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    MECANIQUE  DU  VOL

     

    PREMIERE  PARTIE

     

      

      

    Les requêtes faites sur moteur de recherche et dirigeant vers ce document sont très variées dans leur teneur. En conséquence, on peut se référer à la table des matières abondante qui suit quelques écrans plus bas.

    N'oubliez pas de regarder la rubrique : "fictions sur l'aéronautique et l'espace"

     

     

    Les sensations du pilote

    Le comportement de la machine 

    La mécanique de son vol en fonction de sa morphologie

    en langage vernaculaire

    Et quelques autres considérations 

    A l’intention des maquettistes

    Spotters, documentalistes,

    Et tous aérophiles ne pilotant pas eux-mêmes

     

     

    Je dois avertir ceux qui liront ce livre, et qui ont quelque connoissance de la Physique, que je n’ai point du tout prétendu les instruire, mais seulement les divertir, en leur présentant d’une manière un peu plus agréable et un peu plus égayée, ce qu’ils sçavent déjà plus solidement ; et j’avertis ceux à qui ces matières sont nouvelles, que j’ai crû pouvoir les instruire et les divertir tout ensemble. Les premiers iront contre mon intention, s’ils cherchent ici de l’utilité ; et les seconds, s’ils n’y cherchent que de l’agrément. 

    Fontenelle, préface à Entretiens sur la pluralité des mondes

     

     

    AVERTISSEMENT

     

     

    Sous son titre digne d'un ouvrage du XVIIIè siècle, ce livre ne saurait être en aucun cas regardé comme une source d’informations utiles au pilotage, quand bien même l’auteur explique ce qu’il fait lui-même en vol, ou ce que les autres font usuellement, voire inusuellement. L’auteur qui n’est pas instructeur de pilotage ne donne aucun conseil ; son lecteur s’il pilote ne se référera jamais dans sa pratique aux pages de ce livre, mais demandera conseil à un instructeur qualifié. 

    En particulier diverses affirmations relèvent de la généralisation et/ou de la simplification, et ne sauraient s’appliquer au vol réel de tel ou tel avion.

     

    Les chapitres 58 et 77 peuvent être regardés comme récréatifs, et lus indépendamment du reste du texte.

     

     

    La discussion entre aérophiles montre souvent une chose étrange à celui d’entre eux qui est quelque peu technicien : le passionné moyen lit les fiches techniques et regarde les plans trois-vues sans être a priori capable d’en déduire l’ordre de grandeur des performances d’une machine, ni rien de son comportement en vol. 

    Tout au plus l’aérophile fait-il des comparaisons simples. Il préfère souvent la science des insignes à celles de l’aérodynamique et de la mécanique ; l’auteur de cet ouvrage est lui-même pilote et créateur de trois monoplaces légers qui ont volé, si bien que les cocardes et autres blasons lui importent moins que la façon dont un avion glisse à travers les airs.

    « Qui utilise ces livres [le plus gros des ouvrages d’aviation, trop ignorants des fondements techniques et physiques ; note que nous ajoutons] est obligé de faire lui-même les calculs dans la marge ; cela […] amène inévitablement à penser que bien peu d’auteurs et d’aviateurs savent apprécier l’utilité d’un avion. 

    « Ces montagnes de détails fournissent rarement les charges alaires […] jamais le rapport charge/masse à vide. […]

    « Ceci soulève une question qu’il faut poser : les historiens de l’aviation souhaitent-ils comprendre la machine et rendre sa fonction intelligible, ou veulent-ils simplement ajouter leur contribution à un immense bavardage ? (c’est nous qui soulignons).

    (Richard K. Smith, traduit par Gonzague Gaudet dans le Fana de l’Aviation n°411)

    Tel éditorialiste de la presse aéronautique regrette à l’inverse la technicité selon lui abusive de trop de monographies courantes. Il prend l’exemple technique de la charge alaire pour dire qu’il est « bien triste » de voir une indication si peu passionnante être substituée à de plus utiles considérations, comme par exemple l’exposé par un pilote des réactions en vol de la machine. 

    En vérité l’un ne va pas sans l’autre. Nous comparons plus loin le comportement de deux avions de masse identique et de mission similaire, l’Avro Vulcan et le Boeing B-47. La charge alaire de l’un est presque triple de celle de l’autre. Pourquoi le plafond du second est-il à peine la moitié de celui du premier ? Pourquoi le Zéro vire-t-il plus sec que ses adversaires ? Pourquoi le Bucaneer ou le TSR-2 filent-ils au ras du sol comme sur un rail, là où des machines prévues au départ pour la haute altitude s’y font durement secouer ? C’est affaire de charge alaire, tantôt faible, tantôt forte. 

    Si des auteurs en viennent à juger leurs propres confrères malhabiles à comprendre et transmettre leur sujet valablement, ne faudrait-il pas disposer d’un ouvrage traitant de façon qualitative de la mécanique du vol et prédisant le comportement d’un avion selon ses caractéristiques ? d’un ouvrage qui mît l’aérophile moyen un peu au fait de ce qu’on peut sans trop risquer l’erreur grossière déduire du plan et des chiffres d’un avion ? Dans l’attente de l’ouvrage définitif qu’un aigle rédigera sur cet utile sujet, l’auteur propose avec ces pages un premier essai. 

