Snecma M53

Le SNECMA M53 est un turboréacteur double fluxsimple corps à postcombustion. Il équipe l'avion de com-bat français Mirage 2000.

1 Conception

Le M53 fut conçu entre 1967 et 1969. Il était à l'origineappelé Super Atar, et représentait une nouvelle tentativevisant à fournir un moteur plus évolué que l'Atar. Les ob-jectifs à remplir lors de la conception étaient de créer unréacteur double flux, de construction modulaire, qui de-vait être moins complexe et moins cher que le SnecmaTF306, dérivé du Pratt &Whitney TF30 (en). Par consé-quent, les ingénieurs réalisèrent un turboréacteur simplecorps, Double Flux, Post Combustion : en effet, bien quele compresseur basse pression déplace un plus grand fluxd'air que le compresseur haute pression, le surplus d'airest redirigé dans un étroit conduit entourant le réacteurfournissant ainsi un taux de dilution.Le M53 devait initialement équiper une version amélio-rée du Mirage F1 (qui était en compétition avec le F-16 pour un contrat de l'OTAN), l'avion à géométrie va-riable Mirage G8, l'Avion de combat du futur et le biréac-teur Mirage 4000. En définitive, tous ces programmesfurent abandonnés et le seul appareil équipé du M53 estle Dassault Mirage 2000, dans toutes ses versions.

2 Versions

2.1 M53

Le premier des 20 prototypes débuta ses essais en février1970 et le second en août de la même année. Les tests devitesse de rotation maximum et de poussée maximum àsec (50,96 kN) furent achevés en octobre. Ceux de pous-sée maximum avec postcombustion (83,43 kN) furentterminés en septembre 1971. Le premier vol d'essai eulieu en juillet 1973, avec un M53 accroché à l'arrièred'une Caravelle, à la place d'un Avon. Il fut suivi en dé-cembre 1974 par les essais à haute vitesse, à l'aide d'unMirage F1 modifié.

2.2 M53-2

Il constitue la première version de série. Il fut utilisé surle Mirage F1-M53, le Mirage 4000 et sur les prototypes

du Mirage 2000.

• Débit du flux d'air : 84 kg/s à un régime de rotationde 10 200 tr/min

• Taux de compression du compresseur basse pres-sion : 0,32

• Pression totale en sortie de compresseur HP : 8,5 bar

• Pousséemaximum avec post-combustion : 83,36 kN

• Poussée maximum à sec : 54,92 kN

2.3 M53-5

La principale modification de cette version tient àl'augmentation de la vitesse de rotation du rotor. Il équipales Mirage 2000 construit entre 1980 et 1985.

• Débit d'air : 85 kg/s à un régime de rotation de 10500 tr/min

• Pression totale en sortie de compresseur HP : 9,3 bar

• Pousséemaximum avec post-combustion : 88,21 kN

• Poussée maximum à sec : 54,40 kN

2.4 M53-P2

Il fut d'abord appelé M53-7. Il constitue une version pluspuissante qui fut développée à partir de 1980 pour équi-per les versions les plus lourdes des Mirage 2000. Sa pro-duction commença en 1984 initialement pour équiper lesMirage 2000 N.Le M53-P2 n'est plus produit depuis 2005 mais l’assis-tance technique doit encore durer jusqu'en 2030. Il s’agitdésormais de l'unique version du M53 équipant les forcesfrançaises.

2.5 M53-P20

Cette version est identique au M53-P2 mais possède unepoussée maximum avec postcombustion de 98,06 kN.Celle-ci n'est plus proposée à l'achat.

1

2 3 VERSION M53-P2

Moteur M53-P2

2.6 M53-PX3

Depuis une décennie, en partenariat avec 8 armées de l'airclientes, SNECMAa entamé des études visant à réduire laconsommation en carburant de ses moteurs afin d'étendrele rayon d'action des appareils. Les ingénieurs tentent aus-si de diminuer la température en entrée de turbine afind'augmenter la durée de vie des parties chaudes du ré-acteur. Au fil des ans d'autres objectifs se sont ajoutésà ceux-ci, tel que l'augmentation des performances (aug-mentation de la poussée de 8 à 10 %) et la réduction dela masse du moteur.En 2002, le réacteur amélioré a été défini et le développe-ment devait commencer au début 2003, mais cela ne se fitpas. En juin 2003, SNECMA s’est mis à la recherche definancements de la part de ses clients et des différentesindustries nationales. Les moteurs existants peuvent enfait être améliorés en remplaçant un quart des pièces,entre autres une nouvelle section de turbine et un nouveauFadec basé sur celui du M88.

