Compresseur axial

Un compresseur axial est un compresseur à gaz qui peut pressuriser en continu les gaz . Il s'agit d'un compresseur rotatif à profil aérodynamique dans lequel le gaz ou le fluide de travail s'écoule principalement parallèlement à l'axe de rotation, ou axialement. Cela diffère des autres compresseurs rotatifs tels que les compresseurs centrifuges , les compresseurs axi-centrifuges et les compresseurs à flux mixte où le flux de fluide comprendra une « composante radiale » à travers le compresseur.

Le niveau d'énergie du fluide augmente à mesure qu'il s'écoule dans le compresseur en raison de l'action des pales du rotor qui exercent un couple sur le fluide. Les pales fixes ralentissent le fluide, transformant la composante circonférentielle du débit en pression. Les compresseurs sont généralement entraînés par un moteur électrique ou une turbine à vapeur ou à gaz.

Les compresseurs à flux axial produisent un flux continu de gaz comprimé et présentent les avantages d'un rendement élevé et d'un débit massique important , notamment par rapport à leur taille et à leur section. Ils nécessitent cependant plusieurs rangées de profils aérodynamiques pour obtenir une augmentation de pression importante, ce qui les rend complexes et coûteux par rapport à d'autres conceptions (par exemple les compresseurs centrifuges).

Les compresseurs axiaux font partie intégrante de la conception des grandes turbines à gaz telles que les moteurs à réaction , les moteurs de navires à grande vitesse et les petites centrales électriques. Ils sont également utilisés dans des applications industrielles telles que les usines de séparation d'air à grand volume, l'air de haut fourneau , l'air de craquage catalytique fluide et la déshydrogénation du propane . En raison de leurs performances élevées, de leur grande fiabilité et de leur fonctionnement flexible pendant l'enveloppe de vol, ils sont également utilisés dans les moteurs de fusées aérospatiales , comme pompes à carburant et dans d'autres applications critiques à volume élevé.

Les compresseurs axiaux sont constitués de composants rotatifs et stationnaires. Un arbre entraîne un tambour central qui est maintenu par des roulements à l'intérieur d'un carter tubulaire stationnaire. Entre le tambour et le carter se trouvent des rangées de profils aérodynamiques, chaque rangée étant reliée soit au tambour, soit au carter de manière alternée. Une paire d'une rangée de profils aérodynamiques rotatifs et la rangée suivante de profils aérodynamiques stationnaires est appelée un étage. Les profils aérodynamiques rotatifs, également appelés pales ou rotors, accélèrent le fluide dans les directions axiale et circonférentielle. Les profils aérodynamiques stationnaires, également appelés aubes ou stators, convertissent l'énergie cinétique accrue en pression statique par diffusion et redirigent la direction d'écoulement du fluide pour le préparer aux pales du rotor de l'étage suivant. La section transversale entre le tambour du rotor et le carter est réduite dans le sens de l'écoulement pour maintenir une vitesse axiale optimale du nombre de Mach lorsque le fluide est comprimé.

Lorsque le fluide entre et sort dans la direction axiale, la composante centrifuge dans l'équation énergétique n'entre pas en jeu. Ici, la compression est entièrement basée sur l'action de diffusion des passages. L'action de diffusion dans le stator convertit la charge cinétique absolue du fluide en une augmentation de pression. La charge cinétique relative dans l'équation énergétique est un terme qui n'existe qu'en raison de la rotation du rotor. Le rotor réduit la charge cinétique relative du fluide et l'ajoute à la charge cinétique absolue du fluide, c'est-à-dire que l'impact du rotor sur les particules du fluide augmente leur vitesse (absolue) et réduit ainsi la vitesse relative entre le fluide et le rotor. En bref, le rotor augmente la vitesse absolue du fluide et le stator la convertit en augmentation de pression. La conception du passage du rotor avec une capacité de diffusion peut produire une augmentation de pression en plus de son fonctionnement normal. Cela produit une augmentation de pression plus importante par étage qui constitue un stator et un rotor ensemble. C'est le principe de réaction dans les turbomachines . Si 50 % de l'augmentation de pression dans un étage est obtenue au niveau de la section du rotor, on dit qu'il y a une réaction de 50 %.

