Rapport de Stage Du Urbine A Gaz [PDF]

Zitiervorschau

1-Introduction -Présentation de La direction maintenance de Laghouat 2-Définition de TAG 3-Le cycle thermodynamique 4-Les différents organes caractérisant de TAG 5-Système de combustion -Définition du Chambre de combustion -Le Rôle de la chambre de combustion -Fonctionnement de la chambre de combustion -Les carburants les plus utilisé pour les turbines à gaz -Caractéristique -Technologie des chambres de combustion -Matériaux -Différents types de chambres -Refroidissement des parois -Injection de carburant -Minimisation de la pollution 6-L’entretien de la turbine à gaz 7-Minimisation des sources d’instabilité 8-Limitations des chambres de combustion

9-Conclusion 1-Présentation DE LA DML : 1- Situation géographique: 1

La direction maintenance de Laghouat (D.M.L) situé le vieux site industrielle de la ville de Laghouat sis Cité Essadikia à 400 Km d’Alger et à 550 Km du port d’Arzew et à 130 Km du gisement gaz de Hassi R’mél. A proximité des services de sécurité et de protection civile, cette position lui confie l’avantage des interventions rapide elle couvre une superficie de 09Hectares. -2- Histoire: La direction maintenance de Laghouat a été crée suit à la décision №01(R7) du 16 Avril 1987 portant organisation générale de la Sonatrach a membre et modifiée par les décisions A001. (R8) et A001 (R9) de 04 juillet et 1 er Novembre 1989 et la décision A 367(Ri) du 16Mai 1990 portant organisation de structure chargée des activités liées ou développement et a l’exploitation du réseau du transport des hydrocarbures par canalisatio 1966 : création de la base maintenance Laghouat relevant la région transport ouest (mise en servisse de l’ouvrage OZ1) 1988 : création de la direction maintenance Laghouat(DMN)

structurée en

03bases : Laghouat, Biskra et ha oud el Hamra. 2002 : création de la direction maintenance Laghouat (DML), et suppression des 03 bases.

3- Activités principales:  Maintenance des machines tournantes. 2

 Piquages en charge et opérations stopple sur canalisations.  Tarage des soupapes de sureté gaz et liquides.

5-Missions de la direction maintenance  La maintenance des équipements de l’activité transport des hydrocarbures. 3

 L’établissement des procédures et le contrôle de la maintenance des équipements de l’activité en collaboration avec les Direction régionales.  La réparation, la fabrication des pièces et le rénovation des organes des équipements.  La réhabilitation et la modernisation des équipements et installation industrielles de l’activité.  La préparation et réalisation des opérations spéciales.

Introduction: Les turbines à gaz font partie de la catégorie des TURBOMACHINES Définies par Rateau comme étant des appareils dans lesquels a lieu un échange d’énergie 4

entre un rotor tournant autour d’un axe à vitesse constante et un fluide en écoulement permanent. Les turbines à gaz est une machine tournante thermodynamique appartenant à la famille des moteur à combustion interne dont le rôle est de produire de l'énergie mécanique sous forme de rotation d'un arbre, directement à partir de l'énergie cinétique des gaz produits par la combustion d'un hydrocarbure (fuel, gaz combustible...).

