Etude des compresseurs a vitesse axiale supersonique

Study of supersonic through flow compressors

• Auteur / Autrice : Michel Dumas
• Direction : Hubert Miton
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Sciences appliquées
• Date : Soutenance en 1993
• Etablissement(s) : Paris 6

Résumé

Le regain d'interet pour les avions supersoniques et hypersoniques a long rayon d'action, necessite l'optimisation de systemes de propulsion adaptes. Differentes solutions sont envisagees pour satisfaire les exigences de poussee pendant toutes les phases de vol ; telle que l'utilisation combinee ou non, de turboreacteurs, de statoreacteurs et de moteurs fusees. Ces solutions font toutes intervenir un turboreacteur pour la phase de vol allant d'un nombre de mach compris entre 0 et 3. Des travaux preliminaires montrent que l'utilisation d'un turboreacteur dont les etages compresseur fonctionneraient avec un nombre de mach axial supersonique a son entree, conduit a une reduction significative de la consommation specifique du moteur. Neanmoins, les rares donnees experimentales existantes et relatives a ces compresseurs, justifient que des etudes complementaires soient menees pour verifier la validite du concept. Ce memoire presente les resultats d'une etude, realisee, pour identifier les problemes clef du dessin d'un tel compresseur. Elle est basee sur l'utilisation systematique de modeles numeriques sophistiques dont la plage d'utilisation a ete etendue au cas des compresseurs a vitesse axiale supersonique (calculs meridiens, calculs aube a aube navier-stokes 2,5d et calculs euler 3d). Les resultats concernent le dessin des aubages au point nominal, ainsi que le principe d'operation et l'estimation des performances hors-adaptation d'un mono-etage. Une attention toute particuliere est portee a la transition d'un nombre de mach axial subsonique a supersonique a l'entree du compresseur