Propulsion des aéronefs

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La propulsion, sur un aéronef, est obtenue en créant une force, appelée poussée, qui résulte de l'accélération d'une masse d'air par une hélice (entraînée par un moteur) ou par un turboréacteur.

Au début du XXIe siècle, l'ensemble moteur à piston entraînant une hélice reste utilisé sur la quasi-totalité des avions légers (ULM, avions et hélicoptères légers). Il a été supplanté par le turbomoteur pour les hélicoptères lourds ou rapides. Le turboréacteur, apparu après la Seconde Guerre mondiale, a donné naissance à des dérivés : turbopropulseur et turbofan, utilisés sur tous les avions lourds ou rapides, civils et militaires.

Les propulseurs sont classés ci-dessous en fonction de leur taux de dilution : la proportion entre la poussée résultant de l'accélération d'air froid et d'air chaud. Ce classement a le mérite de montrer qu'un seul et unique principe est utilisé pour la propulsion, même s'il est décliné en différentes technologies. C'est pourquoi cet article inclut le moteur à hélice carénée, le statoréacteur et le pulsoréacteur qui, bien que n'ayant pas connu de développement important, s'inscrivent dans la continuité de la présentation.

Définition[modifier | modifier le code]

La propulsion est la mise en mouvement d'un corps, obtenue en produisant une force de poussée. (Larousse)
Le propulseur d'un aéronef est un dispositif qui crée cette force de poussée.

Force de poussée[modifier | modifier le code]

  • Force de poussée fournie par un système statique
Dans le cas d'un planeur, la gravité est le moteur. L'aile, qui transforme une grande partie de la vitesse verticale de chute en vitesse horizontale, est le propulseur.
  • Force de poussée fournie par un système mécanique embarqué
Pour déplacer un aéronef de masse M à la vitesse V, on peut aussi créer une force F (traction ou poussée)
qui augmente la vitesse d'une masse d'air d'une valeur dV, dV étant la différence entre la vitesse de l'air à l'entrée et à la sortie.
F=\frac{d(MV)}{dt}.

Propulseurs[modifier | modifier le code]

Il existe deux sortes de dispositifs permettant d'accélérer une masse d'air :

  • en accélérant faiblement une veine d'air de grande section : l'hélice
  • en accélérant fortement une veine d'air de faible section : le statoréacteur.

Les hélices carénées, les turbopropulseurs et les turboréacteurs sont des dispositifs intermédiaires entre l'hélice « pure » et le statoréacteur « pur ».

La post-combustion peut être considérée comme l'association d'un turboréacteur et d'un statoréacteur.

Le moteur-fusée peut être considéré comme un statoréacteur qui réalise en interne son mélange comburant + carburant.

Taux de dilution[modifier | modifier le code]

Dans les turboréacteurs à double flux, on appelle taux de dilution le rapport entre la masse d'air du flux froid et celle du flux chaud. Les moteurs sont listés ci-dessous en fonction du taux de dilution en considérant, par analogie, que le flux traversant l'hélice est un flux froid. Cet ordre ne correspond pas à celui du développement historique.

Le moteur à piston et l'hélice[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Moteur à piston.

Histoire[modifier | modifier le code]

Le moteur à piston a permis le premier vol propulsé. Le moteur du Wright Flyer de 1903 avait 4 cylindres en ligne. Certains des premiers avions étaient équipés de moteurs en étoile rotatifs : le vilebrequin était fixe et l'ensemble moteur + hélice était en rotation. Cette solution améliore le refroidissement mais créé un couple gyroscopique préjudiciable à la manœuvrabilité de l'avion. Les avions militaires des années 1940 utilisaient des moteurs V-12 refroidis par eau ou des moteurs en étoile à deux rangées de 7 ou 9 cylindres refroidis par air. Les avions commerciaux des années 1950 étaient équipés de ces moteurs en étoile avec jusqu'à quatre rangées de 7 cylindres pour les plus puissants (3 550 ch).
Le développement du moteur à piston de grande puissance pour l'aéronautique s'est achevé à la fin des années cinquante avec l'arrivée du turboréacteur.
Actuellement le moteur à piston n'équipe plus que les avions légers et des hélicoptères destinés aux loisirs et aux sports.

Le moteur[modifier | modifier le code]

Le moteur à piston utilisé en aéronautique est le plus souvent un moteur thermique à quatre temps, généralement à allumage commandé. Il existe des moteurs deux temps, plus légers, utilisés par les parapentes et les ULM. Afin de diminuer le poids, le bloc est réalisé dans des alliages à base d'aluminium et le refroidissement se fait par air.

Les moteurs à deux temps sont le plus souvent des bicylindres en ligne ; on rencontre aussi des monocylindres de faible puissance et plus rarement des trois cylindres.