I. Historique de la turbine à gaz: Dans l’histoire de la turbine à gaz, on peut distinguer trois périodes. - La première : Celle des précurseurs, est très ancienne puisqu’il est classique de la faire remonter à Héron d’ Alexandrie avec son Éolipile, simple sujet de curiosité ou d’amusement. Viennent ensuite les premiers dépôts de brevets. Pour les turbomoteurs, en 1791, l’Anglais John Barber brevète un appareil hybride Puisque cette turbine à gaz comportait encore un compresseur alternatif. Pour les turboréacteurs, c’est le Français Lorin qui, en 1911, en fait breveter le principe. - La deuxième : Celle des premières réalisations, commence à la fin du XIX e siècle et peut être considérée comme achevée en 1951. Entre 1872 et 1900 environ, les premiers turbomoteurs sont effectivement construits mais ne peuvent atteindre leur autonomie par suite de l’insuffisance des rendements de compression et de détente. Par contre, entre 1901 et 1906, les recherches des Français Armengaud et Le Male aboutissent au premier turbomoteur autonome avec un rendement global à 3 %. Entre 1935 et 1945, de nombreuses réalisations apparaissent, notamment dans le domaine aéronautique où les turbines à gaz bénéficient des actives recherches menées au cours de la dernière guerre mondiale. Le premier vol d’un avion équipé d’un turboréacteur a lieu en Allemagne, fin août 1939 (moteur HE S 3 monté sur avion Heinkel 178 V1), précédant, en mai 1941, une réalisation voisine en Grande-Bretagne (moteur de Whittle W 1X monté sur avion Gloster E.28). Enfin, 1951 voit deux premières mondiales avec des turbines à gaz de la firme française Turboméca. Le 18 avril, c’est l’hélicoptère SO 1120 Arriel 3 qui effectue un premier vol propulsé par un turbomoteur, l’ARTOUSTE. Le 6 novembre, c’est le premier vol d’un turboréacteur à double flux, l’ASPIN, monté sur le Fouga Gémeaux IV. -La troisième :

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La période industrielle, commence en 1939. C’est, en effet, au cours des cinquante dernières années que ces machines se sont développées de façon tout à fait spectaculaire. On peut citer M. Sedille qui, dès 1948, pressentait avec raison cette évolution : « Il est hors de doute que, dans les années à venir, un effort considérable permettra de multiplier dans toutes les branches d’utilisation les installations turbo motrices à gaz ». Actuellement, la turbine à gaz fait partie de notre environnement courant : l’aviation commerciale et militaire utilise quasi exclusivement des machines de ce type pour propulser ses aéronefs. Pour les applications industrielles, la turbine à gaz est maintenant le concurrent direct des moteurs diesels, et cette évolution est loin d’être terminée.

II. Définition et description: A- Définition : La turbine à gaz est une machine thermique permettant de transformer l’énergie calorique du combustible en énergie mécanique de rotation. B - Description: La turbine à gaz est un moteur constitué de trois éléments Principaux : • un compresseur d’air ; • une chambre de combustion dans laquelle est introduit un combustible liquide ou gazeux qui, en brûlant, consomme partiellement l’air amené par le compresseur et élève la Température de ce mélange air- gaz de combustion, ce qui augmente en même temps son Volume. • une turbine, dans laquelle le mélange air - gaz sortant de la chambre de combustion à la pression obtenue après compression se détend dans plusieurs étages pour produire de l’énergie mécanique. Cette énergie sert à entraîner le compresseur d’air et à fournir à l’arbre une puissance utilisable, recueillie par exemple par un alternateur.

C - Classification :

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D - Utilisation de turbine a gaz: -Production d’électricité - Production combine chaleur-force - Pompage et compression

III. Les différents organes caractérisant une turbine a gaz : Les différents organes de la turbine a gaz (figure 1) sont l’entrée d’air, les compresseurs, la chambre de combustion, les turbines, la tuyère d’échappement.

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Figure 1 1. 1 entrée d’air : - Les entrées d’air axiales : ces entrées, la plupart du temps dynamiques, se rencontrent sur les turbomoteurs ou turbopropulseurs à prise de puissance arrière, qui ne présentent donc aucun obstacle vers la prise d’air (figure a).

Les entrées d’air axisymétriques : de nombreux turbomoteurs et turbopropulseurs ont leur prise de puissance à l’avant, que l’entrée d’air doit contourner. Dans ce cas, cette entrée est annulaire ou axisymétrique (figure b).

-En outre, Plusieurs dispositions sont rencontrées en ce qui concerne la captation. Pour les turbopropulseurs, elle peut se faire concentriquement à l’axe de l’hélice de manière axisymétrique ou par le 8

biais d’un conduit décalé (entrée en écope, figure c). Pour les turbomoteurs, la captation peut se faire par une volute, ou une chambre de tranquillisation (Entrée avec plénum, figure d).

