Le Badin est un manomètre donc je n’écrirai pas « anémomètre » pour désigner le Badin.
Le pilote de l’avion a besoin de connaitre la pression dynamique du vol pour piloter son avion avec sécurité. Cette information est particulièrement indispensable pour la phase finale de vol avant l’atterrissage. Nous discuterons de l’indication du Badin, instrument extrêmement important pour la sécurité.
Il faut de la pression pour assurer la sustentation. Si la pression du vol est faible, il y a des risques de décrochage aérodynamique en vol, de perte de controle, de perte d’altitude, évènements hasardeux que l’on doit éviter.
Si la pression est trop forte, il y a des efforts sur la structure ; les structures les plus sensibles étant les volets, les portes et les risques de flutter à effets catastrophiques (certains ULM, mal réglés ou mal équilibrés, peuvent avoir du flutter à 180km/h). Il y a donc des pressions dynamiques à ne pas dépasser dépendant de la configuration volets sortis ou volet rentrés. Le lecteur comprendra que les efforts dans la structure des avions sont directement liés à la valeur de la pression dynamique, d’où l’existence de plusieurs pressions q maximales, indiquées parfois sur le Badin, à ne pas dépasser (VNE, VA, VFE, VLO…).
L’instrument utilisé est le Badin du nom de son inventeur, il aurait dû s’appeler manomètre ou, pourquoi pas, vitesse pression comme l’altimètre pression.
Les anciens auraient dû graduer le Badin en mm d’eau car c’est de la pression dont on a besoin pour rester en l’air à 1 g ou plus.
Plus l’avion est lourd, plus la surface est petite, plus la charge alaire est importante plus il faudra de pression pour porter l’avion.
Le décrochage d’un avion se produit pour une vitesse faible, très proche de la vitesse V telle que la relation suivante est satisfaite.
N x mg = ½ ρ SV²Czmax
n le facteur de charge (n est égal à 2 quand « on prend 2 g », comme l’on dit familièrement)
m est la masse de l’avion en kg
g est l’accélération de la pesanteur 9.81 m/s²
S est la surface de la voilure en m²
ρ en kg/m³ est la masse volumique de l’air
Czmax est un coefficient sans dimension dépendant de la forme de la voilure, donc de la position des volets, du centrage et de la puissance du moteur qu’on ne peut pas dépasser.
Quand la vitesse décroît, le décrochage se produit donc pour: q=nmg/SCzmax, c’est-à-dire pour une indication unique (si la masse est la masse maximale, n = 1 et le moteur réduit !) du Badin nommée Vs «vitesse minimale » ou vitesse de décrochage. Le pilotage d’un avion se fait en gardant des marges par rapport à Vs.
Au lieu de graduer le manomètre de pression dynamique en unité de pression, il est gradué en vitesse de telle façon qu’il indique la vitesse vraie pour un mobile se déplaçant dans une atmosphère identique à celle de l’altitude 0 m de l’atmosphère standard (où ρ=1.225 kg/m3).
Finalement on peut lire en approche finale 120 km/h ou 65 kt, il aurait fallu lire 680 Pa ou 68 mm d’eau.
Pression dynamique notée q:
La pression dynamique est la différence entre la pression totale et la pression statique.
q = ½ ρ V²
Tube Pitot prise de pression totale
Il s’agit d’un simple tube, appelé tube Pitot, du nom de son inventeur marin, ou sonde de pression totale ; il existe une ligne de courant qui se ralentit devant le tube, s’immobilise en un point d’arrêt tandis que le reste du fluide se divise de part et d’autre pour contourner le tube.
Pression totale notée pt :
C’est la pression du petit volume d’air quand il a été ramené au repos dans l’avion par un procédé irréversible, sans perte par viscosité ou autre.
Pression statique notée p ou ps :
C’est la pression au sein de l’air en mouvement.
On va mettre en opposition la pression totale et la pression statique dans un capteur de pression du Badin. Le capteur est une membrane qui se déforme avec la pression. Le déplacement est amplifié et est affiché au pilote par une aiguille avec un Badin mécanique, sinon une chaine électrique : jauge de contrainte, amplificateur et affichage numérique qui donnent l’indication avec un EFIS.
Les erreurs de mesure du Badin proviennent :
de la prise de pression totale
de la prise de pression statique
de l’instrument
du diamètre des tuyaux
Une mesure doit être reproductible et précise.
Pour conserver une marge en référence de la vitesse de décrochage, on a surtout besoin de reproductibilité. Les systèmes électroniques modernes permettent de calculer à bord la vitesse et la direction du vent ; pour cette fonction, il y a besoin d’une anémométrie très précise.
La pression statique est encore utilisée pour mesurer l’altitude pression, mesure obligatoire pour la navigation en altitude et zone contrôlée. Pour les avions certifiés, il est obligatoire d’avoir une bonne précision de la mesure de l’altitude pression puisque cette mesure est utilisée pour la séparation des avions en vols. On se demande pourquoi les ULM et avion amateur n’ont pas cette démonstration de précision à faire alors qu’ils peuvent évoluer en espaces contrôlés à plus de 250 km/h pour certains.
Définition de la vitesse conventionnelle Vc ou CAS, Calibrated Airspeed »
Au lieu de graduer le Badin de pression dynamique en unité de pression (Pascal, ou millibar ou mm d’eau), il est gradué en vitesse de telle façon qu’il indique la vitesse vraie pour un avion se déplaçant dans une atmosphère identique à celle de l’altitude 0 m de l’atmosphère standard.
La vitesse conventionnelle est la vitesse calculée pour une masse volumique de 1.225 kg/m3 correspondant à la pression dynamique donnée par un manomètre parfait qui serait alimenté parfaitement par les vraies pressions totale et statique.
La « vitesse indiquée» Vi est différente de la vitesse corrigée Vc du fait des erreurs de l’instrument et des erreurs des mesures de la pression statique et éventuellement de la pression totale.
La « vitesse indiquée » Vi est différente de la vitesse vraie, « True air speed » (TAS), en raison de la masse volumique de l’air. En plus de l’erreur de statique, l’avion ne vole que très rarement dans les conditions correspondant au principe de graduation de l’anémomètre décrit ci-dessus. C’est uniquement dans ces conditions (par exemple T = 15 °C et p =1013.2mb) que l’on a TAS=V=Vc.
De par sa simplicité l’anémomètre reste le moyen économique sur les avions peu rapide de connaître la vitesse vraie à l’aide de la relation de Bernoulli.
Selon la formule : q = pt – ps = pression dynamique = 1/2 ρ V²
Ce qui permet de calculer la vitesse vraie, TAS.
ρ TAS²=1.225 Vc² en écoulement subsonique
En l’absence d’un EFIS complet, un calculateur de la vitesse vraie peut se trouver dans un menu du GPS.
On peut aussi utiliser la formule approximative suivante et ajouter à la Vi :
Exemple : le compteur de ma voiture indique plus que la vitesse réelle : il a une erreur de 6 km/h et une correction de – 6 km/h.
Les erreurs de la mesure de la pression dynamique
Les erreurs de la mesure de la pression dynamique proviennent :
de la prise de pression totale : le Pitot
des prises de pression statique (« static port » en anglais) ou de la prise quand elle est unique.
de l’instrument Badin lui-même
De la prise de pression totale
Un tuyau en aluminium coupé droit fait parfaitement l’affaire. La courbe suivante donne la sensibilité en incidence ou en dérapage de la mesure de pression totale. Si on ne veut pas d’erreur significative, il ne faut pas dépasser 15° d’incidence locale.
Incidence (ou dérapage) locale du Pitot en degré
correction en km/h à 70 km/h
correction en km/h à 120 km/h
0
0
0
10
0
0
20
0
1
30
3
5
Sur certains ULM, le tube est mis devant le bord d’attaque de l’aile. Le décrochage se faisant aux environs de 16° d’incidence de l’aile, l’incidence locale du tube de pression totale Pitot est amplifiée par l’ascendance due à la portance : l’incidence locale de la sonde peut atteindre 30°, la mesure de pression totale est fausse (plus faible que la réelle) ce qui facilite l’obtention d’une vitesse indiquée de décrochage mesurée faible, satisfaisant la norme de vitesse de décrochage de 65 km/h maximale. Il doit être envisagé de monter le tube avec un calage à piquer de 10° au moins.
La prise de pression totale est mise sous l’aile en dehors du champ de l’hélice ; il n’y a pas d’erreur car la ligne de courant est environ parallèle à l’aile et au tube Pitot. Cependant en fort dérapage une erreur de totale apparaît ; ce qui est le cas de la glissade qui conduit au risque de décrochage de l’aile sous le vent, avec une vitesse indiquée plus faible que la Vc.
La prise de pression totale doit être en dehors de la couche limite (perte de pression totale) et bien sûr, hors du souffle de l’hélice (plus de pression totale dans le souffle hélice et variable avec la traction de l’hélice).
Le meilleur endroit est sous l’aile genre DR400, près de l’intrados parallèle à ligne externe du profil, sortie de la couche limite. La sonde est insensible à l’incidence et elle est peu sensible au dérapage. Grosso modo 1 degré de dérapage c’est 1 degré de gouverne de direction, donc il est possible de dépasser 15 degrés en dérapage (cas de la manœuvre appelée parfois glissade).
On voit des sondes de prise de pression totale avec des bouts ronds, je ne connais pas de courbe de calibration pour ces sondes, mais encore une fois le tube coupé droit est meilleur en incidence/dérapage. Les tubes réchauffés doivent être plus efficaces en chauffage avec un bout aminci, ce qui doit expliquer leur forme. Un fournisseur propose un tube droit réchauffé avec une petite consommation. Réduire le diamètre du tube Pitot réduira la consommation du réchauffage (voir chapitre sur les tubes).
De la prise de pression statique
On doit savoir qu’il n’est pas possible de mesurer avec précision la pression statique de la masse d’air dans laquelle évolue l’avion.
En effet, la pression statique de la masse d’air dans laquelle évolue l’avion est celle en amont de l’avion, disons deux longueurs devant l’avion ; la prise de statique se trouve dans une zone où la vitesse de l’air est perturbée par l’avancement et les formes de l’avion, c’est-à-dire une zone de survitesse ou une zone de sous-vitesse.
La vitesse locale dépend :
des formes de l’avion (fuselage, nez, aile)
de l’incidence de l’avion
du dérapage de l’avion
du braquage des volets
de la puissance du moteur et hélice
parfois de la sortie du train
de la qualité de la réalisation de la sonde de statique
Il est donc très difficile de trouver une bonne prise de pression statique.
La pression statique de la masse d’air dans laquelle évolue l’avion se différencie de la mesure de pression statique par « l’erreur de statique ».
Pour les avions certifiés, cette erreur de statique est l’objet d’un étalonnage et elle se trouve dans le manuel de vol.
Erreur de pression totale cumulée avec une erreur de statique : on peut voir des systèmes anémométriques qui mesurent seulement 50% de la dynamique au décrochage, ce qui explique la déclaration de certains pilotes « l’avion décroche à 40 km/h alors que la vraie pression dynamique est de 60 km/h ».
Position des prises de pression statique
Droite et gauche fuselage AR
C’est une très bonne position ; il faut une prise à droite et une prise à gauche pour compenser les effets de dérapage, indispensable sur les avions de sport et de montagne.
On trouve les prises de pression statiques de fuselage sur la plupart des avions comme DR400, MCR, TB20…
Sur l’avion GUANYI Aviation GA20 nous avons calculé en simulation numérique les pressions locales le long du fuselage et installé les prises au meilleur endroit. Nous avons très bien réussi car l’erreur est de 1 à 2 km/h seulement.
Au niveau du cadre 1 (cloIson PF)
Cette positon est intéressante car on a des tuyaux très courts, mais la position est sensible aux effets moteurs à la mise de gaz, à la limite de l’inacceptable car la vitesse bouge au début du roulage avec du retard. ?
Il faut aussi un correcteur de l’incidence (voir plus loin). Les correcteurs du F-PTRO selon la photo permettent d’avoir une erreur de la vitesse en croisière à 4 km/h d’erreur et 2 km/h d’erreur en approche finale.
L’erreur de pression statique à cette position de la rotation de l’hélice au décollage et en montée.
Elle est donc peu précise mais elle a été certifiée sur certains Cessna.
Sous l’aile
La prise sera sensible à l’incidence du vol ; on voit sur le manuel de vol du DA 20 que cette mesure est imprécise, il y a une grosse correction rapportée dans le manuel de vol. De plus le cheminement du tuyau aile fuselage est contraignant en maintenance.
Au bout d’un tube
Tube installé en amont de l’aile
Il y a un grand risque de déformation/rupture du tube pendant la circulation autour de l’avion au sol.
Si on veut une bonne statique :
Il faut que la pression statique ne soit pas sensible ni à l’incidence de la perche, ni au dérapage, ni à l’incidence ; donc il faut des trous dessus et dessous et sur les cotés selon le schéma ci-dessus
il faut au moins une longueur d’une corde de tube devant l’aile, c’est très contraignant. (compter environ correction de Cp de +0.01 à 15° d’incidence)
Il faut aussi être en extrémité de l’aile pour éviter les effets des volets.
Courbe de Kp fonction de l’incidence des volets et de la distance
Courbe Kp ou Cp
Tube installé en amont de la dérive et au sommet
En haut de la dérive cela devrait aller avec une corde de la dérive devant, Il faut que la pression statique ne soit pas sensible ni à l’incidence de la perche ni au dérapage, ni à l’incidence, donc des trous dessus et dessous et sur les cotés selon le schéma précédent. Il y a risque d’un effet moteur à forte incidence.
Ce capteur de pression en haut de la dérive n’est pas commode pour la maintenance.
Le cÔne remorqué
C’est un équipement qui ressemble à la corde de remorquage des avions remorqueurs. Cet équipement est utilisé pare les essais en vol AIRBUS pour la calibration de la pression statique des avions en certification.
Dispositifs correcteur de la mesure de pression statique
Il est possible de corriger la mesure de la pression statique, et principalement de l’effet de l’incidence avec deux types de dispositifs.
Sur le F-PTRO j’ai installé des ailettes de type delta à incidence réglable. : quand on augmente l’incidence des ailettes on diminue la vitesse pression.
Une autre solution simple est une marche derrière ou devant la prise de pression statique ; si la marche est derrière on diminue la vitesse pression. Si la marche est devant la prise, on augmente la vitesse pression.
L’assiette de la marche (par exemple assiette à 30°) doit pouvoir compenser l’effet de l’incidence (quand la vitesse augmente l’incidence diminue en palier) pour les prises installées sur le flanc du fuselage, ce système de correction est très facile à réaliser.
Pour le réglage de la correction de statique, voir le chapitre sur la calibration.
De l’instrument.
Les instruments Badin et altimètre pression sont en général très précis mais il y a lieu de vérifier leur calibration ce qui n’est pas fait par les fournisseurs ; ils devraient livrer chaque instrument avec sa courbe de calibration. MGL avionics permet de régler la calibrations du capteur.
L’important est que la mesure soit reproductible, que la mesure soit avec peu d’erreur avec le temps, la température, l’altitude.
La dynamique de l’instrument est aussi à évaluer, je n’aime pas trop la dynamique du GARMIN G5. De plus, je suis un conservateur, je préfère un Badin mécanique avec une aiguille.
Du diamètre des tuyaux
Il est possible de réduire le diamètre des tuyaux. La limite est la dynamique de la mesure.
J’avais fait un montage du tube de pression du Pitot avec un tube que l’on trouve dans les hôpitaux. Le diamètre était trop petit et en manœuvrant rapidement à piquer et à cabrer, je voyais l’évolution de la vitesse à l’inverse de l’évolution normale.