    L’auteur est pilote. Nous avons constaté souvent en discutant avec d’autres pilotes, que le seul fait de piloter ne donne pas suffisamment le sens intuitif du comportement de machines vraiment différentes de celles que l’on a eues entre ses mains. Les théories tenues par tel pilote sur ce que doit être aux commandes telle machine inconnue de lui, sont parfois surprenantes. Nous ne savons pas ce qu’à l’inverse le théoricien du vol qui n’a jamais quitté le sol peut pressentir du comportement d’un engin dont il connaît très bien sur papier les paramètres physiques. Le fait en revanche d’être pilote et de comprendre en quoi et pourquoi la morphologie d’un avion détermine son comportement, permet l’analyse intellectuelle et le pressenti correct de ce que fera la machine en vol. Le chapitre traitant de l’U-2 illustrera plus particulièrement ce point. 

    Prenons un exemple pour suggérer ce que peut être un tel comportement. Nous volons en palier à pleins gaz. Nous réduisons alors le moteur à fond. Faisons l’expérience sur deux avions ayant le même fuselage et la même surface d’aile ; ils seraient semblables si l’un ne faisait six mètres d’envergure et l’autre quinze. En d’autres termes le premier possède une voilure bien trapue, et le second une aile de la forme en plan d’un réglet de métreur. Ayant réduit les gaz sur l’appareil à aile courtaude, nous constatons qu’il perd à grande allure sa vitesse comme un vélo en roue libre dans un chemin boueux. Puis il se met très vite en descente, en piquant presque comme s’il dévalait un escalier (nous forçons un peu le trait) ; il y est contraint, car en planant de façon moins raide il ne conserverait pas la vitesse nécessaire à ne pas décrocher (tomber en « perte de vitesse »). Réduisant à présent les gaz sur l’avion à aile très allongée, nous observons qu’il met au contraire beaucoup de temps et de distance à ralentir. Nous pouvons un long moment le maintenir en palier avant d’avoir à le placer en descente. Nous pouvons même pendant ce temps tirer un peu le manche et voir la machine capable encore de petits bonds vers le haut. Une fois ralenti peu au-dessus de sa vitesse minimale de vol, l’avion se met en glissade longue et lente vers le sol dont il survolera une grande étendue avant de frôler terre. 

    Nous voudrions que l’aérophile fût un peu plus qu’un collectionneur de fiches diversement coloriées. Nous avons exclu de faire un cours progressif et rigoureux, mais choisi d’aborder le vol à bâtons rompus par courts sujets disparates. Il est quelquefois nécessaire d’avoir lu le ou les sujets précédents pour en comprendre un nouveau, mais fréquemment ce n’est pas indispensable. 

    Nous avons souhaité donner du relief au texte en décrivant souvent les impressions du pilote en telles ou telles circonstances.

    Le technicien de la partie jugera que nous avons traité à des niveaux très inégaux les questions distinctes successivement abordées. Il n’aura pas tort : nous avons fait subjectivement le choix qui nous semblait le plus approprié au but recherché, et délibérément oublié foule d’éléments perçus par nous peu nécessaires. 

     

     

    TABLE DES MATIERES

      

    1 Généralités sur le comportement d’un avion-type

    2 L’air ; l’atmosphère standard ; table de densité selon l’altitude

    3 Avion surmotorisé, sous-motorisé

    4 Effets importants de la température sur les performances

    5 Démonstration pratique simple du principe de la sustentation

    6 Estimation de la vitesse minimum de sustentation ; description du décrochage

    7 Ensemble du domaine de vol en palier ; vitesses de finesse maximum et de puissance minimum ; écart de vitesse.

    8 Pourquoi la vitesse maximum n’augmente qu’à la racine cubique de la puissance disponible Comparaison du rendement de la propulsion par hélice et par réacteur

