Article de H. W. GROVESS & D. J. MASTERS (Hawker Siddeley Dynamics)
Hawker Siddeley Dynamics (alors Havilland Propellers) a commencé ses recherches sur le conditionnement d’air de l’avion de transport supersonique en 1960. La même année il publiait un rapport sur la question, dans lequel étaient démontrés les avantages du groupe turbo-réfrigérateur HSD à double turbine ou Augmented Bootstrap System (désignation HSD).
Dans un groupe turbo-réfrigérateur simple, l’air est comprimé par un compresseur, ce qui augmente sa température, puis il passe à travers un échangeur de chaleur où il perd déjà de calories avant d’être encore refroidi et porté cette fois à une température bien inférieure à celle du fluide de refroidissement de l’échangeur, par détente à travers une turbine. L’énergie fournie ainsi à la turbine sert à entraîner le compresseur monté sur le même arbre. Dans le groupe à double turbine de HSD, on monte une deuxième turbine sur l’arbre pour assurer un refroidissement supplémentaire aux faibles pressions (au sol et en descente).
En 1962, à la suite d’un accord entre BAC et Sud Aviation donnant à Sud Aviation la charge du circuit de conditionnement d’air du Concorde, Hawker Siddeley proposait pour celui-ci son groupe turboréfrigérateur à double turbine utilisant le carburant comme source froide.
En avril 1963, Sud-Aviation publiait des clauses provisoires pour le conditionnement d’air. Il était alors demandé expressément que la plus grande partie possible de la chaleur soit absorbée par le carburant pour réduire au minimum les pertes aérodynamiques.
En avril 1964 cependant, il apparaissait que l’emploi de buses d’éjection convenablement étudiées permettrait de réduire les pertes aérodynamiques liées à l’emploi de l’air extérieur comme moyen de refroidissement. L’emploi du carburant comme source froide ne devenait dont plus une nécessité absolue. Hawker Siddeley proposait alors un groupe turbo-réfrigérateur à deux étages, c’est-à-dire à deux turbines, mais aussi à deux compresseurs, qui permettrait de ne pas se servir du tout carburant. Cette solution offrait deux avantages : 1 – le circuit de conditionnement d’air pouvait être étudié indépendamment du circuit de carburant ; 2 – il n’était pas nécessaire d’attendre, peut-être jusqu’en 1969, les résultats des essais en vol pour connaître les températures atteintes par le carburant au cours des vols supersoniques prolongés ; l’étude du comportement de l’équipement de conditionnement d’air dans les conditions de vol, croisière supersonique comprise, pouvait s’effectuer sur bancs d’essais.
Le circuit répondant largement à la condition de – 5°C pour la température de l’air dans les tuyauteries alimentant la cabine à la fin d’une croisière à Mach 2,2 et c’est en partie sur ces bases que Hawker Siddeley Dynamics était finalement choisi comme fournisseur de l’équipement de conditionnement d’air du Concorde.
Peu de temps après, Sud Aviation édictait des clauses techniques beaucoup plus sévères où la température demandée pour l’air dans les tuyauteries d’alimentation de la cabine était abaissée à – 25°C à la suite d’évaluations plus pessimistes du réchauffement de l’air entre les groupes turbo-réfrigérateurs et l’entrée de la cabine. Même avec un rendement de 100% des échangeurs de chaleur à air dynamique, ceci supposait une chute de température dans la double turbine de 180° ce qui demandait à l’entrée du groupe turbo-réfrigérateur en fin de croisière une pression supérieure à la pression de prélèvement aux compresseurs des réacteurs. Il fallait donc se résigner à revenir au refroidissement par échange avec le carburant qui permettrait d’obtenir dans le groupe turbo-réfrigérateur en fin de croisière une température d’environ 80°C (alors qu’un échangeur de chaleur à air dynamique ne l’aurait abaissée en dessous de 150°C). Le montage d’un double compresseur et d’une double turbine n’était plus nécessaire et l’on adoptait le groupe turbo-réfrigérateur simple mais avec une innovation : des buses d’entrée de turbine à section variable à deux positions pour améliorer l’écoulement en descente à haute altitude. C’est ce système qui est actuellement mis au point à Hatfield chez Hawker Siddeley. La firme française Bronzavia de Courbevoie, associée de Hawker, participe au programme de fabrication.