Il ya une relation entre la longueur du tube et le diamètre à respecter. La longueur doit être inférieure à 2000 fois le diamètre interne ( ID). Cette règle s’applique aux tuyaux longs pour la transmission de l’information de pression et de la fluctuation de pression en fonction du temps. Le diamètre de la prise peut être très petite (ID= 2mm, donc on peut faire un tube Pitot avec un tuyau en acier de 2mm de diamètre, attention aux blessures au sol). La variation peut être de 4 km/h en une seconde: le Badin doit vous indiquer cette variation.
Il faut penser à la conception que de l’eau peut pénétrer dans les tuyaux. L’eau ne va pas modifier la mesure de la pression. L’installation des tuyaux peut éviter que l’eau stagne et/ou s’accumule dans les tuyaux.
Le drainage est sans intérêt, bien qu’exigé par la certification.
Tout le monde connait l’efficacité des mouches maçonnes pour boucher un tuyau à 100% profondément en quelques heures. C’est la panne la plus fréquente des tuyaux pour les pilotes qui voyagent. Il faut penser à la maintenance pour un dépannage rapide.
Ces mouches m’ont mis en panne une fois toute les 1000 hdv. La première fois j’ai fait le vol avec le Badin en panne et une sortie de piste sur le terrain d’arrivée. Il faut se renseigner sur la présence des mouches.
vérifier la mesure de q, fuites, calibration q et Zp
Vérification périodique
Il est possible de souffler avec la bouche dans le Tube de pression totale, pas trop fort, il faut s’entrainer et une personne doit vous aider pour voir l’indication de l’instrument. Il est possible aussi d’aspirer dans la prise statique en collant un adhésif étanche orange de carrossier sur l’autre prise statique.
Cette méthode peut être utilisée pour vérifier qu’il n’y a pas de fuite.
Calibration du Badin
introduction
Pour un avion nouveau on procédera dans l’ordre : calibration de l’instrument Badin, calibration de la pression statique en vol.
calibration de l’instrument Badin
Si on ne dispose pas d’un outillage professionnel, on peut calibrer l’instrument Badin avec un manomètre à tube à eau (que l’on peut fabriquer soi même) un réglet en mm, des tuyaux transparents.
Cela peut se faire sur l’avion.
pression
pression
Badin en km/h
mm d’eau
100
47,3
140
92,6
250
295,4
Calibration de la prise de pression statique
Si on a choisi la bonne position du paragraphe pour la pression totale, il n’y a pas d’erreur de pression totale, l’erreur de la pression dynamique sera celle de l’erreur de la prise de pression statique.
On utilisera le GPS en faisant des allers et retours sur une base, de préférence sans vent ou peu de vent, en comparant vitesse indiquée du Badin et vitesse sol GS moyenne de l’aller et retour. Il faut bien sûr calculer la vitesse vraie TAS à partir de la vitesse indiquée, la température et l’altitude pression (voir plus haut : Définition de la vitesse conventionnelle.)
Avec un peu d’habitude on arrive à faire la mesure de la correction de statique en km/h mentalement en vol.
On retourne au terrain, on modifie le réglage du correcteur de statique et on refait une mesure. Sur un aérodrome calme, avec des circuits courts ce procédé prend peu de temps.
Si l’objectif est de mesurer le vent en vol, il faudra choisir entre la correction pour l’approche finale ou la croisière (encore que le GA20 montre très peu d’erreur volets sortis donc on doit pouvoir avoir un calculateur de vent précis dans tout le domaine de vol).
Les mesures GPS permettent de calibrer la vitesse air à peu de frais.
Les équipements minimaux nécessaires sont un GPS, un thermomètre (celui de la mesure de la température extérieure « OAT » de l’avion), un altimètre soit barométrique (celui de l’avion) ou GPS (fonction altimètre).
Mais il est possible d’ajouter :
un récepteur GPS avec enregistrement (cela peut être simplement un MGL ou un GARMIN ETREX sans capacité barométrique). Sur le F-PTRO, j’utilise le MGL Extreme. Après le vol je calcule TAS calculé d’après la vitesse indiquée, pression atmosphérique du vol et OAT et je compare à GTAS, la GS modifié par le vent à l’altitude du vol en direction et vitesse calculé d’après les enregistrements.
une caméra vidéo.
Un enregistreur GPS est important si vous volez en solo. Vous devez vous concentrer sur la sécurité et la conservation de l’altitude.
Procédure de test :
l’atmosphère doit être calme avec peu de vitesse verticale
stabiliser l’avion en vol horizontal à la vitesse de test, ce qui prend du temps
voler à attitude constante et dans la même zone
noter la route donnée par le GPS
voler à vitesse constante pour au moins 20 s
noter la vitesse sol (GS) qui sera moyennée en vol ou après si les mesures sont enregistrées
noter aussi la vitesse indiquée Vi par le Badin qui sera moyennée en vol ou après si les mesures sont enregistrées
répéter les opérations de (2) à (5) avec une route opposée à 180 degrés, dans la même zone si possible.
Données à enregistrer à chaque série de test :
position de volets hypersustentateurs
puissance du moteur
route, TRACK
vitesse air moyennée
vitesse sol moyennée issue du GPS
Compensation des données GPS
La vitesse conventionnelle CAS est calculée après vol selon la logique suivante.
Pour chaque vitesse concernée :
Calculer TAS moyennée à partir de la vitesse sol issue du GPS selon deux routes opposées ; J’appelle cette TAS la GTAS : c’est la GS du GPS corrigée du vent. Le vent local sera extrait de ces deux phases en routes inverses
Calculer la vitesse conventionnelle CAS (notée aussi Vc, vitesse conventionnelle ou vitesse corrigée) à partir de la vitesse air (TAS) par correction de la densité de l’air connue en fonction de l’altitude et de la température extérieure (OAT). On utilise la formule de Bernoulli selon le paragraphe « Définition de la vitesse conventionnelle ».
La différence Vc – Vi est la correction à apporter au Badin.
La table de correction peut être établie pour chaque position des volets.
Cette méthode peut être utilisée pour calibrer les vitesses depuis VNE jusqu’à Vs+10 km/h, Vs étant la vitesse minimale.
Si l’instrument Badin a été calibré et n’a pas d’erreur, si la prise de pression totale est bien placée donc sans erreur, l’erreur du Badin relevée selon la méthode précédente sera l’erreur de statique. Elle permettra de calculer l’erreur de l’altimètre.
Note si l’erreur de statique est de 15 km/h ce qui est possible sur un avion rapide, à 250 km/h, l’erreur de l’altitude pression sera de 100 ft.
On pourrait démontrer que la chaine de l’altimétrie par erreurs cumulées de la prise de statique, erreur de l’instrument altimètre, erreur physique du calage altimétrique peut atteindre une erreur de 300 ft d’altitude pression en altitude sans compter l’imprécision du pilotage.
Le GPS standard mesure l’altitude géométrique avec une erreur de 75 ft avec une DOP of 1 pour 95% confiance en mode normal. La différence entre l’altitude géométrique du GPS et l’altitude pression sera au maximum de 6%, en dessous de 3000 ft avec les températures connues en France, soit un maximum de 200 ft. Tenir l’altitude assignée par le contrôle est aussi précis avec le GPS que l’altimètre barométrique en dessous de 3000 ft. Note : l’altimètre pression barométrique est obligatoire en espace aérien contrôlé.
J’ai lu une note de l’aviation civile belge qui cite 500 ft d’erreur pour la chaîne de mesure de l’altitude barométrique. 500 ft est aussi la valeur retenue pour les approches de non précision en FAR25 (probabilité de 1 sur 1 milliard d’approches). Donc un croisement en niveau avec un IFR avec 500 ft de marge indiqué…
Calibration de l’instrument altitude pression
Pour calibrer la lecture de l’altitude pression il faut :
calibrer la pression statique selon la méthode précédente
calibrer le calage altimétrique
calibrer la mesure de l’instrument
Calibrer la pression statique selon la méthode précédente
Nous avons vu qu’il s’agit d’une erreur qui peut aller jusqu’à 100 ft pour un avion rapide.
Calibrer le calage altimétrique
Le QNH est le calage altimétrique de l’altimètre précis qui donne l’altitude de référence du terrain, en référence du géoïde WGS84, quand l’avion est au repos au point de référence.
Cette définition de l’Organisation de l’Aviation Civile Internationale est la seule définition du QNH. Elle n’est donc pas toujours appliquée en France. Que vient faire la mer dans cette histoire ?
Le QNH sur un terrain, n’existe que s’il y a un instrument précis pour le mesurer. Pendant une période à Lasbordes il y avait 1 mb d’erreur entre Lasbordes et Blagnac ce qui est anormal pour une journée sans vent.
Cette mesure peut être faite par un organisme au sol avec un bon baromètre. Le QNH n’est pas régional, il est attaché au terrain qui le mesure.
Le calibrage du calage QNH de l’instrument se fait au sol si l’on dispose du calage QNH du terrain donné par un instrument de précision du contrôle. Il faut que l’avion soit à la même altitude que le point de référence (à Lasbordes on doit mesurer 460 ft au calage QNH si l’altimètre n’a pas d’erreur). Quand le terrain est en pente, il faut mesurer la pente sur la carte et mesurer l’altitude locale de l’instrument sur une carte du terrain.
Calibrer la mesure de l’instrument
Dans le tableau suivant on trouve quelques valeurs de l’atmosphère standard pour l’altitude pression :
Altitude pression en ft
Pression en mb
Altitude en mm d’eau
0
1013.2
0
1000
977.2
360
3000
908.2
1050
6000
812.0
2012
9000
724.3
2889
Il est donc possible de calibrer l’altimètre avec le calage 1013.2 mb, ou le calage corrigé de la correction établie au paragraphe précédent avec un tube à eau. Cette mesure à faire à 2 est acrobatique.
Si l’avion est équipé d’un transpondeur neuf ou ayant été calibré par la station agréée, on peut transférer en vol la calibration du transpondeur à l’altimètre de vol. Le codage du transpondeur passe de F084 à F085 quand il traverse Zp= 8500 ft en montant (Code Gillham). Il faut relever l’altitude pression et le codage transpondeur en montant au changement de l’indication du transpondeur tous les 500 ou 1000ft.
Si vous êtes un savant physicien, vous pouvez faire aussi la relation altitude géométrique GPS (l’erreur maximale d’altitude géométrique du GPS est environ de 75 ft) avec l’altitude géométrique calculée d’après l’altitude pression indiquée et la loi de température en montée.
Conclusion
Le Badin est un manomètre. Le pilote de l’avion a besoin de connaitre la pression dynamique du vol pour piloter son avion avec sécurité. Cette information est particulièrement indispensable pour la phase finale de vol avant l’atterrissage.
Le QNH est le calage altimétrique de l’altimètre précis qui donne l’altitude géométrique de référence du terrain, en référence du géoïde WGS84, ce qui n’a rien à voir avec le niveau de la mer.
Voler avec l’indication d’altitude géométrique du GPS est aussi précis que l’altimétrie au QNH en dessous de 3000 ft mais ce n’est pas légal.
La prise de statique est cause de l’erreur principale pour le Badin si le Pitot est bien placé.
Avec un GPS, le seul intérêt du compas magnétique est de calculer le vent.
Vous savez tout pour faire de votre anémométrie un outil de précision. Avec toutes ces informations vous devriez pouvoir avoir un calculateur de vent précis à 3 km/h dans tout le domaine de vol.
q
Pression dynamique du vol
Vc ou CAS
Vitesse conventionnelle ou vitesse corrigée
Vi
Vitesse indiquée
V ou Va ou TAS
True air speed ou vitesse air
mb
millibar
mm d’eau
Unité de pression, hauteur d’une colonne d’eau de 1 mm
pt
Head pressure, pression totale
po ou ps
Pression Atmosphérique
GS
Ground speed vitesse sol
Zp
Altitude pression
Cp
Coefficient de pression
(p-p0)/q
OAT ou T
Température de l’air
TRAK
Route suivie
ft
Pied, unité étrange anglo-saxonne non utilisée en Chine et en Russie
Références :
Avion OCEANAIR TC160 essais en vol pression statique cloison pare feu, méthodes de calibration au GPS
DR400X avion essais en vol 1978 perche conventionnelle d’essais en vol, calibrée en essais en soufflerie.
EFIS et enregistreur MGL Extreme avec centrale de cap magnétique et calculateur de vent
Cet article est une étude et une synthèse des travaux effectués par l’auteur depuis 1981 sur la performance et le bruit des avions monomoteurs.
Il y a des mesures précises dans ce document ; cependant on trouve certaines mesures avec incertitudes. Certaines estimations sont de la responsabilité de l’auteur.
Un comparatif est établi pour les avions à moteur LYCOMING, CONTINENTAL, ROTAX et électrique.
Nous avons beaucoup utilisé le DR400 comme sujet d’études comparatives car cette même cellule est équipée de 5 moteurs, 8 hélices, 8 échappements différents.
Encore une fois, nous pouvons nous féliciter des règles du CNRA en France qui permettent des expérimentations en vol avec des documents administratifs minimum. Ces règles devraient être étendues aux avions CS23 en modification prototype pour la recherche « expérimentale».
Nous remercions les personnes suivantes de leurs coopérations bénévoles pour les mesures au sol et en vol.
Contributions auteurs Daniel Muller, Jean Colrat, Vaunois ex Ingénieur en chef AIRBUS, sélection des hélices AIRBUS A400M et nacelles motrices
Selon les mesures CALIPSO il y a des différences de bruit importantes entre les avions.
La figure ci-dessous montre toutes les mesures CALIPSO en fonction de la masse maximale au décollage des avions ayant fait l’objet d’une mesure du bruit selon le procédé CALIPSO.
Pour les avions biplaces il y a des différences de 10 dB(A) entre l’avion le moins bruyant et le plus bruyant. C’est une différence énorme pour exercer la même fonction d’école de pilotage. Pour les avions quadriplaces monomoteurs il y a des différences de14 dB(A) entre l’avion le moins bruyant et le plus bruyant.
Figure 2.1 Bruit des avions (en dB(A)) en fonction de la masse (kg) enregistrés dans CALIPSO
Les moyens gratuits pour faire moins de bruit sont:
réduire la vitesse, la puissance et/ou, régime de rotation de l’hélice
voler plus haut
voler plus léger
Les moyens techniques efficaces pour faire moins de bruit sont :
les moteurs (ou turbine) avec réducteur
les hélices à pas contrôlable en vol
le bon choix de l’hélice pour les avions non certifiés. Pour les avions certifiés, le choixest quasiment imposé compte tenu du petit nombre d’hélices certifiées et du coût de la certification d’une intégration d’hélice.
Réduire le bruit des avions doit se faire selon une logique de décision très complexe où doivent intervenir les critères de sécurité, de performances, de consommation de carburant carboné et de coût.
Il y a de nombreux procédés et systèmes pour réduire le bruit de nos avions. Nous allons examiner les éléments suivants et voir comment on peut réduire le bruit en utilisant :
La vitesse
Le RPM
La traînée, le poids
Le silencieux
L’hélice
Le changement de moteur
L’évolution de l’architecture des avions pour réduire le bruit
Réduire la vitesse de survol est la façon la plus économique pour réduire le bruit externe et interne occasionné par le fonctionnement de l’avion. L’avantage supplémentaire de cette méthode opérationnelle est de réduire la consommation en carburant.
La règle générale de choix de la vitesse est de voler à une vitesse un peu supérieure à la vitesse de finesse maximale. Cette règle n’est pas facile à démontrer car il faut tenir compte de l’aérodynamique et de la loi de rendement de l’hélice, éventuellement aussi de la variation du couple moteur avec le régime. Pour un DR 400, j’ai pu montrer par des mesures en vol que la vitesse optimale pour la consommation,et probablement le bruit, est à partir de 165 km/h selon la masse, le RPM au environ de 2100.
