METHODOLOGIE GENERALE DE CONCEPTION D'UN MOTEUR ET INTEGRATION DES CONTRAINTES AVIONNEURS

Texte intégral

(1)Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX – Edition au 01/09/2016. COURS 01. CHAPITRE 1 ---------METHODOLOGIE GENERALE DE CONCEPTION D'UN MOTEUR ET INTEGRATION DES CONTRAINTES AVIONNEURS. PAR. Jean-Pierre DEVAUX. Catherine DEVAUX. Professeur de Turbomachines. Professeur de Turbomachines. © 2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX Edition au 01/09/2016 Tous droits de traduction, d’adaptation et de reproduction, par tous procédés, y compris la photographie et le microfilm réservés pour tous pays.. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. -1-.

(2) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. PLAN GENERAL DU CHAPITRE. AVANT-PROPOS ET NOTATIONS. 1.. METHODOLOGIE GENERALE DE CONCEPTION D'UN MOTEUR. 2.. ANALYSE DES CONTRAINTES AVIONNEURS. 3.. DETERMINATION DE LA TAILLE DE L'AVION. 4.. CONTRAINTES LIEES A LA MOTORISATION DES HELICOPTERES. ANNEXES : 1.. DECOMPOSITION DE LA MASSE AVION. 2.. DIMENSIONNEMENT AVION : COMPROMIS MASSE vs DISTANCE FRANCHISSABLE. 3.. BIBLIOGRAPHIE. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. -2-.

(3) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. AVANT-PROPOS Le but de ce chapitre n'est pas de détailler les résultats de la mécanique du vol enseignée par ailleurs, mais de fournir les éléments essentiels aux motoristes pour dimensionner leur machine. Nous n'aborderons dans ce chapitre que les contraintes liées aux avions : celles relatives aux hélicoptères seront traitées très succinctement à la fin de ce chapitre.. NOTATIONS Dans tout le cours, nous adopterons les notations suivantes pour les grandeurs issues de la mécanique du vol. La plupart des unités sont des unités du système international. SI) : F T L C CS CH q  S m V M Z g   Cz Cx n . : : : : : : : : : : : : : : : : : : : :. poussée (N) traînée (N) portance (N) consommation (kg) consommation spécifique (kg/(h . daN)) consommation horaire (kg/h) pression dynamique (kg/(m . s²)) masse volumique (kg/m3) surface alaire (m²) masse (kg) vitesse (m/s) nombre de Mach altitude (m) accélération de la pesanteur (m/s²) position manette coefficient de masse coefficient de portance coefficient de traînée facteur de charge taux de dilution. Pour les indices, les notations suivantes seront utilisées : TO E F P 0/0 min max z x f i. : : : : : : : : : : :. décollage (take-off) à vide (empty) carburant (fuel) emports (payload) altitude sol, vitesse (Mach) nulle minimal maximal portance traînée final initial. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. -3-.

(4) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. 1 - METHODOLOGIE GENERALE DE CONCEPTION D'UN MOTEUR La méthodologie de conception d'une turbomachine part du besoin exprimé par les clients potentiels. La durée de conception de ces produits étant de plusieurs années supérieure à celle des aéronefs sur lesquels ils seront montés, le besoin du client potentiel doit être défini avec précision et intégrer des marges suffisantes pour permettre une évolution ultérieure du produit. Ce client est soit une compagnie aérienne, soit une armée (terre, air ou marine). Son besoin est caractérisé par une somme d'exigences que nous allons essayer de détailler dans la suite de ce chapitre. Ce besoin constituera les spécifications techniques du matériel. Elles sont assez précisément exprimées par les militaires (fiches de caractéristiques militaires) mais souvent beaucoup plus floues dans le cas des clients civils plus concernés par le produit d'ensemble aéronef-motorisation. Dans ce dernier cas, les spécifications techniques sont souvent explicitées par l'avionneur. 1.1 Exigences en terme de missions Le premier de ces besoins est constitué des missions que doit remplir l'avion cible : ces missions expriment en fonction du temps, les différentes phases de vol d'une utilisation possible de l'avion. Citons quelques exemples de missions : - avions commerciaux :. . vol court courrier (voir figure 1), . enchaînement de 2 à 3 vols court courrier sans ravitaillement, . vol moyen courrier ou long courrier.. - avions militaires :. . interception (voir figure 2), . attaque au sol (voir figure 3), . pénétration basse altitude (voir figure 4), . entraînement (voir figure 5), .... La figure 1 montre dans le domaine de vol défini en altitude et en Mach et/ou vitesse de vol, la mission type d’un avion commercial, qu’il soit court courrier, moyen courrier, … ou très long courrier, seule la distance parcourue (rayon d’action) variant. Altitude (kft) 50. 0.1. 0.2. 0.3. 0.4. 0.5. 0.6. 0.7. 0.8. 0.9. 1.0. 1.1. 1.2. 1.3. 1.4. 1.5. 1.6. 1.7. 1.8. Mach de vol. 40. 30. 20. 10. 0. Figure 1. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. -4-.