Description de l’installation.
Conformément aux prescriptions de Sud-Aviation et pour assurer au système le maximum de sécurité et de fiabilité, l’installation de conditionnement d’air du Concorde se compose de trois circuits identiques entièrement indépendants. Les trois circuits sont calculés avec une large marge de sécurité et les chances de panne complète de l’un des circuits sont minimes. Si toutefois celle-ci se produisait, l’avion pourrait continuer son vol à l’altitude de croisière choisie avec pression de cabine normale et température de cabine acceptable sans autre changement qu’une légère réduction du nombre de Mach à la fin du voyage. Dans le cas invraisemblable où deux circuits tomberaient en panne, l’avion pourrait continuer son vol vers son point de destination mais à vitesse subsonique. Il est clair que même la succession de pannes la plus improbable n’affecterait que l’heure et le lieu d’atterrissage du Concorde. Aucune combinaison de pannes prévisibles ne serait susceptible de mettre les passagers ou l’équipage en danger. Chaque circuit est associé à un moteur et alimente normalement une partie distincte du fuselage. Le premier circuit (réacteur n° 2) alimente le poste de pilotage, le deuxième (réacteur n° 3), l’avant de la cabine et le troisième (réacteur n° 4), l’arrière de celle-ci.
Dans chaque circuit, l’air haute pression prélevé au dernier étage du compresseur du réacteur passe à travers une double soupape remplissant indépendamment plusieurs fonctions : d’une part, celles de la mise en route du système et de réduction de la pression ; d’autre part, celles de limitation de la pression et l’isolement du circuit. L’air comprimé dont la pression a été réduite par la soupape passe ensuite par une soupape à commande pneumatique contrôlant le débit massique du circuit et le maintenant à un niveau constant quelle que soit l’ouverture de la vanne de commande de température. Cet air provenant du moteur est ensuite refroidi dans un premier échangeur de chaleur à air dynamique avant de pénétrer dans le groupe turboréfrigérateur où il est comprimé par le compresseur de ce groupe. L’air dont cette opération a fait remonter la température est envoyé de là dans un deuxième échangeur à air dynamique, puis dans un troisième échangeur utilisant le carburant de l’avion comme fluide de refroidissement. Le circuit carburant est prévu de façon que le débit de carburant à l’échangeur soit constant quelle que soit l’ouverture de la manette de puissance des réacteurs. Les échangeurs de chaleur à carburant des circuits de conditionnement d’air sont montés en parallèle avec les radiateurs de liquide hydraulique. Le débit de carburant passant dans chacun d’entre eux va jusqu’au deux tiers du débit demandé par un réacteur. Un drain pour l’évacuation de l’eau condensée est prévu en aval de l’échangeur à carburant, avant que l’air comprimé ne pénètre dans la turbine du groupe turbo-réfrigérateur, afin d’éviter l’érosion de cette dernière. L’air refroidi par échange de calories avec le carburant se trouve porté à une température bien inférieure à celle de ce dernier par détente dans la turbine. A la sortie du groupe enfin, il est envoyé dans les tuyauteries d’alimentation de la cabine après avoir passé dans un séparateur d’eau.
Pour le cas où l’air extérieur et l’air prélevé au réacteur sont à températures peu élevée, il est prévu une mise hors circuit complète ou partielle du premier échangeur de chaleur par vanne à thermostat.