Exemple de règle opérationnelle à LFCL : Afin de réduire le bruit après avoir atteint la hauteur de 1500 ft sur la trajectoire de départ. DEP 33 et au-delà jusqu’à 10 nm de l’ARP, il convient également d’adopter la vitesse et la puissance d’attente (bruit perçu au sol atténué) jusqu’au travers nord du village de Montrabé.
On trouvera ci-dessous le graphe de l’évolution du bruit perçu au sol en fonction de la vitesse et en fonction de la vitesse rotation de l’hélice pour un DR400-120 d’après des mesures CALIPSO.
Figure 4.2. Une courbe de mesure CALIPSO de DR400-120 avec silencieux.
Le protocole de mesure de CALIPSO oblige de faire des mesures à 2800 RPM avec cet avion de la figure 4.2 alors qu’aucun pilote ne pratique ce régime, en zones urbaines. L’hélice devient une véritable sirène et le bruit est supérieur au bruit d’un TB20 peine puissance. Il y a eu une période à LFCL où la consigne de vitesse en vent arrière était de 175 km/h, ce qui réduit son bruit de survol de 4 dB(A) pour un DR400. Nous pouvons en déduire que voler en tour de piste vent arrière à 175km/h au lieu de 205 km/h permet de réduire le bruit de plus de 3dB(A) à 5 dB(A) pour la plupart des avions monomoteurs.
Il faudrait que les mesures CALIPSO tiennent compte de la possibilité opérationnelle des avions avec une forte puissance installée de voler à proximité des zones urbaines avec des vitesses inférieures à 195km/h, il y aurait une conséquence de l’effet de la vitesse sur le bruit perçu au sol par les riverains en vent arrière ou en transit dans les zones urbaines. Dans le cas de la figure 8.1, si on ne fait pas de mesures CALIPSO au-dessus de 195 km/h pour le survol des zones urbaines on diminuera le « bruit » CALIPSO de 5dB(A) pour un DR400/180.
Un TB20 est capable de faire un passage à 180 km/h, 1400 kg masse maximale et seulement 67.5 dB(A) de bruit, soit moins de bruit que certains avions biplaces. Pour le TB20 (F-GTQB), on a un bruit de 69.5 dB(A), mais il varie peu sur le domaine de vitesses explorées avec l’adaptation de l’hélice constant speed.
Alors, je peux montrer que le 400/180 est moins bruyant que le DR400-120. En effet si j’ai l’intention d’effectuer un vol avec une masse légère je choisirais le DR400-180 car, à vitesse égale, le régime de rotation RPM du DR400/180 de l’hélice est plus faible que pour les autres avions et le bruit est plus faible. Alors que sur certains terrains le DR 400/180 pourrait être écarté en raison de sa notation CALIPSO et pourtant cela pourrait être l’avion le moins bruyant des DR400 en ayant recours à des procédures antibruit. De plus, on consomme moins de carburant car l’hélice a un meilleur rendement ; les pertes énergétiques dans le moteur sont plus faibles aussi. Cette logique est similaire au constat du paragraphe 11 du moteur avec réducteur : on choisit un moteur avec un fort couple et on peut réduire le RPM et choisir des hélices qui font moins de bruit.
La méthode de tarification des clubs pousse les pilotes à voler le plus vite possible pour profiter de la vitesse et diminuer leur facture, mais cela au détriment de la consommation de carburant payée par le club et beaucoup de décibels distribués aux riverains.
Les principaux défauts de CALIPSO sont: On ne fait pas la différence entre un aéronef 2 places et un aéronef 4 places. Comme pour les mesures internationales OACI, il faut tenir compte de la capacité d’emport de l’avion. On a des classifications avec des limites rigides.
On ne tient pas compte des capacités opérationnelles des avions. Les avions très motorisés comme certains ULM et TB20/Cirrus ou les avions qui ont une bonne finesse peuvent évoluer avec des puissances réduites et des RPM réduits rendus possibles avec un système de contrôle du pas en vol donc faire beaucoup moins de bruit que les bruits mesurés lors des passes CALIPSO de mesure à masse maximale;une des passes est à pleine puissance.La mesure à pleine puissance est déjà faite pour les avions certifiés pour l’obtention du CLN. On ne tient pas compte de la masse au décollage, pour faire un vol local ou un vol d’entrainement, on n’a pas besoin de voler à MTOW comme demandé par le classement CALIPSO. On arrondit les mesures au plus fort. Il y a de la dispersion dans les résultats de mesure de l’ordre -/+ 1.0 dB(A). La notation finale CALIPSO devrait faire bénéficier d’un abattement favorable aux propriétaires pour tenir compte de la dispersion des mesures. Pour les avions CS, hélice à calage variable en vol on fait une analyse technique en fonction de la pression d’admission alors que le capteur de MAP n’est pas étalonné (tous les autres capteurs sont bien étalonnés par la DGAC). Il y a des mesures, cas d’espèces, dans la liste des mesures CALIPSO de bruit excessif ou trop faibles qui mériteraient d’être revues.
Voler plus haut en vent arrière de 500 ft, passant la hauteur de vol de 1000 ft à 1500 ft, va réduire le bruit perçu au sol de 3.9 dB(A). Cela équivaut en termes CALIPSO à changer de classe. C’est ce qui a été fait à Toulouse-Lasbordes en passant la hauteur de vol de 1000 ft à 1500 ft. Mais le bénéfice doit être regardé au cas par cas car on augmente le temps de montée ce qui va causer plus de gêne ; le tour de piste peut durer plus longtemps, se faire plus à l’écart du terrain, l’entrainement est contraint par les plafonds bas. L’énergie consommée est légèrement supérieure car l’énergie consommée à la montée est récupérée en grande partie dans la descente.
Si l’avion est équipé d’une hélice à régime de rotation constant, comme indiqué précédemment, il faudrait faire tourner la vitesse de rotation de l’hélice (RPM révolutions par minute) à la vitesse la plus favorable pour le bruit des pales d’hélice. Il y a une contradiction opérationnelle dans les pratiques actuelles qui font mettre en position régime maximal les avions en s’approchant du terrain.
Un exemple : effet de 75 RPM sur TB20 de 1 à 3 dB(A), valeur mesurée en Suisse.
Il peut être proposé d’aller jusqu’à l’arrondi avec le régime RPM le plus faible possible et en cas de remise de gaz on applique alors, en même temps quand l’ergonomie le permet, ce qui est le cas du TB 10, pleine puissance et régime maximal RPM.
Une façon de réduire le bruit est de réduire la traînée de l’avion. Au décollage pour réduire le bruit, il faut rentrer les volets le plus tôt possible pour réduire la traînée, monter plus vite et réduire le bruit au sol. On pourra éviter de voler sur la branche vent arrière avec le train sorti. Il est efficace pour réduire le bruit de sortir le train d’atterrissage et les volets sur le plan de descente vers la piste.
Ceci n’est pas écrit dans le manuel de vol car le manuel de vol est un manuel de vol certifié pour répondre aux règles de la réglementation applicable ; mais quand la longueur de piste est grande, confortable, avec marge, on peut envisager de décoller en configuration lisse, sans les volets, ce qui allonge la longueur de roulement mais du fait de la réduction de traînée dès la mise de gaz l’avion accélérera plus vite et montera plus haut au-dessus des obstacles et du sol. Pour les avions rapides, il peut y avoir une limite de vitesse de rotation des roues.
Les avions civils FAR25 pratiquent depuis longtemps des procédures antibruit, réduction du bruit au décollage, pour réduire les nuisances sur les aéroports.
Avec les avions d’aviation générale, il est possible d’envisager des procédures de réduction de bruit au décollage.
Il est certain qu’avec des avions peu motorisés il n’est pas possible de réduire la puissance du moteur après le décollage. Reprenons l’exemple que je connais bien des DR400, on ne réduira pas la puissance avec un DR400/120 après le décollage mais on pourra très bien le faire selon la masse avec un DR400 160 hp ou 180 hp. Pour les avions encore plus motorisés comme un TB 20, ou un Cirrus SR20, on réduira la puissance d’admission et le régime dans la même manœuvre comme beaucoup d’opérateurs le pratiquent.
Il faut signaler que certains opérateurs US utilisent une procédure « super Square » avec les hélices à régime contant, ce qui signifie qu’ils appliquent par exemple 23 inchet 2200RPM, beaucoup appliquent 25 inch, 2500 RPM maxi après le décollage.
Pour les constructeurs amateurs et les autres, il est facile d’écrire dans le manuel de vol :
En cas de vol à proximité de zones habitées, signalées sur les cartes de terrain VAC, on devra réduire la vitesse à 1.75Vs, Vs vitesse minimale de vol en configuration lisse et la masse de vol limitée à TBD (à définir). En cas d’avion équipé d’hélice avec un contrôle du pas, le RPM sera limité à TBD (par exemple 2400 RPM pour un moteur LYCOMING).
La puissance maximale continue peut faire l’objet d’une limitation dans le manuel de vol : il est possible de transformer la recommandation de LYCOMINGd’utiliser 75% de la puissance nominale en une limitation de puissance maximale entre 5 et 8 minutes utilisées pendant la montée.
Ces limitationsseraient utilisées en cas de mesures CALIPSO.
Pendant la branche en vent arrière, on peut optimiser la vitesse. Selon la figure 8.1, de 205 à 175 km/h on réduira le bruit de 3 dB(A) ; c’est aussi efficace qu’un silencieux.
Figure 8.1. Graphe du bruit DR400-180 selon mesures CALIPSO
Le CEAT pour Centre d’Essai Aéronautique de Toulouse était un centre d’essais qui mettait en œuvre 5 souffleries pour la recherche et le développement des avions et hélicoptères. Le site historique en ville de Toulouse a été détruit pour faire place à des logements. Les souffleries n’ont pas été cédées à d’autres entreprises françaises mais détruites. L’activité de R&D aérodynamique nécessaire pour le développement de notre industrie aéronautique se pratique à l’ONERA à des tarifs très élevés et pour une partie en Angleterre, en Suisse, au Pays bas … Adieu la recherche en France alors que notre étude met en évidence le besoin de recherche d’hélices adaptées au bruit et que nos producteurs industriels d’hélice ont besoin d’un soutien en études aérodynamiques…
Ce paragraphe traite de l’équipement dans le système de propulsion de l’intégration d’un système « silencieux ».
Il est obligatoire de regarder plusieurs critères : rendement de performance du silencieux, l’efficacité de réduction de bruit, le poids du silencieux et la traînée aérodynamique supplémentaire pour faire une analyse du système de propulsion.
À la limite, j’ai vu un silencieux proposé par un industriel qui avait un rendement très mauvais et il fallait augmenter la puissance pour obtenir la même performance avion (la vitesse verticale de montée). Pour avoir la même verticale de montée, on pourrait faire plus de bruit avec ce silencieux que l’avion de base car il faudrait augmenter la puissance du moteur pour rétablir la performance de montée. Les constructeurs amateurs ne sont pas sujets à respecter une pente de montée minimale ; cependant une pente de montée minimale de 8.3% c’est la sécurité.
À l’ouverture de la soupape d’échappement, il y a une onde de pression qui parcourt le tuyau d’échappement. L’onde de pression atteint un volume de détente (le collecteur/pot par exemple) et alors, par un processus aérodynamique connu, une onde de dépression remonte vers la soupape qui va aspirer un peu des gaz dans le cylindre. Si toutes les combinaisons se font bien, le cylindre se remplit mieux.
Je n’ai pas fait de calculs savants et faux. J’ai fait équiper un moteur de banc LYCOMING O-320 (moteur historique du premier TB10 prototype) de 4 tuyaux d’échappement de longueur 1.80 m et d’une hélice moulinet. Le samedi 3 avril 1982, deux fonctionnaires seuls dans le CEAT ont coupé toutes les 15 minutes, 10 cm d’échappement de 1.80 à 0.3 m Les mesures étaient faites très régulièrement plein gaz, plein riche toutes les 15 minutes pour redémarrer avec les mêmes températures du moteur. On connaissait le couple par la vitesse de rotation du moulinet étalonné en couple et par un couplemètre. Les essais furent interrompus quelques minutes, le temps de récupérer d’une intoxication au monoxyde de carbone. Nous avons pu aboutir aux résultats étonnants de la figure9.1. Il y avait deux moyens de mesure du couple moteur : un couplemètre et un moulinet étalonné. Le moteur semblait avoir quelques passages en grande forme. Le premier optimum de performance se trouve à 800mm de longueur de tubes.
J’ai conclu de cela qu’il fallait faire un pot accordé avec 4 tuyaux de longueur 800mm (longueur entre le départ cylindre à la première détente), règle valable pour une rotation de 2500 RPM. À 2700 RPM, il faudrait faire des tubes plus courts.
Un pot accordé de ma conception a été fabriqué, testé, mesuré en soufflerie au CEAT en 1982. Il s’agit de 4 tubes de longueur identiques de 700 mm rassemblés dans un collecteur de type RALLYE. La longueur de 700 mm se mesure entre la sortie échappement du moteur et la première détente dans le pot de détente. Nous avons retenu 700 mm pour avoir des tubes plus courts qui prenaient place dans le collecteur en notant que l’on perdait peu en performances. La sortie se fait par un tube unique à gauche. Je voulais une sortie unique à gauche plus efficace pour l’extraction de l’air de la nacelle en raison de la rotation de l’hélice. Le diamètre 115mm du RALLYE est trop petit pour aménager 4 tuyaux qui se croisent à l’intérieur ; il y a une contrepression rédhibitoire selon les règles LYCOMING. Pour le CEAT nous avons ajouté un shunt qui évacue du débit de la droite vers la gauche, collecteur dissymétrique appelé pot Y. Pour l’avion F-PTRO il a été fabriqué un diamètre 115mm avec 2 sorties symétriques droite et gauche. On peut aussi avoir un pot ovoïde comme celui du TB20 de plus forte section.
Un pot accordé cela veut dire:
Le moteur tourne rond
Il y a plus de puissance
LesEGT sont groupées donc il y aura une meilleure consommation.
Cette longueur de 700 mm choisie pour le pot Y dépend de la vitesse de rotation du moteur. Cet accord peut permettre de gagner 5% de couple par rapport à un échappement très court, soit 50 RPM au décollage pour un avion équipé d’une hélice à pas fixe.
Depuis 1982, j’avais choisi de faire mes échappements pour moteur LYCOMING performants et silencieux sur la base d’un collecteur type RALLYE. Le choix du type de collecteur du RALLYE est pertinent. En effet, on amène une première détente sous et devant le moteur, devant le carter rempli d’huile ; c’est une zone où il y a de la masse autour de la détente pour amortir le bruit. Il y a de la matière pour amortir le bruit surtout pour la cabine. Les surfaces émissives thermiquement sont réduites et réduisent les effets indésirables d’échauffement des composites et équipements du capot moteurs. Donc la SOCATA avait conçu un collecteur bien placé pour réduire le bruit d’échappement surtout pour les occupants de la cabine, solution que j’ai améliorée en faisant la détente au cœur du collecteur, en accordant la longueur des tuyaux de l’échappement et récemment en simplifiant les tuyaux intérieurs au collecteur.
Figure 9.1. Essai de mai 1982 ; Couple du moteur O-320-D2A en fonction de la longueur des échappements,avec 2 méthodes de mesure du couple : 1 couplemètre et un moulinet étalonné en couple. Équilibre de rotation environ 2570 RPM. Le couple théorique du O-320 est de 416m*N.
En montrant cette courbe lors d’une conférence pour un rassemblement annuel du RSA, j’ai eu la remarque que le rendement augmente pour des longueurs supérieures à 1.80m. Effectivement nous n’avions pas approvisionné des tuyaux assez longs pour l’expérience du CEAT. La longueur de 1.80m ou plus est celle que l’on voit sur les DR400 équipés du silencieux ¼ d’onde et le DR400-180 STC de Chabord. Plus que 1.80m peut faire gagner 5% de couple moteur en regard des pipes échappement très courtes comme celles du Rallye.
