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Pré fi
LE GMP
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Pré fi
LE MOTEUR A PISTONcycle 4 temps
ADMISSION COMPRESSION ECHAPPEMENTEXPLOSION DETENTE
(COMBUSTION)
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Pré fi
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Pré fi
Gr
Ga
Gp
Pompe de reprise
Commande de richesse
Commande de puissance
NC
o
Arrivée d’essence
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Pré fi
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Pré fi
Injecteur d’essence
échappementadmission
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Pré fi
LE CARBURATEUR A INJECTION
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Pré fi
UTILISATION DE LA SOURCE D’ ENERGIE
Énergie = carburant +comburant
Rapport idéal 1/15 ( 1gramme de carburant pour 15 grammes d’air)
optimal entre 1/17 et 1/12 (qc)
Ce rapport à une influence sur la puissance délivrée par le moteur
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Pré fi
PU
Qc + riche
A
BCPU/Qc maxi
PU maxi
1/15 1/12
Enveloppe de détonation
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Pré fi
1/15B
1/12A
C
1/15B
1/12A
C
L’ EGT (température échappement) est l’image de QC
Consommation spécifique (cs)
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Pré fi
Puissance ( couple x vitesse de rotation)
Nombre de Tours moteur
N m
axi
Théorique
Réelle
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Pré fi
puissance
Nombre de Tours moteur
Pression admission max75%
65%
N max
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Pré fi
PUISSANCE EN FONCTION DE L'ALTITUDE
0
20
40
60
80
100
120
140
160
180
200
FT*1000
CV
- 3.3 % par 1000 ftà 6000 ft il reste 80 %à 10000 ft il reste 67 %
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Pré fi
Notion de rendement d’un moteur
1 litre de carburant =32 000 000 Joules
36 l/heure = 32.000.000 *36 / 3600sec =320 000 watts (435 cv)
Mais 45% perdus dans l’échappement
15% perdus à travers les parois
7% perdus par combustion incomplète3% nécessaires à l’entraînement des accessoires
Il reste donc 30% soit 96000 W (130 cv)
70%
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Pré fi PA
%PU
N
con
so
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Pré fi
F
Vh
Va
L’HELICE
F = m x (Vh – Va)
L’hélice est un accélérateur d’air
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Pré fi
hélicehélice réacteurréacteur
10%10%
20%20%
30%30%
40%40%
50%50%
60%60%
70%70%
80%80%
90%90%
100%100%
10001000 20002000
Rendement propulsifRendement propulsif
Vitesse en Vitesse en km/h km/h
L’HELICE
2 VhVh+ Va
R =
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Pré fi
Pré fi
xa hélice =couple résistant que le moteur est chargé de vaincre
Fxa est la poussée de l’hélice = débit massique air x vitesse de ce débit (R) (Quantité de mouvement)
Fonctionnement aérodynamique à vitesse avion = 0
RA Fxa
XAxa hélice VRcalage
xa avion
D n\60
R
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Pré fi
Lorsque l’avion avance V> 0
L’incidence est fonction de n et Vp
xa hélice
Vp/n
xa avion
Le débit d’air massique et la vitesse de ce débit (R) sont fonction de l’incidence
donc aussi de la poussée
Dn\60
RA
VR
R
RAVR
R
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Pré fi
VP\n
D2 n/60
R
VR
Le calage varie le long de la paleAfin que
D1 n\60
R
VRVR
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Pré fi
VP\n
D2n /60
VR
VP\n
Si la vitesse de l’avion augmente fortement ( à calage identique)
l’incidence devient négative l’hélice entraîne le moteur n ?
RA
VR
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Pré fi
Zone de fonctionnement Zone de fonctionnement pour laquelle le rendement pour laquelle le rendement
est acceptableest acceptable
Rendement =Rendement =puissance restituéepuissance restituée
puissance absorbéepuissance absorbée
0,850,85
VVavionavion
hélice à calage fixe hélice à calage fixe
RENDEMENT
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Pré fi
Puissance moteur
PA max
PA 75%
N maxi N
Puissance absorbée par l’hélice
100
kt
50 k
t
0 kt
Adaptation hélice moteur
Hélice
Moteur
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Pré fi
0,850,85
VVavionavion
Pour une hélice Pour une hélice donnée, il n ’y a donnée, il n ’y a qu’une seule plage qu’une seule plage de vitesse avion de vitesse avion pour laquelle le pour laquelle le rendement est rendement est acceptable.acceptable.