De même, pour éviter que l’air sous pression arrivant à l’échangeur de chaleur à carburant ne se réchauffe si sa température est inférieure à celle du carburant (au cours d’une descente après une croisière prolongée à vitesse supersonique par exemple), un clapet à bille commandé par vérin électrique coupe l’arrivée de carburant à l’échangeur dès que la température du carburant dépasse celle de l’air à l’entrée de l’échangeur. Ce même clapet sert à réduire le débit de carburant dans l’échangeur si le carburant est trop froid afin d’empêcher la température de l’air à la sortie de l’échangeur de tomber en dessous de 10°C ce qui donnerait des risques de givrage au drain et à l’entrée de la turbine. Le fonctionnement du clapet est commandé automatiquement par un contrôleur électronique mais le clapet peut être by-pass par commande manuelle.
Enfin le courant d’air dynamique utilisé pour le refroidissement du premier et du deuxième échangeur peut être insuffisant au cours du vol à basse vitesse et il est inexistant au sol. Il doit être alors accéléré, ce qui est effectué par des venturis placés dans les orifices de sortie de ces échangeurs et alimentés par de l’air pris dans la tuyauterie de prélèvement du compresseur juste après le détendeur actionnée par un manocontact réagissant à la différence de pression entre l’air dynamique et l’air extérieur.
Le maintien de la température de la cabine à la valeur choisie entre 15°C et 30°C est assuré par un dispositif électronique qui mesure à tout instant la température à l’intérieur de la cabine et fait envoyer directement dans les tuyauteries d’alimentation de la cabine une proportion convenable d’air chaud prélevé avant l’entrée du groupe turbo-réfrigérateur. Il a été prévu une limitation automatique des températures maximale et minimale du mélange d’air dans les tuyauteries d’alimentation de la cabine et aux bouches d’arrivée de celle-ci et des dispositions ont été prises pour empêcher le givrage.
Les deux circuits de conditionnement alimentés par les réacteurs gauches peuvent être alimentés par des groupes d’aérodrome au moyen de raccords placés juste avant les soupapes détente/isolement. Des clapets anti-retour sont prévus sur les réacteurs et sur les camions pour empêcher l’écoulement de l’air en sens inverse.
Un humidificateur consistant en un simple vaporisateur à chauffage électrique commandé manuellement est prévu pour le poste de pilotage. Il doit permettre d’y maintenir une humidité relative d’au moins 30%.
Mise en marche, contrôle de la pression et du débit, isolement.
La mise en marche d’un circuit, son isolement en cas de défaillance ainsi que le contrôle de la pression en fonctionnement sont assurés par la double soupape placée en début de circuit. Cette double soupape est en fait constituée de deux soupapes champignons indépendantes commandées pneumatiquement et placées dans le même corps pour économiser du poids. Dans les conditions normales, la soupape d’isolement est complètement ouverte et la partie détendeur de la soupape de mise en route limite la pression dans le circuit à 65 PSI (4,57 kg/cm2). Si la soupape de mise en route tombait en panne en position ouverte, la soupape d’isolement, par sa fonction de limitation de la pression, empêcherait une augmentation de celle-ci. Par mesure de sécurité supplémentaire, un clapet de surpression entre en fonctionnement si la pression dans la tuyauterie monte au-dessus de 73 PSI (5,13 kg/cm2) pendant plus de 2 secondes ; il oblige la soupape d’isolement à se fermer, ce qui coupe le circuit.
L’ouverture et la fermeture de la soupape de mise en route sont commandées par un interrupteur qui met en circuit un moteur-couple à courant continu. En faisant varier le courant d’alimentation de ce moteur, un contrôleur électrique de mise en route permet d’étaler l’opération sur 12 ou 60 secondes. Le taux de 12 secondes est utilisé quand l’avion est au sol et celui de 60 secondes est utilisé en vol. Ceci permet d’établir ou de supprimer progressivement les pressions différentielles de cabine sans les à-coups qui se produiraient si l’opération était effectuée brutalement à un taux trop rapide pour une réponse adéquate du système.
