LE GMP

LE MOTEUR A PISTON cycle 4 temps COMPRESSION EXPLOSION DETENTE (COMBUSTION) ECHAPPEMENT ADMISSION

Expliquer le fonctionnement de l’allumage par magnéto et des pannes possibles parler de l’avance à l’allumage (20°)

Ga o Gp Pompe de reprise Gr Ga gicleur d’air Gr gicleur ralenti Commande de puissance Ga o Commande de richesse NC Gp Arrivée d’essence Pompe de reprise Gr Gp gicleur principal Ga gicleur d’air Gr gicleur ralenti

Commenter la diapo La chute de T° au niveau du venturi et du papillon des gaz par détente et vaporisation est d’environ de 20 ° La Qte d’eau maxi contenue dans l’air est fonction de la T° ( elle augmente avec la T°) Humidité relative = % par rapport à la Qte d’eau maxi admissible à cette T°

admission échappement Injecteur d’essence expliquer la différence avec le moteur diesel ( l’injecteur est dans la chambre de combustion ) Pas de bougie , auto allumage du mélange

LE CARBURATEUR A INJECTION Expliquer les avantages de ce système Pas ou peu de givrage ,conso + faible, homogénéité du mélange meilleure

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

PU Qc + riche PU maxi A C PU/Qc maxi B 1/15 1/12 Enveloppe de détonation PU maxi A C PU/Qc maxi B A =point meilleure PU phase de vol croisière maxi B meilleure rapport PU/Qc croisière eco moins 15% de conso pour moins 1,5% de vi attention de ce coté dégradation + rapide de la puissance Et proximité de l’enveloppe de détonation d’où risque de dégradation du moteur C plus riche que B rendement plus faible mais utilisé pour la phase de décollage pour des raisons de refroidissement moteur Vitesse de propagation de la flamme normal : 3 m/s détonation 2000 m/s Qc + riche 1/15 1/12

L’ EGT (température échappement) est l’image de QC IL CONVIENT DE SUIVRE SCRUPULEUSEMENT LES CONSIGNES CONSTRUCTEUR AFIN D’EFFECTUER LE REGLAGE OPTIMUM DE LA RICHESSSE EN FONCTION DE LA PHASE DE VOL (manuel de vol) CS =conso par CV et par heure = environ 220 grammes \CV\h Consommation spécifique (cs)

Puissance ( couple x vitesse de rotation) Nombre de Tours moteur Théorique N maxi Réelle La pu fournie par le moteur est égale au produit du couple par la vitesse de rotation

puissance 75% 65% Nombre de Tours moteur N max Pression admission max la commande de pa peut être considérée comme une commande de pu , car le couple est fonction de la pa

- 3.3 % par 1000 ft à 6000 ft il reste 80 % à 10000 ft il reste 67 % Pu en altitude = pu au sol x (1.1 x densité – 0.1) Exp :180cv à Z=0 cv à 5000ft ? 180 x (1.1 x 0.862 –0.1) = 152 cv

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 incomplète 3% nécessaires à l’entraînement des accessoires 70% Il reste donc 30% soit 96000 W (130 cv)

N %PU Zone en rouge à ne pas utiliser conso PA

L’HELICE L’hélice est un accélérateur d’air F = m x (Vh – Va) F= m V la force de propulsion est égale à la masse de l’air déplacée (m ) x par la différence de vitesse entre la vitesse donnée par l’hélice ( Vh ) et la vitesse avion (Va ) Loi de Newton valable aussi pour le réacteur , la fusée . F maxi si Va = 0 F = m x (Vh – Va)

L’HELICE Rendement propulsif Vitesse en km/h hélice réacteur 2 Vh Vh+ Va R = 10% 20% 30% 40% 50% 60% 70% 80% 90% 100% hélice réacteur À Va faible il faut beaucoup d’air à Vh faible pour avoir un bon rendement et inversement Une hélice déplace beaucoup d’air à faible vitesse un réacteur déplace moins d’air mais à forte vitesse 1000 2000

Fonctionnement aérodynamique à vitesse avion = 0 Pré fi Fonctionnement aérodynamique à vitesse avion = 0 xa avion Fxa RA R calage VR xa hélice XA pD n\60 Rendement de l’hélice =pu fournie à l’avion :Fxa x V / puissance fournie à l’hélice :couple x N Comme V = 0 le rendement est nul mais la poussée est maxi car le débit massique d’air x par la vitesse de ce débit massique (R ) est maximun ( quantité de mouvement ) R est qqf appelé recul Calage de référence à 0.7 du rayon Fxa est la poussée de l’hélice = débit massique air x vitesse de ce débit (R) (Quantité de mouvement) xa hélice =couple résistant que le moteur est chargé de vaincre

Lorsque l’avion avance V> 0 xa avion a RA VR R RA a VR R Vp/n xa hélice pDn\60 L’incidence de fonctionnement optimum est celui de la F max d’où l’intérêt de l’hélice à calage variable Le débit d’air massique et la vitesse de ce débit (axe xa avion) est fonction de l’incidence donc aussi de la poussée L’incidence est fonction de n et Vp Le débit d’air massique et la vitesse de ce débit (R) sont fonction de l’incidence donc aussi de la poussée

Le calage varie le long de la pale Afin que a = a pD1 n\60 a R VR R VR a VP\n Pi. Dn /60 = vitesse circonférentiel en m\sec Vp / n = avance par tour en m\sec R représente la vitesse air du débit massique sur l’axe xa avion L’ incidence doit rester constante à chaque section de la pale d’ou la nécessiter de la variation de calage de chaque section de pale pD2 n/60

VP\n - a VR RA VR a VP\n Demander ce que fait n à puissance identique ? pD2n /60 Si la vitesse de l’avion augmente fortement ( à calage identique) l’incidence devient négative l’hélice entraîne le moteur n ?