Les moteurs à quatre temps comportent 4 ou 6, parfois 8 cylindres disposés à plat afin de ne pas diminuer la visibilité. Les cylindres sont opposés deux par deux, ce qui permet un bon équilibrage vibratoire et réduit la longueur du vilebrequin par rapport à un moteur à cylindres en ligne. Ce sont des moteurs de grosse cylindrée unitaire ; les régimes de rotation étant modérés, de l'ordre de 2 400 à 2 700 tours par minute, les hélices sont entraînées en prise directe. La mise au point de diesels automobiles légers et puissants (à turbocompresseur) a récemment rendu possible l'adaptation de ces moteurs sur des avions légers.

La transmission[modifier | modifier le code]

Le régime (la vitesse de rotation) élevé des moteurs deux temps impose le montage d'un réducteur mécanique. Par contre le régime plus faible des moteurs à quatre temps (2 500 à 3 000 tours par minute) autorise un montage d'hélice en prise directe. Les moteurs diesel récents sont des moteurs de cylindrée unitaire plus faible, à régime de rotation plus élevé, ce qui peut imposer le montage d'un réducteur entre le moteur et l'hélice.

Le propulseur[modifier | modifier le code]

L'hélice transforme l'énergie mécanique du moteur en force propulsive. Le vilebrequin entraîne une hélice qui accélère l'air d'environ 10 % en croisière (si l'avion vole à 200 km/h, la vitesse de l'air derrière l'hélice est de 220 km/h), mais beaucoup plus pendant la phase d'accélération au sol et en montée. La poussée produite par les gaz d'échappement peut s'ajouter à la traction produite par l'hélice si les sorties d'échappement sont bien orientées. Le rendement de propulsion est de l'ordre de 0,75 à 0,87 tant que la vitesse périphérique (somme de la vitesse d'avance et de la vitesse de rotation en bout de pale) reste en dessous de Mach 0,7. L'augmentation de la vitesse et de la puissance à transmettre oblige à limiter le diamètre, augmenter le nombre de pales et à faire varier le calage des pales (pas variable) en vol. Les avions légers ont des hélices bipales de 1,50 à 2 m de diamètre pour des puissances de l'ordre de 80 à 160 ch. Les plus gros moteurs à pistons ont des hélices à 4 pales, parfois 5, d'un diamètre allant jusqu'à 4,20 m (Chance Vought F4U Corsair, moteur Pratt & Whitney R-4360).

Le turbomoteur[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Turbomoteur.
Schéma du turbomoteur
Schéma du turbomoteur

Sur un turbomoteur, la quasi-totalité de l'énergie produite par la combustion est récupérée par les turbines. En effet, une poussée résiduelle en sortie de tuyère serait préjudiciable au maintien du vol stationnaire. L'évacuation des gaz est donc effectuée au travers de deux tuyères de directions opposées, afin d'annuler leurs effets.

L'énergie récupérée par les turbines sert à entraîner le compresseur et, par l'intermédiaire d'un réducteur, le rotor. Ce dernier est équivalent à une hélice dont le plan de rotation serait horizontal.

Le turbopropulseur[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Turbopropulseur.
Schéma d'un turbopropulseur
Schéma d'un turbopropulseur

Le turbopropulseur est un réacteur dont la turbine entraîne une hélice. Le turbopropulseur est généralement double-corps, c’est-à-dire qu'il dispose de deux turbines en sortie qui font tourner deux arbres coaxiaux. La première turbine est reliée au compresseur, la seconde à l'hélice. Le turbopropulseur a été difficile à mettre au point car il associe les difficultés du réacteur et de l'hélice. Son rendement est supérieur à celui du turboréacteur, mais son utilisation est limitée par la baisse de rendement de l'hélice au-delà de Mach 0,7 et au-delà de 8 000 mètres d'altitude. C'est le mode de propulsion optimal pour les avions de transport commerciaux sur des distances courtes (une heure de vol, 400 km), quand la durée de vol à haute altitude est trop courte pour qu'un avion à réaction fasse la différence.

Le premier turbopropulseur en service commercial a été le Protheus de Bristol, développé en 1945, et qui équipait le Bristol Britannia. Les États-Unis n'ont disposé d'un turbopropulseur fiable qu'à partir de 1956, le T56 d'Allison qui équipe encore les avions cargo militaires Lockheed C-130 Hercules.

