SNECMA M53

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France  Turboréacteur double flux

à la foire


Cliquez ici pour voir une vidéo du M53P2



Turboréacteur M53-5 du CAEA à la Foire Internationale de Bordeaux,
sur le stand de l'Armée de l'Air



En service opérationnel dans huit armées de l'air réparties sur quatre continents, le moteur M53 équipe toute la famille des Mirage 2000, y compris ses plus récentes versions multirôles Mirage 2000-5 et Mirage 2000-9.
Avec 639 exemplaires en service dans le monde en 2005, le M53 a cumulé à ce jour plus de 1.110.000 heures de vol et démontré une disponibilité exceptionnelle dans le cadre d'opérations de projection de forces.
Il a effectué son 1er essai au banc le 26 février 1970.


   - Descriptif SNECMA M53-P2

Moteur monocorps, double flux
Compresseur BP à 3 étages
Compresseur HP à 5 étages
Chambre de combustion annulaire
Turbine bi-étage refroidie
Post-combustion de type annulaire
Tuyère convergente multivolets à section variable
Régulation numérique à pleine autorité
Maintenance modulaire (12 modules) selon l'état

Longueur 5 070 mm
Diamètre d'entrée 796 mm
Masse 1 515 kg
Poussée avec PC 95 kN (21 400 lb)
Poussée sans PC 64 kN (14 500 lb)
Consommation spécifique avec PC 2,1 kg/daN.h
Consommation spécifique sans PC 0,9 kg/daN.h
Débit d'air 94 kg/s
TET (Température Entrée Turbine) 1 600 K (1 327°C)
Taux de compression 9,8
Taux de dilution 0,36

   - Sources documentaires

Site web Snecma.
Bulletin USIAS juin 1972.

Conception [modifier]

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.

Versions [modifier]

M53 [modifier]

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 eu lieu en juillet 1973, avec un M53 accroché sous une aile de Caravelle. Il fut suivi en décembre 1974 par les essais à haute vitesse, à l'aide d'un Mirage F1 modifié.

M53-2 [modifier]

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 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 post-combustion : 83,36 kN
  • Poussée maximum à sec : 54,92 kN.

M53-5 [modifier]

La principale modification de cette version tient à l'augmentation de la vitesse de rotation du rotor. Il équipa les Mirage 2000 construit entre 1980 et 1985.

  • Débit d'air : 85 kg/s à 10 500 tr/min
  • Pression totale en sortie de compresseur HP : 9,3 bar
  • Poussée maximum avec post-combustion : 88,21 kN
  • Poussée maximum à sec : 54,4 kN.

M53-P2 [modifier]

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 des Mirage 2000. Sa production commença en 1984 initialement pour équiper les Mirage 2000 N. Le M53-P2 n'est plus produit depuis 2005 mais le support doit encore durer jusqu'en 2030.

  • Débit d'air : 92 kg/s à 10 600 tr/min
  • Taux de compression du compresseur basse pression : 0,4
  • Pression totale en sortie de compresseur HP : 9,8 bar
  • Poussée maximum avec post-combustion : 95,13 kN
  • Poussée maximum à sec : 64,35 kN.

M53-P20 [modifier]

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 [modifier]

Depuis une décennie, en partenariat avec 8 armées de l'air 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, tel 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.

Définition [modifier]

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

Compresseur basse pression [modifier]

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 [modifier]

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). La température en sortie du compresseur est de 300°C.

Chambre de combustion [modifier]

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 [modifier]

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 [modifier]

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 [modifier]

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 [modifier]

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

Système de contrôle [modifier]

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 [modifier]

  Longueur Diamètre Masse Puissance maxi
à sec
Consommation en carburant
maxi à sec
M53-2 4 853 mm 1 055 mm 1 420 kg 54,92 kN 24,64 mg/Ns
M53-5 4 853 mm 1 055 mm 1 470 kg 54,4 kN 24,64 mg/Ns
M53-P2 5 070 mm 1 055 mm 1 500 kg 64,35 kN 25,55 mg/Ns

Utilisateurs [modifier]

Le M53 est utilisé dans 9 armées de l'air, celles qui utilisent le Mirage 2000. En janvier 1999, Snecma avait livré 675 réacteur M53. En juillet 2002, Snecma tenta sans succès de vendre des M53-P2 au Brésil pour motoriser ses Mirage 2000-9 améliorés, désignés Mirage 2000-BR. En avril 2007, 644 moteurs avait accompli plus de 1 110 000 heures de fonctionnement.




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