Le Snecma M53 est un turboréacteur à double flux et à postcombustion monocorps. Conçu par le motoriste français Snecma (devenu Safran Aircraft Engines depuis 2016), il équipe l'avion de combat français Mirage 2000.

Conception
Le M53 a été conçu entre 1967 et 1969. Il était initialement appelé « Super Atar », et représentait une nouvelle tentative visant à fournir un moteur plus évolué que l'Atar. Les objectifs à atteindre lors de la conception étaient de créer un réacteur à double flux, de construction modulaire, qui devait être moins complexe et moins cher que le Snecma TF306, dérivé du Pratt & Whitney TF30. Par conséquent, les ingénieurs ont réalisé

Le M53 devait initialement équiper une version améliorée du Mirage F1 (qui était en concurrence avec le F-16 pour un contrat de l'OTAN), l'avion à géométrie variable Mirage G8, l'Avion de combat futur et le biréacteur Mirage 40003. En fin de compte, tous ces programmes ont été abandonnés et le seul appareil équipé du M53 est le Dassault Mirage 2000, dans toutes ses versions.

M53
Le premier des 20 prototypes a commencé ses essais en février 1970 et le second en août de la même année. Les tests de vitesse de rotation maximale et de poussée maximale à sec (50,96 kN) ont été achevés en octobre. Ceux de poussée maximale avec postcombustion (83,43 kN) ont été terminés en septembre 1971. Le premier vol d'essai a eu lieu en juillet 1973, avec un M53 accroché à l'arrière d'une Caravel

M53-2
Il constitue la première version de série. Il a été utilisé sur le Mirage F1-M53, le Mirage 4000 et sur les prototypes du Mirage 2000.

Débit du flux d'air : 84 kg/s à un régime de rotation de 10 200 tr/min ;
Taux de compression du compresseur basse pression : 0,32 ;
Pression totale à la sortie du compresseur HP : 8,5 bars ;
Poussée maximale avec postcombustion : 83,36 kN ;
Poussée maximale à sec : 54,92 kN.

M53-5
La principale modification de cette version concerne l'augmentation de la vitesse de rotation du rotor. Il a équipé les Mirage 2000 construits entre 1980 et 1985 (premiers exemplaires).

Débit d'air : 85 kg/s à un régime de rotation de 10 500 tr/min ;
Pression totale à la sortie du compresseur HP : 9,3 bars ;
Poussée maximale avec postcombustion : 88,21 kN ;
Poussée maximale à sec : 54,40 kN.

M53-P2

Il fut d'abord appelé M53-7. Il constitue une version plus puissante, qui fut développée à partir de 1980 pour équiper les versions les plus lourdes du Mirage 2000. Sa production commença en 1984, initialement pour équiper les Mirage 2000N (attaque nucléaire). Le M53-P2 n'est plus produit depuis 2005, mais l'assistance technique doit encore durer jusqu'en 2030. Il s'agit désormais de la seule version du M53 équipant

M53-P20
Cette version est identique au M53-P2, mais possède une poussée maximale avec postcombustion de 98,06 kN. Cette version n'est plus proposée à l'achat.

M53-PX3
Depuis une décennie, en partenariat avec huit forces aériennes clientes, SNECMA a entamé des études visant à réduire la consommation de carburant de ses moteurs afin d'étendre la portée des appareils. Les ingénieurs tentent également de diminuer la température à l'entrée de la turbine, afin d'augmenter la durée de vie des parties chaudes du réacteur. Au fil des années, d'autres objectifs se sont ajoutés à

En 2002, le réacteur amélioré a été défini et le développement devait commencer début 2003, mais cela n'a pas eu lieu. En juin 2003, SNECMA a commencé à rechercher des financements auprès de ses clients et des différentes industries nationales. Les moteurs existants peuvent en fait être améliorés en remplaçant un quart des pièces, notamment une nouvelle section de turbine et un nouveau FADEC, basé sur celui du M88 (moteur du Rafale).