L'augmentation de pression produite par un seul étage est limitée par la vitesse relative entre le rotor et le fluide, ainsi que par les capacités de rotation et de diffusion des profils aérodynamiques. Un étage typique d'un compresseur commercial produira une augmentation de pression comprise entre 15 % et 60 % (rapports de pression de 1,15 à 1,6) dans les conditions de conception avec une efficacité polytropique de l'ordre de 90 à 95 %. Pour obtenir différents rapports de pression, les compresseurs axiaux sont conçus avec différents nombres d'étages et vitesses de rotation. En règle générale, nous pouvons supposer que chaque étage d'un compresseur donné a la même augmentation de température (Delta T). Par conséquent, à l'entrée, la température (Tétage) de chaque étage doit augmenter progressivement dans le compresseur et le rapport (Delta T)/(Tétage) d'entrée doit diminuer, ce qui implique une réduction progressive du rapport de pression d'étage dans l'ensemble de l'unité. Par conséquent, l'étage arrière développe un rapport de pression nettement inférieur à celui du premier étage. Des rapports de pression d'étage plus élevés sont également possibles si la vitesse relative entre le fluide et les rotors est supersonique, mais cela se fait au détriment de l'efficacité et de l'opérabilité. De tels compresseurs, avec des rapports de pression d'étage supérieurs à 2, ne sont utilisés que lorsque la réduction de la taille, du poids ou de la complexité du compresseur est essentielle, comme dans les avions militaires.

Les profils des profils aérodynamiques sont optimisés et adaptés à des vitesses et des rotations spécifiques. Bien que les compresseurs puissent fonctionner dans d'autres conditions avec des débits, des vitesses ou des rapports de pression différents, cela peut entraîner une baisse d'efficacité ou même une rupture partielle ou complète du débit (connue respectivement sous le nom de décrochage du compresseur et de surpression). Ainsi, une limite pratique sur le nombre d'étages et le rapport de pression global provient de l'interaction des différents étages lorsqu'ils doivent fonctionner en dehors des conditions de conception. Ces conditions « hors conception » peuvent être atténuées dans une certaine mesure en offrant une certaine flexibilité au compresseur. Cela est généralement obtenu grâce à l'utilisation de stators réglables ou de vannes qui peuvent purger le fluide du flux principal entre les étages (purge inter-étages). Les moteurs à réaction modernes utilisent une série de compresseurs, fonctionnant à différentes vitesses, pour fournir de l'air à un rapport de pression d'environ 40:1 pour la combustion avec une flexibilité suffisante pour toutes les conditions de vol.

La loi du moment de l'impulsion stipule que la somme des moments des forces externes agissant sur un fluide qui occupe temporairement le volume de contrôle est égale à la variation nette du flux de moment angulaire à travers le volume de contrôle.

Le fluide tourbillonnant entre dans le volume de contrôle au rayon, , avec une vitesse tangentielle , et sort au rayon, , avec une vitesse tangentielle, .

Le taux de variation de la quantité de mouvement, F, est donné par l'équation :

La puissance consommée par une lame mobile idéale, P, est donnée par l'équation :

Variation de l'enthalpie du fluide dans les pales en mouvement :

Donc,

ce qui implique,

Compression isentropique dans une pale de rotor ,

Donc,

ce qui implique

Degré de réaction , la différence de pression entre l'entrée et la sortie de la pale du rotor est appelée pression de réaction . La variation de l'énergie de pression est calculée à l'aide du degré de réaction .

Donc,

Greitzer a utilisé un modèle de système de compression de type résonateur Helmholtz pour prédire la réponse transitoire d'un système de compression après une petite perturbation superposée à une condition de fonctionnement stable. Il a trouvé un paramètre adimensionnel qui prédisait quel mode d'instabilité du compresseur, décrochage rotatif ou surtension, en résulterait. Le paramètre utilisait la vitesse du rotor, la fréquence du résonateur Helmholtz du système et une « longueur effective » du conduit du compresseur. Il avait une valeur critique qui prédisait soit le décrochage rotatif, soit la surtension lorsque la pente du rapport de pression par rapport au débit passait de négative à positive.

Les performances du compresseur axial sont présentées sur une carte de compresseur , également appelée caractéristique, en traçant le rapport de pression et l'efficacité par rapport au débit massique corrigé à différentes valeurs de vitesse de compresseur corrigée.

Les compresseurs axiaux, en particulier à proximité de leur point de conception, se prêtent généralement à un traitement analytique et une bonne estimation de leurs performances peut être réalisée avant leur premier essai sur un appareil. La carte du compresseur montre la plage de fonctionnement complète, c'est-à-dire hors conception, du compresseur depuis le ralenti au sol jusqu'à sa vitesse de rotor corrigée la plus élevée, qui pour un moteur civil peut se produire au sommet de la montée, ou, pour un moteur de combat militaire, au décollage par temps froid. La région de performance sous-ralenti nécessaire à l'analyse du comportement normal au sol et en vol de l'éolienne au démarrage n'est pas représentée.