Le contrôle du débit massique dans le circuit et son maintien à une valeur constante s’effectuent au moyen d’un transmetteur de débit et d’une soupape de commande. Le transmetteur engendre un signal de pression absolue proportionnel au débit massique et indépendant de la densité. Il fonctionne sur le principe de l’anémomètre à fil chaud. Le filament chauffant étant enroulé autour d’une thermistance mesure les variations de température du fil. Ce dispositif donne une réponse rapide (constante de temps inférieure à 5 secondes) et permet de larges variations de signal.
La soupape à commande pneumatique voit sa position déterminée par la pression appliquée sur son piston, celle-ci dépendant du signal fourni par le transmetteur. Un clapet commandé par électro-aimant et mettant le côté pression du piston à l’air libre, permet de modifier le réglage de la soupape par excitation de l’électro-aimant. On peut ainsi régler le débit massique dans le circuit sur deux valeurs, une pour le fonctionnement normal, l’autre pour le fonctionnement en secours dans le cas de panne des deux autres circuits.
Contrôle de la température cabine.
La température de l’air de conditionnement est contrôlée indépendamment pour les trois sections de l’avion : poste de pilotage, cabine avant et cabine arrière, mais le principe du système de contrôle est le même dans les trois cas et les éléments des circuits sont interchangeable à l’exception des trois adaptateurs prévus pour ajuster la sortie de l’amplificateur commun aux caractéristiques thermiques des trois circuits et aux limites individuelles de températures des bouchons d’air.
Le système de régulation automatique de la température comporte des sondes à thermistances pour mesurer la température aux bouches d’air, le taux de variation de la température à ces bouches et la température dans les tuyauteries d’alimentation de la cabine. Les sondes de température cabine sont montées aux deux extrémités de la section correspondante dans un conduit où un petit ventilateur fait circuler sans arrêt l’air de la cabine.
Le sélecteur de température permet de choisir une température cabine comprise entre 15°C et 30°C que le système automatique maintiendra à +/- 0,5°C près, valeur mesurée aux sondes de cabine. Dans ce mode de fonctionnement, toute différence entre la température demandée et la température mesurée produit un signal d’erreur au contrôleur électronique de température. Ce signal est comparé avec un autre signal proportionnel au taux de variation de la température aux bouches d’air cabine de façon à empêcher que le taux de variation de la température à l’entrée de la cabine dépasse 3°C par minute. Le signal passe ensuite à travers un circuit limiteur destiné à empêcher que l’air entrant soit à plus de 35°C pour les passagers et de 50°C pour le poste d’équipage et en-dessous de – 2°C pour les deux.
Pour éviter le givrage des tuyauteries amenant l’air à la cabine, la température dans ces tuyauteries est limitée à + 5°C aux altitudes inférieures à 9000 mètres (30.000 pieds). Pour les altitudes supérieures, la limite est abaissée à – 30°C, mais si les détecteurs de givrage décelaient la formation de glace dans les tuyauteries, la température serait automatiquement relevée juste au-dessus du niveau de givrage par l’intermédiaire de l’amplificateur et de la vanne de commande de température du groupe turboréfrigérateur.
Le système de contrôle de la température cabine comprend également deux dispositifs déjà mentionnés : le système de dérivation du carburant envoyé à l’échangeur de chaleur qui a été traité en détail plus haut, et le système de by-passage du premier échangeur de chaleur. Ce dernier permet par tuyauterie de dérivation et vanne à thermostat de court-circuiter totalement ou partiellement le premier échangeur lorsqu’il abaisserait trop la température de l’air sous pression. La vanne commande deux papillons placés l’un à l’entrée de l’échangeur, l’autre dans les tuyauteries de dérivation. La position de ces papillons est liée de telle sorte que l’un est ouvert lorsque l’autre est fermé. Pour éviter des températures excessives en cas de panne de la vanne de dérivation, un disjoncteur thermique placé après l’échangeur agit sur la soupape d’isolement du circuit pour la fermer.
Groupe turbo-réfrigérateur.
