Snecma M53

Le Snecma M53 est un turboréacteur double flux simple corps à postcombustion. Conçu par le motoriste français Snecma (devenu depuis 2016 Safran Aircraft Engines), il équipe l'avion de combat français Mirage 2000.

Conception
Le M53 fut conçu entre 1967 et 1969. Il était à l'origine appelé « Super Atar », et représentait une nouvelle tentative visant à fournir un moteur plus évolué que l'Atar. Les objectifs à remplir lors de la conception étaient de créer un réacteur à double flux, de construction modulaire, qui devait être moins complexe et moins cher que le Snecma TF306, dérivé du Pratt & Whitney TF30. Par conséquent, les ingénieurs réalisèrent un turboréacteur simple corps, à double Flux et postcombustion : en effet, bien que le compresseur basse pression déplace un plus grand flux d'air que le compresseur haute pression, le surplus d'air est redirigé dans un étroit conduit entourant le réacteur, fournissant ainsi un flux secondaire.

Le M53 devait initialement équiper une version améliorée du Mirage F1 (qui était en compétition avec le F-16 pour un contrat de l'OTAN), l'avion à géométrie variable Mirage G8, l'Avion de combat futur et le biréacteur Mirage 40003. En définitive, tous ces programmes furent abandonnés et le seul appareil équipé du M53 est le Dassault Mirage 2000, dans toutes ses versions.

M53
Le premier des 20 prototypes débuta ses essais en février 1970 et le second en août de la même année. Les tests de vitesse de rotation maximum et de poussée maximum à sec (50,96 kN) furent achevés en octobre. Ceux de poussée maximum avec postcombustion (83,43 kN) furent terminés en septembre 1971. Le premier vol d'essai eut lieu en juillet 1973, avec un M53 accroché à l'arrière d'une Caravelle, à la place d'un Avon. Il fut suivi en décembre 1974 par les essais à haute vitesse, à l'aide d'un Mirage F1 modifié.

M53-2
Il constitue la première version de série. Il fut utilisé sur le 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 rotation de 10 200 tr/min ;
Taux de compression du compresseur basse pression : 0,32 ;
Pression totale en sortie de compresseur HP : 8,5 bar ;
Poussée maximum avec postcombustion : 83,36 kN ;
Poussée maximum à sec : 54,92 kN.

M53-5
La principale modification de cette version tient à l'augmentation de la vitesse de rotation du rotor. Il équipa les Mirage 2000 construits entre 1980 et 1985 (premiers exemplaires).

Débit d'air : 85 kg/s à un régime de rotation de 10 500 tr/min ;
Pression totale en sortie de compresseur HP : 9,3 bar ;
Poussée maximum avec postcombustion : 88,21 kN ;
Poussée maximum à sec : 54,40 kN.

M53-P2

Il fut d'abord appelé M53-7. Il constitue une version plus puissante, qui fut développée à partir de 1980 pour équiper les versions les plus lourdes du Mirage 2000. Sa production commença en 1984, initialement pour équiper les Mirage 2000N (attaque nucléaire). Le M53-P2 n'est plus produit depuis 2005, mais l'assistance technique doit encore durer jusqu'en 2030. Il s'agit désormais de l'unique version du M53 équipant les forces françaises.

M53-P20
Cette version est identique au M53-P2 mais possède une poussée maximum avec postcombustion de 98,06 kN. Celle-ci n'est plus proposée à l'achat.

M53-PX3
Depuis une décennie, en partenariat avec huit forces aériennes clientes, SNECMA a entamé des études visant à réduire la consommation en carburant de ses moteurs afin d'étendre le rayon d'action des appareils. Les ingénieurs tentent aussi de diminuer la température en entrée de turbine, afin d'augmenter la durée de vie des parties chaudes du réacteur. Au fil des ans, d'autres objectifs se sont ajoutés à ceux-ci, tels que l'augmentation des performances (augmentation de la poussée de 8 à 10 %) et la réduction de la masse du moteur.

En 2002, le réacteur amélioré a été défini et le développement devait commencer au début 2003, mais cela ne se fit pas. En juin 2003, SNECMA s'est mis à la recherche de financements de la part de ses clients et des différentes industries nationales. Les moteurs existants peuvent en fait être améliorés en remplaçant un quart des pièces, entre autres une nouvelle section de turbine et un nouveau FADEC, basé sur celui du M88 (moteur du Rafale).