2/Compresseur : Les compresseurs de turbomoteurs ne doivent pas seulement augmenter la pression du fluide actif avec un rendement aussi élevé que possible, mais en outre : — assurer le débit requis ; — alimenter la chambre de combustion avec un fluide suffisamment ralenti, stable et le plus homogène possible. On peut trouver deux types de compresseurs :  Compresseur axial : Un étage de compresseur axial est composé d’une grille d’aubes fixées Sur une roue mobile, suivie d’une grille d’aubes fixes constituant le diffuseur ou redresseur (figure A).

Compresseur centrifuge : Un compresseur centrifuge est constitué d’une roue mobile appelée rotor ou rouet, d’un ensemble de diffusion, c’est-à-dire de ralentissement du fluide, généralement constitué de deux grilles d’aubes fixes : le diffuseur radial suivi du diffuseur axial ou redresseur.

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3. Chambre de combustion: Une chambre de combustion est une enceinte capable de résister à des changements de pression et de température brusques, dans laquelle on déclenche volontairement une combustion entre des éléments chimiques déterminés. Cette enceinte est conçue pour obtenir, à partir des gaz issus de la combustion, un travail ou une force, avant qu'ils ne soient évacués.

4 .Turbines Les turbines des turbomoteurs sont le siège d’une détente adiabatique qui transforme l’énergie disponible dans le fluide actif en énergie mécanique. Il en existe deux types : les turbines axiales et les turbines centripètes ou radiales. a. Turbine axiale : Un étage de turbine axiale est composé d’une grille d’aubes fixes appelée distributeur et d’une grille d’aubes mobiles appelée roue.

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b. Turbine centripète ou radiale : Elle est également constituée de deux éléments : le distributeur et le rouet

Refroidissement des profils de la turbine :

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IV. Le cycle thermodynamique de la turbine à gaz : a)

Cycle théorique Le cycle théorique de la turbine à gaz est appelé cycle de Baryton réversible. (figure2)

Fig2-Cycle théorique de la turbine à gaz à combustion isobare (Coordonnées (P, V) et (T, S) – 1 `a 2 : compression isentropique. – 2 `a 3 : combustion isobare. – 3 `a 4 : détente isentropique. b)-le cycle réel :

Fig.3. – Cycle irréversible de rendement isentropiquec (compresseur) ett (turbine) En réalité, le cycle est irréversible : il est représenté par 12’3et4’ : – la compression est adiabatique, de rendement isentropique c : en raison des frottements, la température réelle est plus élevée que la température théorique, et la courbe de compression n’est plus l’isotrope 1-2 mais l’arc 1-2’ tel que T2’ > T2,

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– le détente dans la turbine est adiabatique, de rendement isentropique t : en raison des frottements, la détente ne s’effectue pas suivant un arc d’isotrope, mais suivant un arc tel que T4‘> T4.

I. Système de combustion Une chambre de combustion dans laquelle est introduit un combustible liquide ou gazeux qui, en brûlant, consomme partiellement l’air amené par le compresseur et élève la température de ce mélange air-gaz de combustion, ce qui augmente en même temps son volume. 1. le Rôle : - La chambre doit amener les gaz chauds à l’entrée de la turbine à la bonne température et avec une relative homogénéité. - Pour remplir l’ensemble de ces fonctions, la chambre de combustion est conçue pour mélanger le combustible et l’air à température et à pression élevée afin de maintenir une combustion continue stable et de mélanger les produits de combustion avec l’air de dilution pour établir le profil de température de sortie désiré. La chambre de combustion d’une turbine à gaz notamment dérive de l’aviation, doit satisfaire des contraintes sévères :  assurer une combustion complète du combustible ;  réduire des émissions du polluant ;  minimiser les pertes de charge (pour un surcroit de compression) ;  occuper un volume aussi réduit que possible tout en permettant un bon refroidissement des parois. 1. Fonctionnement de la chambre de combustion : Une partie de l’air en sortie du diffuseur alimente une cavité appelée plénum qui elle-même débouche dans les vrilles de l’injecteur qui sont chargées de mettre l’écoulement d’air en rotation. En plus des vrilles, l’air du plénum alimente une série de trous de bol qui veille à ce que la combustion soit canalisée au centre du foyer et à ce que la flamme ne vienne pas lécher le fond de chambre. Un injecteur de carburant pulvérise le carburant liquide sur l’axe de l’injecteur. C’est à partir de cet endroit que le mélange entre les réactifs peut s’effectuer. En sus du premier circuit d’air, un second alimente une partie appelée " contournement " de la 13