Ce groupe se compose d’un compresseur centrifuge (avec entrée axiale et sortie radiale) et une turbine radiale (avec entrée radiale et sortie axiale) qui sont montés aux deux extrémités d’un arbre en acier inoxydable creux (pour permettre le passage de l’air de refroidissement des paliers). L’arbre tourne dans des roulements pour charges combinées dont le refroidissement a dû être particulièrement étudié à cause des températures élevées auxquelles travaille le compresseur.
La turbine est alimentée par des buses à section variable à deux positions permettant d’obtenir de bonnes performances à la fois aux hautes pressions (section étroite) d’air de conditionnement correspondant aux régimes élevés du réacteur et aux basses pressions (section large) correspondant, par exemple, au régime de descente. Les buses sont actionnées par un vérin pneumatique et leur position est commandée en fonction de la pression de l’air de prélèvement par une sonde de pression. La sonde est prévue avec un certain retard ou plage neutre pour éviter que le vérin n’oscille entre ses deux réglages. A faible altitude, pour l’approche à l’atterrissage, un clapet actionné par électro-aimant maintient les buses sur le réglage section étroite quelles que soient les variations de la pression de l’air prélevé au réacteur, ceci afin d’empêcher une oscillation perpétuelle entre les deux réglages avec les fréquentes corrections de puissance qu’effectue le pilote au cours d’une approche.
Échangeurs de chaleur, décomposition de l’ozone, séparation de l’eau, filtrage des particules radioactives.
Les échangeurs de chaleur sont en acier inoxydable. L’étude et la fabrication des prototypes ont été sous-traitées par Hawker Siddeley à Hamilton Standard qui effectue actuellement des recherches sur les possibilités de dissocier l’ozone par catalyse dans le premier échangeur de chaleur en employant du nickel dans la construction de celui-ci. Si cette méthode s’avère suffisante, elle sera adoptée de préférence à l’emploi dans les circuits du dissociateur d’ozone distinct construit par Hawker Siddeley. Les recherches sur la dissociation de l’ozone sont effectuées en liaison avec le RAE de Farnborough.
Schéma d’un des circuits de conditionnement d’air du Concorde .L’air atmosphérique entre par une prise d’air dynamique (1), passe dans le premier (2) et le second (3) échangeurs de chaleur et est rejeté à l’extérieur par les buses d’éjection (4). L’air de conditionnement est prélevé (5) au compresseur haute pression du réacteur. Il passe à travers la double soupape d’isolement et de détente (6) la soupape de contrôle de débit massique (7) et le dissociateur d’ozone (8) avant d’arriver au premier échangeur de chaleur. Lorsque la température extérieure et celle de l’air prélevé au compresseur sont peu élevées, cet échangeur est court-circuité par la vanne à thermostat (9). A la sortie du premier échangeur, l’air passe dans un filtre de particules radioactives (10) et va au compresseur (11) du groupe turboréfrigérateur (12) à la sortie duquel sa pression et sa température se trouvent augmentées. Entre le compresseur et le deuxième échangeur à air dynamique (2) il abandonne une partie de son humidifié dans la séparation d’eau (13). Après passage dans le troisième échangeur de chaleur (14) à carburant, l’air de conditionnement se refroidit encore en se détendant dans la turbine (15) du groupe. A la sortie de la turbine, il traverse de nouveau un séparateur d’eau (16, puis un transmetteur de débit massique (17) et il arrive au circuit de distribution d’air de la cabine (18). Le carburant de refroidissement (19) arrive à l’échangeur par la vanne de commande de température (20) et retourne (21) au circuit d’alimentation du réacteur. Pour éviter au cours de la descente en fin de croisière que le carburant ne réchauffe l’air, le claquet de dérivation à commande électrique (22) renvoie directement le carburant au circuit moteur sans le faire passer par l’échangeur quand sa température dépasse celle de l’air de conditionnement à l’entrée de celui-ci. La vanne de commande de température (23) turboréfrigérateur by-passe une partie de l’air chaud avant son entrée dans le groupe pour l’envoyer directement à la cabine de façon à maintenir la température à l’intérieur de celle-ci à la valeur choisie dans la plage + 45°C à + 30°C. Un raccord (24) est prévu pour faire fonctionner le circuit sur groupe d’aérodrome.
