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Le compresseur axial est un type de compresseur dynamique dont le flux gazeux, de plus en plus comprimé, suit l'axe de rotation et dont le fluide de sortie a un mouvement axial. Le compresseur axial génère un flux continu de gaz comprimé et présente l'avantage de produire de gros débits de fluide avec un bon rendement spécifique, tout en conservant une surface réduite en façade. Il est nécessaire d'avoir plusieurs étages de compression pour obtenir des pressions équivalentes à ceux d'un compresseur centrifuge, ce qui les rend plus complexes et coûteux à fabriquer^[1],[2].

Un compresseur axial est composé d'éléments en rotation^[3] et d'éléments statiques^[4] placés en alternance :

1. l'arbre central, guidé par des paliers et une butée, est composé de disques équipés d'aubes rotoriques. Entre ces disques se situent les aubes statoriques rattachées au carter. L'ensemble est un montage alternant des rotors et des stators. On appelle « étage » un disque de rotor suivi d'un disque de stator ;
2. l'étage rotorique accélère l'écoulement du fluide grâce à l'énergie transmise par l'arbre de transmission ;
3. l'étage statorique transforme l'énergie cinétique en pression en fonction de la forme du stator ;
4. la section entre le rotor et le carter du compresseur diminue^[a] pour maintenir un flux de fluide constant au fur et à mesure de la compression, et conserver le flux dans le sens axial du moteur.

L'image ci-contre décrit le diagramme des vitesses entre le rotor et le stator :

• U : vitesse de rotation du rotor ;
• Ua1 : vitesse axiale de l'air à l'entrée du rotor (sortie aube d'entrée ou précédent stator) ;
• Ua2 : vitesse axiale de l'air à la sortie du rotor ;
• W1 : vitesse relative d'entrée de l'air dans le rotor (référentiel du rotor) ;
• W2 : vitesse relative de l'air dans le stator (référentiel du rotor) ;
• U2 : vitesse absolue en sortie du rotor ;
• U1 : vitesse absolue en sortie du stator.

Le rapport de compression d'un étage unique est limité par la vitesse relative entre le rotor et le fluide, et la géométrie des aubes. L'étage d'un compresseur d'un moteur civil donne des valeurs comprises entre 1,15 et 1,6 en condition optimale d'utilisation. Pour augmenter le rapport de compression global, on augmente le nombre d'étages du compresseur axial et la vitesse de rotation. Le profil des aubes est optimisé pour respecter le domaine d'utilisation de l'étage du compresseur. Un taux de compression par étage plus élevé est possible si la vitesse relative entre le fluide et les rotors est supersonique. Cependant, ceci est réalisé aux dépens de l'efficacité et de l'utilisation. De tels compresseurs, avec des rapports de pression de 2 par étage, ne sont utilisés que pour minimiser la taille du compresseur, le poids ou la complexité. C'est pourquoi ces technologies sont réservées aux avions militaires.

Bien que des compresseurs puissent fonctionner sous des régimes différents d'écoulement (vitesse de rotation, taux de compression...), cela a pour conséquence de pénaliser son rendement, voire de provoquer un arrêt de fonctionnement. L'arrêt de fonctionnement est provoqué par le décrochage aérodynamique du fluide sur le rotor et provoque l'apparition d'un bouchon aérodynamique appelé pompage. Le pompage est un phénomène dangereux pour le compresseur car il peut provoquer la rupture d'aubes. Les turboréacteurs modernes utilisent une série de compresseurs tournant à des vitesses différentes (montage simple ou double corps) pour obtenir un taux de compression de 40 pour alimenter la chambre de combustion.

lien video fonctionnement^[5]

Les premiers compresseurs axiaux offraient des rendements faibles, et de nombreux articles disaient qu'il serait impossible de voyager avec un avion équipé d'un réacteur. Cela changea lorsque Alan Arnold Griffith publia l'article Théorie aérodynamique pour la conception d'une turbine (An Aerodynamic Theory of Turbine Design) en 1926, notant que le mauvais rendement des compresseurs venait de la géométrie plate des aubes, qui provoquait un décrochage aérodynamique (pompage). Il prouva qu'avec l'utilisation d'aubes profilées, le rendement augmentait, au point de constater que le voyage par avion équipé d'un réacteur devenait possible.
Il conclut son article avec un diagramme d'un moteur équipé d'une deuxième turbine qui était connectée à une hélice.

• Composants du réacteur GE J79.
• 
  Étage de compression.
• 
  Chambre de combustion.
• 
  Turbine.

Le fonctionnement du compresseur des moteurs à réaction rencontre différentes conditions d'utilisation :

• au sol :
  • démarrage : vitesse de l'air entrant nulle, variation rapide du régime de rotation du moteur ;
  • roulage : vitesse de l'air entrant nulle ou peu élevée, régime de rotation lente ;
  • au décollage : vitesse d'entrée augmentant, régime de rotation augmentant la vitesse d'entrée compresseur est nulle et varie avec l'avancement de l'avion et le compresseur subit de grandes variations de régimes de vitesse liés avec la puissance demandée ;
• en vol, le régime du compresseur tend à se stabiliser.

Tous les compresseurs ont un taux de compression lié à la vitesse de rotation et au nombre d'étages. Les premiers moteurs ont été conçus simplement. Il a donc été utilisé un grand compresseur (plusieurs étages) simple corps tournant à la même vitesse que la turbine. L'évolution des moteurs a été l'apport d'une deuxième turbine et la division du compresseur en basse pression et haute pression, ce dernier tournant plus rapidement. Cette conception dite double corps amène une nette amélioration du rendement.

Lorsqu’un avion change de vitesse ou d’altitude, la pression de l’air à l’entrée du compresseur varie. Pour « régler » le compresseur à ces conditions changeantes, des conceptions introduites dans les années 1950 « purgeaient » l’air du centre du compresseur afin d’éviter de tenter de comprimer trop d’air dans les derniers étages. Cela servait aussi à aider à démarrer le moteur, permettant de le faire tourner sans comprimer beaucoup d’air en le déchargeant autant que possible. Les systèmes de purge étaient déjà couramment utilisés de toute façon, pour fournir un flux d’air vers l’étage de turbine où il était utilisé pour refroidir les aubes, ainsi que pour fournir de l’air pressurisé aux systèmes de climatisation à l’intérieur de l’avion.

Un design plus avancé, le stator variable, utilisait des aubes statoriques pouvant être tournées individuellement autour de leur axe, et non par rapport à l'axe de puissance du moteur. Au démarrage, elles sont tournées en position « ouverte », réduisant la compression, puis sont réorientées dans le flux d’air selon les conditions extérieures. Le General Electric J79 fut le premier grand exemple de conception à stator variable, et aujourd’hui il est une caractéristique commune à la plupart des moteurs militaires.

La fermeture progressive des stators variables, à mesure que la vitesse du compresseur baisse, réduit la pente de la ligne de surtension (ou de blocage) sur la caractéristique de fonctionnement (ou carte), améliorant ainsi la marge de surtension du moteur. En intégrant 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.

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