Grand pasGrand pas
Petit pasPetit pas
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Pré fi
0,850,85
Variation du pas =Variation du pas = Plage de vitessesPlage de vitesses
à rendement acceptableà rendement acceptable
VVavionavion
Petit pasPetit pas Grand pasGrand pas
![Page 26: Pré fi LE GMP. Pré fi LE MOTEUR A PISTON cycle 4 temps ADMISSION COMPRESSIONECHAPPEMENTEXPLOSION DETENTE (COMBUSTION)](https://reader035.vdocuments.net/reader035/viewer/2022062621/551d9d84497959293b8bf8a7/html5/thumbnails/26.jpg)
Pré fi
le régulateur Schéma de principe Schéma de principe
d ’un régulateur d ’un régulateur hydraulique.hydraulique.
Huile sous Huile sous pressionpression
RéservoirRéservoird’huiled’huile
CommandeCommande
HéliceHélice
Ici en position Ici en position d ’équilibre . . .d ’équilibre . . .
Ressort Ressort de de
rappelrappel
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Pré fi
LES EFFETS MOTEURS
Le moteur et l’hélice ont pour but de fournir la traction nécessaire, mais ils provoquent des effets secondaires qui ont une influence sur l’assiette,l’inclinaison et la symétrie du vol.
![Page 28: Pré fi LE GMP. Pré fi LE MOTEUR A PISTON cycle 4 temps ADMISSION COMPRESSIONECHAPPEMENTEXPLOSION DETENTE (COMBUSTION)](https://reader035.vdocuments.net/reader035/viewer/2022062621/551d9d84497959293b8bf8a7/html5/thumbnails/28.jpg)
Pré fi
EFFET SUR L’ASSIETTE
COUPLE CABREUR OU COUPLE PIQUEUR
A chaque variation de la puissance, le pilote observera un effet sur l’assiette.
A vitesse stabilisée:
•Une augmentation de la puissance tend à faire cabrer l’avion.
•Une diminution de puissance tend à faire piquer l’avion.
![Page 29: Pré fi LE GMP. Pré fi LE MOTEUR A PISTON cycle 4 temps ADMISSION COMPRESSIONECHAPPEMENTEXPLOSION DETENTE (COMBUSTION)](https://reader035.vdocuments.net/reader035/viewer/2022062621/551d9d84497959293b8bf8a7/html5/thumbnails/29.jpg)
Pré fi
Vsh1N1
Za
Mg
Zae
Vsh2
N2> N1
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Pré fi
EFFET SUR LA SYMETRIE DU VOL/ SOUFFLE HELICOIDAL
![Page 31: Pré fi LE GMP. Pré fi LE MOTEUR A PISTON cycle 4 temps ADMISSION COMPRESSIONECHAPPEMENTEXPLOSION DETENTE (COMBUSTION)](https://reader035.vdocuments.net/reader035/viewer/2022062621/551d9d84497959293b8bf8a7/html5/thumbnails/31.jpg)
Pré fi
EFFET SUR LA SYMETRIE DU VOL/ SOUFFLE HELICOIDAL
L’écoulement de l’air est hélicoïdal dans le sillage de l’hélice. Cet effet est d’autant plus important que le régime est fort et la vitesse est faible(cas du décollage par exemple).
Pour contrer cet effet le constructeur a généralement recours à un calage inverse de la dérive verticale par rapport à l’axe longitudinal et ce pour une vitesse de croisière normale.
Augmentation du régime:ROTATION en lacet à ? Bille à ?
Diminution du régime: ROTATION en lacet à ? Bille à ?.
![Page 32: Pré fi LE GMP. Pré fi LE MOTEUR A PISTON cycle 4 temps ADMISSION COMPRESSIONECHAPPEMENTEXPLOSION DETENTE (COMBUSTION)](https://reader035.vdocuments.net/reader035/viewer/2022062621/551d9d84497959293b8bf8a7/html5/thumbnails/32.jpg)
Pré fi
EFFET SUR L’INCLINAISON
![Page 33: Pré fi LE GMP. Pré fi LE MOTEUR A PISTON cycle 4 temps ADMISSION COMPRESSIONECHAPPEMENTEXPLOSION DETENTE (COMBUSTION)](https://reader035.vdocuments.net/reader035/viewer/2022062621/551d9d84497959293b8bf8a7/html5/thumbnails/33.jpg)
Pré fi
EFFET SUR L’INCLINAISON
Le couple de réaction, opposé au couple moteur,tend à créer une rotation autour de l’axe du moteur de l’avion (inclinaison) en sens inverse de la rotation de l’hélice.
Cet effet est peu sensible sur les avions modernes.
L’avionneur y remédie le plus souvent par un calage différentiel des ailes (d’où une modification de l’angle d’incidence et par conséquent une portance différente de chaque aile pour une vitesse donnée;en général la vitesse de croisière). i
i
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Pré fi
H
EFFETS GYROCOPIQUE
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Pré fi
EFFETS GYROCOPIQUE
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Pré fi
Vavion
Vavion
N
N
L’incidence de la pale descendante est supérieure à celle de la pale montante
Vavion
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Pré fi
CERTIFICATION
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Pré fi
POURQUOI ?
