Chapitre Propulsion " The great liability of the engineer compared to men of other professions is that his works are out in the open where all can see.

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1 Chapitre Propulsion " The great liability of the engineer compared to men of other professions is that his works are out in the open where all can see them. His acts, step by step, are in hard substance. He cannot bury his mistakes in the grave like the doctors. He cannot argue them into thin air or blame the judge like the lawyers. He cannot, like the architects, cover his failures with trees and vines. He cannot, like the politicians, screen his short-comings by blaming his opponents and hope the people will forget. The engineer simply cannot deny he did it. If his works do not work, he is damned.« President Herbert Hoover

2 2 Paramètres : rapport entre la poussée statique au niveau de la mer et le poids du moteur. : consommation spécifique de carburant par unité de poussée.

3 3 TSFC en fonction du nombre de Mach

4 4 Consommation spécifique de carburant par unité de poussée en fonction du nombre de Mach

5 5 Moteur et hélice

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9 9 Hélice à pas fixe: fixe pour tous les rayons, le rendement est maximum pour une vitesse

10 10 Il y a une vitesse optimale qui correspond à un angle d’attaque optimal qui produit le maximum de poussée

11 11 L’angle diminue avec le rayon pour garder un angle d’attaque Optimal pour toutes les sections

12 12 Profiles typiques: profiles minces pour diminuer les effets transsoniques

13 13 : rendement de l’hélice d’où L’analyse adimensionnelle montre que: Coefficient de puissance Coefficient de poussée Coefficient vitesse-puissance, ne contient pas D Advance ratio En statique

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17 17 Corrections pour la poussée installée : - Blocage due à la nacelle - Effet de Mach aux bouts: t/c épaisseur relative, a vitesse du son pour -Augmentation des frottements de l’avion ‘washed’ surface de l’avion touchée par le jet de l’hélice Sc surface frontale du capot D diamètre de l’hélice

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19 19 Moteurs à pistons pe pression moyenne effective du cycle On peut réduire l’effet de l’altitude avec un super-chargeur

20 20 Moteurs à réactions :

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24 24 à puissance maximale Si croît alorscroît etdécroît d’où

25 25 Turbojet avec postcombustion :

26 26 Military (Dry, Non-Afterburning)Maximum (Wet, Afterburning) Variation of Afterburning Turbojet Thrust with Altitude and Mach Number

27 27 Turbo-soufflante : permet de réduire TSFC Low Bypass Ratio with Afterburner High Bypass Ratio Bypass Ratio = 0.2 - 1.0 Bypass Ratio = 2.0 - 8.0 T SL /W eng = 6 - 10 T SL /W eng = 4 - 6 TSFC Dry = 0.8 - 1.3 TSFC = 0.5 - 0.7 TSFC WET = 2.2 - 2.7

28 28 Figure 5.11 Thrust Curves for Two Types of Turbofans (Adapted from References 4 and 5) (b) High Bypass Ratio, No Afterburner (a) Low Bypass Ratio with Afterburner

29 29 Modèles de TSFC -pour les turbojet et turbosoufflante, TSFC varie peu avec le nombre de Mach mais varie avec le température - pour les moteurs à pistons et les turboprop, la puissance spécifique (puissance par unité de masse de fuel) varie peu avec le nombre de mach et la température

30 30 TypeModèle de poussée Moteur Piston-hélice Turboprop Turbo-soufflance avec un grand rapport de dilution (utiliser M=0,1 pour la poussée lorsque M <0,1) Turbojet et turbo-soufflante avec faible rapport de dilution Low-Bypass-(pas de postcombution) Avec la postcombustion