inlet temperature can not be reduced below the selected level."

Je ne comprend pas bien ce paragraphe mais apparemment un taux de dilution trop bas aurait été handicapant pour le Typhoon même en considérant seulement les perfomances pures.

Non leur spécifs prévoyaient la possibilité d'une augmentation de 15% de la poussée, si ils obtiennent la poussée initiale avec 0.4 de taux de dilution il obtiendront plus facilement les 15 % de plus en passant à 0.3 avec le même flux d'air total. Comme cela il n'y a pas besoin de re dessiner les entrées d'air, tu fais rentrer dans la turbo machine une proportion plus grande de l'air qui rentre et le flux dérivé est plus petit.

[DEFA550]

Il y a 5 heures, stormshadow a dit :

Pourquoi un taux de dilution plus bas permet une plus forte poussée en haute altitude ? La perte de poussée dû à l'altitude ne se fait-il pas dans les mêmes proportions quelque soit le taux de dilution ?

Un autre facteur important est le taux de compression. Le M53 a un taux de compression très bas par rapport aux autres moteurs comme le J58 du SR 71.

"The last element is very important as it strongly affects the supersonic thrust potential. In order to keep this potential also for a growth version which at given outside maximum diameter results in higher fan flow and fan pressure ratio at reduced bypass ratio, a bypass ratio clearly above 0.3 is required for the initial variant. This means that at optimum fan pressure ratio the turbine inlet temperature can not be reduced below the selected level."

Je ne comprend pas bien ce paragraphe mais apparemment un taux de dilution trop bas aurait été handicapant pour le Typhoon même en considérant seulement les perfomances pures.

Un taux de dilution plus bas implique qu'une plus grand proportion de l'air aspiré passe par la chambre de combustion, donc participe au gain d'énergie puisque c'est là qu'on brûle le kérosène pour augmenter la température et la pression. Comme tu obtiens un niveau d'énergie supérieur, tu obtiens aussi une poussée supérieure.

Le M53 a un taux de compression assez faible parce qu'à l'origine le design était celui d'un moteur de la classe Mach 3. Le facteur limitant, ici, est la tenue en température des derniers étages du compresseur HP. Si tu comprimes trop de l'air déjà échauffé, ça fond.

Quant au paragraphe incompréhensible, il dit grosso-modo qu'une version plus performante, à diamètre extérieur donné, conduirait à devoir réduire le taux de dilution. Donc pour garder cette possibilité il convenait de le choisir au dessus de 0.3 dans la version initiale. Une fois ce choix fait, l'obtention du taux de compression optimal en sortie de fan impliquait d'être au dessus d'un certain seuil pour la température d'entrée de turbine (fan et turbine HP étant sur le même arbre, les performances de l'un impliquent celles de l'autre, et comme le taux de dilution influe sur ce qu'il se passe entre les deux, bah faut bien le prendre en compte dans l'équation).

Modifié le 31 mars 2021 par DEFA550

[stormshadow]

Citation

Un taux de dilution plus bas implique qu'une plus grand proportion de l'air aspiré passe par la chambre de combustion, donc participe au gain d'énergie puisque c'est là qu'on brûle le kérosène pour augmenter la température et la pression. Comme tu obtiens un niveau d'énergie supérieur, tu obtiens aussi une poussée supérieure.

Le M53 a un taux de compression assez faible parce qu'à l'origine le design était celui d'un moteur de la classe Mach 3. Le facteur limitant, ici, est la tenue en température des derniers étages du compresseur HP. Si tu comprimes trop de l'air déjà échauffé, ça fond.

Quant au paragraphe incompréhensible, il dit grosso-modo qu'une version plus performante, à diamètre extérieur donné, conduirait à devoir réduire le taux de dilution. Donc pour garder cette possibilité il convenait de le choisir au dessus de 0.3 dans la version initiale. Une fois ce choix fait, l'obtention du taux de compression optimal en sortie de fan impliquait d'être au dessus d'un certain seuil pour la température d'entrée de turbine (fan et turbine HP étant sur le même arbre, les performances de l'un impliquent celles de l'autre, et comme le taux de dilution influe sur ce qu'il se passe entre les deux, bah faut bien le prendre en compte dans l'équation).

Merci !!!!

Du coup je me demande si les Turbofan sont vraiment une bonne idée pour les avions de combat ?

Avec un turbojet, on a un moteur plus petit donc moins de trainée (ce qui peut compenser la consommation spécifique supérieur du Turbojet) et plus de poussée surtout en haute altitude et haute vitesse.