chambre de combustion. Cet air passe ensuite dans la chambre de combustion au travers des trous primaires, des trous de dilution et des parois multi perforées qui la recouvrent. Il sert également à refroidir la turbine qui se trouve en amont de la chambre, en particulier le diffuseur haute pression et la roue haute pression.

Figure 2

Les carburants les plus utilisés pour la turbine à gaz : Les turbines à gaz peuvent fonctionner avec une grande variété de combustibles, à la fois gaz et des liquides. Les plus courants sont: •Le gaz naturel •Gaz de raffinerie mixte, H2etC1àC5 •Kérosène •Le carburant diesel Liquides de gaz naturel(LGN) Il est également possible de graver des liquides plus lourds, tels que le pétrole brute fioul lourds le carburant est correctement traitée. Les chambres de combustion doit être conçu pour le carburant qui est effectivement utilisé. La pression de carburant doit être suffisamment élevée pour passer à travers un contrôle valve, puis entrer la chambre de combustion. La chambre de combustion fonctionne à la pression de refoulement du compresseur d'air. Pour les combustibles liquides, l'installation de turbine à gaz peut comprendre une pompe à carburant. Les combustibles gazeux doit être fourni à la pression requise. 4. La combustion: 14

b) A)-pouvoir calorifique : Le pouvoir calorifique ou chaleur de combustion (noté ΔcH0, en anglais Heating Value) d'un matériau combustible est l'enthalpie de réaction de combustion par unité de masse. C'est l'énergie dégagée sous forme de chaleur par la réaction de combustion par l'oxygène (autrement dit la quantité de chaleur). Le plus souvent, on considère un hydrocarbure réagissant avec le dioxygène de l'air pour donner du dioxyde de carbone, de l'eau et de la chaleur. Il existe deux types de pouvoir calorifique : Pouvoir calorifique supérieur(PCS) : C'est l’énergie thermique libérée par la réaction de combustion d'un kilogramme de combustible. Cette énergie comprend la chaleur sensible, mais aussi la chaleur latente de vaporisation de l'eau, généralement produite par la combustion. Cette énergie peut être entièrement récupérée si la vapeur d'eau émise est condensée, c'est-à-dire si toute l'eau vaporisée se retrouve finalement sous forme liquide. Pouvoir calorifique inférieur(PCI) : C'est l’énergie thermique libérée par la réaction de combustion d'un kilogramme de combustible sous forme de chaleur sensible, à l'exclusion de l’énergie de vaporisation (chaleur latente) de l'eau présente en fin de réaction. B)-Combustion réel et idéal : B1 - La combustion idéale : C'est une combustion théorique dans laquelle : - la pression totale se conserve au travers de la chambre de combustion. - la totalité du carburant est brûlée. B2 - La combustion réel : Une chambre de combustion est toujours le siège d’une perte de pression totale, ou perte de charge. Par ailleurs, dans une combustion réelle, une partie du carburant reste imbrûlée et le pouvoir calorifique inférieur peut varier, selon les carburants utilisés, autour de sa valeur nominale à la température de référence. Il est donc nécessaire de corriger la richesse idéale pour obtenir la richesse réelle. Dans la chambre de combustion est introduit le débit de carburant d carb ; mais la combustion n’étant pas parfaite, il subsiste des imbrûlés dans les gaz d’échappement et seul le débit de carburant brûlé d carb.b apporte de l’énergie au fluide actif. L’efficacité ou rendement de combustion est donc : 15