Les performances d'un seul étage de compresseur peuvent être représentées en traçant le coefficient de charge de l'étage ( ) en fonction du coefficient de débit ( )

Le rapport pression/débit est inférieur à celui d'un étage sans perte, comme indiqué. Les pertes sont dues au frottement des pales, à la séparation du flux , à l'écoulement instable et à l'espacement des pales.

Les performances d'un compresseur sont définies en fonction de sa conception. Mais dans la pratique, le point de fonctionnement du compresseur s'écarte du point de conception, ce qui est appelé fonctionnement hors conception.

à partir de l'équation (1) et (2)

La valeur de ne change pas pour une large gamme de points de fonctionnement jusqu'au calage. Également en raison d'un léger changement de l'angle d'air au niveau du rotor et du stator, où se trouve l'angle de la pale du diffuseur.

Représenter les valeurs de conception avec (')

pour les opérations hors conception (à partir de l'équation 3 ) :

pour les valeurs positives de J, la pente de la courbe est négative et vice versa.

Dans le graphique du débit-pression, la ligne séparant les deux régions instable et stable est appelée ligne de surtension . Cette ligne est formée en joignant les points de surtension à différents régimes. L'écoulement instable dans les compresseurs axiaux dû à une rupture complète du débit constant est appelé surtension. Ce phénomène affecte les performances du compresseur et est indésirable.

L'explication suivante pour le pompage fait référence au fonctionnement d'un compresseur à vitesse constante sur un banc d'essai et à la réduction progressive de la zone de sortie en fermant une vanne. Ce qui se produit, c'est-à-dire le franchissement de la ligne de pompage, est causé par le compresseur essayant de fournir de l'air, toujours en fonctionnement à la même vitesse, à une pression de sortie plus élevée. Lorsque le compresseur fonctionne dans le cadre d'un moteur à turbine à gaz complet, par opposition à un banc d'essai, une pression de distribution plus élevée à une vitesse particulière peut être provoquée momentanément par la combustion d'un saut de pas trop important dans le carburant qui provoque un blocage momentané jusqu'à ce que le compresseur augmente à la vitesse qui correspond au nouveau débit de carburant et que le pompage s'arrête.

Français Supposons le point de fonctionnement initial D ( ) à un certain régime N. En diminuant le débit au même régime le long de la courbe caractéristique par fermeture partielle de la vanne, la pression dans le tuyau augmente, ce qui sera pris en charge par l'augmentation de la pression d'entrée au niveau du compresseur. Une augmentation supplémentaire de la pression jusqu'au point P (point de surtension), la pression du compresseur augmentera. En se déplaçant davantage vers la gauche en gardant le régime constant, la pression dans le tuyau augmentera mais la pression du compresseur diminuera, ce qui entraînera un retour d'air vers le compresseur. En raison de ce retour d'air, la pression dans le tuyau diminuera car cette condition de pression inégale ne peut pas durer longtemps. Bien que la position de la vanne soit réglée pour un débit inférieur, par exemple le point G, le compresseur fonctionnera selon le point de fonctionnement stable normal, par exemple E, de sorte que le chemin EFPGE sera suivi, ce qui entraînera une rupture de débit, d'où la pression dans le compresseur chutera encore jusqu'au point H( ). Cette augmentation et cette diminution de la pression dans le tuyau se produiront de manière répétée dans le tuyau et le compresseur suivant le cycle EFPGHE également connu sous le nom de cycle de surtension.

Ce phénomène provoque des vibrations dans toute la machine et peut entraîner une défaillance mécanique. C'est pourquoi la partie gauche de la courbe à partir du point de surtension est appelée région instable et peut endommager la machine. La plage de fonctionnement recommandée se situe donc sur le côté droit de la ligne de surtension.

Le décrochage est un phénomène important qui affecte les performances du compresseur. Une analyse est réalisée sur le décrochage rotatif dans les compresseurs à plusieurs étages, en trouvant les conditions dans lesquelles une distorsion de flux peut se produire qui est stable dans un référentiel mobile, même si la pression totale en amont et la pression statique en aval sont constantes. Dans le compresseur, on suppose une hystérésis de montée en pression. Il s'agit d'une situation de séparation du flux d'air au niveau des aubes aérodynamiques du compresseur. Ce phénomène dépendant du profil des aubes entraîne une réduction de la compression et une baisse de la puissance du moteur.

