<mathieu.herran;daniel.nelias>@insa-lyon.frLaMCoS, Université de Lyon, CNRS, INSA-Lyon UMR5259, 18-20 rue des Sciences - F69621 Villeurbanne Cedex

� Méthode des éléments finis résolue par le schéma de différences centrées.

Stabilité du schéma de Newmark vérifiée pour les systèmes en rotation

� Grandes déformations prise en compte :

Plasticité et dépendance à la vitesse de déformation (Modèle de Johnson-Cook retenu)

� Mise au point d’une méthode de modélisation de la perforation

Identification des lois matériaux par des essais de cisaillement à grandes vitesses de déformation

Comparaison essai-calcul réalisée sur des campagnes de tirs de projectiles sur plaques minces

� Développement du logiciel Europlexus pour la modélisation du système :

Définition d’un critère de rupture des éléments dépendant du taux de triaxialité

Intégration d’un élément rotor dans la méthode de résolution des sous domaines

Quelques éléments de modélisation

Points-clés de la modélisation� Vitesse de départ de pales

� Loi de comportement sous choc et chargement multiaxial

Nécessité d’identifier plus précisément les lois de comportement

� Critère de rupture des matériaux

Prise en compte de la triaxialité du chargement actuellement

Besoin d’identification du seuil de déformation plastique

Contexte

IntroductionLors du Blade Shedding, le lâcher des pales ne se réalise pas instantanément. De ce fait, le

chargement mécanique sur le moteur est grandement dépendant du scénario de départ des pales. Dans un premier temps, le travail de recherche s’est donc focalisé sur l’analyse d’essais de développements du moteur. Ensuite le travail s’est porté sur la mise en place de méthodes numériques pour la modélisation des phénomènes transitoires et non-linéaires comme la perforation. Enfin la simulation du phénomène global est réalisée.

Dans les turbomoteurs à turbine libre, les gaz chauds se détendent dans la turbine libre en appliquant un couple aérodynamique sur le rotor. Sur les hélicoptères, ce couple est ensuite transmis à travers un réducteur au rotor de l’hélicoptère. Ce découpage entre la motorisation et l’hélicoptère rend le cas d’une rupture de la transmission de puissance particulièrement sévère et exige l'installation d'une protection contre la survitesse de la turbine libre. Sur les moteurs Turbomeca, cette protection est mécanique et correspond à la rupture de l’ensemble des pales du rotor de turbine libre. Cette protection est dénommée « Blade Shedding » ou « Pales Fusibles ».

Simulation de la perte généralisée de pales dans un turbomoteurMathieu Herran1;2, Hervé Chalons2, Roland Ortiz3, Daniel Nélias1

1LaMCoS, INSA-Lyon 2Turbomeca, Bordes 3Onera, Lille

Turbine à gaz Turbomeca à turbine libre : générateur de gaz en bleu et turbine libre en orange

Effet domino dû à la perte d’une pale

T0+ 0.15 ms Impact de la pale libérée contre l’anneau entourant le rotor

T0+ 0.3 ms Perforation de l’anneau et contact contre le profil de la pale suiveuse

T0+ 0.35 ms Repliement de la pale libérée

Scénario identifié de la rupture des pales

Rupture de la transmission de puissance

Contact de la pale libérée avec les pales suiveuses : les pales suiveuses

rompent successivement

Accélération du rotor de turbine libre

Rupture de la pale la plus faible

Balourd sur le rotor de turbine libre

Contacts sur la périphérie du rotor

Les autres pales se rompent dû au contact avec l’anneau.

Séquence de contacts rotor-stator

T0+ 1.45 ms Fin du départ de pales sur l’étage

T0+ 1.30 ms Initiation du départ de pales

T0+ 0.30 ms Contact rotor-stator dû au balourd

T0+ 0.25 ms Flambement de l’anneau de turbine

Profil

Plateforme

Section frangiblePied de sapin

Conceptuellement, dans l’échasse des pales, une section frangible définit une vitesse seuil à partir de laquelle les échasses rompent et les pales se détachent du disque. N’étant plus entraîné par le couple aérodynamique, le rotor décélère et les pales libérées sont alors contenues par un blindage spécifique. Cependant cette protection entraîne des déformations plastiques sur le module de la turbine libre et un chargement important sur le reste du moteur.

Conception d’une pale de turbine libre spécifique pour le « Blade Shedding »

Actuellement des critères analytiques permettent de dimensionner les échasses et le blindage. Ensuite la conception est validée par un essai de certification moteur-complet àla fin de son développement et permet en outre de mesurer les efforts qui transitent dans les attaches du moteur avec l’hélicoptère. Cette démarche présente :

• des risques pour le développement du produit puisqu’une re-conception peut être nécessaire alors que le développement est quasiment achevé• des coûts importants puisqu’elle nécessite un essai moteur destructif.

Afin d’améliorer cette situation, la simulation du départ généralisé des pales est donc mise en perspective. En effet, cette démarche permettrait d’évaluer lors de la phase de développement du moteur les efforts susceptibles de transiter dans le moteur et dans ses attaches avec l’hélicoptère durant le « Blade Shedding ».

Départ simulé des pales de turbine libre

Déroulement du Blade-Shedding

Temps

Vite

sse

de

rota

tion

TL Rupture de la

transmission

Contact pale perdue / pales adjacentes

Départ de la première pale

Effort de contact contre l’anneau

Impact des pales sur le blindage

Mouvement excentrique du rotor

Régime continu

Perte de toutes les pales en quelques tours

Modélisation de la perforation� Utilisation de l’élément brique à formulation coque sous intégré : (ShB8 dans Europlexus)

Stabilisation des modes de Hourglass réalisée par la méthode « déformation postulée » (Assumed Strain)

� Loi de déformation découplée entre endommagement et plasticité

Critère de rupture matériau défini sur la déformation plastique mais dépendant du taux de triaxilité

� Comparaison à des essais réalisés dans la thèse de L. Penazzi

Impact d’une bille de 6.5mm sur une plaque en 316H de 0.5mm à 150m/s

Comparaison essai-calcul : prise en compte de la triaxialité du chargement dans le critère de rupture

Perforation d’une plaque de 1mm en 316H par une bille

de 11mm à 300 m/s