Taux de compression global

Comme le montre la formule pour l’efficacité thermique théorique maximale d'un moteur à cycle de Brayton idéal, un rapport de pression élevé conduit à une efficacité thermique supérieure : $${\displaystyle \eta =1-\left({\frac {1}{PR^{\frac {\gamma -1}{\gamma }}}}\right)}$$où PR est le taux de compression et gamma l'indice adiabatique du fluide, valant 1,4 pour l’air.

Le taux de compression augmente exponentiellement avec le nombre d’étages du compresseur. Si on considère une turbine à gaz ayant ⁠${\displaystyle n}$ étages de compresseur, chacun comprimant l’air d’un facteur ${\displaystyle x}$. Le taux de compression sera donc égal ⁠à ${\displaystyle x^{n}}$.

L’un des principaux facteurs limitants du taux de compression dans les conceptions modernes est que l’air se réchauffe lorsqu’il est comprimé. À mesure que l’air traverse les étages du compresseur, il peut atteindre des températures qui présentent un risque de défaillance des matériaux pour les aubes du compresseur. C’est particulièrement vrai pour le dernier étage du compresseur, et la température de sortie de cet étage est un facteur de mérite courant pour les conceptions de moteurs.

Les moteurs militaires sont souvent contraints de fonctionner dans des conditions qui maximisent l'échauffement. Par exemple, le General Dynamics F-111 Aardvark devait fonctionner à des vitesses de Mach 1,1 au niveau de la mer. En conséquence de ces conditions de fonctionnement étendues, et généralement de technologies plus anciennes dans la plupart des cas, les moteurs militaires ont généralement des taux de compression globaux plus faibles. Le Pratt & Whitney TF30 utilisé sur le F-111 avait un taux de compression d’environ 20:1, tandis que des moteurs plus récents comme le General Electric F110 et le Pratt & Whitney F135 ont porté ce chiffre à environ 30:1.

Une autre préoccupation est le poids. Un taux de compression plus élevé implique un moteur plus lourd, ce qui coûte à son tour du carburant à transporter. Ainsi, pour une technologie de construction particulière et un ensemble de plans de vol, un taux de compression global optimal peut être déterminé.

Les premiers moteurs à réaction avaient des taux de compression limités en raison d’imperfections de conception et de construction des compresseurs et de diverses limites de matériaux. Par exemple, le Junkers Jumo 004 de la Seconde Guerre mondiale avait un taux de compression global de 3,14:1. Le Snecma Atar d’après-guerre immédiat a amélioré ce chiffre à 5,2:1. Les améliorations des matériaux, des aubes du compresseur, et surtout l’introduction de moteurs multi-corps avec plusieurs vitesses de rotation différentes, ont conduit aux taux de compression beaucoup plus élevés courants aujourd’hui.

Les moteurs civils modernes fonctionnent généralement entre 40 et 55:1. Le plus élevé actuellement en service est le General Electric GEnx-1B/75 avec un OPR de 58 à la fin de la montée vers l'altitude de croisière (Top of Climb) et 47 lors du décollage au niveau de la mer^[2].