Zone de fonctionnement pour laquelle le rendement est acceptable puissance restituée puissance absorbée h Vavion 0,85 Zone de fonctionnement pour laquelle le rendement est acceptable NOTA : à Vavion = 0 le rendement est nul mais la force de traction est maximum hélice à calage fixe

Adaptation hélice moteur N maxi N Puissance absorbée par l’hélice 100 kt 50 kt 0 kt Puissance moteur PA max PA 75% Moteur Hélice Phélice = r. t. N3. D5 Pu moteur = N x PA Dans cette exemple bonne adaptation d’une hélice à calage fixe PA et N proche du maxi à la VR (50 kt) N ne dépassant le maxi à la VI croisiere(100Kt) Adaptation hélice moteur

Petit pas Grand pas Pour une hélice donnée, il n ’y a qu’une seule plage de vitesse avion pour laquelle le rendement est acceptable. h Vavion 0,85

Variation du pas = Plage de vitesses à rendement acceptable h Vavion 0,85 puissance absorbée par l’hélice = couple x radian par seconde ou k n3 d5 ( d = diamètre de l’hélice ) Traction = k n2 d4 Expliquer les risques de sur-vitesse ou de sur-couple À puissance constante diminuer le pas revient à diminuer le couple donc la vitesse de rotation va augmenter et inversement Grand pas Petit pas

le régulateur Schéma de principe d ’un régulateur hydraulique. Commande Ressort de rappel Hélice Réservoir d’huile Huile sous pression w Ici en position d ’équilibre . . .

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.

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.

Za Zae Vsh2 N1 Vsh1 N2> N1 Mg La variation du souffle hélice Vsh sur le plan fixe arrière induit des variations de Zae ce qui crée des couples cabreur ou piqueur Mg

EFFET SUR LA SYMETRIE DU VOL/ SOUFFLE HELICOIDAL

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. Demander les effets en cas de variation de pu en cliquant ( pu + = lacet à gauche bille à droite et inversement ) Augmentation du régime:ROTATION en lacet à ? Bille à ? Diminution du régime: ROTATION en lacet à ? Bille à ?.

EFFET SUR L’INCLINAISON

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). très peu sensible sur les avions de faible puissance i i

EFFETS GYROCOPIQUE H Le couple gyro tend toujours à AMENER le vecteur moment cinétique ( H ) du gyro sur le vecteur rotation obligé . Son sens ( de H ) est donné par la règle du tire bouchon ( réaction à 90° de l’action dans le sens de rotation de l’hélice) utiliser la roue de vélo pour démo

EFFETS GYROCOPIQUE DEMANDER LA REACTION EN CAS DE VARIATION D’ASSIETTE A PIQUER (CAS DE LA MISE EN LIGNE DE VOL DU CAP 10) ET EN VIRAGE DROITE (REACTION A PIQUER) EN VIRAGE A GAUCHE ( REACTION A CABRER)

L’incidence de la pale descendante est Vavion a = 0 N Vavion L’incidence de la pale descendante est supérieure à celle de la pale montante Sensible aux fortes incidences ( ici exagérées) En bi, notion de moteur critique N a Vavion

CERTIFICATION

JAR (règlements de certification) 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 moyen ayant reçu une bonne formation de base, qu’il connaît bien son manuel de vol mais n’a ni habileté particulière, ni entraînement exceptionnel. risque acceptable = 1 accident grave pour 10 milliards d’heures de vol JAR (règlements de certification)

JAR 23 avions légers Exemples 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

etc.… 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.…

DOMAINE DE VOL

Fatigue des matériaux: Qualité d'un matériau soumis à des efforts contraintes B C A déformation relative

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.

Un avion dont la structure est en métal non ferreux a un potentiel de vie contrainte

P LA RAFALE a Da Avant la rafale: N = Za / mg = 1 . donc: Za = P Après la rafale P

La rafale : Dès l'apparition de Da, 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 .

C'est la V A 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

LE FACTEUR DE CHARGE (n) EN VIRAGE = 1/cosinus F RAFALE VERTICALE (w) = 1 + - k V w / mg RAFALE HORIZONTALE (v) = 1 + - v / V EN RESSOURCE = 1 + v² / rg ou 1 +V w / g (w = vitesse d’exécution de la ressource)

Le flutter:

Apparition de vibrations de fréquence F1 Soit une aile que l'on tire vers le bas et que l'on relâche brutalement: Flexion à la manière de la règle Apparition de vibrations de fréquence F1

Oscillations de fréquence F2 Soit une aile que l'on tord par l'extrémité de la voilure et que l'on relâche brutalement: Oscillations de fréquence F2

L'énergie est importante , rupture de type explosif A une certaine vitesse de déplacement, les 2 fréquences de vibrations deviennent égales 4 3 5 2 6 1 7 L'énergie est importante , rupture de type explosif

Flottement des gouvernes 1 2 3 on remédie à ce problème par un équilibrage des gouvernes : voir diapo suivante Le flutter peut être aggravé par le flottement des gouvernes

L'équilibre statique dans cette exemple se fait en fixant une masse d'équilibrage sur l'aileron ou dans le bord d’attaque de l’aileron en avant de l’axe de rotation

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)

Vitesse de décrochage Le constructeur va déterminer :VS0 et VS1 à n = 1 de la manière ci-dessus décélération 1kt /s

RESUME DES VITESSES VA = pour n = 3.8 VB pas utilisée en JAR 23 VC = vi maxi en turbulence rafale 15.m/s et n maxi 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

DIAGRAME DE VOL JAR 23 exigence de certification VNO inférieur à VC VNE inférieur à VD VNO<VC VNE<VD