    9 Facteurs accroissant la vitesse maximum

    10 Finesse maximum et angle de plané ; cabré correspondant de l’avion

    11 Précisions sur la relation physique entre finesse et angle de plané

    12 Le rendement : soyez de la mince élite qui n’emploie pas ce mot à tort et à travers

    13 Comment accroître la finesse

    14 Calcul de l’allongement

    15 Une confusion regrettable dans l’usage du mot «finesse»

    16 Comment l’altitude décale et étend le domaine de vol ; la vitesse indiquée 

    17 L’effet du vent sur les diverses performances 

    18 Le plafond absolu ; comportement particulier de l’avion au plafond absolu 

    19 Exemples de la valeur de la finesse maximum pour diverses sortes d’avions

    20 Intérêt de la finesse maximum ; charge soulevable

    21 Ressource après piqué ; nombre de «g» pris ; facteur de charge

    22 Parabole en apesanteur

    23 Facteur de charge négatif

    24 Résistance de la structure ; facteurs de charge limite et extrême

    25 Restitution après ressource

    26 Physique de la montée en chandelle

    27 Le seuil de piste franchi en nette survitesse…

    28 «rappel au chapitre 28» : formule de la poussée

    29 Solide exposé sur la traînée induite et les vertus de l’allongement

    30 La puissance induite

    31 Relation entre allongement, finesse maximum et performances générales

    32 Relation empirique entre vitesse ascensionnelle et plafond

    33 L’effet de sol

    34 Physique du virage ; inclinaison et facteur de charge

    35 Le décrochage dynamique

    36 Puissance exigée en virage serré ; perte de vitesse, d’altitude

    37 Réduction des facteurs de charge possibles en altitude 

    38 Effets moteur

    39 Centrage

    40 Fonction des empennages

    41 Approcher, atterrir

    42 Pourquoi passer au réacteur ?

    43 Equivalence entre poussée d’un réacteur et traction d’une hélice

    44 Pourquoi le Me 262 si rapide accélère-t-il si mollement ? 

    45 Pourquoi n’y a-t-il pas de réacteur sur avion lent ?

    46 Les matériaux de structure : bois, métal, stratifié

    47 Analyse physique de la post-combustion et du double flux

    48 Une règle fondamentale à retenir

    49 Les phénomènes transsoniques

    50 Loi de montée en altitude de l’avion à réaction ; plafond de propulsion ; plafond aérodynamique

    51 Les avions à propulsion par fusée

    52 Notions sur la physiologie du vol sans visibilité

    53 Distance franchissable maximum de l’avion à hélice

    54 Pourquoi l’avion à réaction ne croise-t-il guère qu’en altitude élevée ?

    55 Distance franchissable de l’avion à réaction ; extrapolation ludique absurde

    56 La flèche variable

    57 Le vol supersonique

    58 Petit catalogue des inepties dans les fiches techniques de la littérature aéronautique

    59 Effets en vol du recul des armes

    60 Analyse d’une illusion

    61 Tableau des distances franchies en fonction de l’accélération au démarrage

    62 Lockheed U-2: analyse

    63 Curtiss-Wright Demon : le Zéro américain

    64 P-51 Mustang

    65 Les avions canard

    66 Les ailes volantes ; psychologie de leurs détracteurs

    67 Colomban Cri-Cri: analyse d’une démarche d’optimisation

    68 Tank 152H: comportement en haute altitude d’un chasseur « allongé » ; oxyde d’azote et injection d’eau

    69 Curtiss P-40 : de l’intérêt ou non du profil laminaire

    70 Avro Vulcan et Boeing B-47. Deux avions de même destination et de morphologies très différentes : différences de comportement en vol

    71 Mirage IV et Vigilante : des jumeaux hétérozygotes 

    72 Blackburn Buccaneer : physique du soufflage

    73 Mirage IV : analyse du rôle du ravitaillement en vol

    74 Réflexions a posteriori sur les avions Leduc

    75 Fairchild A-10 : balistique des obus en uranium

    76 Les avions modernes et laids : réflexions sur la fadeur de l’optimisation moderniste

    77 Les joyeusetés du traducteur d’anglais aéronautique

    76 Récréation physico-mathématique (simple)

    77 Table d’équivalence des unités métriques et anglaises

    78 Quizz pas toujours facile

     

     

     

    REMARQUE SUR LES UNITES

      

    L’auteur dès le lycée n’a pas appris d’autres unités que celles du système SI, et pourtant il les mélange un peu partout avec des unités anciennes incohérentes et prohibées. 

    Les unités anciennes favorisent la compréhension intuitive. Un quidam comprend aisément ce qu’est une atmosphère (unité de pression) ou un kilogramme-force ; on sera moins bien venu de lui dire que des bouteilles de plongée sont chargées sous 20 mégapascals ; il reste préférable de parler de 200 atmosphères, d’où se déduit bien plus naturellement qu’elles enferment 200 fois leur volume en air détendu. On évitera aussi de dire au quidam que strictement parlant la charge alaire d’un avion s’exprime en pascals. Quant aux forces, constatons qu’exprimées en « kilos », elles sont immédiatement imagées par quiconque. 

    Le poids et la masse feront dans ces pages l’objet d’un mélange indifférent aux censures de l’Université. 

    L’auteur insiste sur le fait qu’il emploie délibérément des unités aujourd'hui illégales, par lui apprises postérieurement à celle du système SI. Les puristes y trouveront sujet à méditation ou à dédain. 

    Enfin, nous emploierons quelquefois par souci de favoriser la compréhension intuitive, la notion fallacieuse de force centrifuge. 

     

      

      

    Nous tenons les commandes d’un chasseur de la Seconde Guerre mondiale volant en palier à très basse altitude. Le type n’en est pas spécifié ; c’est un générique représentatif de bon nombre de modèles. Son moteur donne en ce moment 750 chevaux et tire l’appareil à 400 km/h stabilisés. A pleins gaz il peut donner le double, 1500 chevaux.

    Le compte-tours indique 3000 t/mn, mais il les indique aussi à pleins gaz ou bien à puissance plus réduite encore que la moitié : l’hélice est non seulement à pas variable mais aussi « à vitesse constante ». Elle (et le moteur) tourne au même régime, qu’elle reçoive peu ou beaucoup de puissance. Elle fait simplement varier l’angle de calage de ses pales en faisant tourillonner leur pied dans le moyeu commun, selon le nombre de chevaux qu’elle doit absorber. 