3 Version M53-P2

3.1 Présentation

Le Turboréacteur M53-P2 est la seconde version opéra-tionnelle de la famille M53 dont il conserve les qualitésfondamentales :

• Forte poussée rapportée au maitre-couple et à lamasse du réacteur

• Simplicité mécanique et robustesse, qualités indis-pensables dans le cadre d'une utilisation militaire

• Pilotabilité en souplesse de la poussée dans toute laplage de fonctionnement pour un domaine de vol etd'attitude avion très étendu

• coût de production d'utilisation et de maintenanceoptimisés

Par rapport au M53-5, il offre dans les conditions depoint fixe une augmentation de 18% de la poussée àPlein-Gaz-Sec (sans post-combustion) et de 8% à Plein-Gaz-Pc (avec post-combustion) sans modification del'encombrement.Cette amélioration des performances est obtenue par aug-mentation :

• du rapport de pression entre la sortie du compresseurHP et l'entrée du compresseur BP

• de la température entrée turbine

• du débit d'air absorbé

ainsi que par les évolutions technologiques suivantes :

• nouveau compresseur BP

• nouvelle turbine HP

• utilisation d'un détendeur à section variable dans leflux secondaire (flux FAN)

• utilisation d'un calculateur électronique de techno-logie numérique en remplacement de l'ancien calcu-lateur électronique de technologie analogique

3.2 Principales étapes du programmeM53-P2

Les points clés de la mise au point à la livraison ont été :

• première rotation au banc d'essai effectuée en juin1981

• essai de qualification de 50h réalisé en juin 1982

• premier vol sur Mirage 2000 en juillet 1983

• essais de qualification réalisés entre Avril et Août1984

• livraison du premier moteur de série en Avril 1985

3.3 Caractéristiques de Conception

Les caractéristiques principales de conception du turbo-réacteur M53-P2 sont les suivantes :

• un seul arbre d'entrainement

• un compresseur axial Basse Pression à 3 étages

• un compresseur axial Haute Pression à 5 étages

• une turbine axiale à 2 étages

• une chambre de combustion annulaire à pré-vaporisation

3.5 Technologies avancées 3

• une chambre de post-combustion avec injection sé-parée dans les deux flux (Fan et primaire)

• une tuyère à section variable

• un calculateur de régulation de technologie électro-nique de type numérique

• une architecture modulaire (12 modules interchan-geables pour une même version de moteur)

3.4 Constitution en modules

Les modules constitutifs de la partie générateur de gaz duM53-P2 sont les suivants :

• Module 1 - Compresseur BP

• Module 2 - Carter Principal

• Module 3 - Compresseur HP

• Module 4 - Chambre de combustion

• Module 5 - Distributeur 1er étage

• Module 6 - Turbine

• Module 7 - Carter d'échappement

• Module 11 - Virole d'entrée d'air

• Module 12 - Calculateur Numérique

Les modules constitutifs de la partie Post-combustion ettuyère d'éjection sont les suivants :

• Module 8 - Diffuseur de post-combustion

• Module 9 - Chambre de post-combustion

• Module 10 - Tuyère d'éjection

Le découpage en modules interchangeables permet unemaintenance rapide et moins onéreuse ainsi qu'un coûtde possession minimisé du fait d'une optimisation pos-sible des moyens immobilisés pour assurer les missionsde l'avion.