Présentation
Le Turboréacteur M53-P2 est la seconde version opérationnelle de la famille M53, dont il conserve les qualités fondamentales :

Forte poussée, rapportée au maître-couple et à la masse du réacteur ;
Simplicité mécanique et robustesse, qualités indispensables dans le cadre d'une utilisation militaire ;
Pilotabilité en souplesse de la poussée dans toute la plage de fonctionnement, pour un domaine de vol et d'attitude avion très étendu ;
Coût de production, d'utilisation et de maintenance optimisés.
Par rapport au M53-5, il offre dans les conditions de point fixe une augmentation de 18 % de la poussée à Plein-Gaz-Sec (sans postcombustion) et de 8 % à Plein-Gaz-PC (avec postcombustion), sans modification de l'encombrement. Cette amélioration des performances est obtenue par augmentation :

Du rapport de pression entre la sortie du compresseur HP et l'entrée du compresseur BP ;
De la température d'entrée de 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 le flux secondaire (flux soufflante, ou « fan ») ;
Utilisation d'un calculateur électronique de technologie numérique en remplacement de l'ancien calculateur électronique de technologie analogique.

Principales étapes du programme M53-P2
Les points clés, de la mise au point à la livraison, ont été :

Première rotation au banc d'essai effectuée en juin 1981 ;
Essai de qualification de 50 heures réalisé en juin 1982 ;
Premier vol sur Mirage 2000 en juillet 1983 ;
Essais de qualification réalisés entre avril et août 1984 ;
Livraison du premier moteur de série en avril 1985.

Caractéristiques de Conception
Les caractéristiques principales de conception du turboréacteur M53-P2 sont les suivantes :

Un seul arbre d'entrainement (moteur monocorps) ;
Un compresseur axial basse pression (BP) à 3 étages ;
Un compresseur axial haute pression (HP) à 5 étages ;
Une turbine axiale refroidie à 2 étages ;
Une chambre de combustion annulaire à pré-vaporisation ;
Une section de postcombustion annulaire avec injection séparée dans les deux flux (soufflante et primaire)
Une tuyère convergente multivolets (pétales) à section variable ;
Un calculateur de régulation de technologie électronique de type numérique (FADEC) ;
Une architecture modulaire (12 modules interchangeables pour une même version de moteur).

Constitution en modules

Les modules d'un M53-P2 (à l'exception de ceux de la tuyère).

Modules de postcombustion et de tuyère du M53-P2.
Les modules constitutifs de la partie « générateur de gaz » du M53-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 postcombustion et tuyère d'éjection sont les suivants :

Module 8 - Diffuseur de postcombustion
Module 9 - Chambre de postcombustion
Module 10 - Tuyère d'éjection
Le découpage en modules interchangeables permet une maintenance rapide et moins onéreuse, ainsi qu'un coût de possession minimisé du fait d'une optimisation possible des moyens immobilisés pour assurer les missions de l'avion.

Techniques avancées
Des techniques de fabrication de dernière génération sont mises en œuvre pour obtenir ce moteur aux performances et à la fiabilité reconnues par les différents utilisateurs :

Utilisation de titane, d'aciers alliés, d'alliages réfractaires et de matériaux composites ;
Soudage par bombardement électronique ;
Perçage par laser ;
Forgeage de précision et fonderie par noyau céramique.

Performances
Les performances que sont la poussée et la consommation spécifique ont été optimisées pour assurer des missions en vol supersonique, ainsi que de pénétration à basse altitude et long rayon d'action.

La poussée fournie par le turboréacteur est proportionnelle au débit d'air accéléré par le moteur, et dépend directement des paramètres température et pression du domaine de vol. La poussée augmente si la température diminue, et diminue si la pression diminue, mais l'impact de la variation de pression est prépondérant sur celui de la température. La consommation spécifique qui caractérise le rendement global du moteur est associée au rapport de la consommation de carburant à la poussée fournie à un instant donné. Le débit d'air traversant le moteur diminuant quand l'altitude augmente, il faut alors réduire la consommation de carburant afin de maintenir la richesse constante. Au-dessus de 11 000 m la consommation spécifique demeure constante.

Les caractéristiques principales du moteur sont les suivantes :

Débit d'air : 92 kg/s à 10 600 tr/min ;
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 à sec : 64,35 kN ;
Poussée maximum avec postcombustion : 95,13 kN.

Compresseur basse pression
Il est composé de trois étages, mais ne possède pas de directrice d'entrée. Celle-ci sert habituellement à éviter le décrochage compresseur en dirigeant correctement les filets d'air sur les aubes du rotor. Les aubes sont en alliage de titane et possèdent donc une meilleure résistance aux impacts. Quant au rotor, il possède un capot dégivrant de par sa forme conique. La température en sortie du compresseur BP est de 100 à 150 °C, et la pression de 3 bars.

Sur le M53 P2, le taux de dilution varie suivant les lois de régulation moteur, en fonction du point de fonctionnement considéré.

