SNECMA / Rolls-Royce Tyne 22

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France  Grande-Bretagne Turbopropulseur du Transall et du Breguet Atlantic


Rolls Royce Tyne en coupe

Rolls Royce Tyne de profil

L'étude du turbopropulseur Rolls-Royce Tyne a commencé en 1960, le premier a tourné au banc en avril 1955 et le premier vol a eu lieu sur banc volant Lincoln en juin 1956. Les premiers moteurs de série furent livrés en décembre 1958 pour les avions Vickers Vanguard.
Il a été certifié sur Transall en janvier 1963.

Sources documentaires

Docavia 10. Les turbomachines aéronautiques mondiales. Alfred Bodemer.

SEP 844

France  Propulseur fusée


   - Historique et production

Produit par la Société Européenne de Propulsion (SEP) ce propulseur fusée équipait la version intercepteur du Mirage IIIE. Il utilisait comme comburant de l'acide nitrique inhibé, stocké dans un réservoir incorporé au moteur fusée et comme carburant, du kérosène provenant des réservoirs de l'avion.
Le SEP 844 a équipé les Mirage III de nombreuses forces aériennes.
Au cours d'un même vol, le pilote pouvait procéder à 3 allumages au moins. La révision de propulseur n'intervenait qu'après 200 allumages et demandait 700h de travail.
Le SEPR (Société d'Etudes de la Propulsion par Réaction) 840, allumé pour la 1ere fois en vol en septembre 1957, propulsa l'avion d'essais à Mach 1,8. En 1984, avec la réforme des Mirage III de l'Armée de l'Air, la carrière de la dernière version prit fin.
Durant cette période, environ 300 exemplaires ont été produits par l'établissement de Villejuif (SEPR) puis celui de Villaroche.

Photo SEP
Caractéristiques
Poussée au sol 1530 daN
Poussée à 16000 m 1680 daN
Pleine poussée obtenue en 3 s
Consommation au sol 4,8 hg/t.s
Consommation à 16000 m 4,35 kg/t.s
Poids du moteur nu 90 kg
Poids de l'installation complète 240 kg
Prise de mouvement sur l'arbre-moteur de réacteur n=5080t/mn
Embrayage pneumatique incorporé dans le propulseur fusée.
Démarrages et extinctions commandés par un simple sélecteur.

SNECMA ATAR 09B6

France  Turboréacteur
à côté du mirage III

vue de cotes

   - Caractéristiques générales

dimensions


- Compresseur axial à 9 étages (Rapport de compression : 5,5)
- Chambre de combustion annulaire.
- Turbine à deux étages.
- Canal d'éjection avec chambre post-combustion et tuyère à section de sortie variable, réglable par volets.
- Régulation hydraulique à commande unique.
- Régulation d'approche.
- Démarreur à air.
- Allumage par boîte "Labavia" et bougies à incandescence.
- Circuit appauvrisseur de tir.
- Circuit écrêteur de charge.
- Masse totale : +/- 1356,3 kg (Masse du canal PC environs 393 kg)

   - Caractéristiques de fonctionnement au banc

LIMITES D'UTILISATION EN VOL
Régimes Vitesse de rotation
N
Poussée
F
Température
T4 (maxi)
Consommation de carburant
C
Vitesse de rotation
N
Température
T4 (maxi)
tr/mn
daN
kgp
°C
kg/h
tr/mn
°C
PC maxi 8400 ± 50 5886 6000 720 environs 13000 8400 ± 50 750
Ralenti PC 8400 ± 50 4954 5050 720 8400 ± 50 750
Maxi sans PC 8400 ± 50 4169 4250 720 environs 4400 8400 ± 50** 750
Intermédiaire 8250 3728 3800 3800 8250
Maxi continu 8150 3433 3500 3300 8150
Ralenti 2900 ± 100 118 120 6500 à Z = 12 000 m

** Pendant l'allumage ou l'extinction de la PC, le réacteur peut dépasser momentanément la vitesse de rotation maximum et atteindre 8 900 tr/mn.