L’échangeur de chaleur à carburant comporte un système de drainage du carburant pour éviter en cas de fuite de celui-ci que des vapeurs de kérosène ne se mélange à l’air de conditionnement. Les essais des échangeurs seront effectués par Hamilton Standard.
Chaque circuit comporte un séparateur d’eau où s’effectue la coalescence des gouttelettes d’eau en suspension dans l’air sous pression allant à la cabine. L’eau est évacuée ensuite à l’extérieur par centrifugeage. Un clapet de surpression assure le court-circuitage du filtre de coalescence au cas où celui-ci serait colmaté. Ce clapet est également maintenu ouvert au-dessus de 9000 mètres par un vérin électrique, le point de rosée à haute altitude étant extrêmement bas. Ceci réduit la demande d’air aux compresseurs et améliore le rendement des réacteurs et la consommation de carburant.
Les clauses techniques du système prévoient l’emploi d’un filtre à particules radioactives capable d’arrêter à 100% les particules de dimension supérieure à 30 microns et à 99% les particules de dimension allant jusqu’à 1 micron. Aucune configuration n’a encore été choisie pour ce filtre mais Intertechnique (France) qui fabrique un équipement similaire pour des applications militaires a été invité à soumettre un projet.
Dispositifs de protection.
En dehors des dispositifs de protection incorporés aux principaux éléments eux-mêmes, il en est prévu un certain nombre d’autres qui isolent le circuit auxquels ils appartiennent en agissant sur la soupape d’isolement. Ce sont : un manocontact de surpression en aval du détenteur principal ; des disjoncteurs thermiques aux entrées du compresseur et de la turbine de groupe turboréfrigérateur et de l’échangeur à carburant qui se déclenche lorsque la température en ces points dépasse respectivement 220°C, 200°C et 120°C ; enfin, un disjoncteur thermique se déclenchant si la température en aval du groupe turboréfrigérateur dépasse 100°C.
Installations et programmes d’essais.
D’après le programme établi par Hawker Siddeley, la firme doit livrer à Sud-Aviation en 1966 un équipement de conditionnement d’air complet qui sera transmis à l’Etablissement Aéronautique de Toulouse. Celui-ci effectuera des essais très poussés de l’équipement sur des maquettes thermiques de la cabine et du poste de pilotage. Certains des travaux de mise au point effectués à Hatfield seront ainsi répétés par l’EAT. Le centre des activités sur le conditionnement d’air se trouvera d’ailleurs transféré progressivement à Toulouse.
Le programme d’essais chez HSD comprend d’abord l’essai de tous les éléments individuels puis celui d’un circuit complet. Tous ces essais seront effectués à Hatfield.
Les installations utilisées permettront d’essayer l’équipement avec les diverses pressions et températures d’air de prélèvement susceptibles d’être rencontrées en service ainsi que dans des conditions ambiantes correspondant aux altitudes de croisière prévues. Un circuit carburant reproduira les débits et températures de carburant attendus à l’entrée du troisième échangeur de chaleur. Le débit massique et la température de l’air dynamique fourni aux deux autres échangeurs refléteront également les conditions réelles d’utilisation mais l’on ne s’astreindra cependant pas à Hatfield à reproduire les densités rencontrées en haute altitude. Ceci sera fait d’ailleurs par Hamilton Standard pour leurs échangeurs et par le RAE de Farnborough et l’Etablissement Aéronautique de Toulouse pour les circuits complets.
La livraison de l’équipement du prototype 001 est prévue pour 1966 et celle de l’équipement du prototype 002 pour 1967.