3.5 Technologies avancées

Des technologies de fabrication de dernière générationsont mises en œuvre pour obtenir ce moteur aux perfor-mances et à la fiabilité reconnues par les différents utili-sateurs :

• utilisation de titane, d'aciers alliés, d'alliages réfrac-taires et de matériaux composites

• soudage par bombardement électronique

• perçage par laser

• forge de précision et fonderie par noyau céramique

3.6 Performances

Les performances que sont la Poussée et la Consomma-tion spécifique ont été optimisées pour assurer des mis-sions en vol supersonique ainsi que de pénétration à bassealtitude et long rayon d'action.La poussée fournie par le Turboréacteur est proportion-nelle au débit d'air accéléré par le moteur et dépend di-rectement des paramètres température et pression du do-maine de vol. La poussée augmente si la température di-minue et diminue si la pression diminue mais l'impact dela variation de pression est prépondérant sur celui de latempérature.La consommation spécifique qui caractérise le rendementglobal du moteur est associée au rapport de la consomma-tion de carburant à la poussée fournie à un instant don-né. Le débit d'air traversant le moteur diminuant quandl'altitude augmente il faut alors réduire la consommationde carburant afin de maintenir la richesse constante. Audessus de 11 000 m la consommation spécifique demeureconstante.Les caractéristiques principales du moteur sont les sui-vantes :

• Débit d'air : 92 kg/s à 10 600 tr/min

4 3 VERSION M53-P2

• Rapport de pression : 9,8

• Rapport de dilution : 0,352

• Température entrée turbine : 1 560 K

• Régime de rotation : 10 600 tr/min (103 %)

• Poussée maximum avec postcombustion : 95,13 kN

• Poussée maximum à sec : 64,35 kN

3.7 Compresseur basse pression

Il est composé de trois étages mais ne possède pas de di-rectrice d'entrée. Celle-ci sert habituellement à éviter ledécrochage compresseur en dirigeant correctement les fi-lets d'air sur les aubes du rotor.Les aubes sont en alliage de titane et possèdent donc unemeilleure résistance aux impacts. Quant au rotor, il pos-sède un capot dégivrant de par sa forme conique.La température en sortie du compresseur BP est de 100à 150 °C et la pression de 3 bars.Sur le M53 P2, le taux de dilution varie suivant les lois derégulationmoteur en fonction du point de fonctionnementconsidéré.

3.8 Compresseur haute pression

Il est composé de cinq étages sans stator variable. Un dis-positif amortisseur est installé entre les disques N°4 etN°5 pour diminuer les vibrations.Les différentes partie du compresseur haute pression sonten alliage de titane (TA6V ou Ti6Al4V). La températureen sortie du compresseur est de 300 °C.

3.9 Chambre de combustion

Elle est de type annulaire et présente des similitudes aveccelles de Pratt & Whitney. Elle est conçue pour fonction-ner sans fumée.Elle est construite en alliage réfractaire et est refroidie parle flux d'air secondaire et par le carburant. Elle comporte14 cannes double pour la vaporisation du carburant et 7orifices pour examen endoscopique.La température de la combustion atteint 2 000°C et prèsde 1 260°C en amont de la turbine.

3.10 Turbine

Elle est de type axiale et est constituée de deux étagesentraînant l'arbre des rotors haute et basse pression. Elleest précédée d'un distributeur consistant en un disque do-té d'ailettes creuses refroidie par l'air du flux secondaire.

Celui-ci oriente le flux de gaz issu de la chambre de com-bustion.Le rotor est fabriqué en alliage réfractaire (NW12KCA).En sortie de turbine la pression passe de 9 bar à 3 bartandis que la température passe elle de 1 260 °C à 850-900 °C.

3.11 Postcombustion

Elle est constituée de trois anneaux concentriques pour-vus d'injecteurs le tout en alliage réfractaire. Ces anneauxse trouvent dans un canal en tôles ondulées perforées luiaussi en alliage réfractaire ; il est refroidi par une partie del'air du flux secondaire passant entre les tôles et le conduitextérieur en titane. La température de l'ordre de 850 °Cremonte à plus de 1 650 °C en cas d'activation de la post-combustion.