Décrochage positif

La séparation du flux se produit du côté aspiration de la lame.

Décrochage négatif

La séparation du flux se produit du côté pression de la lame.

Le décrochage négatif est négligeable par rapport au décrochage positif car la séparation du flux est moins susceptible de se produire du côté pression de la pale.

Dans un compresseur multi-étages, aux étages haute pression, la vitesse axiale est très faible. La valeur de calage diminue avec un petit écart par rapport au point de conception, ce qui provoque un calage près des régions du moyeu et de la pointe dont la taille augmente avec la diminution du débit. Ces zones deviennent plus grandes à très faible débit et affectent toute la hauteur de la pale. La pression de refoulement chute considérablement en cas de calage important, ce qui peut entraîner une inversion du débit. L'efficacité de l'étage diminue avec des pertes plus élevées.

L'irrégularité du flux d'air dans les pales du rotor peut perturber le flux d'air local dans le compresseur sans pour autant le perturber. Le compresseur continue de fonctionner normalement mais avec une compression réduite. Ainsi, le décrochage rotatif diminue l'efficacité du compresseur.

Dans un rotor dont les pales se déplacent par exemple vers la droite, si certaines pales reçoivent un flux à incidence plus élevée, cette pale s'arrêtera positivement. Elle crée une obstruction dans le passage entre la pale à sa gauche et elle-même. Ainsi, la pale de gauche recevra le flux à incidence plus élevée et la pale de droite à incidence plus faible. La pale de gauche subira plus de décrochage tandis que la pale de droite subira moins de décrochage. Vers la droite, le décrochage diminuera tandis qu'il augmentera vers la gauche. Le mouvement du décrochage rotatif peut être observé en fonction du référentiel choisi.

• Cela réduit l'efficacité du compresseur
• Vibrations forcées dans les pales dues au passage dans le compartiment de décrochage.
• Ces vibrations forcées peuvent correspondre à la fréquence naturelle des lames, provoquant une résonance et donc une défaillance de la lame.

Du point de vue de l'échange d'énergie, les compresseurs axiaux sont des turbines inversées. Le concepteur de turbines à vapeur Charles Algernon Parsons , par exemple, a reconnu qu'une turbine qui produisait du travail en vertu de la pression statique d'un fluide (c'est-à-dire une turbine à réaction) pouvait avoir son action inversée pour agir comme un compresseur d'air, l'appelant turbocompresseur ou pompe. Son rotor et ses aubes de stator décrits dans l'un de ses brevets avaient peu ou pas de cambrure bien que dans certains cas la conception des pales soit basée sur la théorie de l'hélice. Les machines, entraînées par des turbines à vapeur, étaient utilisées à des fins industrielles telles que l'alimentation en air des hauts fourneaux. Parsons a fourni le premier compresseur à flux axial commercial destiné à être utilisé dans une fonderie de plomb en 1901. Les machines de Parsons avaient un faible rendement, plus tard attribué au décrochage des pales, et ont rapidement été remplacées par des compresseurs centrifuges plus efficaces. Brown Boveri & Cie a produit des compresseurs à « turbine inversée », entraînés par des turbines à gaz, avec des aubes dérivées de la recherche aérodynamique qui étaient plus efficaces que les types centrifuges lors du pompage de débits importants de 40 000 pi3 par minute à des pressions allant jusqu'à 45 psi

Les premiers compresseurs axiaux n'étant pas suffisamment efficaces, un certain nombre d'articles parus au début des années 1920 affirmaient qu'il serait impossible de construire un turboréacteur à flux axial pratique. Les choses ont changé après la publication d'un article fondateur par AA Griffith en 1926, soulignant que la raison des faibles performances était que les compresseurs existants utilisaient des pales plates et étaient essentiellement « en panne » . Il a montré que l'utilisation de profils aérodynamiques au lieu de pales plates augmenterait l'efficacité au point qu'un moteur à réaction pratique serait une réelle possibilité. Il a conclu son article avec un schéma de base d'un tel moteur, qui comprenait une deuxième turbine utilisée pour alimenter une hélice .