Présentation.
Le turboréacteur M53-P2 est la deuxième version opérationnelle de la famille M53, dont il conserve les qualités fondamentales :

Poussée forte, rapportée au couple moteur et à la masse du réacteur ;
Simplicité mécanique et robustesse, des qualités indispensables dans le cadre d'une utilisation militaire ;
Une pilotabilité flexible de la poussée sur toute la plage de fonctionnement, pour un domaine de vol et d'attitude de l'avion très étendu ;
Coût de production, d'utilisation et de maintenance optimisés.
Par rapport au M53-5, il offre dans des conditions de point fixe une augmentation de 18 % de la poussée à plein gaz sec (sans postcombustion) et de 8 % à plein gaz PC (avec postcombustion), sans modification de l'encombrement. Cette amélioration des performances est obtenue par une augmentation :

Du rapport de pression entre la sortie du compresseur HP et l'entrée du compresseur BP ;
De la température d'entrée de la turbine ;
Du débit d'air absorbé.
...ainsi que par les évolutions technologiques suivantes :

Nouveau compresseur BP ;
Nouvelle turbine HP ;
Utilisation d'un détendeur à section variable dans le flux secondaire (flux soufflant, ou « fan ») ;
Utilisation d'une calculatrice électronique de technologie numérique pour remplacer l'ancienne calculatrice électronique de technologie analogique.

Les principales étapes du programme M53-P2
Les points clés, de la mise au point à la livraison, ont été :

Première rotation sur le banc d'essai effectuée en juin 1981 ;
Essai de qualification de 50 heures effectué en juin 1982 ;
Premier vol sur Mirage 2000 en juillet 1983 ;
Essais de qualification réalisés entre avril et août 1984 ;
Livraison du premier moteur de série en avril 1985.

Caractéristiques de conception
Les principales caractéristiques de conception du turboréacteur M53-P2 sont les suivantes :

Un seul arbre d'entraînement (moteur monocorps) ;
Un compresseur axial basse pression (BP) à 3 étages ;
Un compresseur axial haute pression (HP) à 5 étages ;
Une turbine axiale refroidie à 2 étages ;
Une chambre de combustion annulaire à pré-vaporisation ;
Une section de post-combustion annulaire avec injection séparée dans les deux flux (soufflante et primaire).
Une tuyère convergente à plusieurs orifices (pétales) avec une section variable ;
Un calculateur de régulation de technologie électronique de type numérique (FADEC) ;
Une architecture modulaire (12 modules interchangeables pour une même version de moteur).

Une constitution modulaire.

Les modules d'un M53-P2 (à l'exception de ceux de la tuyère).

Les modules de post-combustion et de tuyère du M53-P2.
Les modules constitutifs de la partie « générateur de gaz » du M53-P2 sont les suivants :

Module 1 - Compresseur BP.
Module 2 - Carter, le directeur.
Module 3 - Compresseur HP.
Module 4 - Chambre de combustion.
Module 5 - Distributeur 1er étage.
Module 6 - Turbine
Module 7 - Carter d'échappement.
Module 11 - Grille d'entrée d'air.
Module 12 - Calculatrice numérique.
Les modules constitutifs de la partie post-combustion et de la tuyère d'éjection sont les suivants :

Module 8 - Diffuseur de post-combustion.
Module 9 - Chambre de post-combustion.
Module 10 - Buche d'éjection
Le découpage en modules interchangeables permet une maintenance rapide et moins coûteuse, ainsi qu'un coût de possession minimisé grâce à une optimisation possible des moyens immobilisés pour assurer les missions de l'avion.

Techniques avancées.
Des techniques de fabrication de dernière génération sont mises en œuvre pour obtenir ce moteur aux performances et à la fiabilité reconnues par les différents utilisateurs :

Utilisation du titane, des aciers alliés, des alliages réfractaires et des matériaux composites ;
Soudage par bombardement électronique ;
Perçage par laser ;
Forgeage de précision et fonderie par noyau céramique.

Des performances.
Les performances telles que la poussée et la consommation spécifique ont été optimisées pour assurer des missions en vol supersonique, ainsi qu'une pénétration à basse altitude et un long rayon d'action.

La poussée fournie par le turboréacteur est proportionnelle au débit d'air accéléré par le moteur, et dépend directement des paramètres de température et de pression du domaine de vol. La poussée augmente si la température diminue, et diminue si la pression diminue, mais l'impact de la variation de pression est prépondérant sur celui de la température. La consommation spécifique qui caractérise le rendement global du moteur est associée

Les principales caractéristiques du moteur sont les suivantes :

Débit d'air : 92 kg/s à 10 600 tr/min ;
Rapport de pression : 9,8 ;
Rapport de dilution : 0,352 ;
Température d'entrée de la turbine : 1 560 K ;
Régime de rotation : 10 600 tr/min (103 %) ;
Poussée maximale à sec : 64,35 kN ;
Poussée maximale avec postcombustion : 95,13 kN.

