Simulation numérique et calcul de refroidissement des aubes de la turbine haute pression d’un turboréacteur JT8D-15

Abstract

Résumé L’augmentation de la température à la sortie de la chambre de combustion d’un turboréacteur double corps double flux, est considéré comme l’une de cet engins des performances les plus importants. Mais cette dernière influe directement sur les éléments du moteur, plus précisément sur les aubes de la turbine haute pression, qui lui faut un refroidissement continu et permanent. Cette problématique, nous guidons à la recherche des méthodes de refroidissement qui permette de garder un bon état des éléments de moteur, tout en assurant un bon fonctionnement de ce dernier. Cette étude à pour but de réaliser un programme informatique qui fait le calcul des performances d’un turboréacteur double flux double corps de type de JT8D-15, ainsi le calcul de refroidissement des aubes de la turbine haute pression aux différentes altitudes. La méthode de refroidissement choisis dans notre étude est le refroidissement par convection thermique, afin de pouvoir tirer le meilleur rapport entre l’aspect énergétique et constructive du turboréacteur.

Summary The increase in the temperature on the outlet side of the combustion chamber of a turbojet doubles body doubles flow is considered the significant and the important performance. But the latter influences directly on the elements of engine, such as the turbine blades high pressure, which is necessary a continuous and permanent cooling for them. These problems, we guide with the research of the methods of cooling which makes it possible to keep a good state of the elements of engine. This study with for goal to carry out a data-processing program which makes the calculation of the performances of a turbojet doubles flow doubles body of the type of Jt8d-15, thus the calculation of cooling of the turbine blades high pressure to various altitudes. The method of cooling chosen in our study is cooling by thermal convection, in order to be able to draw the best relationship between the energy and constructive aspect from the turbojet.