(5) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. Ces appellations sont normalisées en fonction du rayon d’action : -. avion court courrier (CC) : rayon d’action inférieur à 1 000 NM, avion court-moyen courrier (CMC) : rayon d’action compris entre 1 000 et 2 500 NM, avion moyen courrier (MC) : rayon d’action compris entre 2 500 et 4 000 NM, avion long courrier (LC) : rayon d’action compris entre 4 000 et 5 000 NM, avion très long courrier (TLC) : rayon d’action supérieur à 5 000 NM.. Comme nous le verrons dans la suite de ce chapitre, le concept de mission seul ne suffit pas. Il faut nécessairement lui adjoindre le concept de missions mixées : il s'agit de déterminer la part de chaque mission dans le volume total des missions que doit réaliser l'avion. Pour chaque catégorie d'avion, cela pourrait se traduire comme suit : - avion commercial :. . vol court courrier . enchaînement de vols court courrier . vol court-moyen courrier . vol moyen courrier . vol long courrier . vol très long courrier. : 10 % : 50 % : 40 % : 0% : 0% : 0% 100 %. - avion militaire :. . interception . attaque au sol . pénétration basse altitude . entraînement. : 20 % : 40 % : 30 % : 10 % 100 %. Ce concept est fondamental pour faire des choix technologiques et dimensionner les moteurs. Ainsi dans le passé, les soviétiques ont exigé que leurs intercepteurs soient capables de décoller de piste non bétonnées : cette exigence a ainsi conduit à très largement surmotoriser leurs avions pour vaincre le plus rapidement possible la résistance au roulage des avions dans la phase de décollage. Nous verrons aussi que cette exigence les a contraint à retenir un type d'entrée d’air peu favorable aux fortes poussées exigées par ailleurs pour des intercepteurs à forts Mach de vol. Dans le cas des moteurs civils, les missions mixées jouent principalement sur la durée de vie des moteurs : un moteur d’avion long courrier fonctionne de longues heures à un régime établi, ce qui augmente sa durée de vie par rapport au même moteur utilisé sur un avion court courrier où les décollages se succèdent à fortes cadences. Le concept de missions mixées est donc essentiel pour définir la maintenance préventive et les durées de vie des principaux composants des turbomachines.. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. -5-.

(6) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX – Edition au 01/09/2016. INTERCEPTION. Altitude (kft) 50. 0.1. 0.2. 0.3. 0.4. 0.5. 0.6. 0.7. 0.8. 0.9. 1.0. 1.1. 1.2. 1.3. 1.4. 1.5. ATTAQUE AU SOL. Altitude (kft) 1.6. 1.7. 1.8. Mach de vol. 50. 40. 40. 30. 30. 20. 20. 10. 10. 0. 0. 0.1. COURS 01. 0.2. 0.3. 0.4. 0.5. 0.6. 0.7. 0.8. 0.9. 1.0. 1.1. 1.2. 1.3. 1.4. 1.5. 1.6. 1.7. Figure 2. 50. 0.1. ENTRAINEMENT. Altitude (kft) 0.2. 0.3. 0.4. 0.5. 0.6. 0.7. 0.8. 0.9. 1.0. 1.1. 1.2. 1.3. 1.4. 1.5. 1.6. 1.7. 1.8. Mach de vol. Mach de vol. Figure 3. PENETRATION BASSE ALTITUDE Altitude (kft). 1.8. 50. 40. 40. 30. 30. 20. 20. 10. 10. 0. 0. 0.1. 0.2. 0.3. 0.4. 0.5. 0.6. 0.7. 0.8. 0.9. Figure 4. 1.0. 1.1. 1.2. 1.3. 1.4. 1.5. 1.6. 1.7. 1.8. Mach de vol. Figure 5. 1.2 Exigences en terme de poussée La première exigence étant la réussite de l'ensemble de ces missions, les performances en terme de poussée moteur en seront directement issues. D'autres performances annexes peuvent s'en déduire : ainsi un appareil embarqué sur porte-avions doit-il atterrir en mettant ses moteurs à plein régime, pour pouvoir éventuellement redécoller dans la foulée s’il rate son appontage, et en les coupant immédiatement en cas d’appontage réussi. Les contraintes thermiques associées sont extrêmement importantes et le moteur devra être dimensionné en conséquence. Dans le cas des hélicoptères ou des turbopropulseurs, cette exigence de poussée est transformée en exigence de puissance disponible. 1.3 Exigences en terme de consommation de combustible Pour les avions militaires et commerciaux, le problème de la consommation de carburant est indissociable de celui de la charge "marchande" embarquée ("payload" en anglais) et de la distance franchissable. Plus les moteurs consomment, plus à mission donnée, il sera nécessaire de réduire soit la charge embarquée au décollage, soit la distance franchissable. Pour les deux applications, commerciale et militaire, la réussite de la mission dépend de l’obtention d’un bon niveau de performances sur ces deux paramètres. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. -6-.

(7) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. AIRBUS A340-200. EMPORTS (t). A340-200. 60 263 pax + 21t cargo. 40. 232 pax + 22,6t cargo. 275 t MTOW Limite 232 pax + baggages = 8000 Nmi. 257 t MTOW. 20. 0 4 000. Limite 263 pax + baggages = 7450 Nmi. 5 000. 6 000. 7 000. 8 000. 9 000. RAYON D’ACTION (Nmi). Figure 6. La distance franchissable ou rayon d’action ("range" en anglais) à charge embarquée donnée est elle aussi dépendante de la masse de carburant embarquée (voir figure 6). La réussite des missions exige donc à la fois une tenue des performances de vol au travers de la poussée, mais aussi un rythme de consommation du combustible (voir annexe 2). Notons que même si l’avion est ravitaillable en vol, l’exigence de rayon d’action se traduira par une exigence de temps minimum entre deux ravitaillements ou de nombre de ravitaillements par mission. L'une des exigences client sera donc clairement exprimée en terme de consommation de combustible par moteur. En fait, cette exigence est le plus souvent exprimée en terme de consommation spécifique CS qui représente la consommation de combustible rapportée à la poussée du moteur. 1.4 Exigences en termes de maintenance, taux de panne et durée de vie C'est le troisième élément important des exigences client. La dépose d'un moteur n'est jamais une opération simple. De plus, le montage d'un autre moteur nécessite le plus souvent un minimum d'essais de "sécurité" pour garantir le bon fonctionnement : le temps de "pose-dépose" peut donc être particulièrement contraignant, aussi bien pour une compagnie aérienne que pour une armée de l’air dont les avions doivent voler quasiment 24 heures sur 24. C’est pourquoi dans le cadre du programme Rafale, l’Armée de l’Air Française a exigé que le moteur M88-2 puisse être remonté sur avion sans essai lourd. En outre, afin de minimiser les coûts de stockage, il faut réduire les temps d’immobilisation des pièces de rechange donc les temps de réparation en atelier des moteurs et de leurs composants. Les exigences client vont donc se matérialiser par trois types de demande : - une exigence au niveau des temps moyens de dépose et de remontage sur panne ou contrôle systématique, Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. -7-.

