Belazizia-Poly - Elearn - Université Kasdi Merbah Ouargla

Mécanique de Propulsion (MP)
REPUBLIQUE ALGERIENNE DEMOCRATIQUE ET POPULAIRE
MINISTERE DE L’ENSEIGNEMENT SUPERIEUR ET DE LA RECHERCHE
SCIENTIFIQUE
Université Kasdi Merbah Ouargla
Faculté des Sciences Appliquées
Département de Génie Mécanique
Spécialité: Licence Energétique
Mécanique de propulsion
Cours et Exercices Corrigés
Polycopie destinée aux étudiants licence énergétique
Auteur : Belazizia Abdennacer
Grade : Maitre de conférence classe (B)
Année Universitaire 2013/2014
Mécanique de Propulsion (MP)
Exo 1 :
Un avion se déplace en vol horizontal, rectiligne, uniforme à la vitesse de 180 m/s, la
consommation de combustible de Pci = 56000 Kj/Kg est 0.09 Kg/Nh. On brule 1Kg de ce
combustible dans 90Kg d’air, la poussée F = 15000 N.
Déterminer :
1. Le débit massique d’air traversant le réacteur.
2. La vitesse d’éjection du gaz.
3. La puissance dépensée utile et propulsive.
4. Le rendement global.
Solution
.
1/ ma  ?
.
mc
CSC 
F
.
m c  0.375 Kg s

90 Kg d’air
1 kg de combustible
.
m a Kg s
0.375 Kg de combustible
.
m a  33.75 Kg s
Donc
2/ vitesse de sortie
.
F  m a .Vs  Ve   Vs  624.44 m s
3/ la puissance dépensée = la puissance thermique
.
.
Q  Pci . mc  2.1 .10 7 W
La puissance cinétique
Pc 


1 .
m a . Vs2  Ve2  6.0332 .10 6W
2
La puissance propulsive
Pp  F.Ve  2.7 .103W
4/ Rendement globale
g 
Pp
.
 0.128
Q
Année Universitaire 2013/2014
Mécanique de Propulsion (MP)
Exo 2 :
En fait les mesures suivantes sur un turboréacteur au banc d’essai :
Entrée : Pression 10.1 N/cm2, Température 20 c°
Sortie : Vitesse 520 m/s, température 430 c°, Poussée 18000 N.
Déterminer :
1. Le débit massique d’air traversant le réacteur.
2. La quantité de chaleur apportée par le combustible.
3. La consommation en Kg/Nh de pétrole de Pci = 42000 Kj/Kg
Solution
.
1/ m a ?
.
F  m a .V5  Ve  ;
Ve  0 
.
m a  34.6 Kg s
.
2/ Q 23  ?
.
.
Q 23  ma .Cpmoy T3  T2 
La tuyère
V5  2.Cp .T4  T5  
T4  565 .2 K

P4  T4   1
 

P5  T5 
P4  2.63 .105 Pas
 W34  W12  T3  T4   T2  T1 
(1)

P2 P3  T2   1
  
P1 P1  T1 
(2)

P3  T3   1
 
P4  T4 
Des équations 1,2 et 3
(3)
T3 =571.8K
Donc
.
Q2.3  18863 KW
3/
CSC  ?
Année Universitaire 2013/2014
Mécanique de Propulsion (MP)
.
.
.
Q 2.3  mc .Pci  m c  0.449 Kg s
.
mc
CSC 
 0.09 Kg Nh
F
Exo 3 :
Etudier le turboréacteur suivant :
-
Fonctionnement au sol : T0 =15 c°, P0 = 101.325 KPas.
-
Taux de compression rc = 5.
-
Température de fin de combustion T = 850 c°.
-
Le rendement isentropique de la turbine, du compresseur et de la tuyère est 0.8.
-
Pouvoir calorifique inférieur du combustible est 44.106 J/s.
-
Le débit massique d’air est 65 Kg/s.
Calculer :
1. La vitesse d’éjection des gaz et la poussée développée.
2. La consommation spécifique horaire du combustible.
3. Le rendement global.
Données :
Cpa = 1004.5 J/Kg.K, Cpg = 1148 J/Kg.K, γa = 1.4, γg = 1.34, mc = 0.993 Kg/s
Solution :
1/ V, F ?
Le diffuseur ne participe pas à la compression.
-La transformation 1
2, 2’