Extrait du site Chabord : « Échappement raccordé de type 4 en 1 avec, quatre tubes primaires d’une longueur identique de 805mm réunis dans un collecteur puis dans un tube de fuite. » On trouve le même principe chez SCAI TECH. 805 mm se compare bien au 800 mm démontré au CEAT en 1982.
On a donc 2 optimums pour le couple moteur à 0.7 m et à 1.8 m pour le moteur Lycoming. Ces remarquessont valables aussi pour le moteur ROTAX. Les longueurs pour l’accord du ROTAX se feront dans le ratio 2500 RPM/5500 RPM soit 0.36m et 0.95m pour le ROTAX ce qui est beaucoup plus facile à implémenter.
Il a été installé dans la soufflerie S5 du CEAT une nacelle motrice selon la figure 9.2 pour des essais de performances et de températures (voir aussi la revue RSA n° 268 de 2° trimestre 2010). Il a été aussi possible de mesurer avec précision selon le montage de la figure 9.2 la performance de cinq pots d’échappement dont deux avaient été montés à des milliers d’exemplaires sur des avions certifiés.
Figure 9.2. Photo de la nacelle motrice dans la soufflerie S5 du CEAT ; vitesse d’essai maximale de 252 km/h configuration 2 tubes échappement (2 fois2 en 1), grand cône et entrées d’air de refroidissement type Grumman Cougar
L’hélice est une SENSENICH 74 DM 66-2 de pas fixe 66 inch et de diamètre réduit à 72 inch.
Le moteur LYCOMING O-320-D2A est plein gaz, la vitesse d’essai est de 144 km/h, valeur de montée pour un avion de cette puissance.
Le RPM résultant de l’équilibre couple moteur = couple hélice est d’environ 2390 RPM ; il varie selon le rendement de l’échappement.
La puissance réelle absorbée par l’hélice est mesurée par un couplemètre. Les mesures comparatives d’un échappement à l’autre restent très précises. La puissance théorique du moteur est calculée d’après le régime, la température de l’air en amont du carburateur et la pression d’admission selon les méthodes de LYCOMING.
On appelle rendement d’installation du moteur le rapport entre la puissance mesurée sur arbre et la puissance théorique que pourrait délivrer le moteur avec des installations admission et échappement aussi efficaces que celle de LYCOMING sur les bancs sol LYCOMING.LYCOMING utilise des moulinets réglés et étalonnés en couple pour le contrôle de ces moteurs. Les moulinets permettent de ventiler le moteur, d’absorber et de mesurer la puissance maximale à 2700 RPM. J’ai vu ces moulinets efficaces et précis chez Lycoming à Williamsport Pennsylvanie.
Les échappements avec de bonnes performances de rendement doivent se rapprocher du rendement de 100%.
pot
rendement
Delemontez
93%
Bi-tube2 en 1
93%
pot série
88%
pot CEAT Y accordé
94%
Tableau 9.3. Rendements de 4 échappements mesurés en soufflerie au CEAT
Rapport CEAT de 1982 Le pot de série est médiocre 88% de la puissance nominale à comparer à 93% du bitube, RPM de 2340 à 40m/s comparé au 2392 RPM du bitube (essai CEAT avril 82)
Le « bitube ». Le « bitube » est un échappement 2 en 1 long et échappement libre ; il a un bon rendement.
Le « Delemontez » est le pot des premiers DR300 et DR400 en deux parties pot gauche et pot droite montés jusqu’en 1992 sur les DR400.
Le pot Delemontez est une conception performante avec un diffuseur après la sortie du moteur, une chambre de tranquillisation et une tuyère de sortie adaptée ; il a un excellent rendement mais il reste bruyant malgré le système de détente. Il est le mieux conçu pour avoir une poussée de 3% de la traction de l’hélice des jets d’échappement dans l’axe qui s’ajoute au rendement ci-dessus. Cette poussée est connue dans le monde des turbopropulseurs sous le nom de poussée résiduelle. D’après cette mesure de très bon rendement et sa forme pour pousser dans l’axe de l’avion, on peut en déduire qu’il est difficile de faire mieux en terme de performances et de rendement que ce pot conçu par Delemontez.
Le pot « CEAT Y » est un échappement accordé dans un pot de détente transversal du type RALLYE fortement modifié en forme externe.
HéliceSENSENICH 66 inch Lycoming O320
échappement
Bitube
PotRallye
Pot Y
V vitesse amont
m/s
39.1
40
40.8
PM puissance moteur
%
87%
81%
81%
MAP pression admission
mb
1003
1004
975
RPM
2390
2347
2374
DCHT
°C
24
50
41
CHT mean ISA
°C
225
206
215
EGTmean
°C
715
710
717
D EGT
°C
85
90
72
Tableau 9.4 résultats en soufflerie S5 CEAT de trois échappements
Nous avons repris ces travaux de bruit en 2001 avec les vols du DH251 F-PTRA ; il a volé avec le pot physique Y du CEAT. Entre 2012 et 2023, nous avons fait voler 5 pots accordés sur l’OCEANAIR F-PTRO. Certains avaient des doubles sorties, d’autre la sortie unique sur le côté gauche.
Figure 9.5. Le 7 janvier 2001, DH251 F-PTRA 160hp à Marennes, visite chez Delemontez : 3 entrées d’air RAM, pot Y accordé, sortie air de refroidissement et échappement unique à gauche, le grand cône est démonté cause crique : Vmax 270 km/h.
Nous avons monté en Chine sur les GUANYIAVIATION GA20 3 types de pots ovoïdes dérivés du POT Y du CEAT. Après quelques essais en vol et essais au sol nous avons opté pour l’unique sortie sur le côté gauche qui encombre moins l’intérieur du capot. Ainsi équipé d’une sortie unique latérale, il devrait tourner moins rond mais le pilote Briand n’a pas vu de différences notables. J’ai retenu le côté gauche car c’est celui qui avait donné les meilleurs résultats de poussée globale dans la soufflerie S5 du CEAT.
La réduction de bruit d’un « silencieux » est fonction de la configuration de référence. Dans cet article, nous avons décidé de chiffrer la réduction de bruit des silencieux en référence d’un échappement libre, ce qui est le cas du pot Delemontez.
Le pot en Y a été essayé en vol et mesuré en 2001 sur le DH251 F-PTRA ; il réduit le bruit de 3.5 dB(A) (Part 36 chapitre 10 survol à 2500 m après le décollage avec mesure de l’altitude atteinte) en référence des pots Delemontez DR300. L’essai était basiquement un essai back to back où les deux pots DR300 et pot en Y ont été montés et mesurés dans la même matinée. Le pot Delemontez du DR300 est très bruyant, donc facile à battre en performance bruit.
Selon le tableau 9.6, on voit que le pot en Y du CEAT est voisin de l’échappement interne Standard 01 de DR400, on retrouve bien la différence de 3.5 dB(A) dans les mesures CALIPSO. On peut dire aussi que le collecteur Standard 01 du DR400 (sans le ¼ d’onde) est un silencieux.
Gain en référence
Pot Y conception Vaunois
DH251 F-PTRA
3.5 dB(A) En référence pot Delemontez
Montée(Part 36 chapitre 10) survol à 2500 m après le décollage avec mesure de l’altitude atteinte)
Mesure ACATRA L’essai était basiquement un essai back to back où les deux pots DR300 et pot en Y ont été montés et mesurés dans la même matinée.
Chabord
RALLYE 150
2dB(A) en référence pot RALLYE
Montée(Part 36 chapitre 10 survol)
STC RALLYEChabord
Chabord
D140
1 à 2dB(A) en référence pot Delemontez
Décollage et survol
mesures de l’auteur à un rassemblement APPM
SCAI
PA 28
4.5 dB(A) en référence PA28 de base
survol
mardi 16 mai 1995, CCI de Nice la journée « silencieux »
Le tableau Figure 9.7 est le résultat de notre étude comparative des DR400 LYCOMING mesurés par CALIPSO. Ces déclarations n’engagent que l’auteur. Rappel : la référence est l’échappement standard tbc ou pot Delemontez des DR400 avant 1992.
Réduction de bruit moyenne de mesures CALIPSO
Poussée résiduelle
Estimées de l’auteur couple moteur intégré admission et échappement Référence couple nominal Lycoming au banc
masse kg
STANDARD 01+ROBIN 1/4 onde
3.5 dB(A)
3%
-5%
GOMOLZIG
3.5 dB(A)
2%
-7%
non connu
ROBIN STANDARD 01
2.9 dB(A)
1%
-7%
6,1
SCAI TECH
3.1 dB(A)
-5%
CHABORD
2.8 dB(A)
2%
-5%
Pots DELEMONTEZ
0 dB(A)
3%
-7%
4,5
Figure 9.7. Comparaison de résultats en bruit et performances de six échappements commerciaux équipant les DR400 selon les mesures CALIPSO.
Le tableau de la figure 9.7 montre la moyenne de réduction de bruit des échappements commerciaux pour les DR400 et gain de performances. Les réductions de bruit sont calculées en référence de l’échappement DR400 avec 2 pots latéraux de dessin de Delemontez.
On peut même penser que le DR400 équipé du silencieux ¼ d’onde long et accordé de 1.80 m explique les bonnes performances en croisière du DR400 équipé de ce silencieux. Le ¼ d’onde a une meilleure poussée due à un couple moteur supérieur et à l’effet de poussée résiduelle de l’échappement. La traînée du ¼ d’onde est réduite par la position dans le sillage de la jambe avant. Les échappements SCAI et CHABORD accordés donnent aussi un meilleur couple moteur. En effet j’ai effectué des mesures de performances en mode économique environ 165 km/h sur 5 DR400 de Lasbordes, tous motorisés par le LYCOMING O-320 et hélices SENSENICH 64 in avec ou sans silencieux. Une surprise a été de constater que le DR400 F-GUYA, avec silencieux ¼ d’onde avait un meilleur bilan poussée /traînée que le DR400-140 sans silencieux, malgré la traînée du silencieux installé sous l’avion.
Un silencieux, demande réflexion avant l’acquisition, le gain de bruit est incertain et parfois le prix est élevé.
Nous avons essayé en vol les configurations du tableau figure 9.8. Les performances sont très voisines, soit Vmax de 260 km/h et consommation économique de 10litres au 100 km FL100. Nous n’avons pas de mesures de bruit en vol. Les 2 rendez-vous CALIPSO pour les mesures de bruit ont été annulés cause MTO.
Système d’échappement
TB10 modifié aménagement intérieur, circulaire dia 115 mm
2 sorties D et G
Ovoïde aménagement intérieur dérivé du collecteur ST10
1 sortie à gauche
Ovoïde aménagement intérieur GA 20
1 sortie à gauche
Type TB20 aménagement intérieur elliptique modifié
1 sortie à gauche
Type TB10 modifié aménagement intérieur, diamètre 115 mm
1 sortie à gauche
Figure 9.8.1 Les cinq échappements ayant volé sur le F-PTRO
Figure 9.8.2 Le F-PTRO 160hp à Grenoble : entrée d’air RAM unique, pot Ovoide accordé, sortie air de refroidissement et échappement unique à gauche, Vmax 260 km/h.
Ovoïde aménagement intérieur GA 20 est un collecteur de dessin chinois avec des tuyaux courbes à l’intérieur du collecteur voisin du pot Y du CEAT.
Nous avons eu recours à des essais de point fixe back to back sans capots pour faire des mesures de performances et de bruit. Le moteur ne sait pas s’il est vol ou au sol.
En une seule journée en 2022 nous avons pu établir le tableau (figures 9.9-1 et 9.9-2) à partir de points fixes en installant 5 pots successivement. L’avion est l’OCEANAIR F-PTRO 160hp et hélice SENSENICH de pas 66 inch.
POT
Pot collecteur de base
Accordage
Silencieux
TB 10 mod
TB10 modifié dia 115 mm
2 tubes droits de diamètre extérieur 43.4 mm pas tout à fait accordés à l’intérieur du collecteur
4 trous de sortie des gaz chauds diamètre 38 mm dans les 2 tubes à l’intérieur du collecteur
poussée résiduelle de 2% environ de la traction de l’hélice
GA20
Ovoïde
4 tubes courbés accordés à l’intérieur du collecteur
poussée résiduelle de 2% environ de la traction de l’hélice
ST10 modifié
Ovoïde
Silencieux SOCATA non accordé type automobile prototype
avec multiples trous perforé
poussée résiduelle de 2% environ de la traction de l’hélice
GOMOLZIG TB10
Cylindrique
Non accordé
système GOMOLZIG avec multiples trous
Peu de poussée résiduelle
TB20 mod
Elliptique TB20
4 tubes droits accordés à l’intérieur du collecteur
Première détente au cœur du collecteur
poussée résiduelle de 2% environ de la traction
Tableau 9.9-1. Descriptions succinctes des collecteurs essayés au point fixe sol sur le F-PTRO.
POT
RPM
Contre-pression(in)
bruit dB(A)
EGT °C
MAP(mb)
TB 10 modifié
2260
1,26
93.4
690
1003
GA20
2227
1,44
Non mesuré
670
1003
ST10 modifié
2219
4,68
93.2
650
1003
GOMOLZIG TB10
2239
1,76
93.2
650
1003
TB20 modifié
2266
1,80
94.0
660
1003
Tableau 9.9-2. Mesures des performances et du bruit au sol de 5 collecteurs prototypes, point fixe, plein gaz.
Définitions :
RPM avec une hélice pas fixe SENSENICH de 66 in étalonnée, 60 RPM de plus au point fixe ; c’est 5.5 % de gain en traction.
Contrepression c’est la pression différentielle entre la pression statique sortie moteur, mesurée à la place de la sonde EGT et la pression atmosphérique. Cette contrepression pression doit être inférieure à 2 inch Hg, règle de LYCOMING. Je ne sais pas s’il y a une règle équivalente pour ROTAX.
Bruit en dB(A) mesuré au point fixe très près de l’avion toujours au même endroit ; c’est bon d’avoir un signal fort qui rend le bruit parasite de l’environnement négligeable
EGT, température des gaz d’échappement mesurée à 4 inch de la sortie du moteur
MAP, le F-PTRO n’a pas de filtre à air ce qui explique le niveau élevé de la pression d’admission MAP en regard de la Po de 1012 mb.
Tous ces 5 systèmes peuvent être qualifiés de silencieux au même niveau que le silencieux GOMOLZIG :
le gagnant est le TB10 modifié ; modification très simple. Surprise : ce meilleur résultat est obtenu avec ce pot qui n’est pas exactement accordé
le pot GOMOLZIGa un bruit agréable et le moteur est très agréable à manier en augmentation de puissance et réduction de puissance
le dernier : le pot prototype ST10, perte de 5% en traction et contrepression élevée, plus du double de celle recommandée par LYCOMING.
Recette : pour fabriquer un silencieux très simple : prendre un collecteur RALLYE ou TB10 ou TB20 ou ST10 modifié fourniture ACATRA en état de vol, appro 2 tubes chez SWAPLAND diamètre externe 42.4mm de 495 mm de long, avoir percé les 4=2*2 trous de 38 mm à la scie cloche ou jet d’eau, les trous ne sont pas au milieu des tubes, il faut se rapprocher de la règle de 700 mm de distance de la sortie échappement LYCOMING en tenant compte de la longueur des pipes courbes d’échappement, la sortie des trous ne doit pas être orientée vers une paroi, zéro soudure à ajuster et enfiler dans le collecteur TB10. L’épaisseur des tubes est un plus pour la durée de vie de ces parties chaudes et l’amortissement du bruit.
Le bruit dépend principalement de la vitesse en bout de pale et de la charge aérodynamique en bout de pales. La liste des sujets qui suit montre la difficulté pour les concepteurs d’hélice de réduire le bruit :
Le bruit de l’hélice mesuré en dB(A) dépend de :
La vitesse en bout de pales
La charge de l’hélice en bout de pale
L’épaisseur du profil
La températurequi modifie le nombre de Mach en bout de pale
Le bruit est cyclique et de plus la pale descendante fait plus de bruit en raison de l’ascendance de l’air créée par la voilure en aval de l’hélice.