   - Caractéristiques de construction

Sens de rotation Positif (Réacteur vu de l'arrière).
Compresseur
Type Axial à deux paliers (palier 1 et palier 2)
Rotor . Tambour à disques en :
- acier et alliage léger (09 B1 et 09 B2),
- acier (09 B3).
Nombre d'étages Neuf (les aubes des étages 1, 2, 7, 8 et 9 sont en acier les autres en alliage léger).
Diamètre extérieur du rotor (étages 3 à 9). 708 mm.
Rapport de compression 5,5
Rapport de moyeu à l'entrée 0,47
Chambre de combustion :
Type Annulaire
Nombre de brûleurs 20
Nombre d'injecteurs à deux débits 20
Nombre de pré-chambres d'allumage 2
Nombre d'injecteurs de démarrage 2
Nombre de bougies à incandescence 2
Nombre d'injecteur d'allumage PC 1
Distributeur de turbine
Nombre d'étage 1
Section 1 105 r± 0,5%
Nombre d'aubes 42
Type des aubes Aubes creuses refroidies par air
Redresseur de turbine
Nombre d'étage 1
Nombre d'aubes 56
Type des aubes Aubes pleines r on refroidies.
Turbine
Type Axial à un palier avant (palier III)
Nombre d'étages 2
Nombre d'aubes 1er étage : 73. 2è étage : 50
Type des aubes Aubes pleines, fixées par pieds "sapin" non refroidies
Diamètre extérieur de la roue (à froid) 1er étage : 730 mm. 2e étage : 758 mm
Canal d'éjection
Raccordement 1
Type 5 bras
Prises de mesure. 7
Purge des injecteurs de démarrage 1
Purge d'huile des paliers II et NI 1
Mise à l'air libre du distributeur-purgeur 1
Chambre de post-combustion
Virole intermédiaire 2 anneaux brûleurs (grand débit). 2 rampes amont (petit débit)
Support de tuyère 1
Tuyère d'éjection
Type A deux volets mobiles et section de sortie variable
Section géométrique maximum 4 150 cm2.
Section géométrique minimum 2 310cm2


   - Sources documentaires

Notice descriptive et de fonctionnement ATAR 09 B

SNECMA ATAR 101G

France  Turboréacteur
vue en coupe



   - Description ATAR 101G2 (démarrage électrique)

C'est un turbo-réacteur à écoulement axial muni d'un compresseur à 8 étages et d'une turbine à un seul étage.
Le turbo-réacteur est complété par un canal avec dispositif de post-combustion de dimensions fixes en longueur et en diamètre. Cette post-combustion est du type pilotable, c'est-à-dire qu'il est possible en vol de réduire la charge maximum.
L'ensemble est prolongé par une tuyère à section variable par volets. La régulation du turbo-réacteur est automatique avec commande par le levier unique (manette des gaz).
La mise en route est assurée par un démarreur électrique 28,5 volts. Il entraîne l'ensemble compresseur-turbine jusqu'à une vitesse de rotation permettant le fonctionnement autonome. L'entraînement est réalisé par un dispositif à griffes qui s'enclenche par inertie au démarrage du moteur électrique et se déclenche lors de l'arrêt de celui-ci.
Le poids du turbo-réacteur avec canal d'éjection et tuyère est de 1 250 kg.

   - Description ATAR 101G3 (démarrage à air)

De mêmes caractéristiques que le 101 G 2, seul le démarreur diffère.
Etant équipé d'un démarreur à air SEMCA, une source d'air comprimé est nécessaire pour effectuer les opérations de démarrage ou de "ventilation".
- Alimentation normale : Bouteille d'air comprimé gonflée à 210/250 bars.

profil doc technique



   - Caractéristiques de fonctionnement au banc

Limites d'utilisation en vol
Régimes Vitesse de rotation
N
Poussée
F
Température
T4 maxi
Consommation de carburant
C
Vitesse de rotation
N
Température
T4 maxi
Temps limite
tr/mn (lus) kgP °C kg/h tr/mn (lus) °C mn
P.C. maxi 8 470 ± 50 * 4 400 715 env. 9 000 8 470 ± 50 * 760 **
Ralenti P.C. 8 470 ± 50 4 000 715 env. 6 700 8 470 ± 50 760 **
Maxi sans P. C. 8 470 ± 50 * 3 400 715 env. 3 800 8 470 ± 50 * 760 **
Intermédiaire 8 225 3 050 env. 3 300 **
Maximum continu 8 050 2 700 env. 2 900 illimité
Ralenti 2 750 ± 150 140 maxi illimité

Les vitesses de rotation lues au tachymètre de bord sont légèrement supérieures au nombre de tours réels du réacteur
(environ 70 tr/mn aux régimes "Maxi sans P.C. ", "Ralenti P.C. " et "P.C. Maxi").
* Survitesse - Pendant les accélérations, le réacteur peut dépasser d'environ 200 tr/mn la vitesse de rotation maximum.
En aucun cas la vitesse de rotation ne doit dépasser 8 700 tr/mn
** II n'y a pas de limitation du temps de fonctionnement à ces 4 régimes ; la durée moyenne d'utilisation et la nature des missions exécutées, détermineront les limites admissibles entre révisions générales.

Atar 101G3 en coupe dans le HM2

   - Sources documentaires

Manuel d'utilisation de l'avion Super Mystère B2. Octobre 1969.