P2  T2   1
 
P1  T1 

.
T2  T1
 0.8
T2'  T1
.
W c  m a .Cpa .T2'  T1 
P2  P1.rc
T2  456 .37 K
T2'  498 .43 K
.
Wc  1.37 .107W
P2  506.5 .103 Pas
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Mécanique de Propulsion (MP)
4, 4’
Transformation 3
.
.
W T  W c
.
.
.
W 3,4'  W 1,2'   m g .Cpg .T4'  T3 
tr 
T3  T4'
 0.8
T3  T4
P4  T4  
 
P3  T3 
T4  896 .956 K
g
g
1
P4  208930 .33 Pas
Transformation 4’
P5  T5  
 
P4'  T4' 
ty 
T4'  942 .165 K
5,5’
g
g
1
T5  784 .12 K
T4'  T5'
 0.8
T4'  T5
T5'  815 .861K
V5'  2.Cp .T4'  T5' 
V5'  546 .889 m / s
La poussée développée :
.
.
F  m g .Vs  m a .Ve
F  36090.84 N
2/ La consommation spécifique :
.
mc
CSC 
F
CSC  0.0000275
Kg
Kg
 0.099
sN
hN
3/ ηth,p ?
.
th,P 
W
.
Q

F .Ve
.
0
m .Pci
Exo 4 :
Un turboréacteur à simple flux en vol à l’altitude z =11 Km avec un Mach M = 0.8, dans les
conditions atmosphériques suivantes P = 0.25 bar, T = 216.5 K (r = 286.99 J/Kg.K)
.
- Débit du carburant mc  0.45 Kg / s
.
- Débit d’air m a  27.22 Kg / s
- Vitesse d’éjection des gaz V = 740 m/s
- Pouvoir calorifique inférieur Pci = 10500 Kcal/Kg
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Mécanique de Propulsion (MP)
Calculer :
1. La force développée au sol
2. La force de poussée en vol
3. Les puissances propulsive et dynamique
4. Les rendements : Propulsif, thermique et global.
Solution
1/ La poussée au point fixe (la poussée au sol)
.
.

Ve  0 m s  F   m a  m c .Vs  F  20475.8 N


2/ La poussée en vol
M
Ve
Ve

a
 .r.T
.
 Ve  235.948 m s
.
F  m g .Vs  m a .Ve  F  14053.29 N
3/ Calcul des puissances
La puissance propulsive
Pp  F .Ve  Pp  3315845 .669W
La puissance dynamique
1 .
1 .
Pd  . m g .Vs2  m a .Ve2  Pd  68183557 .447W
2
2
La puissance thermique
.
Pth  Pci . m c  Pth  19750500 W
4/ Les rendements
Le rendement propulsif
p 
Pp
Pd
 0.48
Le rendement thermique
th 
Pd
 0.34
Pth
Le rendement global
 g   p .th  0.16
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Mécanique de Propulsion (MP)
Exo 5 :
Un avion se déplace à la vitesse de 900 Km/h, le pouvoir calorifique du combustible
consommé est de 58000 Kj/Kg. On brule 1.2 Kg de ce combustible dans 100 Kg d’air ; la
poussée produite est de 15000 N. La consommation spécifique du combustible étant de 0.1
Kg/Nh.
Calculer :
1. Le débit massique d’air traversant le réacteur.
2. La vitesse d’éjection des gaz.
3. Les rendements du réacteur.
Solution
1/ Le débit massique d’air traversant le réacteur
.
.
m
CSC  c
F
.
 mc  CSC.F  mc  0.416 Kg / s
1.2 Kg  100 Kg d ' air
.
ma  34.66 Kg / s
.
0.416  m a
2/ Vitesse d’éjection des gaz
.
.
F  m g .Vs  m a .Ve  Vs  674.67 m s
3/ Rendement du réacteur
g 
Pp
Pth