L’effet du pas et du régime est un phénomène complexe que nous ne savons pas discuter. Le régime élevé augmente le bruit ; le pas plus faible diminue la charge en bout de pale et diminue le bruit.Pour le DR400/120 échappement standard 01, il y a 2 hélices SENSENICH72CKS6-0-XX de pas 54 et 56 inch de bruit CALIPSO respectifs 64.3 et 65.4 dB(A).Plus le pas est petit, moindre est le bruit alors que l’hélice doit tourner plus vite. Ce phénomène se retrouve sur le bruit des pas 64 et 66 inchdes DR400-160.Pour faire un choix, il faut savoir que le rendement en croisière est moins bonpour un plus petit pas (environ 1% pour 2 inch de pas ;avec le petit pas donc on consommera plus de carburant).
Le premier challenge de l’avion est de monter avec une bonne pente. Pour les avions certifiés, la pente en montée imposée est de 8.3%. Pour se rendre compte de la puissance nécessaire pour obtenir cette pente il suffit de courir ou de faire du vélo sur une pente de 8% ! (Si le terrain est court, il faut assez de traction avec marges pour décoller). Il faut prévoir de monter avec une forte pente ; il y a trop d’accidents dits de « second régime » où le pilote n’arrive pas à monter sur un terrain plat ou se sortir de la proximité du relief.
Le rendement de l’hélice sera d’autant meilleur que le diamètre de l’hélice est grand. C’est le paramètre le plus influent dans le rendement d’une hélice. On ne peut pas réduire le diamètre de l’hélice d’un avion de manière significative car le rendement va tomber et il faut de la traction pour monter (pour le DR400, par exemple, on va perdre 1% de traction pour une réduction de diamètre de 8 cm).
Le meilleur rendement que l’on puisse obtenir d’une hélice est de 90% mais compte tenu du compromis à faire entre la croisière et la montée, le rendement en montée est faible de l’ordre de 70% ; c’est-à-dire qu’il y a 30% de perte en viscosité/tourbillons aérodynamiques (voir le graphe de la figure 10.1 où la montée va se faire avec un paramètre d’avancement γ de 0.5 environ). Il est aussi vrai que si l’on veut économiser le carburant en voyage, il faut monter à une vitesse d’ordre de 180 km/h où le rendement de l’hélice est meilleur.
Planche supprimée pour l’envoi
Figure 10.1. Rendement η d’une hélice bipale métal performante en fonction du rapport d’avancement. Mesures à la soufflerie S5 CEAT. Vitesse de la soufflerie à 70m/s donc mesures à la vitesse du vol.
Note : cette hélice exceptionnelle choisie par Delemontez pour le DR250 a un rendement η exceptionnel maximal de 85% praticable sur 2 points du domaine de vol (Vmax au FL85 et 165 km/h). Avis aux amateurs et professionnels de faire mieux, 90% est faisable selon mon expérience avec une hélice en CFRP. Le rendement de l’hélice est le rapport entre la puissance fournie pour tirer l’avion (traction multipliée par la vitesse TAS) et la puissance sur arbre hélice.Rapport d’avancement γ=V/ND (V vitesse en m/s, N tours par seconde et D diamètre de référence 1.88 m), différent du diamètre réel 1.83 m . Le coefficient de traction τ= traction/(ρN2D4). Le coefficient de puissance χ =puissance/(ρN3D5). Pour les experts, la traction propulsive n’est pas la somme des forces sur l’hélice ; il y a des interactions entre l’hélice et le fuselage. On définit la traction propulsive en référence de la trainée de l’avion sans hélice.
Dans les mesures selon les règles OACI, le TB20 tripale fait moins de bruit de 2dB(A) que l’hélice bipale. L’hélice tripale du TB20 fait moins de bruit mais elle a aussi un moins de rendement. Mon expérience de ces deux motorisations est que l’hélice tripale du TB20 a 6% de moins de rendement que l’hélice bipale.
J’ai remplacé sur le F-PTRO LYCOMING O-320 l’hélice SENSENICH par une DUC FLASH tripale pendant 600h. Il n’y a pas eu de mesures de bruit. Des jugements qualitatifs du sol donnent un avantage bruit à la DUC FLASH tripale
Dans ce cadre, nous devons saluer le STC (modification certifiée) commencé depuis plusieurs années de l’intégration d’une hélice DUC Flash certifiée pour LYCOMING 160 hp sur un RALLYE par Philippe Chenevier. Il a été développé une intégration de l’hélice DUC FLASH sur le RALLYE 150 SV F-BRIA. La mesure CALIPSO ne donne pas un bruit plus faible que les avions RALLYELYCOMING O-320 équipés d’hélices SENSENICH.
Le débat tripale/bipale peut être nourri par les mesures du DR400/ROTAX et le DR400/CD-155. Dans les deux cas les gains de bruit en référence des 2 DR400 moteurs LYCOMING sont significativement favorables aux groupe propulsifs ROTAX et CD-155 équipé hélice tripale (réduction respective de 3.8 et 6 dB(A)) Cependant il est difficile de séparer l’effet de l’hélice sur ces réductions de bruit très importantes car on a aussi changé le moteur avec un effet du régime de rotation et un effet du turbo dans le cas du CDI. S’il est possible de calculer un effet RPM et un effet turbo on pourrait dire d’après les résultats que nous avons examinés que la réduction de bruit moyenne de 6 dB(A) observée serait la somme d’un effet de 2 dB(A) d’une hélice tripale, de 2.5 dB(A) dû au RPM plus faible et 0.5 dB(A) dû au turbo et de 1 dB(A) dû à la procédure.
La comparaison des FOM du DR400 140 B (hélice bipale métal SENSENICH de 1.83 m de diamètre et du DR400/CD-155 (hélice bois MTV-6-A/190-69) montre que l’hélice MT PROPELLER du CD-155 a un rendement moins bon de 5% environ que l’hélice SENSENICH. Monsieur Pierre Robin avait déclaré que la puissance de son moteur LYCOMING O-320 était de 140 hp, d’où le nom de l’avion DR 140 B. En effet en montée pleine puissance l’équilibre en RPM de l’hélice selon la figure 10.1 est à 2400 RPM ce qui donne seulement 140 shp (shpsur arbre moteur). Le couple moteur hélice LYCOMING + SENSENICH 140 shp fait monter l’avion DR400 à 1050 kg alors que le couple CD-155 MTde155 shp fait monter le DR400 à 1100 kg de masse au décollage.
Des expériences combinées de C.Briand et J.P Vaunois, nous ne connaissons pas d’hélice tripale qui ait un meilleur rendement que l’hélice SENSENICH bipale de pas 66 inch (ou 64 inch qui est voisine). 85 % de rendement est le challenge pour les ULM ou les quadriplaces que doivent relever les fabricants d‘hélices européens. Nous considérons aussi que l’hélice bipale « constant speed » de HARTZELL est une référence à battre, mais hélas très lourde.
Le choix d’un moteur certifié (ROTAX, LYCOMING, CONTINENTAL) impose un régime de rotation de l’hélice. La règle générale dit que le bruit augmentera avec le régime. Cependant dans les mesures de CALIPSO, on lit des effets très importants du pas des hélices dus à la charge en extrémité de l’hélice.
Le DR400-120 standard 01 peut être équipé des deux hélices SENSENICH 72CKS6-0-XX de pas 54 et 56 in ; pour ces deux versions différentes par les hélices; on note des bruits CALIPSO respectifs 64.3 dB(A) et 65.4 dB(A). Plus le pas est petit, moindre est le bruit alors que l’hélice va tourner plus vite. Ce phénomène se retrouve sur le bruit des deux versions pas 64 inch et 66 inch des DR400-160.
Avec le choix du petit pas, on aura une version avion avec moins de bruit, une meilleure performance de montée et une consommation en croisière plus forte.
Si on examine le graphe 10.2 suivant de mesure en soufflerie S5 du CEAT :
Graphe 10.2. Mesure dite de « sillage » pressions dynamiques derrière l’hélice en fonction de la hauteur au-dessus de l’axe hélice. Hélice SENSENICH de 56 inch de pas
q est la pression dynamique derrière l’hélice en rotation et q0 est la pression dynamique du vol, mesurée par le Badin en vol de l’avion) mesurées à S5 CEAT à 20 mm derrière l’hélice, (les symboles ronds · sont pour la montée) (les symboles croix +sont pour la croisière. Lorsque le q/q0 local est supérieur à 1, il y a traction de cette tranche d’hélice.
On voit sur cette mesure que la répartition des pressions en croisière est assez uniforme, bien que l’extrémité de l’hélice soit peu chargée.
Par contre, la répartition en montée est vilaine :
peu de pression dynamique près du cône
pas de traction en extrémité des pales
Comme le bruit de l’hélice provient principalement de l’extrémité de pale, on peut voir sur ce graphe que cette hélice ne fait que générer du bruit en bout de pale et que l’extrémité de pale ne participe pas à la traction.Il ne faudrait pas en conclure qu’on peut tronquer la pale, car on a besoin de l’extrémité de la pale en croisière pour avoir un effet d’allongement sur le rendement.
Le choix d’une hélice est un compromis très difficile : Les performances principales attendues
Il faut décoller du terrain pour ceux qui ont un terrain court
Il faut monter avec une pente forte pour passer les obstacles et résister aux phénomènes météo : temps chauds, gradient de vent, descendances de vent atmosphérique. Les avions certifiés doivent être capable de monter sur une pente de 8.3 % conditions ISA.
Il faut avoir un bon rendement en croisière pour avoir une consommation acceptable en croisière
Faire un bruit le plus bas possible pour les riverains
Les avions monomoteurs certifiés ont des rendements d’hélices médiocres environ 65% en montée et rendement de 83% en croisière au mieux.
Les moteurs sont imposés et on n’a pas le choix du RPM.
Pour avoir un bon rendement il faut un grand diamètre.
Pour avoir moins de bruit il faut tourner moins vite, réduire la vitesse de bout de pale mais on risque de ne pas avoir de charge en bout de pale et donc moins de rendement. Si on a moins de charge (traction) en bout de pale, il y a moins de bruit ; l’optimisation est très complexe. Les avions très performants comme les avions solaires et le RISEN dessinent leurs propres hélices optimisées au point de croisière. On doit obtenir un rendement de 90% au point de rendement maximal et ne plus se contenter d’optimiser que le poids des hélices.
Graphe 10.3. Équilibre en RPM des hélices SENSENICH de pas différents (en inch) et DUC FLASH (20° de calage)avec effet « constant speed » de DUC FLASH fonction de la vitesse (en km/h) de l’avion (ISA,SL). Mesures de vol sur OCEANAIR F-PTRO et GUANYI GA20 ; moteur LYCOMING O-320-D2A.
Le graphe montre bien l’effet « constant speed » de l’hélice DUC Flash. Cette hélice va prendre 150 RPM avec la vitesse de l’avion alors que l’hélice SENSENICH de 66 inch de pas va prendre 600 RPM et atteindre 2800 RPM. Cette performance est le fait de la diminution du coefficient de puissance de la figure 10.1 et de l’augmentation du rendement avec la vitesse de l’avion.
Les constructeurs amateurs peuvent apporter une contribution au progrès des hélices. Faire une hélice bipale en carbone préimprégné dans un moule usiné en commande numérique 3 ou 5 D est à la portée des amateurs. Le challenge est de battre en rendement l’hélice de la figure 10.1. Le carbone est choisi en raison de la performance massique, la résistance à la fatigue et il permet comme l’aluminium des épaisseurs relatives de 9% en extrémité. L’épaisseur relative de 9% en extrémité est obligatoire pour la réduction de bruit et un bon rendement. Le diamètre et le vrillage sont le choix à faire qui va dépendre du point à optimiser. Il s’agit de choisir d’optimiser le point de montée (γ le paramètre d’avancement en montée de l’ordre de 0.55) ou le point de croisière économique (γ le paramètre d’avancement en croisière de l’ordre de 1.0). Je serais partisan de choisir des profils avec un très petit moment piqueur du genre NACA 43009 à NACA 43015. Le moment piqueur important des profils cambrés déforme le vrillage de l’hélice et on n’aura pas l’hélice adaptée à la croisière rapide et à la croisière économique qui n’ont pas la même pression dynamique de vol. Encore une fois, je déduis cette recommandation des bons résultats de l’hélice de la figure 10.1, choix du Maitre Delemontez.
Il y a aussi le travail de l’hélice dans des zones différentes en vitesse amont : la courbe de sillage (figure 10.2) montre que l’hélice SENSENICH de pas 56 inch n’a pas de traction en extrémité de pale car on voit que le coefficient de pression d’arrêt est de 1. Cette extrémité de pale consomme de l’énergie, ne produit pas de traction, produit un bruit pas trop important car le coefficient de portance est proche de zéro. Si on augmente le pas de cette hélice, elle aura un meilleur rendement, elle tournera moins vite car elle demandera plus de couple mais il semble d’après les mesures CALIPSO (DR400-140B, 60 inchet 64 inch) que le bruit sera plus fort de 2 dB(A) environ malgré la réduction de RPM car la charge hélice en bout de pale est plus forte.
La forme arrondie en extrémité de pale réduira la charge et le bruit de 1 dB(A).
L’hélice avec le pas réglable en vol permet d’envisager une hélice optimisée pour la croisière et qui aurait aussi une traction en montée plus forte que l’hélice à pas fixe.
Des constructeurs d’hélice utilisent le contrôle de la déformation aéroélastique pour étendre le domaine d’optimisation.
L’hélice avec le pas réglable en vol permet de contrôler le bruit. Par exemple, avec la procédure CALIPSO le bruit croît moins vite avec la vitesse que pour les avions à pas fixe sur l’exemple de la figure 10.4. En raison de la perplexité exprimée dans les paragraphes 10.3 et 10.4, nous ne savons expliquer comment ce bruit faible est produit par les bons choix de la sélection du RPM et de la pression d’admission. Cependant on peut penser qu’en ayant une manette de contrôle du pas et une manette de contrôle de la MAP pression d’admission, il est possible de trouver le réglage après de fines mesures qui permet de produire le bruit le plus faible pour la vitesse choisie. Cela pourrait faire l’objet d’une étude à publier ultérieurement.
Graphe 10.4. Bruit CALIPSO pour un avion avec moteur Continental CDI 155 et hélice pas variable
L’hélice est interactionnée par le champ aérodynamique induit par les formes de l’avion. Nous avons cité le cas de la pale descendante qui fera plus de bruit en raison de l’ascendance créée par l’aile.
Les corps en amont et en aval interactionnent l’hélice.
Si on approche un corps près du bord de fuite il va apparaitre un bruit et probablement une petite perte de rendement. Ces phénomènes acoustiques apparaissent par exemple avec un redresseur mal dessiné en aval d’une hélice carénée. J’ai eu ce phénomène avec les entrées d’air RAM selon la figure 9.5. On approche l’entrée d’air pour récupérer de la pression dynamique, ce qui est efficace pour la puissance et le refroidissement du moteur : trop près de l’hélice il apparait un bruit cyclique. Une règle est d’avoir le bord de fuite de l’hélice au plus près à 5 fois l’épaisseur de la lèvre devant l’entrée d’air. C’est la raison pour laquelle les entrées d’air de F-PTRA, la figure photo 9.5, sont minces comme les entrées d’air du Mirage 2000 dessinées pour le supersonique !
L’exemple connu d’interaction forte pour le bruit externe est l’interaction entre l’aile et l’hélice propulsive (le cas des Cessna 337 push pull, Orion, PiaggioAvanti…).