ASSURER UN NIVEAU MINI DE SECURITE ACCEPTABLE PAR TOUS LES PAYS ( OACI
Le critère d’appréciation retenu est que le pilote utilisateur est un pilote moyenayant reçu une bonne formation de base, qu’il connaît bien son manuel de vol mais n’a ni habileté particulière, ni entraînement exceptionnel.
JAR (règlements de certification)
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Pré fi
JAR 23 avions légers
Masse inférieur ou égal à 2730 kg
Résistance structurale ( Cf domaine de vol)
Performances ( décollage ,pente montée, décrochage, atterrissage ect)
Maniabilité (sur les 3 axes)
Stabilité (sur les 3 axes)
Exemples
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Pré fi
JAR 23 49 VSO ne doit pas être supérieure à 61kt
JAR 23 65 la pente de montée ne doit pas être inférieur à 8.3% à VI pas inférieur à 1.2 VS1 (cd std)
JAR 23 77 en API la pente de montée ne doit pas être inférieur à 3.3% configuration atterrissage VI 1.3 VSO
JAR23 157 à 1.2 vs1 (décollage) on doit pouvoir passer de 30° d’un côté à 30° de l’autre en 5 sec maxi à 1.3 VSO (atterrissage) en 4 sec maxi
etc.…
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Pré fi
DOMAINE DE VOL
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Pré fi
A
BC
contraintes
déformation relative
Fatigue des matériaux:
Qualité d'un matériau soumis à des efforts
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Pré fi
Métal ferreux:
En théorie pas d'incidence sur la durée de vie s'il est soumis à des contraintes proches des limites élastiques
Métal non ferreux:
(aluminium par exemple) Il existe toujours un nombre de cycles qui, en fonction de la contrainte, conduit à la rupture.
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Pré fi
contrainte
Un avion dont la structure est en métal non ferreux a un potentiel de vie
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Pré fi
Avant la rafale:
N = Za / mg = 1 . donc:
Za = PN = Za + Za 1
Après la rafale
LA RAFALE
P
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Pré fi
La rafale :
Dès l'apparition de la combinaison foyer marge statique permet de récupérer la valeur d'incidence d'origine.
La valeur de la rafale ne peut pas être mesurée par le pilote, le constructeur garantit la cellule en tenant compte d'une rafale moyenne à une vitesse donnée: la V N O .
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Pré fi
Le braquage d'une gouverne va provoquer une contrainte.
Le constructeur va déterminer une vitesse maximale à laquelle on peut amener une gouverne en butée et obtenir le facteur de charge maxi. C'est la vitesse de manœuvre:
C'est la V A
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Pré fi
LE FACTEUR DE CHARGE (n)
EN VIRAGE = 1/cosinus
RAFALE VERTICALE ( = 1 + - k V mg
EN RESSOURCE = 1 + v² / rg ou 1 +V gvitesse d’exécution de la ressource)
RAFALE HORIZONTALE (v) = 1 + - v / V
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Pré fi
Le flutter:
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Pré fi
Apparition de vibrations de fréquence F1
Flexion à la manière de la
règle
Soit une aile que l'on tire vers le bas et que l'on relâche brutalement:
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Pré fi
Oscillations de fréquence F2
Soit une aile que l'on tord par l'extrémité de la voilure et que l'on relâche brutalement:
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Pré fi
A une certaine vitesse de déplacement, les 2 fréquences de vibrations deviennent égales
L'énergie est importante , rupture de type explosif
1
2
34
6
5
7
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Pré fi
Le flutter peut être aggravé par le flottement des gouvernes
1
2
3
Flottement des gouvernes
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Pré fi
L'équilibre statique dans cette exemple se fait en fixant une masse d'équilibrage sur l'aileron
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Pré fi
EN VOL , LORSQUE LES MESURES RECOUPENT LES CALCULS ETABLIS, ON DEFINIT ALORS UNE VITESSE MAXIMUM EXEMPTE DE FLUTTER .
C'EST LA V N E (fonction de VD)
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Pré fi
Le constructeur va déterminer :VS0 et VS1 à n = 1 de la manière ci-dessus décélération 1kt /s
Vitesse de décrochage
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Pré fi
VA = pour n = 3.8
VC = vi maxi en turbulence rafale 15.m/s et n maxi
VB pas utilisée en JAR 23
VD = 1.25 de VC rafale 7.5 m/s vi maxi démontrée sans flutter ni vibration
VNE < 0.90 VD
VNO < 0.89 VNE
VFE > = 1.4VS1 lisse ou 1.8 VSO (la plus grande de ces valeurs)
VSO < = 61 kt
RESUME DES VITESSES
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Pré fi
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Pré fi
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Pré fi
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Pré fi
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Pré fi
DIAGRAME DE VOL JAR 23
VNO<VCVNE<VD