F .Ve
.
  g  0.15
mc Pci
Exo6 :
Soit le turboréacteur suivant :
Le Mach M = 0.9
Rapport de compression dans le compresseur rc = 20
Rapport de compression dans la soufflante 1.6
Rendement isentropique dans le diffuseur 0.95
Rendement isentropique dans le compresseur 0.87
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Mécanique de Propulsion (MP)
Rendement isentropique de la turbine 0.91
Rendement isentropique de la tuyère 0.98
Rendement isentropique de la soufflante 0.87
Pouvoir calorifique du carburant 44000 Kj/Kg
Pression d’entrée 18 KPas
Température d’entrée 210 K
.
Le débit massique de l’air primaire ma  30 Kg / s
.
Le débit massique de l’air secondaire m a ,s  60 Kg / s
On donne Cpa=1004.5j/KgK, Cpg=1130 j/KgK, γa=1.4, γg=1.34
Calculer la poussée développée et le rendement thermopropulsif pour les deux cas :
-
Cas d’un flux mélangé
-
Mélange à pression constante
Solution
Calcule de Ve
Cpa 
 a .r
 r  287 j KgK
 a 1
M
Ve
 .r.Te
 Ve  261.43 m s
Transformation e
1,1’
De l’équation d’énergie
T1'  Te 
d 
1
.Ve2  T1'  244 K
2.Cp
T1  Te
T1'  Te
 T1  242 .32 K

P1  T1   1
 
 P1  29.7 KPas
Pe  Te 
Transformation 1’
2,2’

P2  T2   1
    rc  T2  574 .26 K
P1'  T1' 
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Mécanique de Propulsion (MP)
c 
T2  T1'
T2'  T1'
 T2'  623 .6 K
Selon l’équation d’énergie, la puissance du compresseur est :
.
.
.
W c  m a .Cpa .T2'  T1'   W c  1.144 .107W
La soufflante transformation 1’
2s, 2’s

P2 s  T2 s   1
  rs  T2 s  279 K

P1'  T1' 
s 
T2 s  T1'
T2's  T1'
 T2's  284 K
.
.
Equation d’énergie W s  m as .Cpa .T2's  T1'  
Transformation 2’
Transformation 3
.
.
3 (chambre de combustion)
.
.
.
T3 = ?
.
W T  W c  Ws  W T  1.387 .107W
4,4’
W T  ma  p  .Cpg .T3  T4'  
P4  T4  
 
P3  T3 
.
W s  2.429 .106W
T3  T4'   409 .12 K
(1)
g
g
1
 rs
Mélange à pression constante
P4  Ps
P2's  P2 s
P2 s  rs .P1'  47.52 KPas  P4  47.52 KPas
P3  P2  P2'
T3  P3 
 
T4  P4 
T 
 g 1
g
T3  T4'
T3  T4

T3
 1.9
T4
(2)
 T3  T4   449 .6 K
(3)
A partir des équations 1,2 ,3 :
T3  949 .12 K
T4'  540 K
T4  499 .53 K
Transformation 4’
5,5’ la tuyère
Equation d’énergie
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Mécanique de Propulsion (MP)
V5  2.Cp m .T4 m  T5' 
.
Second
Cps . m a ,s .Ts
Primaire
Cp . ma .T4
.
Donc Cpm . m a , p  ma ,s .T4 ,m Cp m  1067 .25 j / KgK
.
.


.
T4 m 
.
.

Cpm . m s  m p 


P5  T5  


P4 m  T4 m 
ty 
.
Cps . m s .Ts  Cp p . m p .T4
 T4 m  369 K
m
m
1
T4 m  T5'
T4 m  T5
 T5  279 K
 T5'  325 .9 K
V5  303 .34 m s
.
.

F   m s  m p Vs  Ve   F  3772 N


Exo 7 :
Déterminer la relation suivante pour la tuyère :
Vs 
 1


2. .r   Ps   
T . 1  
.
  1 e   Pe  


Solution
Equation d’énergie
W  Q  h  Ec  E p


.
1


0  m Cp.T  Vs2  Ve2 
2


 T 
Vs  2.Cp.Te  Ts   Vs  2.Cp.Te .1  s 
 Ts 
Cp 
 .r
 1
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Mécanique de Propulsion (MP)
 Ts   Ps 
    
 Te   Pe 
 1

 1


2. .r   Ps   
 Vs 
.T .1    
  1 e   Pe  


Exo 8 :
Les caractéristiques d’un statoréacteur sont :
Le nombre de Mach M =1.2
Conditions atmosphériques P0  10 KPas
T0  200 K
.
Le débit massique d’air m a  40 Kg s
Température maximale Tmax  2100 K
Pouvoir calorifique Pci  40000 Kj Kg
Calculer :
1. La poussée développée.
2. La consommation spécifique.
3. Le rendement thermique et le rendement propulsif.
Données :   1.4
Cp  1 Kj Kg
Solution
1/ La poussée développée
Cp 
M
 .r
 r  285 .71 j KgK
 1
V0
 V0  M .  .r.T0  332.4 m s
 .r.T0
L’équation de conservation d’énergie dans le diffuseur nous donne
T1  T0 
V02
 257.6K
2.Cp
P1 P2
T T
T .T