Compresseur basse pression.
Il est composé de trois étages, mais n'a pas de directrice d'entrée. Celle-ci sert habituellement à éviter le décrochage du compresseur en dirigeant correctement les flux d'air sur les pales du rotor. Les pales sont en alliage de titane et possèdent donc une meilleure résistance aux impacts. Quant au rotor, il possède un capot dégivrant en raison de sa forme conique. La température à la sortie du compresseur BP est de 100 à

Sur le M53 P2, le taux de dilution varie en fonction des lois de régulation du moteur, en fonction du point de fonctionnement considéré.

Compresseur haute pression.
Il est composé de cinq étages sans stator variable. Un dispositif amortisseur est installé entre les disques n° 4 et n° 5 pour réduire les vibrations. Les différentes parties du compresseur haute pression sont en alliage de titane (TA6V ou Ti6Al4V). La température à la sortie du compresseur est de 300 °C.

Chambre de combustion.
Elle est de type annulaire et présente des similitudes avec celles de Pratt & Whitney. Elle est conçue pour fonctionner sans fumée.

Elle est construite en alliage réfractaire et est refroidie par le flux d'air secondaire, prélevé sur le compresseur, et par le carburant. Elle comprend 14 cannes doubles pour la vaporisation du carburant et 7 orifices pour un examen endoscopique. La température de la combustion atteint 2 000 °C et près de 1 327 °C (1 600 K) en amont de la turbine.

Turbine.
Il est de type axial et se compose de deux étages, entraînant l'arbre des rotors haute et basse pression. Il est précédé d'un distributeur consistant en un disque doté d'ailettes creuses, refroidies par l'air du flux secondaire. Celui-ci oriente le flux de gaz issu de la chambre de combustion.

Le rotor est fabriqué en alliage réfractaire (NW12KCA). À la sortie de la turbine, la pression passe de 9 bars à 3 bars, tandis que la température passe de 1 327 °C à 850-900 °C.

Post-combustion.
Il est constitué de trois anneaux concentriques équipés d'injecteurs, le tout en alliage réfractaire. Ces anneaux se trouvent dans un canal en tôles ondulées perforées, également en alliage réfractaire ; il est refroidi par une partie de l'air du flux secondaire passant entre les tôles et le conduit extérieur en titane. La température, de l'ordre de 850 °C, monte à plus de 1 650 °C en cas d'activation

Tuyère

Le canal de post-combustion se termine sur la tuyère convergente à géométrie variable, constituée de volets actionnés par des vérins hydrauliques. Ces vérins, commandés selon la loi de régulation de la tuyère programmée dans le calculateur, sont alimentés en carburant sous haute pression afin de surmonter les effets du flux de gaz chaud sur les volets.

Il se compose de volets chauds qui canalisent le flux d'air principal, ainsi que de volets froids qui guident le flux de refroidissement du canal PC. Ce dispositif permet de réduire la signature infrarouge du moteur.

Accesoires
Ils sont principalement regroupés à l'avant du moteur, sur le support d'équipements situé sous le compresseur.

Calculateur.

Le calculateur numérique, fixé sur des amortisseurs à la périphérie du réacteur, est refroidi par de l'air prélevé en aval du compresseur BP. Il gère et contrôle le fonctionnement du réacteur en fonction des ordres transmis par le pilote, via la manette des gaz, ainsi que des conditions de vol (Mach, incidence...). Le calculateur établit ainsi les valeurs de référence adaptées pour chaque paramètre de fonctionnement selon les lois de régulation du moteur

Le calculateur est équipé d'un programme d'auto-test chargé de contrôler les circuits en les interrogeant à intervalles réguliers, assurant ainsi l'intégrité du système et, par conséquent, facilitant sa maintenance.

Système de régulation.
Introduction
Le système de régulation du turboréacteur M53-P2 se décompose en quatre parties :

Une régulation principale ;
La régulation du détendeur à section variable (DSV) ;
La régulation de la post-combustion ;
L'aide pour le carburant.
La régulation principale contrôle le régime de rotation et la température à l'entrée de la turbine en maintenant les performances de poussée et de consommation spécifique (CS). En fonctionnement transitoire, elle protège le turboréacteur contre les extinctions (riche ou pauvre), la surchauffe, le décrochage et le décollement tournant.