Bien que Griffith soit bien connu pour ses premiers travaux sur la fatigue des métaux et la mesure des contraintes , peu de travaux semblent avoir été directement liés à son article. Le seul effort évident fut un compresseur de banc d'essai construit par Hayne Constant , collègue de Griffith au Royal Aircraft Establishment . D'autres premiers efforts sur les jets, notamment ceux de Frank Whittle et Hans von Ohain , étaient basés sur le compresseur centrifuge, plus robuste et mieux compris, qui était largement utilisé dans les compresseurs . Griffith avait vu le travail de Whittle en 1929 et l'avait rejeté, notant une erreur mathématique, et affirmant ensuite que la taille frontale du moteur le rendrait inutile sur un avion à grande vitesse.

Les vrais travaux sur les moteurs à flux axial commencèrent à la fin des années 1930, dans plusieurs tentatives qui débutèrent toutes à peu près au même moment. En Angleterre, Hayne Constant conclut un accord avec la société de turbines à vapeur Metropolitan-Vickers (Metrovick) en 1937, démarrant leur effort de turbopropulseur basé sur la conception de Griffith en 1938. En 1940, après le succès de la conception à flux centrifuge de Whittle, leur effort fut repensé en un pur jet, le Metrovick F.2 . En Allemagne, von Ohain avait produit plusieurs moteurs centrifuges fonctionnels, dont certains avaient volé, y compris le premier avion à réaction au monde ( He 178 ), mais les efforts de développement s'étaient déplacés vers Junkers ( Jumo 004 ) et BMW ( BMW 003 ), qui utilisaient des conceptions à flux axial dans le premier chasseur à réaction au monde ( Messerschmitt Me 262 ) et le premier bombardier à réaction ( Arado Ar 234 ). Aux États-Unis, Lockheed et General Electric se voient attribuer en 1941 des contrats pour développer des moteurs à flux axial, le premier étant un pur jet , le second un turbopropulseur. Northrop lance également son propre projet de développement d'un turbopropulseur, que l' US Navy finit par obtenir en 1943. Westinghouse entre également dans la course en 1942, son projet s'avérant être le seul à réussir parmi les efforts américains, devenant plus tard le J30 .

Comme Griffith l'avait noté en 1929, la grande taille frontale du compresseur centrifuge lui faisait subir une traînée plus élevée que le type à flux axial plus étroit. De plus, la conception à flux axial pouvait améliorer son taux de compression simplement en ajoutant des étages supplémentaires et en allongeant légèrement le moteur. Dans la conception à flux centrifuge, le compresseur lui-même devait avoir un diamètre plus grand, ce qui était beaucoup plus difficile à intégrer correctement dans un fuselage d'avion fin et aérodynamique (bien que similaire au profil des moteurs radiaux déjà largement utilisés). D'un autre côté, les conceptions à flux centrifuge restaient beaucoup moins complexes (la principale raison pour laquelle elles "gagnaient" dans la course aux exemplaires volants) et ont donc un rôle à jouer dans les domaines où la taille et la rationalisation ne sont pas si importantes.

Dans les applications de réacteurs, le compresseur est confronté à une grande variété de conditions de fonctionnement. Au sol, au décollage, la pression d'admission est élevée, la vitesse d'admission est nulle et le compresseur tourne à différentes vitesses pendant l'application de la puissance. Une fois en vol, la pression d'admission chute, mais la vitesse d'admission augmente (en raison du mouvement vers l'avant de l'avion) ​​pour récupérer une partie de cette pression, et le compresseur a tendance à fonctionner à une seule vitesse pendant de longues périodes.

Il n'existe tout simplement pas de compresseur « parfait » pour cette large gamme de conditions de fonctionnement. Les compresseurs à géométrie fixe, comme ceux utilisés sur les premiers réacteurs, sont limités à un rapport de pression de conception d'environ 4 ou 5:1. Comme pour tout moteur thermique , le rendement énergétique est étroitement lié au taux de compression , il existe donc un besoin financier très important pour améliorer les étages de compresseur au-delà de ces types de rapports.

De plus, le compresseur peut caler si les conditions d'admission changent brusquement, un problème courant sur les premiers moteurs. Dans certains cas, si le calage se produit près de l'avant du moteur, tous les étages à partir de ce point cesseront de comprimer l'air. Dans cette situation, l'énergie nécessaire pour faire fonctionner le compresseur chute soudainement et l'air chaud restant à l'arrière du moteur permet à la turbine d'accélérer considérablement l' . Cette condition, connue sous le nom de surtension, était un problème majeur sur les premiers moteurs et entraînait souvent la rupture de la turbine ou du compresseur et la perte des pales

Pour toutes ces raisons, les compresseurs axiaux des réacteurs modernes sont considérablement plus complexes que ceux des modèles antérieurs.