(8) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. - une exigence sur la fiabilité et sur la durée de vie des pièces critiques du moteur, - une exigence sur la maintenabilité, c'est à dire la facilité à détecter les pannes, à les expliquer et à réparer ou entretenir le moteur. La plupart de ces exigences se traduiront par des contraintes sur l'architecture du moteur (nombre de modules) et le choix des matériaux (durée de vie). Les conditions de cycle, et plus particulièrement les températures, joueront d’ailleurs un rôle important dans ce domaine. 1.5 Exigences en termes de masse et dimensions Une autre exigence importante du client concerne à la fois la géométrie du moteur (volume occupé, maître couple, surface tuyère, ...) et sa masse. La géométrie va souvent conditionner la taille de l'avion, notamment son maître-couple pour les avions militaires. Pour les avions commerciaux, ce paramètre génère souvent une contrainte sur l'emplacement des moteurs et de plus en plus sur la hauteur des ailes (garde au sol) et des trains d’atterrissage. La masse doit être bien évidemment minimale, comme pour tout équipement embarqué. Les moteurs militaires ont aujourd'hui un rapport poussée sur masse de l'ordre de 10, ce qui permet d'avoir des avions qui ont un rapport poussée sur masse de l'ordre de 1 avec deux moteurs. Notons que la contrainte de masse est d’autant plus forte que le moteur est éloigné du centre de gravité avion. 1.6 Exigences diverses (électricité, air, ...) Les clients ont des exigences complémentaires qu'il faut savoir satisfaire. Dans le cas des avions civils, il faut pouvoir alimenter l’avion en énergie électrique. Bien que ce rôle soit de plus en plus dévolu à une turbomachine spécialisée appelée GAP, groupe auxiliaire de puissance, le moteur doit toutefois en fournir une grosse partie sinon la totalité pour les avions non équipés d’un GAP. De plus, il faut alimenter en air la cabine. Selon qu'il s'agit d'un avion long ou court courrier, l'exigence sera différente : sur un long courrier, il est bien connu que la consommation d'alcool des passagers s'avère être une contrainte pour le pilote qui certes a des passagers calmes mais est obligé de prélever de plus en plus d'air au cours du vol pour faire correctement respirer ses passagers. L'air prélevé va aussi servir à refroidir l'ensemble des boîtiers électroniques présents à bord et qui sont de plus en plus nombreux dans un avion. Les réglementations de l’OACI imposent désormais un renouvellement d’air minimal en cabine pour éviter les excés passés de certaines compagnies aériennes. En effet, un renouvellement insuffisant de l’air en cabine peut entraîner des problèmes cliniques tels que phlébites, difficultés respiratoires, ... Pour ce qui concerne les avions d'armes, les prélèvements de puissance réalisés sur le moteur sont les seules alimentations en énergie de l'avion. Il faut donc les dimensionner avec des marges suffisantes pour pouvoir faire face aux évolutions ultérieures de l'avion (équipements électroniques ou armements complémentaires). En outre, il est nécessaire de prélever de l'air dans le moteur pour refroidir l'électronique de bord, en particulier les capteurs de vision extérieurs que sont le radar et les différents senseurs électromagnétiques ou infrarouge.. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. -8-.

(9) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. 1.7 Prise en compte de ces exigences Dans la mesure où il est nécessaire d'anticiper en permanence, le motoriste va établir de lui-même un cadre d'études appelé Spécifications Techniques de Besoin (STB). Ces spécifications synthétisent la vision qu'a le motoriste du produit qu'il pense pouvoir vendre dans les cinq à dix ans à venir. C'est ce type de processus qui sera présenté dans la suite de ce chapitre : il permet en général de définir les grandes lignes du futur produit (architecture, performances, masse, encombrement, ...) et de préparer les arguments techniques qui permettront de remporter des marchés. Une fois le moteur de monte défini, il faut détailler et calculer beaucoup plus précisément les cycles thermodynamiques, puis les performances. En parallèle, la définition des composants, ébauchée au stade des avant-projets, passe dans une phase avancée où la géométrie du composant est calculée par l’utilisation massive de codes numériques, puis ses performances contrôlées au banc d'essais partiels. Finalement, ce sont les performances du moteur complet au banc sol, puis sur avion qui seront vérifiées : à ce stade, les lois de régulation du moteur seront affinées pour permettre un fonctionnement sain pour les performances vendues. Dans tout le processus, le moteur devra garder des marges d’évolution suffisantes pour permettre de couvrir une évolution majeure du marché ciblé.. 2 - ANALYSE DES CONTRAINTES AVIONNEURS 2.1 Modélisation du comportement de l'avion Considérons un avion assimilé à son centre de gravité; quatre forces vont s'y exercer : - le poids, produit de la masse par l'accélération de la pesanteur, soit (m . g). Nous négligerons les variations de g avec l'altitude, - la poussée F du moteur : nous considérerons que cette poussée est située dans l'axe de l'avion, le problème des avions à poussée vectorielle n’étant pas abordé dans ce cours, - les efforts aérodynamiques décomposés en une force de portance L (lift en anglais) perpendiculaire à l'axe de l'avion et une force de traînée T située dans l'axe de l'avion.. Portance L. Trainée T. Poussée F. Poids m.g. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. Figure 7. -9-.