    Peu de chevaux ? La pale se braque peu, cherchant à présenter à l’air son profil le plus mince, celui qui de face offre le moins de résistance. Peu braquée, la pale est au petit pas. Beaucoup de chevaux ? la pale se braque fortement pour « ramer » du plus qu’elle peut dans la masse du fluide, y rencontrant par conséquent beaucoup de résistance. Elle peut la supporter puisque des chevaux nombreux sont alors derrière. Le fort angle sous lequel est ainsi braquée la pale est son grand pas (ceci est une schématisation). 

    Faire varier la puissance du moteur sans changer sa vitesse de rotation n’a rien de paradoxal. Un moteur de voiture à cinq mille tours en côte donne toute sa puissance avec l’accélérateur à fond ; au même régime en descente le pied est presque relevé, l’admission des gaz presque close, les chevaux fournis peu nombreux. 

    Le tableau de bord de notre chasseur possède un appareil appelé manomètre de pression d’admission. Le moteur n’est pas « atmosphérique », mais doté d’un compresseur qui le gave de mélange air/essence plus dense que l’air ordinaire. Le manomètre d’admission indique sous quelle pression le compresseur gave les cylindre. 

    Admettons qu’à la mi-puissance où nous volons, le manomètre d’admission indique « zéro » et que l’avion soit anglais. Voyez tout cela sur votre simulateur guerrier préféré. « zéro » veut dire que le compresseur ne fournit aucune surpression à l’air fourni aux cylindres ; il est donc inactif ; le moteur au niveau de la mer avale de l’air à pression ordinaire. Les Britanniques disent « zéro de boost » ou « zéro livres de boost » : le moteur n’est pas « boosté », ou est boosté de zéro ; on parle de zéro « livre » comme nous disons : « kilo de pression » pour signifier un bar ou une atmosphère.

    Quand nous disons : « le compresseur ne fournit aucune surpression à l’air fourni aux cylindres ; il est donc inactif », nous considérons que nous sommes au niveau de la mer. Si nous volions plus haut, là où la pression atmosphérique a baissé, lire au manomètre « zéro de boost » signifierait que l’air serait envoyé aux cylindres à la même pression que s’ils l’avalaient sans compresseur au niveau de la mer ; mais puisque la pression atmosphérique aurait baissé, il va de soi que malgré l’indication « zéro », le compresseur cette fois serait en action. 

    Si le chasseur était allemand, le manomètre d’admission serait gradué en atmosphères : « ATA » lu sur le cadran. Au niveau de la mer dans les mêmes conditions, il indiquerait donc « 1 ». Un manomètre français afficherait « 100 » pour cent pièzes, puisqu’un hectopièze vaut 1 atmosphère (à 2% près ; l’hectopièze vaut en fait 1 bar). Un autre type de manomètre français pourrait aussi indiquer des millimètres de mercure, ici 760. Un manomètre étasunien indiquerait quant à lui « 30 », trente pouces de colonne de mercure, c’est-à-dire 76 cm et toujours 1 atmosphère.  

    A noter que sans le dire nous employons volontiers la notion de « boost » au sujet de nos pneumatiques. Un pneu gonflé « à deux kilos » est à deux kilos de surpression, et donc à trois kilos dans l’absolu puisque kilo de pression et atmosphère sont presque synonymes. 

    Le moteur fournissant la moitié de sa puissance maximum de 1500 chevaux, donne 750 chevaux. Un moteur à 4 temps consomme par exemple 220 grammes d’essence par cheval et par heure : sa consommation spécifique vaut 220 g/ch/h s’il est à carburateur. L’injection fait descendre la consommation spécifique aux environs de 180 g/ch/h. 220 grammes font environ le tiers d’un litre, qui pèse 700 grammes ou un peu plus. Ainsi divisera-t-on par trois la puissance effectivement développée pour connaître en litres la consommation horaire. On diviserait par 2 seulement pour un vorace moteur à deux temps, mais par 4 pour un diesel économique. 

    Notre avion donnant 750 chevaux brûle par conséquent 250 litres d’essence à l’heure. Il emporte 400 litres ; il volera 1,6 heure et franchira sans vent 640 kilomètres. 

    Le pilote reste au niveau de la mer et donne tous les gaz. Le moteur fournit à présent 1500 chevaux. Le compte-tours n’a naturellement pas bougé, puisque l’hélice est à vitesse constante. Les pales de l’hélice se sont bornées à prendre un angle d’attaque plus fort, à augmenter leur pas. Ce pas plus fort fera avancer l’avion davantage à chaque tour d’hélice, et cet angle d’attaque plus fort subira de l’air ambiant une résistance au mouvement plus forte. 

    Cette résistance accrue absorbera la puissance plus forte donnée par le moteur. Admettons que le manomètre d’admission ait sauté à « 14 » livres de boost s’il est anglais ou à « 60 » pouces de mercure s’il vient des Etats-Unis. Le compresseur est en pleine action ; il gave les cylindres sous le double de la pression atmosphérique du niveau de la mer. Dans un poids d’air doublé peut brûler un poids d’essence doublé. L’explosion est deux fois plus énergique, ce qui double la force qui repousse le piston. Le couple du moteur en est doublé. La puissance est alors doublée malgré la constance de l’indication du compte-tours et de la vitesse de rotation de l’hélice.