Et plus de simplicité.

Modifié le 31 mars 2021 par stormshadow

[Picdelamirand-oil]

il y a 37 minutes, stormshadow a dit :

Merci !!!!

Du coup je me demande si les Turbofan sont vraiment une bonne idée pour les avions de combat ?

Avec un turbojet, on a un moteur plus petit donc moins de trainée (ce qui peut compenser la consommation spécifique supérieur du Turbojet) et plus de poussée surtout en haute altitude et haute vitesse.

Et plus de simplicité.

En croisière pour avoir une grande autonomie il vaut mieux un fort taux de dilution, c'est comme ça qu'on a réduit la consommation des avions du transport aérien. Et l'autonomie est aussi une qualité militaire, c'est pour ça que tout est compromis.

[PolluxDeltaSeven]

Hop hop hop ! On cesse de polluer le fil SVP

 

Pour parler EJ200 vs M88, c'est ici 

 

 

[DEFA550]

p'tain, 9 ans ! 

[bubzy]

il y a 41 minutes, DEFA550 a dit :

p'tain, 9 ans ! 

Ce forum est tellement ancien que l'archéologie est devenu un de mes passe temps... Quand tu ouvre le fil Inde ou F35, les questions sur lesquelles tu tombe....

[Ponto Combo]

 

[DEFA550]

Y'en a déjà au moins 2 qui ont raclé le bitume. Alors un de plus ou un de moins... 

[Bechar06]

Pour tenir à jour les listes de productions et livraisons: 

https://www.scramble.nl/military-news/kuwait-typhoon-emerges

"In April 2016 Kuwait signed an $8.7 billion contract with Finmeccanica (now Leonardo) for the supply of 28 aircraft (including six two-seat trainers), with an associated training, logistics, and operational support package, including equipment and a suite of training devices, to allow the establishment of an operational conversion unit in Kuwait. 

The first three two-seat Typhoons, destined for the al-Quwwat al-Jawwiya al-Kuwaitiya (Kuwait Air Force). These three should be aircraft KT001, KT002 and KT003. Time for a recap of the programme with some updates and new details."""

[Deres]

On connait la rengaine du "package" incluant plus que les seules avions (bases avec génie civil, armement, centre d'entrainement, ...) mais cela fait quand même 310 m$ par appareil ! Ils ont probablement payé au prix fort le développement/industrialisation de l'AESA et les intermédiaires !

[Teenytoon]

Il y a 2 heures, Deres a dit :

la rengaine du "package"

Ben en fait c'est pas une rengaine, c'est la réalité. Si t'achètes ta voiture avec tout l'entretien pour 20 ans, un moteur de rechange, les pneus et toutes les pièces détachées dont tu auras besoin avant qu'elle finisse à la casse et que tu rajoutes là-dedans le prix du permis, tu vas passer un contrat à 200.000 € pour ta berline, alors que seule chez le concessionnaire elle en vaut 40.000...

Donc non, ça ne fait pas 300 M$ par appareil. Ca fait 300 M$ par appareil entretenu, soutenu, armé, pilote formé et base adaptée pour 20 ans au minimum.

[Deres]

il y a 16 minutes, Teenytoon a dit :

Ben en fait c'est pas une rengaine, c'est la réalité. Si t'achètes ta voiture avec tout l'entretien pour 20 ans, un moteur de rechange, les pneus et toutes les pièces détachées dont tu auras besoin avant qu'elle finisse à la casse et que tu rajoutes là-dedans le prix du permis, tu vas passer un contrat à 200.000 € pour ta berline, alors que seule chez le concessionnaire elle en vaut 40.000...

Donc non, ça ne fait pas 300 M$ par appareil. Ca fait 300 M$ par appareil entretenu, soutenu, armé, pilote formé et base adaptée pour 20 ans au minimum.

C'est une rengaine car après les pro-foufoune vont te sortir que c'est un avion peu cher à 80 m$ l'unité en sortant ce chiffre du chapeau. LM fait pareil avec le F35 avec 24 pour les EAU pour 10 milliards (sans compter l'armement !) alors qu'ils avancent des prix d'avion de plus en plus faible officiellement, même inférieur à 80m$. On se rappelle les rapports du congrès US qui avait trouvé des factures pour des porte-manteaux dans les C130 à 10 000 euros pièce si je me souviens bien. Il faut bien se refaire autre part dans le "package".

Pourtant, le contrat avec l'Inde du Rafale était à 8 milliards aussi mais pour 36 Rafales avec de la production local, les bases et des moyens pour en soutenir 36 autres.