(10) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. Pour simplifier l'étude, nous nous contenterons ici d'analyser les forces en laissant de coté les moments appliqués à l'avion, ce qui permet d’assimiler l'avion à un point matériel de masse toutefois variable. Cette simplification n’est cependant plus possible lorsque l’on s’intéresse à la vectorisation de la poussée. L'équilibre est atteint lorsque la poussée est équilibrée par la traînée et que la portance équilibre le poids. 2.2 Equation de conservation de l'énergie La conservation de l'énergie permet de définir parfaitement le mouvement du système et s'avère plus souple à utiliser que l'équation de quantité de mouvement. Elle exprime que le travail des forces autres que le poids est égal à la variation d'énergie totale, c'est à dire à la somme de la variation d'énergie cinétique et de la variation d'énergie potentielle, soit :.  F  L  T  x   m  g  Z   m  V2² . (1). soit en dérivant par rapport au temps : d  V ²    V ²  dm    F  L  T  V   m  g  dZ    m       Z  g   dt dt 2 2 dt  .  . .   . . . (2). En supposant que les forces de poussée et de traînée restent dans l'axe du vecteur vitesse et que la variation de masse est négligée par rapport à la variation de l’altitude isoénergétique dZe telle que définie ci-dessous, l'équation (2) devient :.  F  T . V  dZ   1 d  V ²           m  g  dt   g dt  2  . Enfin, en prenant l'altitude isoénergétique définie par :. on arrive à la relation suivante :. (3). V² 2g. (4). dZe (F  T )  V  dt mg. (5). Ze  Z . Physiquement, ceci traduit que la variation d'altitude isoénergétique dZe est égale à l'excès de puissance spécifique. 2.3 Equation complète de modélisation Introduisons les deux paramètres suivants : -  position manette exprimée en pourcentage et généralement comprise entre 0 et 100 %, qui représente le réglage moteur par rapport au réglage maxi donnant la poussée maximale FTO au décollage, c’est-à-dire pour le cas de vol 0/0 (altitude nulle et Mach ou vitesse de vol nulle),. F    FTO Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 10 -.

(11) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. -  coefficient de masse avion valant 1 au décollage et qui diminue progressivement au cours du vol. Il représente la diminution progressive de la masse totale avion, par consommation de carburant ou lâcher d’emports (missiles, bombes, ...), par comparaison à la masse de décollage mTO,. m    mTO Tenant compte de ces deux coefficients, on arrive à l'équation suivante qui constituera l'équation de base de notre étude :   FTO .   dZe V V  T    mTO  g    mTO  g  dt. (6). équation que l'on peut encore écrire comme suit : FTO   T 1 dZ      e mTO  g     m TO  g V dt . (7). 2.4 Expressions de la portance et de la traînée Les lois de l'aérodynamique précisent que la portance et la traînée de l'avion peuvent s'exprimer en fonction de la vitesse et de la surface portante. Ces équations seront écrites comme suit dans notre modélisation : L. 1    S  V ²  Cz 2. et :. T. 1    S  V ²  Cx 2. (8) (9). Cx est un coefficient qui dépend principalement du maître-couple frontal de l'avion et Cz un coefficient qui dépend de la surface portante de l'avion (aile principalement). Il existe une relation entre ces deux coefficients appelée polaire de l'avion : cette relation Cx = f (Cz) peut être exprimée sous la forme d’une équation du second degré :. Cx  Cx0  ( K1  Cz ² ). (10). Pour un avionneur, Cx, Cz, Cx0 et K1 sont faciles à déterminer. Par contre, pour un motoriste, elles nécessitent l'existence de bases de données avion difficiles à mettre en place ainsi qu’une analyse des tendances futures. Les tendances retenues aujourd’hui pour les avions d'armes, sont données sur les figures 8, 9 et 10. Nous supposerons, dans le cadre de ce chapitre, que la portance est toujours compensée par le poids réel ou apparent (prise en compte du facteur de charge n), ce qui conduit à l'équation suivante dans le plan orthogonal à l'axe avion :. L  nmg. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. (11). - 11 -.

(12) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. Cx0. 0,04. 0,6. COURS 01. K1. ACTUEL. ACTUEL. 0,03 0,4. FUTUR. 0,02. FUTUR. 0,2. 0,01. 0,00. M0 0. 0,5. 1. 1,5. 2. 0. 2,5. 0. 0,5. 1,0. 1,5. Figure 8. 2,0. M. 0. Figure 9. Cz 1,0 M0 = 0,7. 0,8 0,6. M0 = 1,1. 0,4 M0 = 2,0. 0,2 0. 0. 0,05. 0,10. 0,15. Cx. 0,20. Figure 10 En prenant les équations (8) à (11) et en les incorporant dans l'équation (7), on obtient finalement l'équation suivante, qui nous servira de base pour l'étude de la motorisation de l'avion : 2   n  g    mTO   1 dZe  FTO   q S      Cx 0  K1      mTO  g    mTO  g  q S    V dt   . avec :. q. (12). 1    V² 2. L'équation (12) traduit en fait une relation entre le rapport masse sur surface alaire, appelée masse m F alaire TO et le rapport poussée sur poids au décollage TO . S mTO 2.5 Expression des contraintes avionneurs Les missions présentées au paragraphe 1.1 sont des ensembles complexes qu'il est nécessaire de décomposer en éléments simples : le choix de ces éléments est lié avant tout à l'invariance des paramètres de l'équation (12) qu’il faut résoudre. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 12 -.

(13) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. Analysons la mission présentée en figure 11. Altitude (kft) 50. 0.1. 0.2. 0.3. 0.4. 0.5. 0.6. 0.7. 0.8. 0.9. 1.0. 1.1. 1.2. 1.3. 1.4. 1.5. 1.6. 1.7. 1.8. Mach de vol. 40. 4 et 5. 30. 6. 7 20. 3. 3. 10. 0. 1. 2. 8 Figure 11. Sa décomposition en éléments simples est la suivante : 1.. chauffe et roulage : équation (12) non vérifiée (portance inexistante, frottements des pneumatiques sur la piste non pris en compte, ...),. 2.. décollage se décomposant en : . phase de roulement : équation (12) non vérifiée (mêmes raisons que ci-dessus), . phase de rotation : équations de mécanique du vol avec moments, . franchissement d'une hauteur minimale : calcul de trajectoire avec l'équation (12).. 3.. montée/descente : . à vitesse, Vc, Mach ou pente constant, . à temps minimum, . à consommation minimale,. 4.. accélération/décélération,. 5.. palier à vitesse, Vc ou Mach constant,. 6.. virage : . à vitesse, Vc ou Mach constant, . à rayon constant, . à facteur de charge constant,. 7.. attente,. 8.. atterrissage : calcul de freinage différent de l'équation (12).. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 13 -.