 1  2  T3  2 0  1630 .4 K
P0 P3
T0 T3
T1
L’équation de conservation d’énergie dans la tuyère nous donne
V3  2.Cp .T2  T3   969 .12 m s
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Mécanique de Propulsion (MP)
La poussée
.
F  m a .V3  V0   25189 N
2/ La consommation spécifique
.
.
.
 Q12  m c .Pci  m a .Cp.T2  T1 
mc
CSC 
F
.
CSC 
m a .Cp.T2  T1 
.
Pci . m a .V3  V0 
 0.263 Kg Nh
3/ Les rendements
.
m a .V  V .V
 p  . 3 0 0  0.52
1
m a . V32  V02
2




1 .
m a . V32  V02 .V0
th  2 .
 0.22
m a .Cp.T2  T1 
 g  th . p  0.11
Exo 9 :
Calculer la vitesse de vole pour le statoréacteur suivant :
Rapport de pression est 11
Poussée est 24000 N
Température d’entrée -50 c°
Pression d’entrée 0.06MPas
Pouvoir calorifique 45000 Kj/Kg
Débit d’air 13Kg/s
Débit du carburant 1Kg/s
Rendement diffuseur 0.95
Rendement tuyère 0.95
Avec γ =1.4
r = 288 j/Kg.K
Solution
Transformation 0
1
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Mécanique de Propulsion (MP)
T1  P1 
 
T0  P0 
 dif 
 1

 T1  442 .43 K
T1  T0
 T1'  454 K
T1'  T0
Transformation 1’
2
 .r
 1008 j KgK
 1
Cp 
.
.
Q12  m c .Pci  m a .Cp.T2  T1'   T2  3888 K
P1 T2
T T
T .T
  1  2  T3  0 2  1959 .72 K
P0 T3
T0 T3
T1
Transformation 2
ty 
3, 3’
T2  T3'
 T3'  2056 .11K
T2  T3
V3  2.Cp .T2  T3'   1921 .74 m s
.
F  m a .V3  V0   V0  V3 
F
.
 125 .58 m s
ma
Exo10 :
Calculer la force de poussée (F) et la consommation spécifique horaire (CSC) d’un
statoréacteur volant à 50000 pied d’altitude où la pression et la température sont
respectivement 11.6 KPas et 205 K. On donne
Le nombre de Mach est 1.5.
La température maximale est 2500 K
Le pouvoir calorifique inférieur est 45000 Kj/Kg
Débit de l’air à l’entrée est 60 Kg/s
γ =1.4, Cp =1 Kj/KgK.
Solution
r constante universelle des gaz parfait
Cp 
M
 .r
Cp.  1
r 
 285 .71 j KgK
 1

V0
 V0  M .  .r.T0  429.53 m s
 .r.T0
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Mécanique de Propulsion (MP)
Equation d’énergie
V02  V12  2.Cp.T1  T0   T1 
V02
 T0  297.25 K
2.Cp
P1 P2
T T
T .T

 1  2  T3  2 0  1724 .13 K
P0 P3
T0 T3
T1
Equation d’énergie dans la tuyère :
0  Cp.T3  T2  


1 2
V3  V22  V3  2.Cp.T2  T3   1245 .68 m s
2
Donc la poussée développée est :
.
F  ma .V3  V0   4.897 .10 4 N
.
.
m a .Pci  m a .Cp.T2  T1 
La consommation spécifique est :
.
mc
CSC 
 6.10 5 Kg Ns  0.21 Kg Nh
F
Exo11 :
Un statoréacteur vol à 1500 Km/h dans une atmosphère où la température et la pression sont
respectivement 2c° et 18 N/cm2, on donne :
-Température maximale 1100K.
-La poussée F = 10000 N
-Pouvoir calorifique Pci = 70000 Kj/KgK
-Cp = 1 Kj/KgK
Trouver le débit massique d’air traversant le statoréacteur, le débit du combustible et la
consommation spécifique du carburant.
Solution
T1  T0 
V02
 361.8K
2.Cp
P1 P2
T T
T .T