Les palesen arrière du bord de fuite de l’aile traversent les zones de sillage de l’aile en montée et à la descenteet les pales génèrent un bruit supplémentaire conséquent. Il s’agit d’une configurationà proscrire si on veut optimiser le bruit externe. Les aérodynamiciens du Transall savaient aussi expliquer que l’hélice arrière du CESSNA push pull avait un moins bon rendement que l’hélice avant. D’autre part, une des fonctions du moteur à l’avant est d’équilibrer le poids des empennages à l’arrière et du carénage de fuselage. Cette architecture conçue par Blériot est toujours la plus performante en masse, en traînée et aussi en bruit. Il faut trouver d’autres arguments favorables pour faire un avion avec une installation motrice propulsive.
Il est possible d’optimiser le rendement de l’hélice par le vrillage de la pale de l’hélice sur une seule valeur du paramètre d’avancement (le rapport ϒ=V/ND). Suivons l’exemple de l’hélice de la figure 10.1. Elle a un rendement maximal de 85% à un paramètre d’avancement de 0.8.Le DR250 équipé de cette hélice peut obtenir le rendement maximal sur les 3 points du tableau 10.5. Cette performance, n’est pas possible avec tous les avions car il faut être capable de voler à 250 km/h en palier avec un Lycoming de 150hp. Tout autre pas d’hélice, de diamètre, ou autre marque d’hélice qui fournira une autre loi de vrillage, détruit l’équilibre trouvé par Delemontez.
altitude en ft
vitesse TAS en km/h
RPM
rapport d’avancement
power
2000
243
2700
0,80
100%
8500
250
2760
0,80
75%
2000
180
2000
0,80
47%
Graphe 10.5.paramètre[A2] d’avancement pour le DR250 à 3 points du domaine de vol LYCOMING shp=150 hp
On peut montrer que le poidsde l’hélice ne doit pas être le seul critère. Quand on réduit la corde de la pale, on réduit le poids mais on augmente le coefficient de portance des profils, cela peut être néfaste pour la traînée des profils donc le rendement ou être néfaste pour la traction au décollage. Tous les ULM et avions CNRA ont une charge au disque faible, (voir tableau 13.1) et il possible de concevoir des hélices dont le rendement maximal se rapproche de 90%. Pour un avion à moteur LYCOMING emportant 190 litres de carburant, la perte de 5% de rendement coûte 7 kg de carburant. Pour le Vélis électro, 5% de rendement d’hélice gagnés c’est 8 kg de batterie en moins ; en remplaçant l’hélice en bois du Vélis par une hélice en CFRP optimale on peut gagner 10 minutes de vol en autonomie pour un avion à batterie.
Ces calculs de sensibilité montrent que le compromis à faire sur les 6 points de dimensionnement ne peut pas être faits par le fabricant d’hélice. C’est à l’opérateur ou au concepteur de l’avion de chercher l’hélice adaptée à son besoin.
Charge au disque : il s’agit du rapport entre la puissance sur arbre et la surface de l’hélice. Ce paramètre est le paramètre principal pour l’estimation du rendement et du bruit hélice
Pour les moteurs avec un turbo nous avons conclu : l’échappement fait moins de bruit qu’un échappement de moteur aspiré : gain de 0.5 dB(A).
Les moteurs avec réducteur ont plus de couple et on peut espérer 3dB(A) de gain de bruit.Les moteurs réductés ROTAX ont un grand choix d’hélices et permettent une installation motrice plus légère que les moteurs classiques LYCOMING, CONTINENTAL. Le moteur CONTINENTAL CD-155 a une seule hélice imposée par le constructeur ; avis aux amateurs de changer cette situation. Le moteur est lourd mais il a fait ses preuves.
D’autres types de moteurs, différents du LYCOMING, comme une turbine permettent de trouver un meilleur compromis entre le bruit et la performance mais je n’ai pas assez de données pour chiffrer ce potentiel en bruit.
Les moteurs électriques ont plus de couple et pas de bruit d’échappement.
Pour les amateurs, le JODEL D140 est une bonne base pour faire un avion électrique biplace avec une énergie des batteries limitées par la masse au décollage de 1200 kg. On devrait pouvoir doubler le temps de vol du Vélis avec le niveau technologique des batteries du Vélis.
Il faut aussi se lancer dans la propulsion avec des piles à combustible. Un ULM de 600 kg (en demandant en France une dérogation pour les ULM à hydrogène) devrait apporter une performance intermédiaire entre le Rotax à essence et le Vélis à batteries. Des élèves de ISAé Sup’Aéro ENSICAque j’ai eu le plaisir de diriger ont fait une excellente étude en 2006 basé sur le MCR pick-up de 600kg au décollage. Avec les équipements existants en 2006, ils ont pu montrer la faisabilité (performance, devis de masse, centrage, structure, installation du grand radiateur, des piles et du réservoir) d’un avion biplace (170kg pour les pilotes) capable d’un rayon d’action de 400km sans réserve avec 4.5 kg d’hydrogène gazeux. La bouteilleexistante à 700 bars de cette date peut être allégée.Les moteurs électriques existent, les piles à combustiblespour l’aéronautique apparaissent en de nombreux endroits de la planète. L’hydrogène existe depuis le big bang et il y a des fournisseurs en France.
Les avions de la FAR25 sont conçus avec des performances de bruit à respecter. Par exemple l’A380 avait un objectif de bruit spécifique pour l’aéroport de Londres. Le meilleur compromis entre les performances de consommation, le bruit et le cout de revient des opérations est le résultat d’un design très difficile à obtenir.
Faire un avion est facile, c’est l’optimisation qui demande des efforts et des coûts de production parfois impossibles à payer.
Les ULM du fait de la réglementation sont très optimisés en masse. Colomban, VL3, Pipistrel, CT, Dynamic, le Risen… ont montré des voies de réduction de traînée qui aboutissent à des émissions de bruits faiblesJ’ai mesuré au décollage le CT ULM à comparer avec un Diamond DA20 ayant la même fonction de biplace école ; la différence est de tbd[A3] dB(A)en faveur du CT.
La puissance en palier, vol économique c’est environ 50% de traînée de formeet 50 % de traînée induite par le poids. Le bruit de survol sera plus faible si on réduit la traînée de l’avion et la masse.
Il y a des années que les MCR ont montré cette voie de réduction de la consommation et de diminution du bruit.
En ce qui concerne la traînée de forme fuselage, l’optimisation est très limitée car pour des raisons opérationnelles les pilotes sont côte à côte et de plus la tendance est de voir grandir la taille et aussi la masse des pilotes.
En aérodynamique 1+1 est plus grand que 2 à cause de l’interaction voilure fuselage. Cela signifie que la traînée de l’aile complète seule dans l’espace a un 100Cx de 1 (moins que 1 pour les avions optimisés en traînée) et que le coefficient de traînée du fuselage est environ de 100Cx =1. Quand on assemble l’aile et le fuselage la traînéepeut passer à 2.1.Ces valeurs sont des ordres de grandeur.
Le choix entre une aile haute et une aile basse est toujours ouvert. En cas de choix d’aile haute, j’estime qu’il faut des haubans pour la sécurité en cas de crash vertical et réduire la masse de la voilure. Un avion à haubans qui traîne moins qu’un avion sans haubans reste à concevoir ; cela me parait possible.
Pour le choix des profils, on ne peut pas avoir à la fois l’avion très rapide en vitesse maximale et la grande performance en croisière économique. Exemple, le RISEN vole à grande vitesse avec un Cz de 0.16 et utilise des profils laminaires d’aile très peu cambrés. Un avion dessiné pour le vol économique va voler avec un Cz de 0.5 avec des choix de profils adaptés à ce Cz, des profils avec cambrure.
Je cite souvent le cas du DR400-140B. Le profil NACA 43013.5 est le profil de l’aile de cet avion. Il a une meilleure finesse pour la montée en comparaison des avions à profils laminaires qui sont choisis pour la consommation en croisière, Delemontez voulait le profil NACA 43013.5 pour le D112, mais sous la pression des utilisateurs il a installé le NACA 23012, et je sais par l’analyse des vols du F-PTRA (figure 95), puis le retour des vols des avions D140 construits chez AMCAA à Montauban que le NACA 43013.5 est le meilleur pour la pente de montée et la croisière économique. Le DR400 a seulement 8.71 m d’envergure D’après la soufflerie de profil S10 CEAT, l’aile avec le profil NACA 43013.5 a une finesse équivalente à une aile avec le profil NACA du 23013.5 dont l’envergure est augmentée de 0.12 m.
On pourrait penser que les avions avec beaucoup d’envergure vont avoir une finesse aérodynamique meilleure et faire moins de bruit ; cependant il faut modérer cette efficacité par la masse induite par la grande envergure (10 kg environ par mètre d’envergure pour un ULM) car un avion avec beaucoup d’envergure à une masse de voilure plus grande, le confort en turbulence se dégrade vite et il faut penser à la place dans le hangar.
La traînée de l’avion est principalement le résultat d’écoulements instationnaires, de décollements…Elle est donc une source bruit. On appelle ce bruit le bruit de cellule ; il est cependant faible par rapport au bruit de l’échappement moteur et du bruit de l’hélice. Les plus gros contributeurs au bruit de cellule vont donc être l’aile, le fuselage et le train selon la figure 12.1. Selon les compagnies et les auteurs, la traînée parasite aura une définition différente. J’appelle traînée parasite la différence entre la traînée de la cellule que l’on voudrait avoir et celle qui va être réalisée. Dans la traînée parasite on va trouver la traînée des antennes, des rivets, des éléments d’assemblages, des chevauchements des peaux de l’avion, les fuites, des formes non respectées…
Un planeur de compétition a une traînée parasite extrêmement faible. Les fuites par exemple entre l’intrados de l’aile et l’extrados sont à contrôler. Elles peuvent être la source de bruits de sifflet. Par exemple dans le DR340 de l’air rentre par l’arrière de l’avion, là où il y a de la pression, remonte vers la cabine ; heureusement il renouvelle l’air de la cabine mais ce débit d’air évacue le fuselage avec création de traînée et bruit par les fuites de verrière et vers l’aile par les passages de commande de vol.
Il y a des différences entre avions de même type. J’ai vu un DR340 plus rapide que les autres sans pouvoir comprendre les raisons physiques. Chez Air Inter un Mercure consommait plus que les 9 autres avions.
Figure 12.1 Bilan de traînée du DR340 en croisière
Le design de tous les avions civils récents, de l’ULM à l’A380 et des avions militaires de transport sont contraints par les spécifications de bruit, que cela soit pour les riverains ou les passagers. Les passagers des avions monomoteurs ROTAX, LYCOMING et CONTINENTAL doivent voler avec un casque réduisant le bruit. C’est une affaire de santé pour nos précieuses oreilles.
Le tableau figure 13.1 montre les résultats de l’intégration des avions certifiés de performance et de bruit.
Tableau 13.1. Performances et bruit de 13 avions
Il me semble que l’effort de recherche pour réduire le bruit devrait se porter sur les hélices.
Les moteurs thermiques existants avec réducteur ont montré leurs possibilités pour réduire le bruit d’après les mesures CALIPSO.
Article paru dans « Les Cahiers du RSA numéro 309 »
Pour un avion à hélice non carénée, la bille au milieu n’est pas le dérapage nul. Cette observation est valable pour les bimoteurs à hélice.
Il faut donc rappeler que la bille n’est pas un indicateur de dérapage, c’est un indicateur d’effort latéral sur l’avion. En vol, aile horizontale comme au sol, s’il y a une bille de côté, il y a un effort qui vous pousse sur le côté et fait tourner l’avion. Ceci est le virage à plat.
Pour un avion à hélice non carénée, si on vole aile horizontale et sans dérapage, il y a un effort latéral, donc la bille n’est pas au milieu. Cet effort latéral est principalement créé :
Sur l’hélice qui peut avoir un calage latéral et qui a de l’incidence,
Sur la dérive par le souffle hélicoïdal qui crée une incidence sur la dérive,
Le braquage de la gouverne pour équilibrer la dissymétrie en lacet due à l’hélice.
Le braquage de la gouverne pour équilibrer la dissymétrie en lacet due aux formes non symétriques de l’avion, capot moteur, train avant du DR400, centrage latéral car- burant ou autres dissymétries de masse.
L’hélice en montée est la source de 1/8 de bille à droite (ceci a été vu dans une soufflerie avec un avion sans dérive).
L’hélice en montée (effet de souffle hélicoïdal de l’air) crée environ 6/8 de bille à droite sur la dérive à bra- quage de direction nul.
Le tableau ci-dessous détaille les équilibres latéraux pour cinq appareils :
Océanair TC 160 hp, aile basse, mesures en vol;
Avion X WTT avion aile basse projet essai en soufflerie à l’échelle mo- torisé avec un moteur électrique;
CESSNA C210 WTT aile haute échelle 1 ! motorisé avec un mo- teur électrique NASA TN D-5700;
PIPER PA24 WTT Comanche aile basse échelle 1 ! motorisé avec un moteur électrique NASA TN D-7149;
GA 20 prototype 160 hp, aile basse, mesures en vol.
Le dérapage est positif quand le vent relatif vient de droite. Le braquage de la gouverne de direction est positif quand on déplace vers l’avant la pé- dale de gauche, 10 à 15° de gouverne de direction change le dérapage de 10° environ.
Pourquoi mettre un calage du moteur ?
On ne discute que le calage latéral dans ce document. L’optimisation du calage longitudinal (1 degré à piquer sur le DR-300) mériterait un autre article.
En montée, surtout si la montée dure longtemps, il y a besoin de trimer l’avion en latéral en raison des dissy- métries évoquées ci-dessus. Pour ce trim il y a plusieurs solutions :
• Appuyer sur la pédale; • Avoir un trim de direction réglable ( que l’on voit sur un Rallye remor- queur ou sur le TB20); • Caler la dérive; • Avoir un profil non symétrique de la dérive; • Donner un calage au moteur; • Voler avec la bille non centrée (et l’aile inclinée si on veut maintenir le cap).
Note : il ne faut pas dire qu’un TB20 est très motorisé…Il faut ramener la poussée du moteur à la masse de l’aéronef. Beaucoup d’ULM sont très motorisés.
Sur mon avion OCEANAIR TC160, il y a un calage latéral du moteur de 2.5° environ qui remplit parfaitement la fonction. Il n’y a aucun effort à faire sur le palonnier en montée. Je dois signaler que je n’ai pas de mécanisme de verrouillage dans l’axe de la roue avant. Comme la gouverne de direction est libre en vol, il y a besoin d’avoir un trim sur la gouverne de di- rection pour avoir la bille à la position voulue. Donc en vol comme au sol, la roue avant s’oriente avec la gouverne de direction. La bille est paresseuse; elle ne revient pas rapidement au centre en cas de turbulence; il faut la surveiller pour la maintenir au centre pendant les manœuvres.
Sur le GA20 cité dans le tableau, il y a un trim de direction, réglable en vol.
Caler la dérive ou avoir un profil non symétrique de la dérive oblige à avoir un trim réglable en vol.
Comment diminuer la traînée ?
Lors d’un long vol en TB20 le long des cotes marocaines avec un vent lami- naire, j’avais très bien montré que l’avion progressait plus vite de 1.5 km/h avec une bille à droite. Avec le TB20, on peut trimer avec le trim de direction, mais on peut trimer avec moins d’essence à gauche. L’avion est bien avec 25 à 30 litres de moins à gauche.
Cet effet peut être vu sur la plu- part des monomoteurs à altitude constante, temps très calme avec la mesure de la vitesse sol, GS; il vaut mieux lire la GS et l’altitude sur le GPS que la vitesse indiquée dans le cas où les statiques de l’avion se- raient sensibles au dérapage.
Le bilan chiffré des contributeurs à la traînée en fonction du dérapage est extrêmement difficile à faire car il y a un meilleur rendement de propulsion avec l’hélice qui a moins de dérapage, mais il y a la traînée du fuselage et surtout la traînée de la gouverne de direction braquée.