(14) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. L'équation (12) donne clairement une contrainte en terme de poussée minimale du moteur pour répondre aux exigences du client. Toutefois, cette contrainte de poussée est intimement liée à la connaissance des paramètres avion tels que surface alaire ou masse au décollage. Il faut donc pouvoir s'en détacher, d'où l'analyse menée dans la suite de ce chapitre. 2.6 Recherche d'une solution pour les contraintes avionneurs La contrainte de réalisation de ces éléments de mission s'exprime le plus souvent par une zone de solutions possibles dans le champ rapport poussée sur poids au décollage fonction de la masse alaire au décollage. La figure 12 montre l'expression de telles contraintes et l'espace des solutions qui en résulte. Y figure en outre une contrainte supplémentaire, liée cette fois-ci au coût de développement de l'avion : cette courbe est une estimation non technique issue de l'expérience des avionneurs. A partir de cet espace de solutions possibles, il va falloir définir pour un type d'avion donné (avion de chasse, avion entraînement, avion commercial, ...), la zone préférentielle de solutions. Il s'agit principalement de choisir la masse alaire et le rapport poussée sur poids optimal, suffisamment faible pour limiter les coûts mais suffisamment élevé pour permettre des évolutions ultérieures de l'avion. Les figures 13 et 14 montrent les choix faits pour différents types d'avions de combat et d'avions commerciaux (les transports militaires étant assimilés ici à des avions commerciaux). Ces figures font ressortir la grande variété des solutions retenues.. ESPACE DES SOLUTIONS COUT. FTO mTO DECOLLAGE. MACH M0 MAXI. ATTERRISSAGE. mTO S Figure 12. Pour les avions d’armes, la figure 13 montre une croissance dans le temps du rapport poussée sur poids, résultant de l'amélioration de la motorisation et de l'allégement des structures avion : - années 50-60 : 0,4 à 0,5 pour les Mirage 3E, Super Etendard, F-5E, Mirage F1C/B, ..., - années 70-80 : 0,5 à 0,7 pour les Mirage 2000, F-16/C, F-18/C, ..., - années 90 : 0,7 à 0,9 pour les Rafale, EFA, MIG-29/A, SU-27, ... Pour les avions d’entraînement (Alpha-jet, AMX-T, S-211 et IA-63), l’influence est beaucoup plus faible, le rapport poussée sur poids se situant autour de 0,3 à 0,4.. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 14 -.

(15) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. Il existe cependant des points atypiques tel le Tornado non représenté sur la figure 13. Cet avion est en effet très excentré compte tenu de sa charge alaire supérieure à 1000 kg/m² et de son faible rapport poussée sur poids au décollage de 0,5. AVIONS MILITAIRES. AVIONS COMMERCIAUX. Figure 13. Figure 14. Ce positionnement s'explique principalement par la configuration de l’aile à géométrie variable, beaucoup plus lourde qu’une aile fixe, et une surface alaire à laquelle il faudrait ajouter une partie de la surface de l’empennage horizontal. La position du Mirage F1 vis à vis du Mirage 3 est quant à elle significative d'un changement de missions, celles de type attaque au sol devenant prépondérantes (configuration plus lourde due à une masse d’emports plus importante). On notera finalement la très forte motorisation du F-22 qui résulte de deux contraintes non encore mentionnées : - la furtivité, donc la restriction de l'utilisation de la rechauffe qui compense souvent le manque de poussée au décollage et en vol du fonctionnement plein gaz sec, - la poussée vectorielle qui pour assurer une portance à l'avion, impose de maintenir une poussée dans l'axe qui équilibre quand même la traînée. L'analyse des avions commerciaux est beaucoup plus facile, leur classification étant strictement relative aux missions type des appareils (court, moyen ou long courriers). D'une manière générale, le rapport poussée sur poids d'un avion commercial est bien inférieur à celui d'un avion militaire : ce sont les contraintes de tenue aux évolutions, virage serré par exemple, ainsi que de longueur de piste disponible au décollage qui sont ici prépondérantes et expliquent en grande partie cette différence. En effet, un avion militaire est censé tenir 3 à 4 g minimum dans une grande partie de son domaine de vol, alors qu'un avion commercial ne doit tenir que 1,5 à 2 g maximum. Le même avion militaire est censé pouvoir décoller de pistes endommagées donc courtes, alors qu'un avion commercial Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 15 -.

(16) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. décolle dans la plupart des cas de pistes très longues. Les masses alaires sont par contre tout à fait comparables, la technologie des ailes étant, elle, assez similaire. Pour les long courrier, tels l’Airbus A340 et le Boeing B747, la masse au décollage est élevée en raison de la quantité de carburant nécessaire pour ne pas faire d’escale. Par contre, le niveau de poussée nécessaire en vol est faible, l'avion restant principalement en croisière à très haute altitude : ceci tend à diminuer le rapport poussée sur poids nécessaire. De plus, les exigences sur la longueur de piste au décollage et les pentes de montée ou de descente sont moins contraignantes. A l'opposé, les court courrier, tels les Airbus A310 et A320 et le Boeing B737 ou les avions d'affaires tel le Gulfstream IV, ont un rapport poussée sur poids élevé du fait de la nécessité de voler à des altitudes plus basses tout en atteignant ces altitudes rapidement et pour certains, de la nécessité de décoller sur des pistes courtes.. 3 - DETERMINATION DE LA TAILLE DE L'AVION 3.1 Modélisation de la propulsion Modélisation de la poussée La poussée considérée jusqu’à présent est rapportée à la poussée au décollage FTO (F0/0) par le coefficient  représentatif de la position manette. En fait, la poussée en vol à isoconditions de régulation, c’est-à-dire à isoposition manette, est liée à la poussée au décollage par une relation qui fait intervenir l'altitude et le Mach de vol M0. Ces relations sont extrapolées des calculs de cycle que nous verrons dans les deux prochains chapitres 2 et 3 de ce cours. Les figures 15 et 16 donnent les courbes moyennes considérées par les motoristes pour estimer la variation de la poussée maximale au décollage (FTO) en fonction de l'altitude et du Mach de vol pour un moteur militaire en sec et en PC, et pour un moteur civil en sec. MOTEUR MILITAIRE 30000. 14000. 12000. 25000. Z = 0 ft 10000. Fpc (daN). Fsec (daN). 20000. Z = 10000 ft. 8000. Z = 20000 ft. 6000. 15000. Z = 0 ft. Z = 10000 ft 10000. 4000. Z = 20000 ft. Z = 36000 ft. Z = 36000 ft 5000. 2000. Z = 60000 ft. 0. 0 0,0. 0,5. 1,0. 1,5. 2,0. 0,0. 0,5. MACH. 1,0. 1,5. 2,0. MACH. Figures 15. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 16 -.