3.12 Tuyère

Tuyère d'éjection du turboréacteur M53-P2

Le canal de postcombustion se termine sur la tuyèreconvergente à géométrie variable, constituée de volets ac-tionnés par des vérins hydrauliques. Ces vérins, pilotéssuivant la loi de régulation tuyère programmée dans lecalculateur, sont alimentés en carburant sous haute pres-sion afin de vaincre les efforts du flux de gaz chaud sur lesvolets.Elle se compose de volets chauds canalisant le flux d'airprincipal, ainsi que de volets froids guidant le flux de re-froidissement du canal PC. Ce dispositif permet de ré-duire la signature infrarouge du moteur.

3.13 Accessoires

Ils sont principalement groupés à l'avant du moteur, surle support équipements situé sous le compresseur.

3.15 Système de régulation 5

3.14 Calculateur

Vue du calculateur électronique de régulation du turboréacteurM53-P2

Le calculateur numérique fixé sur amortisseurs en péri-phérie du réacteur est refroidi par de l'air prélevé en avaldu compresseur BP. Il gère et contrôle le fonctionnementdu réacteur en fonction des ordres transmis par le pilotepar le biais de la manette des gaz ainsi que des conditionsde vol (Mach, incidence...). Le calculateur établit ainsiles valeurs consignes adaptées pour chaque paramètre defonctionnement suivant les lois de régulation moteur, afind'assurer le pilotage des différents systèmes asservis. Larégulation électronique est accouplée à un système de ré-gulation hydromécanique complexe, capable d'assurer demanière autonome mais avec des performances dégradésle pilotage du groupe turboréacteur en cas de panne ducalculateur.Le calculateur est doté d'un programme d'auto-test char-gé de contrôler les circuits en interrogeant ceux-ci à in-tervalles réguliers, assurant ainsi l'intégrité du système etpar ce biais d'assurer une facilité de maintenance.

3.15 Système de régulation

3.15.1 Introduction

Le système de régulation du turboréacteur M53-P2 se dé-compose en quatre parties :

• une régulation principale

• la régulation duDétendeur à Section Variable (DSV)

• la régulation de Post-Combustion

• le secours carburant

La régulation principale contrôle le régime de rotationet la température à l'entrée de la turbine en maintenantles performances de poussée et de consommation spéci-fique (CS). En fonctionnement transitoire elle protège le

turboréacteur contre les extinctions (riche ou pauvre), lasurchauffe, le décrochage et le décollement tournant.La régulation du DSV règle la section de passage du fluxFAN (froid).La régulation de PC règle les débits de carburant PC (pri-maire etFan) en fonction de lois élaborées par le calcu-lateur.En cas de panne calculateur la régulation de PCpermet de maintenir la PC primaire en fonctionnement(avec une richesse approximativement constante) en as-surant les performances spécifiées en secours hydrauliquePC.En cas de panne grave de la régulation, le secours carbu-rant commandé par le pilote, permet le rallumage en volet l'obtention de la poussée spécifiée en secours carbu-rant tout en assurant une régulation tachymétrique et detuyère au plein gaz ainsi que la protection du turboréac-teur contre le décollement tournant à bas régime.

3.15.2 Régulation principale

Synoptique de la régulation principale du turboréacteur M53-P2avec indication des butée et des zones d'interdiction imposées parla régulation.

Pour assurer les fonctions de maintient de la poussée de-mandée par le pilote et de protection du turboréacteurdans les phases transitoires de fonctionnement la régula-tion principale se compose :

• d'une régulation tachymétrique qui agit sur le dosagecarburant

• d'une régulation de tuyère qui agit sur sa section desortie

En fonctionnement stabilisé la régulation tachymétriquepermet de maintenir le régime (N) correspondant à unedemande de puissance du pilote (position manette) entrele ralenti et le plein gaz tout en limitant la températurede turbine (Tt7) lorsque le moteur est au régime de plein-gaz.Dans les transitoires la régulation principale :

6 3 VERSION M53-P2

• assure au démarrage la fonction PAP (procédureanti-pompage)

• limite la richesse de combustion(C/P) entre le ré-gime de ralenti et celui de Plein-gaz

3.15.3 Régulation DSV

Pour optimiser les performances de poussée et deconsommation spécifique aux forts régimes il faut adap-ter la section de passage du flux secondaire (flux fan) auxconditions de vol. A bas régime il faut commander lapleine ouverture de la section de passage du flux secon-daire (flux fan) afin de conserver une marge au pompagesuffisante. A forte incidence (I > 16°) le régime moteurn'intervient plus dans le calcul de la position du DSV eten cas de TIR de missile la section de tuyère est adaptéeaux conditions de fonctionnement du DSV.