• L’hélice en dérapage a un moins bon rendement ; • L’hélice en incidence a un moins bon rendement ; il y a environ 10 ° d’incidence en montée ; • La gouverne de direction braquée est une source de traînée par la cambrure de la dérive et la traî- née induite de la force crée par la dérive ; • Le fuselage a une plus forte traînée en dérapage.
J’ai tenté dans la colonne de droite de donner la pénalité en dc (environ 10 cm² d’aérofrein sous le fuselage coûte environ 1.5 dc pour un Océa- nair). Il faut connaître la traînée due au braquage de gouverne de direction et aussi la traînée du fuselage en dé- rapage ce qui est trouvable dans les archives d’essai en soufflerie d’avion échelle 1 avec un effet moteur de la NASA. On trouve dans les documents NACA la traînée des trains carénés en fonction du dérapage.
J’avais un seul essai en soufflerie pour le rendement hélice en dérapage avec des valeurs très discutables. Je l’ai cependant utilisé pour établir le bilan de la colonne de gauche. Cette diminution du rendement de l’hélice en dérapage est confirmé par le résul- tat du TB20 en dérapage. Ces données sont peu précises.
D’après le tableau il est possible d’en conclure que la bille à droite en mon- tée peut faire gagner 20 à 50 pieds par minute en vitesse verticale. Je ne risque pas d’être contredit car la mesure de la vitesse verticale en vol est très imprécise.
Analyse
Avec un avion qui a une hélice avec un calage latéral, il est possible de voir un meilleur rendement de l’avion volant en croisière avec une ou une demi-bille à droite. Ce petit gain de rendement peut être attribué à l’action de remettre l’hélice dans l’axe de la vitesse. Les essais en vol de l’Océanair et le tableau précédent pourraient montrer aussi cet avantage, mais cela reste à confirmer.
Je n’ai pas interviewé Jean Delemontez sur les raisons qui poussaient les anciens à caler le moteur en latéral. Probablement une copie sans com- prendre du Piper Comanche PA24.
Si l’argument unique est de ne pas avoir d’effort au pied en montée, on le paie sur beaucoup d’avions par une plus grande traînée en croisière.
Nous devons donc réviser cet héritage…
Jean-Paul VAUNOIS
Note sur les techniques d’essais en vol (low cost) :
• Le dérapage est vu en vol à l’aide de deux fils de laine droite et gauche à la nervure 7 pour l’Océanair. Il y a de la turbulence et de la parallaxe pour la lecture.
• Le braquage de gouverne de direction est lu par un câble de vélo accroché à une pédale reporté devant les yeux du pilote.
• Bille standard : une bille = 0.07g (environ 4° de dérapage en montée).
• La vitesse verticale peut être mesurés par des montées répétées de 1000 ft mais les mouvements verticaux de l’atmosphère sont invisibles, non mesurables et détruisent la précision de la mesure.
Légende
g : Accélération de la pesanteur Dérapage : Dérapage positif quand le vent relatif vient de la droite dn : Braquage de la direction, positif en déplaçant vers l’avant la pédale de gauche GS : Ground Speed = vitesse sol WTT : Essai en soufflerie drag count : 10 000 fois le coefficient de traînée ; utilisé par les aérodynamiciens pour éviter de donner des zéros après la virgule
Généralité sur la ventilation des GMP, Groupe moto propulsif
Le refroidissement du moteur et des échappements est assuré par de l’air capté en amont, mais aussi par l’air du carburateur (ou du bloc d’injection) qui traverse le carter d’huile pour refroidir l’huiledans les moteurs Lycoming. Pour un moteur Lycoming de 160 hp, le débit minimal de refroidissement est de 1m³/s ! De plus il faut de l’air pour le moteur carbu ou bloc fuel et de l’air pour la cabine.
Le moteur O320 est difficile à traverser pour l’air de ventilation. La seule perte de pressionà travers les cylindres (pressure drop) est de 14 mb alors que la pression dynamique amont est de 10 mb en montée. A priori le bilan est négatif et la mission de refroidir est impossible.
Dans la suite du paragraphe, on va suivre les pertes de charge dans un capotage de DR 400, c’est-à-dire comment l’air amont va se faire déposséder d’une partie de son énergie de pression et cinétique, la pression totale. Le chemin est :
0 Le plan 0 à l’amont
1 Le plan 1 au col de l’entrée d’air
2 Le plan 2 dans le compartiment froid haut
3 Le plan 3 en sortie des ailettes des cylindres
4 Le plan 4 à la sortie de l’air de refroidissement
« Suivez le guide : nous sommes actuellement au plan 0, avec la vitesse Vp=V0=Va=Vitesse de l’avion. Nous allons voyager avec une colonne de fantassins ; le volume d’air, dont la mission est de refroidir le moteur et ses accessoires chaque seconde, et qui va rentrer dans le capotage est de 1 m³, sa section de passage est de 140 cm² au plan 0, sa vitesse est de 256 km/h, la pression totale est 1044 mb et la température extérieure est de 40°C. Il s’allonge sur une colonne de 71 m. Il fait très chaud aujourd’hui.
« En arrivant près du capot la colonne se tasse et le tube de courant s’élargit, la pression totale est toujours de 1044 mb. A la traversée du plan de l’hélice, l’hélice distribue 90 coups de pied au derrière de certains d’entre nous : alors la pression totale de la colonne augmente à 1050 mb.
« A la traversée du col de l’entrée d’air, la vitesse diminue vers 126 km/h avec toute la force de notre pression totale. C’est là que commence le laminage et la perte de notre énergie.
« Alors, nous nous éparpillons dans un grand compartiment ; la vitesse tombe à 36 km/h soit un doux zéphyr et la pression du jet de notre colonne s’évanouit dans le compartiment : la pression totale tombe à 1042 mb.
« Maintenant commence le véritable travail, virer de 90° vers le bas et se faire laminer par les chaudes ailettes, nous faire aspirer par les compagnies de devant qui quittent le capotage. Certains d’entre nous ont profité des trous de l’étanchéité sur les côtés pour fuir vers des sorties plus faciles : devant vers le cône afin de ressortir immédiatement du capot, vers le bas par la courroie de l’alternateur, entre le capot et les joints d’étanchéité, dans les trous de tôles… D’autres ont participé au refroidissement en passant dans le radiateur d’huile ou en soufflant sur les magnétos, les systèmes de carburant, la batterie. Le passage total entre les ailettes est de 160 cm² : la vitesse accélère à 234 km/h et dans cet étroit venturi nous perdons 26 mb de pression totale et les cylindres nous ont échauffés à 105°.
« Nous prenons un peu de repos dans ce vaste volume sous le moteur où nous nous traînons à 4 km/h. Nous rejoignons nos camarades fuyards qui ont gardé leur température. Nous partageons avec eux nos calories, ce qui nous permet de refroidir un peu.
« Il faut penser à sortir maintenant, mais notre pression totale n’est que de 1018 mb alors que nous devons nous lancer dans une masse d’air sous le capot avec une pression statique de 1013 mb. Il faut ouvrir toutes les issues pour sortir : les sorties d’air dédiées, le haricot de la jambe de train, les côtés latéraux au maître couple du capot où la pression statique n’est que 1010 mb. Certains d’entre nous en sortant horizontalement participent avec leur force du jet vers l’extérieur à pousser l’avion.
« Dehors, nous nous débandons rapidement et retrouvons nos camarades qui sont passés à l’extérieur du capotage. »
Le tableau suivant 1.5.2.5.2-1 donne les caractéristiques du débit de refroidissement aux différents plans de passage.
DR340
plan 0
plan 1
plan 2
plan 3
plan4
Moteur 160 hp
en amont
Au col de l’entrée d’air
avant les ailettes
dans le capot bas
La sortie
Vitesse en m/s
71
36
100
6
36
Q débit en kg/s
1.23
1.23
1.23
1.23
1.23
Section en cm²
142
2 fois 140 cm²
100
1676
279
Volume en m³
1
1
1
0.9
0.6
Longueur de la colonne en m,
71
36
36
Pt pression totale mb
1044
1050
1042
1018
1018
pression dynamique mb, q,
31
8
62
0
8
Température en °C
40
40
45
105
100
tableau 1.5.2.5.2-1 Valeurs caractéristiques de l’air de refroidissement aux différents plans en croisière
Il y a beaucoup de commentaires à faire sur ce tableau
D’abord, tuons une idée fausse. Ce n’est pas l’entrée d’air qui régule le débit, mais la section de sortie comme le fait le robinet de votre baignoire. Avec une ventilation naturelle (c’est-à-dire sans hélice) et une pression très basse dans le capotage du bas, l’air ne pourrait pas sortir du capotage. Heureusement l’hélice force la pression totale, sinon il n’y aurait pas de refroidissement possible.
De plus l’hélice permet de réguler le débit de refroidissement entre le besoin en montée et le besoin en croisière. Selon les exigences de Lycoming, il faut à peu près le même débit en ces deux points de contrôle, car on accepte un maximum de 260°C pour la température des cylindres en montée, et seulement 235°C en croisière. Sans hélice, un débit naturel de 1.22 kg/s en croisière ne serait que de 0.71 kg/s en montée, soit un débit très insuffisant pour refroidir le moteur. Le débit serait donc insuffisant en montée et il faudrait un ventilateur d’appoint comme sur les moteurs à l’arrière pour « gonfler » le débit en montée. L’hélice réalise cette régulation en pulsant le débit de refroidissement selon la figure 1.5.2.5.2-3. On voit que le débit réel est très supérieur au débit minimal des spécifications de Lycoming. Ceci est le fait des fuites et du besoin de refroidir plus que le moteur : magnétos, radiateur d’huile, capot bas, échappements…
Les essais en soufflerie de S2 et surtout du CEAT ont permis de redécouvrir le dessin d’un capotage pour un bon fonctionnement du refroidissement.
Des mesures radiales de pressions ont été faites au-dessus (et seulement au-dessus) du capot du DR300, 20 mm derrière l’hélice à S5 CEAT. L’intégrale de ces pressions selon la figure1.5.2.3.1.3-5 représente la traction de l’hélice.
On voit sur cette mesure que la répartition des pressions en croisière est assez uniforme, bien que l’extrémité de l’hélice soit un peu déchargée.
Par contre, la répartition en montée est vilaine :
Peu de pression dynamique près du cône
Pas de traction en extrémité des pales
C’est d’après cette mesure unique, mais introuvable dans la documentation publique, que j’ai proposé en 1982 de mettre les entrées d’air de refroidissement au-delà de 400 mm de l’axe afin que ces entrées récupèrent de la pression dynamique pour traverser les cylindres plus facilement. Avec le capot de l’image 1.5.2.3.1.3.1., j’avais commis une réalisation élégante, efficace mais qui demandait un grand cône, solution chère. Je devais corriger ce design avec le capotage A05 et les entrées d’air du F-PTRA. Non seulement il faut écarter les entrées d’air, mais il faut aussi séparer « la bonne air fraîche » de l’écoulement paresseux le long du cône et du capot par une lèvre. Je ne suis pas à l’origine de cette découverte car je l’ai trouvé dans un essai de la NASA des années 1975 qui avait installé des entrées d’air latérales cylindriques sur un PIPER. Un excellent résumé se trouve dans le SAE paper 770467. Depuis, tous les avions récents utilisent ou bien le dessin de la NASA de 1977 réintroduit sur le Mooney par Lopresti en 1982, ou bien un dessin plus optimisé comme celui du Diamond.
figure1.5.2.5.2-2 pressions dynamiques (q est la pression Pitot) mesurées à S5 CEAT à 20 mm derrière l’hélice, capot DR300, en montée (symboles ronds o ) et en croisière (symboles croix +).
figure1.5.2.5.2-3 débit naturel de refroidissement sans hélice dans le capotage A03 et débit avec hélice, 2500 RPM, de pas 66 pouces fonction de la vitesse.
Il a fallu copier Grumman (copier mais aussi comprendre) pour arriver à un design satisfaisant pour le TB10. Ensuite, ce fut le TB 30, le CAP 232. Les études du CEAT ont servi à comprendre.
Des études d’optimisation de cette traînée de refroidissement ont été faites . Voici quels furent les choix technologiques :
Le cône est de grand diamètre, de 0.390 m ; les performances des pieds de pales de l’hélice sont négatives en croisière. L’hélice donne une couronne propulsive au-delà d’un diamètre de 0.5 m. Un grand cône permet un effilement du capotage. De plus le grand cône écarte les entrées d’air, ce qui rend plus fermes les coups de pied de l’hélice au débit de refroidissement, la pulsation de l’hélice. Lorsque l’on enlevait le cône au CEAT, la traînée augmentait de 200 cm² sans modification du débit interne.
Les entrées d’air classiques sont du type TB10, mais elles sont dotées de lèvres d’un dessin soigné, comme un bord d’attaque d’aile, afin de favoriser le contournement de l’air externe (traînée possible de 100 cm²). Les entrées d’air sont de sections rectangulaires, et non pas cylindriques, de façon que les jets soient à plat au-dessus des cylindres ; elles sont assez hautes pour laisser au moins 380 cm² libres au-dessus des premiers cylindres. Elles sont à coefficient de débit de 0.5 (418 cm² soit 2 fois 11 cm de haut et 19 cm de large). On notera que la section de l’entrée d’air est le double de celle en amont. Ce choix est nécessaire pour éviter les pertes des jets après les entrées d’air. Elles ont deux diffuseurs courts à l’intérieur du capotage avec des angles de 6° pour favoriser la récupération de pression avec un taux de diffusion de 1.35.
Ainsi beaucoup peuvent trouver les entrées d’air harmonieuses. Nous avons pu voir dans la soufflerie que le compromis simplicité, performance, efficacité du refroidissement était excellent ; merci, Grumman pour l’idée, nous avons pu faire mieux !
J’ai essayé de faire mentir ceux qui pensent que l’optimum aérodynamique est beau, en dessinant en 1997, pour le F-PTRA, des entrées latérales avec un col entre le cône et les entrées pour séparer l’air de faible pression totale de celui de haute pression totale pulsé par l’hélice. En vol, on a l’impression de voler avec des canons. Ainsi les lèvres sont minces pour ne pas trop diminuer la visibilité et surtout ne pas interactioner avec l’hélice pour le bruit et le rendement hélice.
DH n°8 FPTRA à Marennes, visite chez Delemontez, après les vols autour du Sahara
Le F-PTRA a des entrées d’air à coefficients de débit égal à 1 mais elles sont équipées de deux longs diffuseurs internes, ceci est probablement unique au monde pour un moteur Lycoming ; on devine le diffuseur de gauche sur la photo. Ceci a pour objectif de diminuer la traînée externe du capot.
Ces entrées d’air, ainsi que la captation pour le carburateur pousse à son paroxysme la découverte de figure 1.5.2.5.2.2. ; on place les entrées d’air à 500 mm de l’axe de l’hélice et 30 mm derrière pour récupérer la pression dynamique due à l’hélice.
En montée :
Le capot est en pression, il faut de l’étanchéité pour ne pas avoir de fuites et la pression se récupère sur le jet de sortie du capot, dans l’axe.
En hiver le moteur est trop froid, il faut un volet de capot.
La puissance en montée à 160 km/h est augmentée de plus de 1.3% par la pression dynamique, ce qui est bon à prendre. La boîte du carburateur est « gonflée » par la pression dynamique, et l’air chaud du capot bas ne peut plus rentrer dans la boite.
photo DH251 FPTRA , premier vol de la deuxième version avec Jean-Paul Vaunois. Récupération de pression dynamique pour les 3 entrées d ‘air ( dites RAM air par les US ) et échappement accordé conception Vaunois
A la masse en vol de 800 kg, vitesse maximale de 270 km/h et vitesse d’approche de 90 km/h,
Avec un avion certifié Part 23, on doit pouvoir monter de SL à FL110 avec 38°C au niveau de la mer, l’avion à la masse maximale ( soit 1050 kg pour le FPTRA), moteur plein gaz et en réduisant la richesse au pic quand le moteur passe en dessous de 75%de la puissance maximale soit à l’altitude de 5000 ft pour le FPTRA.