(17) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. MOTEUR CIVIL 10000. F (daN). 8000. Z = 0 ft 6000. Z = 20000 ft 4000. Z = 36000 ft 2000. 0 0,0. 0,2. 0,4. 0,6. 0,8. 1,0. MACH Figure 16 Ces courbes peuvent être traduites mathématiquement par les formules suivantes [1] :. . . (13). . . (14). . (15). - moteur militaire en sec :. 1,4  0,7 FSEC  FTO  0,88  0,245  M 0  0,6   . - moteur militaire en PC :. FPC  FTO  0,94  0,38  ( M 0  0,4)1,4   0,7. - moteur civil (M0 < 0,9) :. 3 FSEC  FTO  0,568  0,25  1,2  M 0     0,6  . . la variation d’altitude Z étant introduite par :. . . Ps( Z) Ps(0). (16). Ces figures montrent que la poussée d’un moteur civil ne fait que décroître en fonction du Mach de vol, alors que celle d’un moteur militaire remonte au delà d’un Mach de vol de l’ordre de 0,6. Les calculs de cycle en fonctionnement hors adaptation, objets du chapitre 3 de ce cours, expliquerons ce phénomène lié principalement à la différence de taux de dilution  (rapport entre le débit d’air secondaire et le débit d’air primaire de la turbomachine) entre moteurs civils et militaires. Par contre, que le moteur soit conçu pour une application civile ou militaire, la poussée diminuera avec l’altitude Z, suivant en cela la diminution de la pression atmosphérique (voir annexe 9 du Mémento). Ces courbes restent toutefois très approximatives et les calculs de mission exposés dans la suite de ce chapitre devront être refaits sur la base du moteur réel. Modélisation de la consommation spécifique De la même manière, la consommation spécifique CSTO au décollage peut être extrapolée des calculs de cycle que nous verrons dans les chapitres 2 et 3 de ce cours. La relation suivante permet de l’estimer connaissant le taux de dilution du moteur et sa génération (voir figure 17) :. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 17 -.

(18) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01.    2 CSTO ( )  CS TO (  0)  0,3  0,7  e ,5     . avec : - années 50-60 : - années 70-80 : - années 90 :. CSTO (  0)  CSTO (  0)  CSTO (  0) . (17). 1,000 kg/(h . daN) 0,950 kg/(h . daN) 0,900 kg/(h . daN). La variation de l’altitude Z est introduite au travers de celle de la température statique Ts en fonction de l’altitude (évolution de Ts(Z) fournie en annexe 10 du Mémento). Quant à l’influence du Mach de vol M0, elle est le plus souvent linéaire : CS( Z)  CSTO . Ts( Z) TsTO. (18.1). CS( Z, M 0 )  CS( Z)  f (M 0 ). avec : f(M0) = 1 + (k . M0) et : et :. k1. (18.2). k = 0,4 (moteur mono-corps, mono-flux) k = 0,9 (moteur double-corps, double-flux à fort ). 1,0. PG SEC à 0/0. 0,9 0,8. CS (kg/h/daN). 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 0,1 0,0 0. 2. 4. 6. 8. 10. 12. 14. 16. taux de dilution. Figure 17. 3.2 Décomposition de la masse au décollage La masse maximale au décollage mMTOW se décompose de la façon suivante (voir annexes 1 et 2) :. m MTOW  mE  mF  mP où :. (19). - mE est la masse à vide de l'avion (structure, équipement et membre(s) d'équipage), - mF est la masse de carburant interne et externe, - mP est la masse des emports (armements ou passagers).. Par analyse des tendances actuelles, nous pouvons aujourd'hui avoir une idée assez précise de la masse à vide et de la masse de carburant emportée pour un type d'appareil donné si l'on connaît sa masse maximale au décollage. Les figures 18 et 19 montrent qu'il est possible de trouver des relations relativement simples entre masse à vide et masse maximale au décollage.. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 18 -.

(19) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. AVIONS MILITAIRES. AVIONS COMMERCIAUX 1,0. (MASSE A VIDE)/(MASSE MAXI). 25. 20. MASSE A VIDE (t). COURS 01. 15. 10. 5. 0,8. 0,6. 0,4. 0,2. 0,0. 0 0. 10. 20. 30. 40. 0. 50. MASSE MAXI AU DECOLLAGE (t). 100000. 200000. 300000. 400000. MASSE MAXI AU DECOLLAGE (kg). Figure 18. Figure 19. L’utilisation de la base de données actuelle avions permet d’extrapoler les tendances suivantes : - avions militaires :. . mE  0,5  m MTOW. (20). . m F  0,2  m MTOW (carburant interne). (21). . m F  0,4  m MTOW (carburant interne et externe). (21’). . m P  0,3  m MTOW (bidons, missiles, bombes, ...). (22). - avions commerciaux : .. mE m MTOW.  1,07  m MTOW 0,063. (23). . mF  (564  109  m MTOW ² )  (0,2118  m MTOW ) .. mP m MTOW.  2,982  m MTOW 0,222. (24) (25). 3.3 Relation entre poussée et masse au décollage Avions commerciaux Pour les avions commerciaux, il existe, comme le montre la figure 20, une relation quasi linéaire entre poussée au décollage exprimée en N et masse maximale au décollage exprimée en kg :. F0 / 0  14,275  ( m MTOW )0,868. en N. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. (26). - 19 -.