C)-La richesse : Définition : Le rapport peut être exprime en masse ; on obtient alors le FAR (fuel Air Ratio) FAR= Chez les motoristes turbine a gaz, il exprime en millième exemple FAR stoech kérosène =0.0682 On dira 68 millièmes La richesse (φ) permet de comparer le FAR aux conditions stœchiométriques

Si φ > 1 alors on parle de mélange riche, trop de fuel par rapport à la stœchiométrie Si φ < 1 alors on parle de mélange pauvre, trop d’air par rapport à la stœchiométrie Si φ = 1 alors on parle de mélange stœchiométrique - Technologie des chambres de combustion : La chambre de combustion est destinée à chauffer l’air qui sort du dernier étage de compresseur haute pression afin de lui apporter l’énergie nécessaire à faire mouvoir la ou les turbines et à donner suffisamment de poussée à la tuyère. Cet apport de chaleur se fait par la combustion de l’oxygène de l’air (comburant) avec un carburant, du kérosène (hydrocarbure, en l’occurrence). Elle doit être la plus complète possible et la répartition des températures dans les gaz la plus homogène possible.  Zone primaire, zone secondaire: le volume d’une chambre de combustion est divisé en deux zones : La zone primaire: siège de la combustion proprement dite, est une zone où la température des gaz est très élevée (2 000 à 2 200 K), dans des conditions proches de la stœchiométrie ; 16

La zone secondaire: appelée aussi zone de dilution, est celle dans laquelle les gaz très chauds de la zone primaire sont dilués avec l’air sortant du compresseur, qui a préalablement refroidi les parois de la chambre. L’écoulement dans la zone secondaire est aménagé pour obtenir en sortie de chambre un profil radial de températures se rapprochant au mieux d’un profil idéal vis-à-vis des contraintes dans la pale de turbine (figure 3) Trous d’air

(Figure 3) : Zone primaire, zone secondaire -Air secondaire : Le rôle joué par l'air secondaire est double. Premièrement, il permet de diminuer la température (et donc les NOX) et de fournir l'oxygène nécessaire pour finir la Combustion. Deuxièmement, le jet d'air favorise la recirculation de l'écoulement dans la zone de réaction. - Air de dilution : La dilution diminue la température de gaz de combustion avant la turbine car les aubages de turbine ne supportent pas une température élevée. La chambre de combustion est constituée d’un foyer en forme de tore. Celui-ci est enfermé dans un carter de chambre, également de forme sphérique, le tout sur le moteur. La Figure 4donne une coupe du foyer.

5- Matériaux: -Les matériaux couramment utilisés dans les chambres sont des tôles d’acier réfractaire de type NC22FeD (Hastelloy 17

X). Les zones chaudes peuvent être recouvertes d’un revêtement céramique. La tendance future est de s’orienter vers des matériaux composites de type Sic-Sic qui permettront soit de supprimer le refroidissement des parois, soit de fonctionner à des températures plus élevées. 5 - Différents types de chambres : a /Les chambres annulaires à flux direct : Où le fluide se dirige axialement du compresseur vers les turbines sont

particulièrement bien adaptées aux turbomoteurs possédant le compresseur axial. b/Les chambres annulaires à flux inversé :

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S’adaptent bien au cas où le dernier étage de compression est centrifuge. L’écoulement au travers de ce type de chambre subit l’effet de deux coudes à

180o, mais une telle géométrie diminue notablement la longueur de la machine. Les chambres à pots séparés : Contrairement aux chambres annulaires, comportent plusieurs foyers de combustion raccordés à une volute de captation des gaz brûlés qui alimente le distributeur de turbine. L’écoulement dans ce type de chambre est inversé. Par le biais de la volute, cette configuration s’harmonise particulièrement bien avec les turbines radiales.

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les chambres annulaires à injection centrifuge : Sont en fait tributaires des particularités de cette injection de carburant qui leur confère une géométrie à mi-chemin entre les deux types précédents. Cette configuration est très bien adaptée aux compresseurs centrifuges.