 1  2  T3  2 0  836 .08 K
Pe p3
Te T3
T1
V3  2.Cp .T2  T3   726 .52 m s
Le débit massique d’air :
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Mécanique de Propulsion (MP)
.
.
F  m a .V3  V0   m a 
F
 32.27 Kg s
V3  V0
Le débit massique du carburant :
.
.
.
Q12  mc .Pci  m a .Cp.T2  T1   mc  0.34 Kg s
La consommation spécifique du carburant :
.
mc
CSC 
 0.34 .10 4 Kg Ns
F
Exo12 :
Un statoréacteur se déplace à la vitesse de 1200 Km/h à 0c° et 8 N/cm2. Déterminer les
caractéristiques de l’air à l’extrémité du diffuseur d’entrée supposé parfait. La température de
fin de combustion à pression constante est de 1000K. Etudier le cycle théorique de cette
machine thermique. Déterminer la vitesse d’éjection. La poussée étant de 8300N, quel est le
débit massique d’air traversant la machine et la consommation horaire de combustible (Pci =
63000 Kj/Kg) ?
Solution
Le Diffuseur


1 2
. V1  V02  Cp.T1  T0   0 avec
2
V1 V0  T1  328 .55 K
P1 P2
T T
T .T

 1  2  T3  2 0  831K
P0 P3
T0 T3
T1
La tuyère : la vitesse d’éjection est :
Vs  2.Cp .T2  T3   581 .37 m s
Le débit massique d’air :
.
.
F  m a .Vs  V0   m a 
.
.
F
 33.46 Kg s
Vs  V0
.
.
Q1,2  mc .Pci  ma .Cp.T2  T1   mc  0.356 Kg s
La consommation spécifique du carburant :
.
mc
CSC 
 4.296 .10 5 Kg N .s
F
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Mécanique de Propulsion (MP)
Exo13 :
Le rendement thermodynamique d’un statoréacteur réel est 0.464 et son rapport de pression
est 10.7. Ce statoréacteur de poussée 7200 daN est monté sur un avion volant à une altitude
adaptée avec les conditions -56.7c° et 0.055MPas. Calculer les caractéristiques de ce
statoréacteur. Données γ =1.4, r =288 j/KgK, Pci = 42000 Kj/Kg, x0 =15Kg d’air /Kg de
combustible, ηd = ηt = 0.96.
Solution
1,1’
Transformation e

P1  T1   1
  r 
Pe  Te 
d 
T1  Te
T1'  Te
T1  425 .04 K
 T1'  433 .73 K
De l’équation d’énergie
Ve  2.Cp .T1'  Te   Ve  660.93 m s
th,P   g 
F .Ve
.
mc .Pci
.
x
ma
.
.
 m c  2.4418 Kg s
.
 15  ma  36 .62 Kg s
mc
.
.
F  m g .Vs  ma .Ve  Vs  2462.84 m s
Exo : 14
Un avion à turbopropulseur vole à 650Km/h à une altitude où la température ambiante est 18c°. Le rapport de pression du compresseur est de 9/1 et la température maximale du cycle
est de 850 c°. Le rendement isentropique du diffuseur est de 0.9 et les rendements
isentropiques du compresseur et de la turbine sont respectivement 0.89 et 0.9.
Calculer le travail net nécessaire pour entrainer l’hélice, le rendement mécanique de l’arbre
reliant la turbine, le compresseur et l’hélice égal à 0.98.
Données : Cpa =1.005Kj/KgK, Cpg=1.15 Kj/KgK, γa =1.4, γg =1.333.
On néglige l’effet de la pousser provoquée par l’hélice
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Mécanique de Propulsion (MP)
Solution
T1  T0 
d 
V02
2.Cpa
 T1  271 .2 K
T1'  T0
 0.9  T1'  269 .6 K
T1  T0

P1  T1'   1
    1.21
P0  T0 
Pour le compresseur
T2'  P2 
 
T1  P1 
c 
 1


T2'  508 K
T2'  T1
 0.9  T2  537 .35 K
T2  T1
Wc  Cp a .T2  T1   Wc  267 .5Kj / Kg
P3 P2 P2 P1