(20) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. AVIONS COMMERCIAUX 100000. B747-200. 90000 80000. MD-11. POUSSEE (daN). 70000 IL96-300. 60000. A340-300. A330-300 B767-200ER. 50000. A310-200 40000. B757-200. 30000 A320-210 B737-400 MD-87. 20000. BAe146-300 F-28-100 FALCON 900 CITATION JET. 10000 0 0. 50000. 100000. 150000. 200000. 250000. 300000. 350000. 400000. MASSE MAXI AU DECOLLAGE (kg). Figure 20 Avions militaires La dispersion est plus importante pour les avions militaires (voir figure 21), surtout pour les dernières générations d’avions de combat. Ceci résulte avant tout de la surmotorisation des avions lourds russes et américains (F-22, SU-35), souvent bimoteurs et désormais, beaucoup plus spécialisés que leurs homologues européens ou les avions qu'ils ont remplacés. L’agilité et la supermanoeuvrabilité demandées aux avions de dernière génération accentue cette nouvelle tendance. Enfin, la possibilité d’accroitre le rayon d’action par une réduction de la consommation de carburant dans le domaine de vol supersonique est de plus en plus considérée. Cette capacité appelée ″supercruise″ consiste à développer un moteur qui fonctionnera sans post-combustion pour des Mach de vol supersoniques. Une relation simplifiée est aussi proposée pour les avions militaires bien que sa validité soit moindre, la poussée étant systématiquement sous-estimée pour les nouvelles générations d’avion de combat :. . . F0 / 0  7,5  105  ( mMTOW ) 2  4,5  mMTOW . en N. (27). Nota : il est indispensable d’exprimer la masse maxi au décollage (MTOW) en kg. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 20 -.

(21) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. AVIONS MILITAIRES 35. 30. POUSSEE (x 10000 N). SU-35. F-22. MIG-31/A. 25. SU-27 F-14D MIG-25/P F-15/A. 20 SU-37. EFA MIG-29/A RAFALE. 15. F-4/E TORNADO. F-16/C MIG-27/M. 10. JAS-39. MIRAGE 2000B. MIG-21 MIRAGE F1C/B JJ-7 MIRAGE 3E F-5/E T-38 ALPHA-JET/2. 5. S-211. 0 0. 5. 10. 15. 20. 25. 30. 35. 40. 45. 50. MASSE MAXI AU DECOLLAGE (x 1000 kg) Figure 21. 3.4 Modélisation de la variation de la masse avion au cours d'une mission Les figures 22 et 23 donnent une idée de la variation du coefficient  pour une mission militaire et une mission commerciale. Elles présentent d'assez fortes disparités liées bien évidemment à la différence de mission. MISSION MILITAIRE. MISSION COMMERCIALE. croisière.  = 0,68. montée.  = 0,78. pénétration basse altitude. croisière.  = 0,73 descente. combat et tir missiles.  = 0,81. descente. attente. attente montée.  = 0,9  = 0,85. descente.  = 0,6 descente et atterrissage. croisière montée accélération. combat.  = 0,7 descente et atterrissage.  = 0,95 montée.  =1.  =1. chauffe et décollage. chauffe et décollage. accélération. Figure 22. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. croisière.  = 0,86. descente et atterrissage. chauffe et décollage. Figure 23. - 21 -.

(22) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. Analysons l’évolution de la masse avion au cours d’une mission : - la masse à vide reste bien évidemment constante, - la masse des emports ne varie en général que pour les avions militaires (tir de missiles, ...), - la masse de carburant seule, va donc varier continûment dans le temps. Sur un segment de trajectoire donné, la variation de masse de l'avion est donc égale à la diminution de masse du carburant embarqué, ce qui s'exprime par la relation : dm dmF  dt dt. (28). Si nous introduisons le concept de consommation spécifique CS (débit de carburant consommé rapporté à la poussée instantanée de l'avion), nous arrivons à l'équation suivante : dm F  CS  F dt. qui peut aussi s’écrire sous la forme suivante :. (29). dmF F  CS   m dt m. Si l'on intègre l'équation (5) dans l'équation (29), on aura enfin : dmF F F dZe  CS   dt  CS   mg m m m (F - T)  V ce que nous écrirons finalement sous la forme suivante :. dm dZe  T    CS   1m V  F . 1. g. (30). Cette équation s'intègre assez facilement et permet de calculer la masse de l'avion tout au long du vol, sur des segments où seule la masse de carburant varie. 3.5 Résolution de l'équation de la masse pour des cas simples Il s'agit de trouver, au cours d'une phase de vol, le rapport de la masse finale sur la masse initiale, puis de sommer ces rapports sur l’ensemble d'une mission. Dans le cas d’une phase de montée où la variation d'altitude isoénergétique dZe est positive, tous les autres paramètres restant constants, l'équation (30) s'intègre simplement et l'on a :  CS   Ze f  Zei   g  T  1  mf  exp   1    mi V  F    Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. (31). - 22 -.

(23) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. Dans le cas où la variation d'altitude isoénergétique dZe est constante, l’équation (29) devient simplement :. dm   CS  F   CS  T dt. dm T   CS   dt m m. d’où :. ce qui par intégration donne :   mf T  exp  CS    t f  t i  mi mi  . (32). Dans ce cas, il est nécessaire d'estimer les instants initial et final de la phase de vol considérée, d’où processus itératif avec l’ensemble des autres phases de vol de la mission considérée. Dans tous les cas, les résolutions d'équations vont conduire à un faisceau de contraintes complémentaires pour le moteur, cette fois-ci en terme de consommation spécifique, puisque ce paramètre peut seul varier librement dans l'équation (30). Prise en compte de la contrainte consommation minimale de carburant Cette contrainte est principalement une contrainte d’avions commerciaux pour lesquels la masse de carburant embarquée est directement liée au rayon d'action. Pour les avions militaires, il s'agit plus d'une contrainte en terme de temps de mission restant avant un ravitaillement en vol. Cette contrainte n'est pratiquement regardée que pour la phase de montée, là où la consommation de carburant est maximale. En reprenant les équations (5) et (29), nous avons : m F(12 ) . en posant :. 2. 1. fs   F  T  . Ze 2. Ze. dZe fs. (33). V m  g    CS. en m. (34). dmF  FTO . 1. où fs est assimilable à une puissance spécifique de carburant consommé. La figure 24 présente les iso-Ze et les iso-fs dans un champs (vitesse - altitude). Le chemin à consommation minimale sera celui qui passe perpendiculairement à tous les points où les iso-Ze sont tangentes aux iso-fs. En effet, nous constatons sur cette figure qu'à Ze donnée, (fs)-1 est minimum pour fs tangent à l'isoZe considérée. Si de plus on veut minimiser le dZe entre deux courbes fs rapprochée, on peut assimiler localement les iso-Ze à des droites et les iso-fs à des paraboles : la valeur dZe est donc minimale, pour un ds donné, si le chemin est perpendiculaire à la droite tangente. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 23 -.