Les chambres à pot unique : souvent rencontrées dans les applications industrielles, permettent d’avoir un foyer extérieur à la turbine à gaz (figure 5), donc de maintenance plus facile et aisément adaptable à une diversité de carburants

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8 - Refroidissement des parois : -Les températures élevées atteintes par les gaz au cours de la combustion nécessitent un refroidissement des parois de la chambre. En effet, les matériaux actuels ne supportent pas les températures supérieures à 1300 C. De plus l’amélioration du rendement thermopropulsif du moteur passe par l’augmentation du taux de compression ce qui accroît les contraintes pariétales. Or la durée de vie d’une chambre de combustion dépend directement des températures de parois, d’où la nécessité du refroidissement. Ce refroidissement peut s’opérer de différentes manières. La Figure 4présente les différents types de refroidissement. Historiquement, la première technologie utilisée consistait à injecter un film d’air froid le long de la paroi du tube à flamme, l’isolant des gaz chauds de la combustion. Bien que cette technologie soit très facile à mettre en œuvre, son inconvénient majeur est que le débit dépend du régime, ainsi le film peut se détériorer vite. Il nécessite donc beaucoup d’air pour le stabiliser. La seconde technologie consiste à multi perforé le tube à flamme. Faible consommatrice d’air 21

pour une bonne efficacité de refroidissement, cette technique est séduisante. Une autre technologie est une combinaison des deux premières. Il s’agit d’injecter un film d’air froid et de l’alimenter par des multi perforations de la paroi du tube à flamme. Cette technologie a l’avantage par rapport à la première de consommer beaucoup moins d’air froid et d’avoir un film plus stable en raison de son alimentation continue. Il existe aussi le refroidissement par impact. La paroi de la chambre de combustion a une double peau ; celle interne est aveugle, alors que la peau externe est multi perforée. Le flux d’air de refroidissement traversant les multi perforations vient impacter la paroi interne aveugle, assurant ainsi son refroidissement par impact et convection forcée dans le canal formé par les deux peaux. Toutefois ce type de technologie a une masse et un coût de fabrication élevés.

Refroidissement des parois 9) Injection de carburant : plusieurs systèmes d’injection de carburant sont rencontrés sur les turbomoteurs. - L’injection centrifuge : (brevet Turbomeca) Le carburant liquide est mis en pression par les forces centrifuges dans une roue d’injection tournant à la vitesse du générateur de gaz ; le carburant se trouve ainsi projeté radialement dans la chambre. Ce type d’injection a l’avantage de s’accommoder d’une pompe à carburant basse pression (5 à 6 bar) et d’être très tolérant vis-à-vis des différents types de carburants, en particulier des carburants à haute densité. En outre, la qualité de la pulvérisation reste très bonne à faible débit de carburant (régime de ralenti et fonctionnement à haute altitude).

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- Les injecteurs fixes : peuvent être de deux types : • mécanique (pulvérisation au travers d’un diaphragme du carburant préalablement mis en pression) ; • aérodynamique (pulvérisation assistée en air).Ces injecteurs nécessitent une pompe à carburant du type haute pression (30 à 50 bar). Le nombre d’injecteurs est fonction du diamètre de la chambre afin d’assurer une répartition circonférentielle convenable du champ de températures. L’injection peut être axiale et dans le sens général de l’écoulement (cas des chambres à flux direct), axiale et en sens inverse de l’écoulement (cas des chambres à flux inversé), ou tangentiel

- Les cannes de pré vaporisation: le carburant est injecté au moyen d’un injecteur mécanique simple dans une canne à l’intérieur dans laquelle il est vaporisé. En sortie de canne, c’est de la vapeur de carburant qui s’enflamme. Ce système d’injection permet de doubler le nombre de points d’injection par rapport au nombre d’injecteurs et donc d’assurer une meilleure homogénéité du champ de températures.