La régulation du DSV régule la section de passage du flux de la soufflante (froid).

La régulation de PC régule les débits de carburant PC (primaire et soufflante) en fonction de lois élaborées par le calculateur. En cas de panne du calculateur, la régulation de PC permet de maintenir la PC primaire en fonctionnement (avec une richesse approximativement constante) en assurant les performances spécifiées en secours hydraulique PC.

En cas de panne grave de la régulation, l'alimentation en carburant commandée par le pilote permet le redémarrage en vol et l'obtention de la poussée spécifiée en cas d'alimentation en carburant d'urgence, tout en assurant une régulation tachymétrique et de tuyère à plein régime, ainsi que la protection du turboréacteur contre le décrochage tournant à bas régime.

Régulation principale.

Pour assurer les fonctions de maintien de la poussée demandée par le pilote et de protection du turboréacteur dans les phases transitoires de fonctionnement, la régulation principale se compose de :

D'une régulation tachymétrique, qui agit sur le dosage du carburant ;
D'une régulation de tuyère, qui agit sur sa section de sortie.
En fonctionnement stabilisé, la régulation tachymétrique permet de maintenir le régime (N) correspondant à une demande de puissance du pilote (position de la manette) entre le ralenti et le plein gaz, tout en limitant la température de la turbine (Tt7) lorsque le moteur est au régime plein gaz.

Dans les transitoires, la régulation principale :

Assurez la fonction PAP (procédure anti-pompage) au démarrage ;
Limitez la richesse de la combustion (C/P) entre le régime de ralenti et celui à pleins gaz.

Réglementation DSV.
Pour optimiser les performances de poussée et de consommation spécifique à des régimes élevés, il est nécessaire d'adapter la section de passage du flux secondaire (flux de soufflante) aux conditions de vol.

À bas régime, il faut commander l'ouverture complète de la section de passage du flux secondaire (flux soufflant), afin de conserver une marge suffisante pour le pompage. À forte incidence (I > 16°), le régime moteur n'intervient plus dans le calcul de la position du DSV, et en cas de tir de missile, la section de tuyère est adaptée aux conditions de fonctionnement du DSV.

Régulation post-combustion.

Commandement ERVD.

Fonction « tir »

Détection de la vitesse insuffisante.

Traitements et sécurités.

Enregistreur d'événements.

Aide pour le carburant.

Autopilote

Calculateur de potentiel.

Limites et protections.

Introduction
Le turboréacteur M53-P2 présente différentes limitations dans le domaine du vol et dans la résistance aux différents facteurs de charge.

Certains paramètres de fonctionnement sont surveillés, et les alarmes correspondantes sont relayées au niveau du poste de pilotage. Des dispositifs sont mis en place pour protéger le turboréacteur contre les phénomènes aérodynamiques de l'écoulement, tels que le décrochage tournant et le décrochage (également appelé « pompage » du compresseur).

Limites de fonctionnement.
Le domaine de fonctionnement du turboréacteur est étroitement associé à celui de l'avion pour lequel il a été conçu. Ce domaine est représenté par une enveloppe dans un champ qui regroupe les informations d'altitude, de Mach et de vitesse de vol. À l'intérieur de cette enveloppe, il existe une zone de restriction de conduite, où l'association de l'altitude et des faibles vitesses n'est pas favorable au fonctionnement des turboréacteurs. Le manuel

Dans le domaine du vol d'avion, le turboréacteur est sollicité par des accélérations suivant l'axe longitudinal (X), qui n'est pas soumis à une limitation particulière, et l'axe vertical (Z), pour lequel le motoriste impose une limitation en temps et en fréquence pour les « g » négatifs et une limitation de 9 g pour les valeurs positives. En utilisation normale, les instruments de contrôle et de conduite du moteur permettent de s'assurer que les

Les différents paramètres de surveillance transmis au poste de pilotage sont :

Le régime N ;
La température de sortie de la turbine Tt7 ;
La pression du carburant PCA ;
La pression d'huile PH ;
L'état du fonctionnement du PC ;
l'état de la réglementation ;
l'état du distributeur à section variable DSV.

