Snecma M53 - Définition

Introduction

Snecma M53
Constructeur	Snecma
Utilisation	Dassault Mirage 2000
Caractéristiques
Longueur	5 070 mm
Diamètre	1 055 mm
Masse	1 500 kg
Composants
Compresseur	3 étages BP + 5 étages HP
Chambre de combustion	annulaire
Turbine	2 étages
Performances
Poussée maximale à sec	64,35 kN
Poussée maximale avec PC	95,13 kN
Débit d'air	92 kg/s
Consommation spécifique à sec	86,4 kg/kN·h
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Le SNECMA M53 est un turboréacteur double flux simple corps à postcombustion. 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 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 : 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 taux de dilution.

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 et le biréacteur Mirage 4000. En définitive, tous ces programmes furent abandonnés et le seul appareil équipé du M53 est le Dassault Mirage 2000, dans toutes ses versions.

Définition

Le M53 est un moteur constitués de 12 modules interchangeables ce qui facilite l'entretien.

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. À la place, les aubes des deux premiers étages du rotor sont munies de nageoires, la combinaison du profil et de l'angle d'attaque des aubes rend ainsi impossible le décrochage compresseur.

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 est de 100 à 150°C et la pression de 3 bars.

74% de l'air en sortie passe dans le flux primaire tandis que les 26% restant constituent le flux secondaire.

Compresseur haute pression

Il est composé de cinq étages sans stator variable. Un dispositif amortisseur et positionné entre les disques 4 et 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 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 1 260°C 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 refroidie 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 à 3 bars tandis que la température passe elle de 1 260 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 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 1 600°C en cas d'activation de la postcombustion.

Tuyère

Le canal de postcombustion se termine sur la tuyère convergente à géométrie variable actionnée par 14 vérins hydrauliques. Ces vérins commandés par le Fadec sont alimentés par carburant sous haute pression pour des raisons de vélocité.

Elle se compose de volets chauds actionnés par les vérins qui agissent sur le flux d'air chaud, et de volets froids à l'extérieur qui mélangent le flux froid pénétrant entre les deux types de volets et le flux chaud. Ce dispositif permet de réduire la signature infrarouge du moteur.

Accessoires

Ils sont principalement groupés à l'avant de la boîte de vitesse située sous le compresseur.

Système de contrôle

Le Fadec est fixé en périphérie du moteur. Celui-ci gère et contrôle tous les paramètres du réacteur et les ordres transmis par le pilote par le biais de la manette des gaz et du manche de direction. En fonction de ces paramètres le calculateur établit des variables qui permettront au réacteur et à l'avion de réagir suivant les paramètres qu'on lui aura demandé de suivre. Le FADEC est refroidi par air prélevé au niveau de la sortie du compresseur BP.

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

Caractéristiques