Schéma de principe du turbopropulseur.png
  • 1 : ailettes fixes (aubes) d'entrée d'air
  • 2 : rotor du compresseur
  • 3 : stator du compresseur
  • 4 : chambre de combustion
  • 5 : turbine HP, entraîne le rotor du compresseur
  • 6 : turbine BP, entraîne l'hélice
  • 7 : tuyère d'éjection
  • 8 : hélice
  • 9 : réducteur de vitesse (engrenage planétaire)

Note (étymologie) :

Le terme français turbopropulseur est en fait dérivé du mot anglais turboprop composé de turbo et de propeller (hélice) et qui signifie littéralement hélice [entraînée par une] turbine.

L'expression « un turbopropulseur » utilisée pour désigner un avion équipé de tels moteurs est une métonymie (comme dans l'exemple : transistor = récepteur radio).

Domaine d'utilisation[modifier | modifier le code]

Le rendement de propulsion peut dépasser 80 % à Mach 0,4. Le rendement de l'hélice décroissant rapidement avec l'altitude, le domaine d'exploitation des turbopropulseurs couvre les avions peu rapides tels que les avions de transport régionaux, les missions militaires telles que la patrouille maritime et les avions cargos militaires devant utiliser des pistes courtes.

Le turboréacteur à double flux[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Turbofan.
Schéma d'un turboréacteur double flux
Schéma d'un turboréacteur double flux

Ce type de moteur (appelé aussi couramment turbofan) associe un turboréacteur « pur » à travers lequel circule le flux primaire, flux chaud, et une roue à aubes qui entraîne le flux concentrique secondaire, flux froid. Le rapport entre flux chaud et flux froid est appelé taux de dilution. Les premiers turboréacteurs à double flux avaient un taux de dilution de 1,5:1 ; on dépasse maintenant 15:1. Dans un turbofan à haut taux de dilution, à pleine puissance - c'est-à-dire au décollage, la soufflante produit environ 80 % de la poussée.

Domaine d'utilisation[modifier | modifier le code]

Le rendement de propulsion maximum de 70 % est obtenu vers Mach 0,8. Il est proportionnel au taux de dilution. Lorsqu'un avion vole à Mach 0,8, l'air ne circule pas à la même vitesse sur l'ensemble de la structure et des phénomènes transsoniques peuvent se produire. Les vitesses de l'ordre de Mach 0,8 - 0,9 sont donc devenues la norme pour la quasi-totalité des avions de transport civil, ce qui explique le grand développement de ce type de propulseur[pas clair].

Le turboréacteur pur - simple corps ou double corps[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Turboréacteur.
schéma du turboréacteur pur
Schéma du turboréacteur pur

Les premiers turboréacteurs construits après la Seconde Guerre mondiale ont été des turboréacteurs « purs » à simple corps : une seule turbine entraîne le compresseur et la totalité du flux d'air traverse le corps du réacteur. Pour des raisons d'efficacité de la compression, il est nécessaire de séparer le compresseur en deux parties : basse pression et haute pression tournant à des vitesses différentes. On dispose donc deux axes coaxiaux : la première turbine actionne le compresseur HP et la seconde le compresseur BP.

Le turboréacteur à double flux (voir ci-dessus) n'est pas toujours à double corps. Les anciennes générations possédaient un seul arbre pour entraîner la turbine BP et HP. Aujourd'hui, les réacteurs à double flux possèdent généralement deux, voire trois corps, afin de permettre des vitesses de rotation différentes pour les aubes du flux secondaires, le compresseur BP et le compresseur HP.

Domaine d'utilisation[modifier | modifier le code]

Le turboréacteur a été utilisé sur tous les types d'avions développés à partir de la fin de la Seconde Guerre mondiale. Son faible rendement en subsonique l'a fait abandonner au profit du réacteur à double flux pour les avions commerciaux. Le rendement de propulsion maximum de 75 % est obtenu à des vitesses supérieures à Mach 1,5. Il continue donc à équiper les avions militaires (intercepteurs en particulier) qui ont besoin de bonnes performances de vitesse à toutes les altitudes.

Le statoréacteur[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Statoréacteur.
Schéma du statoréacteur
Schéma du statoréacteur

Le statoréacteur est un réacteur dont la compression est assurée uniquement par la forme de la manche d'entrée. Sa conception est très simple puisqu'il n'utilise pas d'élément tournant. Il ne peut fonctionner que si sa vitesse est élevée et ne peut donc pas servir pour un avion décollant de manière autonome.

Domaine d'utilisation[modifier | modifier le code]

Ce propulseur n'a pas connu de développement substantiel sur avion. Par contre, il est utilisé sur les missiles air-air, ceux-ci étant lancés à partir d'un avion dont la vitesse propre sert au démarrage du statoréacteur. Sa grande consommation spécifique le confine à des utilisations de courte durée. Noter que la post-combustion, utilisée sur les turboréacteurs, peut être considérée comme l'ajout d'un statoréacteur derrière la turbine.