(24) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. ALTITUDE (m). COURS 01. Profil de vol à consommation minimale de carburant. Vitesse (m/s). Figure 24. Prise en compte de la contrainte temps de montée minimum Cette contrainte est principalement une contrainte d'avions militaires spécialisés dans les missions d'interception. Pour les avions commerciaux court courrier, elle peut aussi être utilisée, mais correspond à des situations extrêmes rarement dimensionnantes. En reprenant l’équation (5), nous avons : t (1 2) . 2. 1. dt . 1 dZe  1  dZe     dt . . fs . avec :. 2. Ze 2. Ze. dZe V   F  T  dt mg. 1. dZe fs. (35). en m/s. (36). Par un raisonnement identique à celui lié à la contrainte consommation minimale de carburant, le chemin conduisant à un temps de montée minimum sera celui qui passe perpendiculairement à tous les points où les iso-Ze sont tangentes aux iso- fs (voir figure 25). ALTITUDE (m) Profil de vol à temps de montée minimal. Vitesse (m/s). Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. Figure 25 - 24 -.

(25) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. 4 - APPLICATION AUX HELICOPTERES Les exigences des avionneurs en matière d’hélicoptères sont similaires à celles des avionneurs classiques. Le même concept de missions s’applique avec des contraintes assez similaires à celles exprimées au paragraphe 1. Seules quelques différences, liées aux exigences de sécurité du vol vertical et à la spécificité des hélicoptères, méritent toutefois d'être mentionnées. En effet, les spécifications de l’avionneur s’expriment en terme de puissance moteur disponible. De plus, le moteur est dimensionné avec des capacités de puissance très largement supérieures à ce qui est normalement nécessaire. Il s'agit de puissances d'urgence pour lesquelles les exigences de durée de vie sont réduites. Ces puissances sont : - la puissance maximale d'urgence qui doit pouvoir être disponible pendant au moins 5 minutes. Après contrôle du moteur, le remplacement si nécessaire des turbines est réalisé, - la puissance de super urgence qui doit pouvoir être disponible pendant une à deux minutes sans destruction de la machine : elle conduit systématiquement à la dépose de la machine. En ce qui concerne la mécanique du vol, le bilan des forces est identique à celui des avions, la seule différence provenant du fait que ces forces dépendent de la vitesse de rotation des pales.. CONCLUSION La figure 26 résume le processus suivi par le motoriste en liaison avec l’avionneur.. Spécifications techniques. Analyse des contraintes avionneurs Poussée / masse = f (charge alaire). Polaire avion Portance / Traînée. Analyse des missions Calcul mTO et FTO Analyse du cycle Analyse du cycle d'adaptation. Analyse hors adaptation. Sélection du cycle moteur Calcul des performances hors adaptation Réoptimisation. Mise en place du moteur Dimensionnement des composants Calcul des performances avion. Polaire avion modifiée. Dimensionnement final. Figure 26 Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 25 -.

(26) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. ANNEXE 1. DEVIS DES MASSES NORME 2001C. A – PLANEUR A1 – voilure A2 – fuselage A3 – empennages A4 – commandes de vol A5 – train d’atterrissage A6 – mats A7 – peinture B – PROPULSION B1 – groupe moteurs installés B2 – circuit combustible et lubrifiant B3 – liquides non consommables C – AMENAGEMENTS TOUTES MISSIONS C1 – servitudes C2 – habitabilité C3 – pilotage et navigation C4 – transmissions C5 – installations opérationnelles C6 – lot de bord Masse à Vide (MV) = Empty Weight (EW) = (A + B + C) D – AMENAGEMENTS SUIVANT MISSIONS Masse à Vide Equipée (MVE) = (A + B + C + D) E – EQUIPAGE Masse à Vide en Ordre d’Exploitation (MVOE) = Operational Empty Weight (OEW) = (A + B + C + D + E) F – COMBUSTIBLES G – CHARGES VARIABLES G1 – passagers, bagages, fret, divers Masse au décollage = Take-off Weight (TOW) = (A + B + C + D + E + F +G) Masse à vide sans carburant = Zero Fuel Weight (ZFW) = (TOW - F). Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 26 -.

(27) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. ANNEXE 2. DIMENSIONNEMENT AVION COMPROMIS MASSE vs DISTANCE FRANCHISSABLE. TOW. MTOW MAM MZFW. MA. Fmax. F Gmax. G MVOE. D (km). 0 A Limitation restrictive. B Gmax ou MZFW. C MAM. D MTOW. E Fmax. LEXIQUE : MTOW. :. Max Take-Off Weight Masse maxi au décollage. MA MAM. : :. Masse à l’Atterrissage Masse à l’Atterrissage Maxi. MZFW. :. Max Zero Fuel Weight Masse maxi avion sans carburant. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 27 -.

(28) Cours de Turbomachines -  2016, Jean-Pierre et Catherine DEVAUX - Edition au 01/09/2016. COURS 01. ANNEXE 3. BIBLIOGRAPHIE. [1]. Aircraft Engine Design - Second edition AIAA Education Series, édition 2002 J. D. MATTINGLY, W. H. HEISER and D. T. PRATT. Méthodologie générale de conception d’un moteur et intégration des contraintes avionneurs. - 28 -.

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