 .  10.89
P4 P0 P1 P0
Donc
T4'  P4 
 
T3  P3 
T 
 g 1
g
 T4'  618 .46 K
T4  T3
 0.93  T4  653 .77 K
T4'  T3
Travail produit par la turbine
WT  Cpg .T3  T4 
WT  539 .6 Kj / Kg
Travail net de l’hélice
Wh  WT  Wc .mécanique  Wh  266 .658 Kj / Kg
Q  Cp m .T3  T2   Q  6.31 .105W
th 
Wh
Q
 th  42.2%
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Mécanique de Propulsion (MP)
Exo15 :
Soit un avion volant à une vitesse de 259 m/s. sachant que son réacteur a les conditions
suivantes :
T0 = 20 c°, P0 = 9.5 N/cm2, taux de compression 3.6, température de fin de combustion T3 =
520 c°, Pci = 4.31x 107 j/Kg, consommation 0.11Kg/Nh. On brule 1Kg de carburant dans 16Kg
d’air. Excès d’air e = 4.
Déterminer :
1. La vitesse d’éjection des gaz.
2. La poussée.
3. La puissance thermopropulsive et le rendement global.
Exo16 :
Dans un turboréacteur, le rapport de pression du compresseur est 6/1 et la température
maximale du cycle 760c°. les rendements isentropiques du compresseur et de la turbine sont
0.85 et 0.88 respectivement et le rendement mécanique est de 99%. Le rendement de la
manche d’entrée est 0.9. Calculer la puissance spécifique en Kw et le rendement thermique
quand l’avion s’envole à 725Km/h à une altitude où la température ambiante est -7c°. Négliger
la perte de pression dans la chambre de combustion, et supposer que les gaz dans la turbine se
détendent à la pression atmosphérique et quittent l’avion à 725Km/h par rapport à l’avion.
Exo17 :
Soit le statoréacteur suivant :
Pression d’entrée Pe = 0.06MPas
Température d’entrée Te = -56.7c°
La pression de combustion est 0.642MPas
ηty = ηd = 0.96, γ =1.4, r =288 j/Kg
Calculer la vitesse d’entrée Ve et le nombre de Mach M
Exo18 :
Etudier le cycle théorique et le cycle réel d’un turboréacteur au banc d’essai sachant que :
La pression et la température à l’entrée sont respectivement 9.3N/cm2, 0c°.
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Mécanique de Propulsion (MP)
Taux de compression 3.8, température de fin de combustion 700c°, débit 32Kg/s, rendement
de compression 0.82, rendement de détente de la tuyère 0.96, et rendement de combustion
0.97. Sachant que la combustion se fait avec un excès d’air x =5, déterminer la puissance de la
turbine en Kw.
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Mécanique de Propulsion (MP)
Nomenclature
Cpa
chaleur spécifique de l’air j/Kg.K
Cpg
chaleur spécifique du gaz j/Kg.K
Cpm
chaleur spécifique moyenne j/Kg.K
CSC
consommation spécifique du carburant Kg/Nh
F
Force de poussée N
g
accélération du pesanteur m/s2
M
nombre de Mach.
.
ma
.
mg
.
mc
.
débit massique d’air kg/s
débit massique du gaz Kg/s
débit massique du carburant Kg/s
m a ,s
débit massique traversant la soufflante Kg/s
P
pression Pas.
Pe
pression à l’entrée
Ps
pression à la sortie
Pci
pouvoir calorifique inférieur Kj/Kg
Pp
puissance propulsive W
Pd
puissance dynamique W
Pth
puissance thermique W
.
Q
puissance thermique W
rc
rapport de compression
rsouf
rapport de compression de la soufflante
r
constante universelle des gaz parfait j/KgK
T
température K
Te
température d’entrée K
Ts
température de sortie K
V
vitesse m/s
Ve
vitesse d’entrée m/s
Vs
vitesse de sortie m/s
.
Wc
.
WT
puissance du compresseur W
puissance de la turbine W
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Mécanique de Propulsion (MP)
.
W souf
puissance de la soufflante W
Z
hauteur de vol m
ηdif
rendement isentropique du diffuseur.
ηcom
rendement isentropique du compresseur.
ηtur
rendement isentropique de la turbine
ηty
rendement isentropique de la tuyère.
ηsouf
rendement isentropique de la souflante.
ηp
rendement propulsif.
ηth
rendement thermique.
ηg
rendement global.
ηth,p
rendement thermo-propulsif (ηth,p= ηg).
∆h
variation d’enthalpie
∆Ec
variation d’énergie cinétique.
∆Ep
variation d’énergie potentielle.
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