Cas particuliers[modifier | modifier le code]

La post-combustion[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Postcombustion.

La post-combustion consiste à ajouter un statoréacteur à la sortie d'un réacteur. Elle permet d'obtenir une poussée supplémentaire au décollage ou pour atteindre les régimes supersoniques. La consommation spécifique du statoréacteur est très élevée et son usage est réservé aux avions militaires, exception faite du Concorde et du Tupolev Tu-144.

Le pulso-réacteur[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Pulsoréacteur.

Le pulso-réacteur est un réacteur sans éléments tournants, dont la géométrie permet de produire une poussée modeste mais réelle. L'entrée d'air de certains modèles de pulso-réacteurs comporte des volets d'obturation pour diriger les gaz brûlés vers la sortie. C'est le cas des missiles V1 utilisés pendant la Seconde Guerre mondiale ; (les V2 utilisent un autre type de propulseur : un moteur-fusée à carburant liquide). D'autres pulso-réacteurs sont formés d'un simple tube respectant des proportions géométriques permettant une résonance qui entretient un cycle injection + échappement / explosion. Le moteur doit être amorcé par une injection d'air comprimé donnant la vélocité initiale au flux. Depuis, des aéromodélistes l'ont utilisé avec succès en vol, sur des modèles il est vrai atrocement bruyants. Il n'y a pas d'avion utilisant ce type de réacteur actuellement, bien que l'on parle parfois d'un projet de moteur à très haute vitesse pour avion espion développé aux États-Unis et en Australie.

Le moteur-fusée[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Moteur-fusée.

Le moteur-fusée emporte son comburant et son carburant sous forme de poudre ou de liquides. Comme il n'utilise pas l'oxygène de l'air comme comburant (anaérobie), il peut aussi fonctionner en dehors de l'atmosphère. La durée de fonctionnement étant très réduite, il n'est utilisé en aéronautique que pour la propulsion de missiles. De nombreux avions militaires ont aussi été équipés dans le passé de moteurs fusée d'appoint pour le décollage ou pour l'interception en vol (avion Mirage). Ceci devait leur conférer une puissance initiale plus élevée visant à économiser le carburant nécessaire à leur mission. Les avions modernes sont maintenant presque tous équipés de systèmes de ravitaillement en vol, ce qui permet de prolonger les durées des missions et d'augmenter les distances franchissables / rayons d'action et rendent les moteurs fusée d'appoint obsolètes.

Limitations technologiques[modifier | modifier le code]

Les turbomachines sont des engins complexes ; on peut identifier des facteurs qui limitent leurs performances :

  • vitesse critique en bout de pale : la somme des vitesses d'avance (vitesse de l'avion) et de rotation de la pale est accrue à l'extrados de la pale par la courbure du profil. La vitesse totale atteint rapidement un régime transsonique, voire supersonique. La conséquence est une limitation de la puissance transmissible : limitation du diamètre et/ou de la vitesse de rotation des parties tournantes, augmentation du nombre de pales, hélices à deux étages (contra-rotatives).
  • fluage des aubes de turbine : la turbine HP, la première, reçoit le flux d'air le plus chaud. Les ailettes ont tendance à se déformer sous l'effet des efforts continus à chaud (allongement dû à la pseudo force centrifuge). Les constructeurs recherchent de nouveaux matériaux ou céramiques susceptibles de mieux résister aux efforts à température élevée. En parallèle, on peut refroidir les ailettes en faisant circuler de l'air froid dans des canaux ou des cavités qui la traversent ; cette solution développée initialement pour les moteurs militaires (moteur M88 du Rafale) est maintenant couramment utilisée pour les moteurs civils, comme le CFM56 qui équipe les Boeing 737 et les Airbus A320 ; mais les canaux pouvant de pas être purement radiaux mais avec des profils en S ou N peuvent alors être obturés par les poussières atmosphériques qui vont s'accumuler dans les aubes, provoquant une baisse sensible du refroidissement : c'est ce qui explique en partie les précautions prises lorsque des poussières sont émises par ces volcans sur les routes aériennes . Enfin on notera l'emploi croissant de nouvelles techniques de fonderie permettant d'obtenir des aubes monocristallines et ainsi une meilleure tenue au fluage (suppression du fluage intergranulaire) et aux chocs thermiques.
  • les turbines (réacteurs et turbopropulseurs) ne présentent leur meilleure consommation spécifique qu'à fort pourcentage de puissance. À faible puissance (c'est-à-dire au parking, au roulage, en descente), la combustion se fait moins bien et la consommation spécifique augmente fortement. Pour cette raison, la consommation par passager des avions à réaction augmente quand la distance de vol diminue.

Notes et références[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]