    Une atmosphère comme unité de pression vaut 30 pouces en mesures anglaises. 60 pouces de mercure font deux atmosphères. Le principe est plus complexe quand on parle de livres de boost. Un kilo de pression fait bien 2,2 livres (la livre pesant 454 grammes), mais le kilo de pression s’exprime par centimètre carré tandis que la livre de pression s’exprime par pouce carré. Un pouce carré fait 6,45 cm². La livre de boost vaut ainsi quelques 70 grammes par cm² (calculez) ; il en faut bien 14 pour former un « kilo de pression ». 

    Un manomètre allemand de la guerre indique 1,4 atmosphère seulement à pleins gaz, car ces moteurs sont moins bons que leurs équivalents adverses. Le manomètre monte un peu plus avec l’emploi des dispositifs à méthanol (MW 50) ou oxyde d’azote (GM 1) qui ne sont en fait que des ersatz compliqués. 

    Nous avons mis les pleins gaz ; la puissance passant de 750 à 1500 chevaux à donc doublé. Le pilote peut employer le doublement de puissance vers deux buts bien opposés :

    - voler plus vite en palier ;

    - voler à même allure mais grimper.

    Ou toute possibilité intermédiaire.

    Le pilote choisit de voler à pleins gaz en palier, toujours au niveau de la mer. La vitesse est bien loin de croître en fonction de la puissance fournie, puisqu’elle n’augmente en réalité que selon la racine cubique de la variation de puissance. La puissance a doublé ; la racine cubique de 2 est 1,26 ; la vitesse de pointe à zéro mètre d’altitude passe de 400 km/h à 400 x 1,26 = 504 km/h.

    La consommation horaire a doublé, passant à 500 litres ; l’autonomie ou temps de vol n’est plus que 0,8 heure et la distance franchissable 403 km. Refaites par vous-même tous les calculs. 

    Le pilote avec tous les gaz choisit à présent de voler à 400 km/h toujours, mais cabre son avion pour employer les 750 nouveaux chevaux à lutter contre la pesanteur, en prenant de l’altitude. Que l’avion vole en oblique désormais ne change pas la résistance de l’air à son avancement s’il reste à la même vitesse (tant qu’il n’a pas atteint une altitude où l’air est plus ténu). Nous appellerons désormais cette résistance de son nom technique, la traînée. L’avion toujours à 400 km/h emploie donc encore 750 ch à vaincre sa traînée. 

    Les 750 autres le font monter à un taux identique à celui que donnerait un treuil muni d’un moteur de 750 ch qui hisserait l’appareil à la verticale au moyen d’un câble. Or le cheval est défini comme la puissance d’un moteur hissant un poids de 75 kg à raison d’un mètre de hauteur à chaque seconde. L’avion pèse 3750 kg, ce qui fait 50 fois 75 kg. Il escalade donc le ciel au taux de : 750 chevaux/50 = 15 mètres par seconde. Cela fait 900 m/mn (mètres à la minute), ou 3000 ft/mn (pieds par minute) sur un variomètre anglo-saxon. 

    Vous saviez déjà qu’un chasseur à hélice monte environ 1 kilomètre par minute.

    Note : le variomètre est l’instrument indiquant si l’avion monte ou descend, et à quel taux. 

    Le pilote est à présent repassé en vol horizontal à 6000 mètres (20000 ft). Il conserve les pleins gaz et observe avec nous la suite des événements.

    Bien qu’il ait réduit les gaz pour ne plus lire sur le manomètre d’admission que la demi-puissance (30 pouces de mercure/0 livre de boost/1 atmosphère), il vole aussi vite qu’il volerait à pleins gaz au niveau de la mer : 504 km/h.

    En effet l’air à 6000 m est de densité moitié moindre qu’à 0 mètre. Moitié moins dense, il oppose moitié moins de traînée à la même vitesse. Il est donc naturel que l’avion vole à même allure de 504 km/h avec moitié moins de chevaux. Il consomme évidemment toujours la même chose au cheval par heure. Il ira plus loin qu’à basse altitude, s’il ne vole pas plus vite. Calculez la nouvelle distance franchissable. 

    Il n’est cependant pas question de prétendre le compresseur inactif, sous prétexte que la pression d’admission est ici égale à la pression atmosphérique à 0 mètre : le compresseur comprime bel et bien par un facteur 2 l’air raréfié pris à 6000 m, afin de lui rendre la pression et la masse volumique du niveau de la mer. 

    Remettons pleins gaz : la pression d’admission remonte à 2 atmosphères/60 pouces/14 livres de boost. Puisque la puissance est doublée, on sait déjà que la vitesse croîtra d’un facteur 1,26. La vitesse maximum à 6000 m atteint donc : 504 x 1,26 = 635 km/h. Notons de plus que le compresseur comprime ici son air d’un facteur quatre (de 1/2 à 2 atmosphères).

    Tous les nouveaux chasseurs à pistons reçurent un compresseur dans les années qui suivent la Première Guerre mondiale. La vitesse de pointe n’augmente en revanche pas dans le cas d’un moteur de chasseur SPAD ou d’avion de tourisme ; l’un et l’autre sont dépourvus de compresseur : leur moteur perd en altitude sa puissance approximativement au rythme où la résistance de l’air se fait plus ténue. 

    Le terme de « vitesse ascensionnelle » définit toujours le taux de montée de tant de mètres par seconde, ou tant de pieds par minute. La vitesse ascensionnelle n’est jamais définie comme la vitesse de l’avion sur sa trajectoire tandis qu’il monte. 