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10) Minimisation de la pollution : Les émissions provenant des avions et leur influence sur l’environnement sont devenues un énorme sujet d’investigation chez les scientifiques et les industriels. Pour minimiser la production de gaz ou de particules aux conséquences graves pour la santé, pour la qualité de l’air, pour l’atmosphère, un important effort de mutation technologique a été requis sur la conception des chambres de combustion et de l’injecteur. Comme cela est présenté sur Figure 5, les produits provenant de la combustion du carburant composé de carbone et d’hydrogène avec l’air atmosphérique peuvent être divisés en trois parties :

Fig. 6 – Bilan d’espèces lors de la combustion - produits provenant de l’efficacité de la combustion comme le dioxyde de carbone (CO2), l’eau (H2O), le monoxyde de carbone (CO), hydrocarbures imbrûlés (HC) et les fumées. Produits dus à la composition de l’air, comme les oxydes d’azote (NO et NO2 aussi appelés NOx), - produits dus aux particules présentes dans le carburant comme le dioxyde de soufre (SO2 et SO3). Afin de pouvoir minimiser la production de polluants, il est indispensable de connaître leurs conditions de production. Une description des polluants produits par une turbine à gaz est donnée. Le dioxyde de carbone et l’eau peuvent être des produits indésirables de la combustion mais sont inévitables tant que l’on a recours à des sources d’énergie fossile. Leurs taux d’émission dépendent de la composition des hydrocarbures et de l’efficacité du cycle thermodynamique. Les hydrocarbures imbrûlés sont typiques d’une combustion incomplète souvent due à un mauvais mélange du carburant avec l’air avant que la combustion ait lieu. 24

Les fumées sont des petites particules de suie qui se forment dans la zone primaire de gaz chauds et riches et qui sont en grande partie ensuite brûlées. Le mécanisme essentiel de production de NO résulte de l’oxydation du diazote de l’air dans les gaz brûlés. La Figure 6 donne l’index d’émission des polluants en fonction de la richesse du mélange. La richesse d’un mélange est définie par le rapport ∅=(sY_fuel)/Y_oxydant, avec s le coefficient stœchiométrique de la réaction et Y la fraction massique de fuel ou de l’oxydant. Il existe une fenêtre de richesse pour laquelle le total des émissions est minimal. C’est sur cette fenêtre de richesse que tous les efforts dans la conception de la chambre sont concentrés. Malheureusement, faire fonctionner la chambre de combustion dans une fenêtre de richesse comprise entre 0.3 et 0.7 (mélange pauvre) peut entraîner des instabilités de combustion aux conséquences graves.

Fig7 – Emission d’un moteur conventionnel 11) Minimisation des sources d’instabilité : Les instabilités de combustion peuvent avoir des conséquences dramatiques sur le fonctionnement du moteur comme on peut le voir sur la Figure 7.les instabilités sont des oscillations de pression dans la chambre de combustion donc des fluctuations de taux de réaction et de dégagement de chaleur dans la flamme. Il s’en suit des contraintes à la fois mécaniques et thermiques qui peuvent être 25

fatales au moteur dont la plage d’utilisation n’a pas été conçue pour résister de tels phénomènes. De plus, il peut se produire des fluctuations de la flamme tellement importantes dans certains cas on peut avoir un retour de flamme vers l’injecteur, ce dernier ne bénéficiant généralement pas des multiples systèmes de refroidissement qui sont l’apanage de la chambre de combustion.

Fig. 8 – Essai d’injecteur de fusée où une instabilité de combustion s’est produite (NASA, 1957)

Fig. 9 – Principe des instabilités

– Une perturbation entre dans le système. Les industriels concentrent beaucoup d’efforts pour comprendre les sources de ces instabilités qui sont multiples. Les perturbations peuvent venir du compresseur. Par exemple, pour des débits 26