Une température de 38° (100°F) au niveau de la mer, cela est très « chaud » pour le capot du bas ; il y a un besoin de ventilation spécifique du capot du bas. Les débits de fuite du compartiment haut et froid peuvent faire l’affaire, mais c’est un gaspillage.
Il a été installé dans le F-PTRA une captation dédiée à la ventilation du volume sous capot du bas avec des jets prélevés sur la captation du bas dirigés vers les parties très chaudes comme la résine du capotage très près des échappements (on échappe ainsi au matelas de protection thermique à coller sur la résine/verre).
Le Sahara algérien DH251 n°8 F-PTRA, FL125, Vp 241 km/h, 11.5 l au 100km
en vol vers vers Oran . Vol directde Tamanrasset à Oran équipage Jean-Paul Vaunois –Alex Pellegrin
AVGAS au départ 285 litres Conso205 litres Vol de7.6 heures
Note : on entend souvent dire que les CHT sont trop chaudes, en invoquant que les « cylindres arrière seraient mal refroidis ». Il n’en ait rien : les cylindres arrières sont normalement refroidis. Ces déclarations sont faites alors que dans la plupart des avions de club, il n’y a pas une seule CHT installée.Les moteurs seraient plutôt trop froids.Entre le cylindre le plus chaud constaté pour la certification en ISA+23°C et le cylindre le plus froid en hiver à une allure de croisière réduite, il y a environ une différence énorme de température de :20°C à 30°C du fait du déséquilibre thermique due aux moteurs LYCOMING et a leurs intégrations.Environ 50°C entre l’été très chaud et l’hiver très froidEnviron 40°C entre l’avion en montée pleine charge à FL075 et une croisière à allure modérée.On peut donc voir sur un avion certifié une culasse en croisière à 140°C en hiver, ce qui est une température trop faible. Un volet de capot serait nécessaire.
Dans la soufflerie S5 du CEAT, il a été facilement possible de mesurer la traînée de refroidissement de multiples configurations à iso-température du cylindre le plus chaud.
Pour le DR 400, les fuites sont très coûteuses en traînée ; les principales sont la fuite dans le haricot du train et les fuites de droite et gauche entre les capots supérieurs et inférieurs et la fuite entre le capotage et le cadre avant qui traîne pour 20 à 100 cm² !
Si on réalise une très bonne étanchéité à l’intérieur du capot, il faut ventiler l’intérieur du capot du bas avec de l’air frais. Le capot du haut est étanché par une cloison transversale qui empêche l’air de retourner vers le cône. Ce dispositif a été conçu par l’auteur et il a été essayé avec succès en essais en soufflerie au CEAT. Ce dispositif a fait l’objet d’essais en vol sur un TB10: il a rapporté +6 mb dans le compartiment du haut et -15°C sur les températures. Le gain de traînée n’a pas pu être mesuré en vol. Il a fait aussi l’objet d’un essai en vol sur un avion prototype X4 des avions Robin avec un capot à entrée d’air unique sous l’hélice : il a rapporté +6 mb dans le compartiment du haut et -15°C sur les températures. Je n’ai pas pu convaincre les Avions Robin et la SOCATA de l’installer sur un avion de série. En ce qui concerne les réalisations industrielles, on la trouve sur les Cirrus sur le nouveau Cessna 172 et les Diamond.
Mais il n’y a pas que le moteur à refroidir. Il y a aussi le fuel, l’échappement ,l’alternateur les magnétos la batterie, le capot lui-même…Si l’échappement est sophistiqué, fait pour réduire le bruit, accordé il dissipe de la chaleur à l’intérieur et il faut évacuer cette chaleur.
Le débit de 1.22 kg/s constaté sur le DR400 en soufflerie n’est que la somme du débit nécessaire demandé par Lycoming (0.65 kg/s) et les autres besoins et les fuites. Sans fuite il est serait possible de réduire le débit de refroidissement à 0.8kg/s et de réduire la traînée de refroidissement à 110Scm².
Le CEAT a montré qu’avec ces principes, on pouvait réduire fortement la traînée de refroidissement. Les principes ont été installés en partie sur les DR400 récents qui vont aussi vite que leurs ancêtres en dépit de leur confort amélioré, de la cabine agrandie et du pot d’échappement conçu pour réduire le bruit.
La traînée du refroidissement se mesure approximativement par la mesure de la section de sortie en cm² : plus la section est grande, plus la traînée de refroidissement est forte.
Tout l’air capté doit passer dans les ailettes
Une cloison transversale avant comme cette photo ,proposé par J.P. Vaunois en 1983, vue depuis sur LANCAIR, sur les Cirrus. Elle limite les fuites
Ventilation Capot AO5
Le PIPER Lance de 300 hp a montré cette voied’une entrée d’air basse , dite aussi « menton » de récupération de la pression dynamique due à l’hélice. Cette entrée d’air doit être à 75 % du rayon de l’hélice, en avant du capot et dégagée de la couche limite. Mais elle ne doit pas être trop en avant car il y un bruit d’interaction avec l’hélice.
Capot AO5 essayé au CEAT et en vol essais Avion Robin A volé sur le prototype X4 des avions Robin
En ce qui concerne l’entrée d’air du bloc d’injection, il faut copier celle des turbomoteurs comme l’ATR; c’est-à-dire une entrée près des pales capable de récupérer de la pression totale. Il y a la possibilité de prendre 26 mb en montée en plus de la statique soit une augmentation de 3% de la puissance du moteur en référence d’un moteur qui ne capte que la pression statique. Contrairement à son apparence, la prise du DR400 capte peu de pression dynamique ; elle est trop loin de l’hélice et pas assez détachée du capotage : elle doit être avancée pour mieux capter de la pression dynamique.
L’entrée d’air du FPTRO
photo OCEANAIR TC160 FPTRO
Récupération de pression dynamique entrée d ‘air unique ( dite RAM air) et échappement accordé conception Vaunois Masse à vide 545 kg, capacité 245 litres AVGAS
A la masse en vol de 800 kg, vitesse maximale de 260 km/h et vitesse d’approche de 95 km/h,
Cap nord le 8 juin 2014 /de Cannes à Bizerte le 21 septembre 2013 /de Toulouse à Bayreuth le 14 septembre 2015 5,40 heures de vol
Il a été décidé de faire une entrée d’air unique pour l’OCEANAIR FPTRO. Cette entrée d’air alimente la ventilation moteur ( 1. kg/s) , le bloc fuel ( 0.15 kg/s) , la ventilation air frais et air chaud de la cabine( 0.2 kg/s). et aussi refroidit tous les accessoiresfuel , batterie magnétos, électricité, EMS, échappement de besoin de débit inconnu. Ce principe de refroidissement a étéconçu en collaboration avec Daniel Muller ex directeur technique des Avions Robin. L’idée est d’amener l’air froid au niveau de la cloison PF. Le capot AO5 du paragraphe précédent alimente seulement la ventilation du moteur et le bloc fuel.
Mais il avait aussi pour objectif
Réduire la trainée externe
Réduire la trainée refroidissement
Augmenter la traction
Plus de pression d’admission et air plus froid
Améliorer le rendement du moteur
Avoir un échappement accordé
Le CNRA, comme l’ULM peut innover car il y a plus de liberté dans le design
Il faut aussi rappeler qu’un moteur ne doit pas être ni trop froid ni trop chaud
L’huile doit atteindre au moins 80° à chaque vol
Les culasses ne devraient pas descendre en dessous de CHT 160°C, un minimum au décollage.
Une CHT inférieure à CHT 205°C est recommandé en croisière
Les moteur Lycoming ont été conçus en 1938 pour être refroidi parde l’essence ! Cependant il ne faut pas se priver de mixurer en dessous de 75% de puissance pour économiser le carburant.
On peut mixurer en dessous de 5000ft avec un moteur équipé d’un carburateur, mais il faut 2 EGT pour un moteur à carburateur, une seule suffit avec un moteur à injection. Il faut aussi se définir une règle opérationnelle pour choisir son EGT.
Il faut aussi rappeler la fonction régulatrice de l’hélice tractrice : l’hélice pulse l’air aux vitesses de montée et freine le débit naturel en croisière rapide. Sans l’hélice devant il faut installer un fan pour aider au refroidissement.
La ventilation doit être un compromis entre:
La montée, OAT 40°C, PG, MTOW, de SL à FL85 avec un débit naturel pour atteindre 260° CHT max aux culasses.
La croisière à OATminus 10 °C, 50% de puissance pour avoir plus de 170 °CHT.
Pour réussir ce challenge, il faut optimiser le le design:
Les entrées d’air doivent être assez grandes et écartées du cône
L’hélice régule naturellement entre ces deux besoins
Le volet de capot est indispensable entre le réglage d’hiver et le réglage d’été
Le radiateur d’huile estdispensable. Il permet que moteur chaud aux limites , l’huile et les culasses sont aux limites ensemble.
Il faut un échappement accordé
Echappement accordé
A l’ouverture de la soupape d’échappement, il y a une onde de pression qui parcoure le tuyau d’échappement à la vitesse du son élevée puisque les gaz d’échappement sont chauds.
L’onde de pression atteint un volume de détente et alors par un processus aérodynamique classique, une onde de dépression remonte vers la soupape qui va aspirer un peu des gaz dans le cylindre si toutes les combinaisons se font bien le cylindre se vidange mieux.
Mesures du couple moteur avec un moulinet pas fixe effectuées en 1982 au CEAT un dimanche, établissement d’état. Tous les 10 mn on coupait 10 cm des 4 tubes de l’échappement. Sauf un arrêt du à une intoxication au CO des 2 opérateurs dont l’auteur. Il faut savoir reconnaitre les symptômes de cette intoxication. Le CO n’est pas tout à fait inodore .
Un pot accordé dépend de la vitesse de rotation du moteur mais et cet accord subsiste pour une plage de RPM . On obtiendra:
• Le moteur tourne rond,
• Les EGT sont groupées donc meilleure consommation.
La longueur de 700mm des échappement a été choisie pour le pot du CEAT en 1983 et pour les pots du FPTRO. Cet accord peut permettre de gagner 7% de couple par rapport à un échappement très court, soit 80 RPM au décollage pour un avion équipé d’une hélice à pas fixe.
Rendement de 4 échappements CEAT
Rendement d’installation du moteur = rapport entre la puissance mesurée et la puissance théorique que pourrait délivrer le moteur (Lycoming data’s ).
Le « bitube », Le « bitube » est un échappement long et libre ; il a un bon rendement. Le pot Delemontez, il a un excellent rendement.
Le « Delemontez » est le pot des premiers DR300 et DR400 en deux parties pot gauche et pot droit que l’on retrouve aussi sur le D140 Mousquetaire.
Il est le mieux conçu pour avoir une poussée de 2% de la traction de l’hélice des jets d’échappement dans l’axe qui s’ajoute au rendement ci-dessus.
D’après cette mesure de très bon rendement et sa forme pour pousser dans l’axe de l’avion, on peut en déduire qu’il est difficile de faire mieux en terme de performances et rendement.
Le pot « CEAT Y 893 » est un échappement accordé dans un pot de détente transversal
Le(s) tube(s) de sortie sont orienté(s) vers l’arrière avec 1 à 2% de poussée, avec poussée de jet dans l’axe.
Il a été essayé en vol et mesuré sur le F-PTRA; il réduit le bruit de 3.5 db(A) ( chapitre 10 survol à 2500 m après le décollage avec mesure de l’altitude atteinte) en référence du pot DR300. L’essai était basiquement un essai back to back où les deux pots DR300 et pot en Y ont été montés et mesurés dans la même matinée.
Pot accordé expérimenté sur le FPTRO et qui sera sur le GA20. Il a un très bon rendement mais non mesuré,
10 litres au 100 km à la masse de 950 kg
L’ objectif de l’Océanair FPTRO était d’avoir 4000 km d’autonomie sans réserve avec 2 pilotes à bord , 1050 kg au décollage et 400 kg d’essence . Les vols ont montré que cet objectif était réalisable bien que le réservoir de 200 litre pour le raid n’a pas été construit. 525 kg de masse à vide et 10litres aux 100 km ont été démontrés.
Pour arriver à cette performance avec un Oceanair, il faut:
un moteur à injection qui a un meilleur rapport air /essence dans les 4 cylindres,
un échappement accordé avec poussée de l’échappement dans l’axe,
une captation dynamique de l’air du moteur destinée au bloc fuel,
une ventilation moteur optimisée,
une réduction de la traînée de la cellule et de l’aile :
une réduction de la trainée du train avant
bords d’attaque revêtus de CP jusqu’à 400 mm de corde intrados et extrados,
autres raffinements aérodynamiques ;verrière JODEL, pas de karman aile-fuselage…
La ventilation de la baie avant du F-PTRO
Ce schéma explique le principe de la ventilation du moteur et des accessoires de la baie avant. Il n’y aucun équipement dans l’air chaud hormis les sondes EGT et CHT.
Les désavantages de ce concept sont :
L’air de ventilation prend 4 virages à 90 ° contre 2 virages avec une ventilation conventionnelle. Il y a plus de pertes de charge.
Il y a beaucoup plus de longueur de bavettes d’étanchéité à installer avec beaucoup plus de fuites. Heureusement, il faut des fuites bien placées car la zone chaude serait beaucoup trop chaude et le capot et sa peinture ne résisterait pas.
L’entrée d’air ne doit pas être trop petite. Avec ce type d’entrée d’air capot A05, une petite entrée d’air laminerait le flux d’air avec une perte de charge ( pressure drop) trop forte. Pour extraire le débit il faudrait une grande sortie d’air avec un volet de capot fortement braqué. Ce serait une source de trainée très forte.
Delemontez a développé avec réussite l’idée d’une grande entrée d’air avec le Mousquetaire.
La théorie montre qu’une grande entrée d’air avec des rayons de captation adaptés comme ceux de la photo n’a pas de pénalité de trainée. En effet il y a un effet de succion sur les lèvres ! Soit une traction aérodynamique vers l’avant. C’est la théorie, et dans la vie réelle il y a lieu de trouver le bon compromis.
Le schéma « capot de type A05 » montre un divergent après l’entrée d’air. L’Océanair a un divergent modéré car il y avait nécessité de passer sous l’échappement. Diverger par le bas aurait créé un « double menton » peu esthétique.
La cabine est aussi ventilée dans beaucoup d’avions par un débit non contrôlé venant de l’arrière, air capté au niveau des empennages. L’air sort de la cabine par des fuites rarement contrôlées.
La trainée de refroidissement est une trainée interne avec des forces à l’intérieur du capotage.Cette trainée est environ de 10% de la trainée totale de l’avion pour un DR 400, démontrée par des mesures précises dans 2 souffleries. La section de sortie, y compris les fuites, du débit de ventilation donne une bonne idée de la trainée de refroidissement.Dans la soufflerie du CEAT, j’ai réussi à réduire cette section à 160 cm² soit 1 cm² par CV du moteur. L’Oceanair FPTRO est plutôt à 300cm². On pourrait mieux faire en réduisant les fuites internes entre le compartiment froid et le compartiment chaud.
Cette ventilation a permis de voler basse altitude, pleine puissance soit environ 160hp à 2750 RPM et 57 l/h en continu, puissance continue autorisée pour le Lycoming O320, pendant plusieurs vols pour une durée totale de 15 heures à la mi- saison. Ces vols étaient demandés pour la certification de l’hélice DUC FLASH. L’effet RAM de cette entrée d‘air AO5 a bien fonctionné et le moteur était très satisfaisant en température.