    Continuons à monter au-delà de 6000 mètres. Nous observons enfin une baisse progressive de la pression d’admission. Dans un air trop ténu le compresseur finit par ne plus pouvoir maintenir à l’admission 2 kilos de pression. Vous le constatez sur un simulateur. Le compresseur consent encore à 6000 m à maintenir 2 kilos à l’admission ; très souvent cette altitude est à peu près la plus élevée où il y parvient encore. 

    Cette règle fréquemment observée n’a certes rien d’intangible ; certains moteurs conservent leur pression d’admission et leur puissance beaucoup plus haut. 

    Montons encore : le compresseur ne se montre plus aussi efficace ; la puissance motrice commence à diminuer progressivement avec l’altitude. La vitesse maximum diminue lentement d’abord, puis plus rapidement à l’approche du plafond de l’avion. 

    Le compresseur au niveau de la mer fournit une certaine pression à l’admission, garantissant donc au moteur une certaine puissance maximum. Il parvient à maintenir cette pression d’admission et cette puissance maximum jusqu’à une certaine altitude seulement ; cette altitude est l’altitude de rétablissement. La vitesse maximum est donc atteinte à l’altitude de rétablissement. Plus haut, elle diminue. 

    La perte progressive de puissance entraînera une perte progressive de vitesse ascensionnelle. Celle-ci finira par valoir zéro lorsque le moteur ne donnera plus que la puissance juste nécessaire à rester en palier ; l’avion sera à son plafond absolu. Atteindre le plafond absolu est laborieux et ne sert qu’à établir un record. Le plafond pratique est défini comme l’altitude un peu moindre où la vitesse ascensionnelle n’est plus que de 0,5 m/s.

    On peut demander pourquoi on n’employait pas le rapport de compression possible de 4 pour obtenir à cylindrée égale 3000 chevaux au niveau de la mer, plutôt que 1500 chevaux pour un rapport de compression de 2. La réponse tient à la chimie : les essences même du plus haut degré d’octane ne peuvent sans détoner faire tourner un moteur très au-delà de 2 kilos à l’admission. 

    Un chasseur comme le P-47D ou le P-51B présente une altitude de rétablissement de 9000 mètres au lieu de 6000. On en déduit qu’ils tendent dans cet air encore plus rare à se montrer d’autant plus rapides, à comparaison faite de l’ensemble des autres données. 

    L’hélice en mathématiques est la courbe en trois dimensions dont un ressort à boudin ou l’arête d’un filet de vis donnent l’image matérielle. La profondeur dont s’enfonce la vis en un tour, ou bien l’écart entre deux tours de fil du ressort, est son pas

    La surface enroulée par laquelle une voiture descend les niveaux d’un parc souterrain est plus qu’une hélice au sens mathématique, puisqu’elle est surface hélicoïdale entière au lieu de simple ligne. Les dessins d’hélicoptère de Léonard de Vinci montrent une telle hélice, ou plutôt une telle surface hélicoïdale entière. Une hélice d’avion est une surface hélicoïdale dont on a retiré les neuf dixièmes, ne laissant que deux ou trois pales qui sont à la surface hélicoïdale entière ce que sont deux ou trois marches à l’ensemble d’un escalier à vis (à ceci près que les pales d’hélice sont fixées dans le même plan, et inclinées). 

    Cependant l’hélice d’avion n’est pas une tôle plane ; un coup de scie tranchant perpendiculairement une pale nous montrerait un profil souvent identique à celui d’une aile : la pale est une petite aile qui dans son mouvement de rotation produit une sustentation. La chose est évidente sur le rotor d’un hélicoptère stationnaire. Pivotée de 90° pour devenir horizontale dans le cas de l’hélice d’avion, la sustentation agit comme une traction. 

    L’hélice « peu coûteuse » d’un avion de tourisme de base est d’un seul morceau ; elle est à pas fixe. L’hélice d’un avion plus élaboré a ses pales articulées de manière à pouvoir tourillonner sur le moyeu ; elle est à pas variable. Une analogie passable peut se faire avec le vélo à pignon unique (pas fixe) ou à plusieurs vitesses (pas variable). Le résultat est le même : l’avion à hélice à pas fixe accélère moins bien au démarrage et grimpe moins bien qu’avec une hélice à pas variable. On choisit le pas d’une hélice à pas fixe en consentant un compromis. Pour un avion remorqueur de planeurs ou un avion de montagne décollant court et grimpant sec, on choisit un pas court (braquet court) qui ne permettra pas d’atteindre de très hautes allures. On choisit pour un rapide avion de course un pas élevé, qui en contrepartie rendra poussifs le départ et la montée. La machine à tout faire d’aéro-club adopte un pas moyen. 

    Note : dire soit que l’hélice tracte par sustentation sur ses pales, soit par effet de réaction vers l’avant de l’air qu’elle refoule en arrière, sont deux points de vue aussi vrais l’un que l’autre. Ce sont deux façons de regarder le même phénomène. On verra d’ailleurs plus loin comment l’aile d’un avion se sustente précisément en refoulant vers le bas l’air qu’elle traverse. 