3.15.4 Régulation Post-combustion

3.15.5 Commande ERVD

3.15.6 Fonction TIR

3.15.7 Détection sous-vitesse

3.15.8 Traitements et Sécurités

3.15.9 Enregistreur d'évènements

3.15.10 Secours carburant

3.15.11 Auto-Manette

3.15.12 Calculateur de Potentiel

3.16 Limites et Protections

3.16.1 Introduction

Le turboréacteur M53-P2 présente différentes limita-tions dans le domaine de vol et dans la tenue aux dif-férents facteurs de charge. Certains paramètres de fonc-tionnement sont surveillés et les alarmes correspondantessont ramenées au niveau du poste de pilotage. Des dis-positifs sont mis en place pour protéger le turboréacteurcontre les phénomènes aérodynamiques de l'écoulementtels que le décollement tournant et le décrochage.

3.16.2 Limites de Fonctionnement

Le domaine de fonctionnement du turboréacteur est étroi-tement associé à celui de l'avion pour lequel il a étéconçu.On représente ce domaine par une enveloppe dansun champ qui regroupe les informations d'altitude, de

Mach et de vitesse de vol. À l'intérieur de cette enve-loppe il existe une zone de restriction de conduite oùl'association de l'altitude et des faibles vitesses ne sontpas favorables au fonctionnement des turboréacteurs.Lemanuel pilote consigne ces informations sous la formed'abaque. Dans le domaine de vol de l'avion, le turbo-réacteur est sollicité par des accélérations suivant l'axelongitudinal (X) qui ne fait pas l'objet d'une limitationparticulière et l'axe vertical (Z) pour lequel le motoristeimpose une limitation en temps et fréquence pour les gnégatifs et une limitation de 9 g pour les valeurs positives.En utilisation normale, les instruments de contrôle et deconduite dumoteur permettent de s’assurer que les limitesde fonctionnement ne sont pas dépassées. Les différentsparamètres de surveillance remontés au poste pilote sont :

• le régime N

• la température sortie turbine Tt7

• la pression carburant PCA

• la pression d'huile PH

• l'état du fonctionnement de la PC

• l'état de la régulation

• l'état du distributeur à section variable DSV

3.16.3 Protection contre le décrochage

Analyse du phénomène Dans un compresseur axial, ledécrochage est un phénomène aérodynamique qui résultedu décollement des filets d'air sur l'extrados d'une par-tie ou de la totalité des aubes du rotor ou du stator.Cephénomène imputable à un dépassement de l'incidencelimite de fonctionnement des aubes a pour conséquenceune diminution rapide du débit d'air et une chute du rap-port de pression avec pour effet immédiat un écoulementtrès perturbé. Il y a plusieurs types de décrochage et onpeut les classer en fonction de leurs conséquences sur lefonctionnement du turboréacteur.

• le décrochage à haut régime (inconnu sur le M53)qui affecte principalement les derniers étages ducompresseur et qui a pour conséquence sur certainsturboréacteurs de créer une extinction riche de lachambre de combustion que ne peut contrer la ré-gulation.

• le décrochage en accélération où l'action de la ré-gulation est suffisamment rapide pour y mettre unterme immédiatement.

• le décrochage tournant qui affecte la partie fixe oumobile du premier étage compresseur et qui se ca-ractérise par une zone de décollement des filets d'airse déplaçant en sens inverse du sens de rotation àune vitesse inférieure au régime de rotation.

3.17 Caractéristiques 7

Cela se traduit par un décollement du flux d'air se dépla-çant d'extrados en extrados sans diminution significativedu débit total instantané.