Tous les compresseurs ont un point optimal entre la vitesse de rotation et la pression, les compressions plus élevées nécessitant des vitesses plus élevées. Les premiers moteurs étaient conçus pour la simplicité et utilisaient un seul gros compresseur tournant à une seule vitesse. Les conceptions ultérieures ont ajouté une deuxième turbine et divisé le compresseur en sections basse pression et haute pression, cette dernière tournant plus rapidement. Cette conception à deux bobines , mise au point sur le Bristol Olympus , a permis d'accroître l'efficacité. D'autres augmentations d'efficacité peuvent être réalisées en ajoutant une troisième bobine, mais dans la pratique, la complexité supplémentaire augmente les coûts de maintenance au point d'annuler tout avantage économique. Cela dit, il existe plusieurs moteurs à trois bobines en service, le plus célèbre étant peut-être le Rolls-Royce RB211 , utilisé sur une grande variété d'avions commerciaux.

Lorsqu'un avion change de vitesse ou d'altitude, la pression de l'air à l'entrée du compresseur varie. Afin de « régler » le compresseur en fonction de ces conditions changeantes, les concepteurs des années 1950 « purgeaient » l'air au milieu du compresseur afin d'éviter d'essayer de comprimer trop d'air dans les étapes finales. Cela était également utilisé pour aider à démarrer le moteur, ce qui permettait de le faire tourner sans comprimer beaucoup d'air en purgeant autant que possible. Les systèmes de purge étaient déjà couramment utilisés de toute façon, pour fournir un flux d'air dans l' étage de la turbine où il était utilisé pour refroidir les pales de la turbine, ainsi que pour fournir de l'air sous pression aux systèmes de climatisation à l'intérieur de l'avion.

Une conception plus avancée, le stator variable , utilisait des pales qui pouvaient être tournées individuellement autour de leur axe, par opposition à l'axe de puissance du moteur. Au démarrage, elles sont tournées en position « fermée », réduisant la compression, puis sont ramenées dans le flux d'air selon les conditions extérieures. Le General Electric J79 a été le premier exemple majeur d'une conception de stator variable, et c'est aujourd'hui une caractéristique commune de la plupart des moteurs militaires.

La fermeture progressive des stators variables, à mesure que la vitesse du compresseur diminue, réduit la pente de la ligne de pompage (ou de décrochage) sur la caractéristique de fonctionnement (ou carte), améliorant ainsi la marge de pompage de l'unité installée. En incorporant des stators variables dans les cinq premiers étages, General Electric Aircraft Engines a développé un compresseur axial à dix étages capable de fonctionner à un rapport de pression de conception de 23:1.

Le mouvement relatif des pales par rapport au fluide ajoute de la vitesse ou de la pression, ou les deux, au fluide lorsqu'il traverse le rotor. La vitesse du fluide augmente à travers le rotor et le stator convertit l'énergie cinétique en énergie de pression. Une certaine diffusion se produit également dans le rotor dans la plupart des conceptions pratiques.

L'augmentation de la vitesse du fluide se fait principalement dans la direction tangentielle (tourbillon) et le stator supprime ce moment angulaire.

L'augmentation de pression entraîne une augmentation de la température de stagnation . Pour une géométrie donnée, l'augmentation de la température dépend du carré du nombre de Mach tangentiel de la rangée de rotors. Les turboréacteurs actuels sont équipés de ventilateurs qui fonctionnent à Mach 1,7 ou plus et nécessitent des structures de confinement et de suppression du bruit importantes pour réduire les dommages dus à la perte des pales et le bruit.

Une carte montre les performances d'un compresseur et permet de déterminer les conditions de fonctionnement optimales. Elle montre le débit massique le long de l'axe horizontal, généralement en pourcentage du débit massique de conception, ou en unités réelles. L'augmentation de pression est indiquée sur l'axe vertical sous la forme d'un rapport entre les pressions stagnantes d'entrée et de sortie.

Une ligne de surpression ou de décrochage identifie la limite à gauche de laquelle les performances du compresseur se dégradent rapidement et identifie le rapport de pression maximal qui peut être atteint pour un débit massique donné. Des contours d'efficacité sont tracés ainsi que des lignes de performances pour un fonctionnement à des vitesses de rotation particulières.

L'efficacité de fonctionnement est maximale à proximité de la ligne de décrochage. Si la pression en aval augmente au-delà du maximum possible, le compresseur calera et deviendra instable.

En règle générale, l'instabilité se situe à la fréquence de Helmholtz du système, en tenant compte du plénum en aval.