      

    2

      

    Parlons de ce fluide où évolue l’avion. L’air est 800 fois moins dense que l’eau : Archimède contraint les ballons dirigeables à être 800 fois plus volumineux que les sous-marins, leurs homologues dans un autre fluide. On observe pourtant qu’en dépit de cette ténuité de l’air, il n’est pas nécessaire à l’avion pour être porté de voler 800 fois plus vite qu’un skieur nautique n’avance à la surface : les phénomènes de sustentation et de résistance à l’avancement croissent ou décroissent non comme la vitesse, mais comme son carré. 800 est le carré de 28 : se sustenter dans l’air n’exige ainsi que d’aller 28 fois plus vite qu’en ski nautique. Nous parlons ici d’un avion dont chaque mètre carré d’aile porterait le poids considérable que porte chaque mètre carré de ski ; ce n’est visiblement pas le cas d’un léger deltaplane qui soutient la même charge – un homme – avec des dizaines de fois plus de surface. 

    L’air devient un point d’appui fort solide quand on prend un peu de vitesse ; on s’en rend(ait) compte en passant le bras par la fenêtre en chemin de fer. Il n’est guère d’avion si « fer à repasser » qui ne puisse décoller à 300 km/h.

    Un mètre cube d’air au niveau de la mer, à la température de 15 degrés Celsius et sous une pression de 760 mm de mercure (1 atmosphère) pèse 1,226 kilogramme. L’atmosphère standard est celle qui répond à ces critères ; les performances des appareils sont données en principe en atmosphère standard et dénommées : « performances ISA », pour International Standard Atmosphere. Elles changent à altitude même constante s’il fait notablement plus chaud ou plus froid. 

    La pression atmosphérique diminue avec l’altitude puisqu’il reste alors moins de poids d’air au-dessus pour peser sur ce qui est dessous. La pression est divisée par 2 à 5 500 mètres, et la baisse suit une loi exponentielle : cela veut simplement dire que la pression sera (à peu près) divisée encore par 2 à chaque nouvelle tranche de 5 500 mètres. La pression de 1 atmosphère à zéro mètre sera d’environ 0,5 atm à 5500 m, 0,25 à 11000 m, 0,125 à 16500 m… 

    La pression cependant ne signifie rien en soi puisqu’un même volume de gaz à la même pression est moins dense quand le gaz est chaud ; il contient moins de matière que s’il est froid ; or le poids d’oxygène avalé par un coup de piston dépend non de la pression de l’air mais de sa densité. D’autre part la sustentation des ailes ne dépend pas de la pression de l’air mais de son caractère plus ou moins substantiel : de sa densité. 

    Or la température baisse avec l’altitude, décroissant de 0,65 degré par tranche de 100 mètres. Elle continue ainsi à baisser jusqu’à 11000 mètres, où elle est tombée à -56,5° s’il faisait au sol les 15° ISA (vérifiez). Ce froid considérable suffit à contracter les gaz dans la proportion de 25%. On peut ici relire son livre de physique du lycée. L’air glacé à 11000 mètres est d’un quart plus dense que le chiffre de la seule pression laisserait croire. Les performances des moteurs et la portance des ailes n’ont donc pas baissé autant que le chiffre de la seule pression pourrait laisser supposer.

    Le refroidissement de l’air avec l’altitude combat donc en partie la baisse de pression. A 5500 mètres la pression n’est plus que la moitié de sa valeur du niveau de la mer ; mais c’est à 6500 m que densité de l’air et puissance des moteurs sans compresseur sont divisées par deux. 

    La température demeure constante au-dessus de 11000 mètres et jusqu’à 20000 mètres. La plupart des questions d’aviation s’en suffisent donc. L’altitude 11000 m est la tropopause ; la stratosphère s’étend au-dessus, tandis que notre basse atmosphère est la troposphère. Puisque la température ne varie plus au-dessus de la tropopause, pression et densité au-delà baissent désormais de pair sans qu’une baisse nouvelle de température combatte les effets de la baisse de pression. On ne sera donc pas étonné que la tropopause ait quelque chose à voir avec la vitesse de pointe de beaucoup d’avions à réaction capables de plafonner plus haut encore ; ni que cette vitesse maximum n’évolue plus guère au-dessus ; ni que les fiches techniques annoncent précisément souvent leur vitesse maximum comme constatée à 11000 mètres. 

     

    Altitude / densité relative / pression relative  :

     

    niveau de la mer :   dr = 1,00 / pr = 1,00 

    2 km / 0,82 / 0,78

    4 km / 0,67 / 0,61 

    6 km / 0,54 / 0,47

    8 km / 0,43 / 0,35

    10 km / 0,34 / 0,26  

    12 km / 0,25 / 0,19

    14 km / 0,185 / 0,14 

    16 km / 0,135 / 0,10 

    18 km / 0,10 / 0,075 

    20 km / 0,07 / 0,055

     

     

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    Prenons les commandes d’un petit avion de plaisance comme le monoplace Bébé Jodel, ou type D-9. « D » est l’initiale de son concepteur Jean Delemontez qui le fit voler en 1948. Un tel engin pèse environ 180 kilos à vide, dont près de la moitié pour le pesant moteur Volkswagen récupéré sur une Coccinelle. C’est un moteur de quatre cylindres à plat refroidi par air, installé sur bien des avionnettes. On l’a employé depuis sa version la plus ancienne de 1100 cm3 qui donne moins de 25 chevaux, jusqu’à des blocs dotés d’éléments additionnels pour la compétition. Il est fréquent de rencontrer la version de 1600 cm3 donnant une grosse quarantaine de chevaux dans son adaptation aérienne. 