importants, de part la forme du diffuseur, il peut y avoir un décollement de l’écoulement à la sortie du diffuseur qui va entraîner des variations de débit ou de pression à l’entrée de la chambre et donc une variation de richesse qui peut conduire à une instabilité de combustion. L’injecteur de carburant peut également être à la source de vibrations ou de variations de débit qui peuvent entraîner des effets irréversibles. L’écoulement giratoire produit dans l’injecteur qui élargit brutalement peut être la source d’une instabilité. Le tourbillon crée dans l’injecteur pour accrocher la flamme éclate. Cet écoulement complexe est connu sous le nom de "vortex breakdown ". Il conduit souvent à l’instabilité nommée " precessing vortex core " (PVC), instabilité aérodynamique localisée spatialement qui peut exciter la flamme et rendre le moteur instable. Les perturbations peuvent également venir de l’aval de la chambre de combustion. En effet, ceci peut se produire dans le cas où la turbine n’est pas amorcée (régime subsonique). – La flamme joue ensuite le rôle d’amplificateur. Soumise à des fluctuations de vitesse incidente, la flamme entre en mouvement et génère d’importantes fluctuations du taux de réaction, de pression et de température dans la chambre. Ces fluctuations entraînent la flamme à réagir comme un amplificateur des fluctuations auxquelles elle est soumise, en particulier dans les chambres dites " LowNox " qui fonctionnent pour des mélanges pauvres. – L’acoustique est responsable de la rétroaction. La flamme introduit dans le moteur des perturbations acoustiques importantes. Dans certaines conditions, ces perturbations excitent certains modes acoustiques du milieu. Ainsi, au lieu de se dissiper, les perturbations sont entretenues, agissent sur l’écoulement et risquent d’accentuer les causes des fluctuations de la flamme. 12) Limitations des chambres de combustion: Les principales limitations constructives ou fonctionnelles sont constituées par : — les limites d’extinction pauvre et riche de la flamme ; — les limites de tenue thermomécanique des parois ; — le niveau de pollution associé au rendement de Combustion et à l’émission des oxydes d’azote NOx ; — le volume de la chambre, qui ne doit pas être inférieur à une valeur minimale afin de respecter : • le temps de séjour V chambre P3/qrT3 représentant le temps moyen que met une particule d’air pour traverser la chambre et qui doit rester supérieur à 0,004 s,

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la charge aérodynamique, traduisant de manière simplifiée la cinétique de combustion et qui conditionne les performances d’allumage et de rallumage en altitude :

La valeur moyenne est 1, avec q (en kg /s), P2 (en Pa), T2 (en K) et Vchambre (en m3).

IV. L’entretien de la turbine à gaz : Tout programme d’entretien, aussi complet et parfait soit-il, ne pourra donner satisfaction que si les trois conditions suivantes sont remplies : — air propre ; — combustible propre ; — huile propre. En effet : — un air sale entraîne : • salissure du compresseur (baisse de rendement), • usure des ailettes (baisse de rendement, changement à plus court terme), • pollution de l’huile de graissage (changement plus fréquent), — un combustible sale provoque : • obstruction des filtres (entretien fréquent), • salissure des injecteurs (nettoyage fréquent, déformation de la flamme et donc risques de points chauds – brûlage dans les chambres de combustion et sur les ailettages de la turbine), • salissure des ailettages de la turbine (perte de rendement), salissure des vannes de dosage — une huile sale entraîne : • usure des paliers (changement à plus court terme), • salissure du système de réfrigération de l’huile (échauffement des paliers), • oxydations internes (entretien plus lourd).

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CONCLUSION : Grâce au stage de formation et les informations reçu , les installation des turbines à gaz necessite du maintenance de haute qualité , les ingénieures de recherchent des nouvelles procédés peuvent augmenter ou optimiser le rendement, en modifiant des différentes paramètres concernant les matériaux , le fuel employé, les émissions nocifs. La turbine à gaz contribue dans une large mesure aux motorisations actuelles. Leur avantage de : meilleur rapport poids-puissance, Généralement les turbines a gaz possèdent un rendement (25 à 35%) est dû au fait que l'énergie fournie par le combustible est détournée par le compresseur ou perdue sous forme de chaleur dans les gaz d'échappement et pour cela il est possible d'améliorer légèrement le rendement en augmentant la température dans la chambre de combustion (plus de 1200°C) mais on se heurte au problème de tenue des matériaux utilisés pour la réalisation de la partie turbine. Une possibilité d'augmenter le rendement de la turbine, est de réchauffer les gaz en sortie des étages de compression (avant les chambres de combustion) en les faisant passer dans un échangeur situé dans le flux des gaz d'échappement.

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