Protection contre l'abandon scolaire.
Analyse du phénomène.
Dans un compresseur axial, le décrochage est un phénomène aérodynamique qui résulte du décollement des filets d'air sur l'extrados d'une partie ou de la totalité des aubes du rotor ou du stator. Ce phénomène, imputable à un dépassement de l'incidence limite de fonctionnement des aubes, entraîne une diminution rapide du débit d'air et une chute du rapport de pression, avec pour effet immédiat un

Il existe plusieurs types de décrochages, et on peut les classer en fonction de leurs conséquences sur le fonctionnement du turboréacteur :

Le décrochage à haut régime (inconnu sur le M53), qui affecte principalement les derniers étages du compresseur et qui a pour conséquence, sur certains turboréacteurs, de créer une extinction riche de la chambre de combustion que la régulation ne peut pas contrer ;
Le décrochage en accélération, où l'action de la régulation est suffisamment rapide pour y mettre fin immédiatement ;
Le décrochage tournant, qui affecte la partie fixe ou mobile du premier étage du compresseur et se caractérise par une zone de décollement des filets d'air se déplaçant en sens inverse du sens de rotation, à une vitesse inférieure au régime de rotation. Cela se traduit par un décollement du flux d'air se déplaçant d'extrados en extrados, sans diminution significative du débit total instantané.

Accélération rapide.
À partir de conditions stabilisées, si le débit de carburant augmente rapidement en raison d'un mouvement rapide de la manette des gaz, l'augmentation de la température devant la turbine (Tt5) provoque, quasiment à régime constant, une diminution du débit d'air et une augmentation du rapport de pression en raison d'une obstruction thermique au niveau du distributeur de turbine. Le point de fonctionnement du turboréacteur se déplace vers la limite de décrochage,

C'est le système de contrôle de l'accélération qui limite l'augmentation du débit de carburant, afin que le point de fonctionnement du moteur en régime transitoire n'interfère pas avec la limite de décrochage.

Décellération rapide.
À partir des conditions stabilisées en plein gaz, dans le cas d'une décélération rapide, la tuyère présente un retard important à l'ouverture, ce qui peut entraîner un décrochage tournant à bas régime. Pour y remédier, un dispositif provoque l'ouverture rapide de la tuyère lors de la détection d'une section trop faible à bas régime.

Allumage de la post-combustion.

À la suite de l'allumage de la postcombustion, une obstruction thermique se crée dans le canal de PC, ce qui entraîne une diminution du débit d'air et une augmentation du rapport de pression. Le point de fonctionnement du turboréacteur se déplace vers la limite de décrochage. Si le déplacement est inférieur à la marge de décrochage du compresseur, la régulation ramène le point de fonctionnement à sa position initiale. Sinon, le compresseur décroche.

Afin d'assurer une marge suffisante au décrochage au moment de l'allumage de la PC, la régulation commande une pré-ouverture de la tuyère pendant la phase préalable de remplissage des rampes PC. Une fois la PC allumée, les variations brusques de charge PC (augmentation rapide du carburant) par le pilote présentent les mêmes inconvénients qu'à l'allumage, mais de manière plus progressive, ce qui permet à la régulation de faire

L'absorption brutale de gaz chauds lors d'un tir d'engin.
L'absorption de gaz chauds par le turboréacteur, lors d'un tir de missile, entraîne une augmentation brutale de la température d'entrée (Tt2) du compresseur. Pour éviter que le point de fonctionnement transitoire du turboréacteur n'atteigne la limite de décrochage, un dispositif appelé « appauvrisseur de tir » provoque différents déterrages sur les lois de régime, de tuyère et de DSV (dét

Caractéristiques des M53-2, M53-5 ou M53-P2
Longueur : 4 853 mm ou 5 070 mm.
Diamètre : 1 055 mm.
Poids : 1 420 kg ou 1 470 kg ou 1 500 kg.
Poussée maximale.
(sans charge) : 54,92 kN ou 54,4 kN ou 64,35 kN.
Consommation de carburant.
(maxi à sec) : 24,64 mg/N·s ou 25,55 mg/N·s

Utilisateurs
Le M53 est utilisé dans 9 forces aériennes réparties sur quatre continents, celles qui utilisent le Mirage 2000. En janvier 1999, Snecma avait livré 675 turboréacteurs M53. En juillet 2002, Snecma a tenté sans succès de vendre des M53-P2 au Brésil pour motoriser ses Mirage 2000, désignés localement F-2000. En avril 2007, 644 moteurs avaient accumulé plus de 1 500 000 heures de fonctionnement.

DAGOMA

Disco Ultimate.

Ça n'a pas d'importance.

Ça n'a pas d'importance.

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