Compresseur haute pression
Il est composé de cinq étages sans stator variable. Un dispositif amortisseur est installé entre les disques No 4 et No 5 pour diminuer les vibrations. Les différentes partie du compresseur haute pression sont en alliage de titane (TA6V ou Ti6Al4V). La température en sortie du compresseur est de 300 °C.

Chambre de combustion
Elle est de type annulaire et présente des similitudes avec celles de Pratt & Whitney. Elle est conçue pour fonctionner sans fumée.

Elle est construite en alliage réfractaire et est refroidie par le flux d'air secondaire, prélevé sur le compresseur, et par le carburant. Elle comporte 14 cannes double pour la vaporisation du carburant et 7 orifices pour examen endoscopique. La température de la combustion atteint 2 000 °C et près de 1 327 °C (1 600 K) en amont de la turbine.

Turbine
Elle est de type axiale et est constituée de deux étages, entraînant l'arbre des rotors haute et basse pression. Elle est précédée d'un distributeur consistant en un disque doté d'ailettes creuses, refroidies par l'air du flux secondaire. Celui-ci oriente le flux de gaz issu de la chambre de combustion.

Le rotor est fabriqué en alliage réfractaire (NW12KCA). En sortie de turbine, la pression passe de 9 bar à 3 bar, tandis que la température passe, elle, de 1 327 °C à 850−900 °C.

Postcombustion
Elle est constituée de trois anneaux concentriques pourvus d'injecteurs, le tout en alliage réfractaire. Ces anneaux se trouvent dans un canal en tôles ondulées perforées, lui aussi en alliage réfractaire ; il est refroidi par une partie de l'air du flux secondaire passant entre les tôles et le conduit extérieur en titane. La température, de l'ordre de 850 °C, remonte à plus de 1 650 °C en cas d'activation de la postcombustion.

Tuyère

Le canal de postcombustion se termine sur la tuyère convergente à géométrie variable, constituée de volets actionnés par des vérins hydrauliques. Ces vérins, pilotés suivant la loi de régulation tuyère programmée dans le calculateur, sont alimentés en carburant sous haute pression afin de vaincre les efforts du flux de gaz chaud sur les volets.

Elle se compose de volets chauds canalisant le flux d'air principal, ainsi que de volets froids guidant le flux de refroidissement du canal PC. Ce dispositif permet de réduire la signature infrarouge du moteur.

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

Calculateur

Le calculateur numérique, fixé sur amortisseurs en périphérie du réacteur, est refroidi par de l'air prélevé en aval du compresseur BP. Il gère et contrôle le fonctionnement du réacteur en fonction des ordres transmis par le pilote, par le biais de la manette des gaz ainsi que des conditions de vol (Mach, incidence...). Le calculateur établit ainsi les valeurs consignes adaptées pour chaque paramètre de fonctionnement suivant les lois de régulation moteur, afin d'assurer le pilotage des différents systèmes asservis. La régulation électronique est accouplée à un système de régulation hydromécanique complexe, capable d'assurer de manière autonome, mais avec des performances dégradées, le pilotage du groupe turboréacteur en cas de panne du calculateur.

Le calculateur est doté d'un programme d'auto-test chargé de contrôler les circuits en interrogeant ceux-ci à intervalles réguliers, assurant ainsi l'intégrité du système et par ce biais d'assurer une facilité de maintenance.

Système de régulation
Introduction
Le système de régulation du turboréacteur M53-P2 se décompose en quatre parties :

Une régulation principale ;
La régulation du Détendeur à Section Variable (DSV) ;
La régulation de postcombustion ;
Le secours carburant.
La régulation principale contrôle le régime de rotation et la température à l'entrée de la turbine en maintenant les performances de poussée et de consommation spécifique (CS). En fonctionnement transitoire, elle protège le turboréacteur contre les extinctions (riche ou pauvre), la surchauffe, le décrochage et le décollement tournant.

La régulation du DSV règle la section de passage du flux de la soufflante (froid).

La régulation de PC règle les débits de carburant PC (primaire et soufflante) en fonction de lois élaborées par le calculateur. En cas de panne calculateur, la régulation de PC permet de maintenir la PC primaire en fonctionnement (avec une richesse approximativement constante) en assurant les performances spécifiées en secours hydraulique PC.

En cas de panne grave de la régulation, le secours carburant commandé par le pilote, permet le rallumage en vol et l'obtention de la poussée spécifiée en secours carburant, tout en assurant une régulation tachymétrique et de tuyère au plein gaz, ainsi que la protection du turboréacteur contre le décollement tournant à bas régime.

Régulation principale

Pour assurer les fonctions de maintien de la pous

-