SNECMA TF 106

France  Turboréacteur à double flux

En 1959, un accord de licence entre le motoriste américain Pratt & Whitney et la SNECMA a permis à celle-ci de développer à partir du réacteur civil à double-flux Pratt & Whitney JTF 10 deux versions miliataires, le TF 104 puis le TF 106.
Par la suite Pratt & Whitney a retenu ce même JTF10 comme base du réacteur à double-flux TF 30 destiné au programme "TFX" qui vit le jour sous la forme du General Dynamics F-111 ; dès lors les programmes TF 30 et TF 106 ont été synchronisés.
Le JTF 10 / TF 30 a été produit à 19.000 exemplaires entre 1964 et 1986. En plus du F-111, il a été monté sur le prototype du Grumann F-14 Tomcat et le LTV A-7 Corsair II.
En France, le prototype Mirage III T, version destinée à tester les réacteurs à double flux, a été équipé du TF 104 puis du TF 106. Ce fut également le moteur horizontal de l'avion à décollage vertical Mirage III V.

Le TF 106 est composé :
- d'un compresseur basse pression à 9 étages, dont 3 pour la soufflante
- d'un compresseur haute pression à 7 étages
- d'une chambre de combustion annulaire
- d'une turbine haute pression à un étage
- d'une turbine basse pression à trois étages

Caractéristiques
Diamètre 1,28 m
Longueur 5,03 m
Poids 1,580 kg
Puissance max avec PC 9,000 kg
Puissance max sans PC 5,100 kg
Consommation spécifique
A puissance max avec PC 2,25
A puissance max sans PC 0,60


   - Sources documentaires

Jane's All the aircraft
Air&Cosmos n° 54 - 25 avril 1964.

Rolls-Royce RB.162

Grande-Bretagne  Turboréacteur
rb162  rb162

   - Historique

Le RB.162 est un réacteur de sustentation très simple et ultra-léger qui a été développé pour répondre aux besoins des industries britanniques, allemandes et françaises. Chaque pays contribue financièrement aux études communes et à celles requises par ses besoins spécifiques.
La particularité du RB.162 est l'emploi de composites fibre de verre-résine pour l'entrée d'air, le carter et les aubes de stator de compresseur. Le gain de poids permet un rapport poids poussée de 1:16.
Il a été destiné aux avions à décollage vertical : Mirage III V, VFW VAK-191B, Dornier 31.

   - Descriptif

Compresseur axial à 6 étages
Chambre de combustion annulaire
Turbine à 1 étage
Hauteur : 1,31 m
Diamètre : 63,5 cm
Poids : 125 kg
Poussée : 1996 kgp

   - Le Mirage III V

Au début des années soixante, l'armée de l'Air française envisage de se doter d'avions à décollage et atterrissage verticaux (ADAV) dans le cadre d'un programme OTAN défini en décembre 1960. Dassault Bréguet se lance dans la réalisation d'un prototype expérimental d'ADAV, le Balzac V.
Le réacteur de propulsion est un Bristol Siddeley Orpheus 3 de 2400 kgp tandis que huit réacteurs Rolls Royce RB 108 de 1000 kgp chacun assurent la sustentation verticale. Le 12 octobre 1962 René Bigand décolle le Balzac V pour la première fois, celui-ci étant maintenu par des câbles. Le 29 mars 1963, il effectue le cycle complet de ses possibilités : décollage vertical, vol horizontal et atterrissage vertical.
Après les essais couronnés de succès de cet appareil expérimental, Dassault lance le MIRAGE III V, deux exemplaires sont construits. Ils préfigurent une version opérationnelle à laquelle il manquera seulement des réacteurs assez puissants. Le premier est propulsé par un TF 104B (Pratt & Whitney JTF 10 francisé) et sustenté par huit RB 162 de 1996 kgp. Il effectue son premier vol stationnaire le 12 février 1965, à Melun-Villaroche, aux mains de René Bigand, et une transition complète le 24 mars 1966 à Istres. En décembre 1965, le réacteur est remplacé par un Snecma (Pratt & Whitney TF 30) TF 106A3.
Le n° 02 reçoit un Pratt & Whitney TF 306 de 8200 kgp et le même type de réacteurs verticaux. Il vole en juin 1966.
Le 28 mars 1966, le ministère des Armées décide d'arrêter le programme, invoquant le coût et les difficultés rencontrées dans la mise au point des prototypes tout en laissant se poursuivre les essais. Le 12 septembre, le n° 02 atteint Mach 2,04 en palier. Mais, lorsque le 28 novembre à Istres, il est accidentellement détruit lors d'essais en vol dérapé, l'occasion est saisie pour arrêter définitivement le développement du programme.
C'est toutefois le seul ADAV occidental ayant dépassé Mach 2.

   - Sources documentaires

Science&Vie hors-série Aviation 1969.
Marcel Dassault, la légende d'un siècle. Claude Carlier. Ed. Perrin.
Jane's All the world's aircraft 1962-63
Site Dassault Passion.

Turboméca Gabizo

France  Turboréacteur