Accélération rapide À partir de conditions stabilisées,si le débit carburant augmente rapidement par un mou-vement rapide de la manette des gaz, l'augmentation dela température devant la turbine (Tt5) provoque, qua-siment à iso-régime, une diminution du débit d'air etune augmentation du rapport de pression par obstruc-tion thermique au niveau du distributeur de turbine. Lepoint de fonctionnement du turboréacteur se déplace versla limite de décrochage sans l'atteindre si le turboréac-teur accélère suffisamment rapidement pour atteindre sonnouveau régime stabilisé. C'est le système de contrôled'accélération qui limite l'augmentation du débit carbu-rant afin que le point de fonctionnement du moteur entransitoire n'interfère pas avec la limite de décrochage.

Déceleration rapide À partir des conditions stabiliséesau Plein Gaz, dans le cas d'une décélération rapide, latuyère présente un retard important à l'ouverture qui peutentrainer le décollement tournant à bas-régime. Pour yremédier, un dispositif provoque l'ouverture rapide de latuyères à la détection d'une section trop faible au bas-régime.

M53-P2 en essais de PC

Allumage de la Post-combustion À la suite del'allumage de la post-combustion il s’ensuit une obstruc-tion thermique dans le canal PC qui provoque une dimi-nution du débit d'air et une augmentation du rapport depression.Le point de fonctionnement du turboréacteur sedéplace vers la limite de décrochage.Si le déplacementest inférieur à la marge de décrochage du compresseur larégulation ramène le point de fonctionnement à sa posi-tion initiale.Si ce n'est pas le cas le compresseur décroche.Afin d'assurer une marge au décrochage suffisante au mo-ment de l'allumage de la PC, la régulation commande unepré-ouverture de la tuyère pendant la phase préalable deremplissage des rampes PC. Une fois la PC allumée les

variations brusques de charge PC (augmentation rapidede carburant) par le pilote présente les mêmes inconvé-nients qu'à l'allumage mais en plus progressif ce qui per-met à la régulation de faire son travail de synchronisationde la charge PC et de la section de tuyère.

Absorption brutale de gaz chauds lors du tir enginL'absorption de gaz chauds par le turboréacteur lors d'untir de missile entraine une augmentation brusque de latempérature d'entrée (Tt2) du compresseur.Pour éviterque le point de fonctionnement transitoire du turboréac-teur n'atteigne la limite de décrochage un dispositif appe-lé “appauvrisseur de tir” provoque différents déterragessur les lois de régime, de tuyère et de DSV (détendeur àsection variable). Ainsi la marge au décrochage augmentetant que dure le régime transitoire due au sillage chaud dumissile.

3.17 Caractéristiques

4 Utilisateurs

Le M53 est utilisé dans 9 armées de l'air, celles qui uti-lisent le Mirage 2000. En janvier 1999, Snecma avait li-vré 675 réacteurs M53. En juillet 2002, Snecma tentasans succès de vendre des M53-P2 au Brésil pour moto-riser ses Mirage 2000, désignés localement F-2000-. Enavril 2007, 644 moteurs avaient accompli plus de 1 110000 heures de fonctionnement.

5 Voir aussi

5.1 Sources

• Jane’s Handbook

5.2 Liens internes

• SNECMA

• Portail de l’aéronautique

8 6 SOURCES, CONTRIBUTEURS ET LICENCES DU TEXTE ET DE L’IMAGE

6 Sources, contributeurs et licences du texte et de l’image

6.1 Texte• Snecma M53 Source : https://fr.wikipedia.org/wiki/Snecma_M53?oldid=118929882 Contributeurs : DocteurCosmos, Romanc19s, Lo-

veless, Pautard, Ascaron, Jmax, Thijs !bot, Jarfe, Groumfy69, Duch, Sebleouf, Salebot, Isaac Sanolnacov, Ordifana75, LordAnubisBOT,Vlaam, Dhatier, Heurtelions, PixelBot, HerculeBot, ZetudBot, Ggal, Zeugma fr, Luckas-bot, Franky007, AviaWiki, EmausBot, EdoBot,Jules78120, Benoitlegrand, Addbot, Plouqueton, GCarty, Gzen92Bot et Anonyme : 16

6.2 Images• Fichier:Avion_silhouette.svg Source : https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/0/00/Avion_silhouette.svg Licence : Public do-

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