    80 kg de métal pour moins de 25 chevaux font en aviation un très mauvais rapport poids/puissance. Un pareil aéroplane vole parce que le concepteur rattrape les choses en faisant une aile assez grande pour que chacun de ses mètres carrés ait très peu à porter, à peine plus de trente kilos. La charge alaire de cet avion avoisine 30 kg/m². Ainsi l’ingénieur dispose-t-il de deux paramètres de base pour soulever de terre un certain poids. Il peut faire avec une aile très étendue un avion « feuille dans le vent » de faible charge alaire qui ne demande qu’à rester en l’air sous la traction d’un moteur même faible. Il peut aussi dessiner un appareil « fer à repasser » de forte charge alaire, qui ne demanderait qu’à rejoindre le sol au plus vite s’il n’était gréé d’un moteur très puissant.  

    Mettons les gaz du Volkswagen 1100 de 25 chevaux. L’avion roule et prend de la vitesse gentiment, sans la moindre vivacité. Il atteint les 70 ou 80 km/h nécessaires à l’envol ; le pilote tire fort légèrement le manche, pour ne pas cabrer l’avion au-delà de ce que l’hélice tirant peu est capable de maintenir en montée.  

    Il n’est naturellement pas question de grimper à la vitesse à laquelle on a quitté le sol ; ce serait voler trop près de la vitesse minimum qui soutient encore l’avion ; un rien le ferait décrocher et choir. On démontre d’autre part que juste au ras de la vitesse minimum de vol, l’avion gaspille ses chevaux en « ramant », si nous osons dire. On peut faire l’analogie avec le ski nautique encore embourbé dans l’eau à vitesse très faible. Il faut accélérer pour gagner un peu de vitesse, gagnant en sécurité, « ramant » moins et dégageant ainsi en faveur de la montée quelques chevaux trop rares sur ce moteur. 

    Il est bien certain que s’il accélérait encore plus il ne monterait cette fois plus du tout, car le pilote devrait baisser le nez pour obtenir la poursuite de l’accélération ; d’autre part le nombre de chevaux requis pour contrer la traînée remonterait évidemment après avoir baissé d’abord un peu.  

    Les roues hors du sol, le pilote a d’abord l’impression qu’il est contraint de choisir entre continuer d’accélérer – mollement – ou bien s’éloigner de terre, mais non les deux à la fois. Cette contrainte est bien réelle ; il faut choisir entre accélérer et monter ; il importe par sécurité de laisser un moment l’avion gagner fort progressivement un peu de vitesse en palier près de l’herbe.  

    Prendre une vingtaine de km/h de plus que la vitesse d’envol suffit à réduire notablement l’angle de cabré qu’a besoin de faire le plan de l’aile avec l’horizontale pour donner une sustentation égale au poids de la machine. L’avion très sensiblement cabré au moment de l’envol, voit alors avec un peu plus de vitesse redescendre son nez presque sur l’horizon. Rappelons qu’il reste en palier près du sol pendant ce temps de modeste accélération.  

    Seconde phase : le pilote vers 100 km/h tire de nouveau le manche avec douceur pour cabrer une seconde fois le nez en agissant très modérément ; il maintient sa légère traction pour demeurer ainsi. Ce cabré en vérité ne dépasse pas un nombre modeste de degrés ; à peine le capot du moteur déborde-t-il par-dessus l’horizon. L’avion ralentirait si l’on voulait cabrer davantage. A peine le variomètre indique-t-il une montée de 2 petits mètres par seconde, une centaine de mètres par minute. L’altimètre tourne laborieusement ; il s’y faut prendre d’assez loin pour passer une colline. L’altitude souhaitée une fois atteinte, repoussons le manche en avant pour abaisser le nez à peu près sur l’horizon et faire cesser la montée. La puissance jusque là consommée pour contrer la pesanteur devient disponible pour accélérer. De 100 km/h la vitesse grimpe à 115. C’est peu de gain car la traînée croît vite, au carré de la vitesse ; tandis que la puissance nécessaire à combattre cette traînée croît plus vite encore, au cube de la vitesse 

    Ainsi 3% de puissance en plus ne font-ils voler plus vite que de 1%.  

    L’avion dorénavant volette en palier. Les éventuelles turbulences le secouent en lui donnant chacune un petit coup de frein. Le pilote a l’impression de tenir une machine légèrement cabrée qui cherche laborieusement son appui sur l’air ; tout lui est prétexte à perdre quelques mètres de hauteur, difficiles à regagner ; encore ne les regagne-t-il qu’au prix d’une chute momentanée de la vitesse à 105, 100 km/h. L’avion semble mou, las, prêt à s’agenouiller face aux éléments. Un virage un peu serré, balancé sur la tranche, le ferait d’évidence s’enfoncer de dizaines de mètres. Avec ses 25 petits chevaux pour plus de 250 kg, il est visiblement sous-motorisé.  

    Posons-nous pour aller prendre le manche du même avion tiré cette fois par la version de 1600 cm3 et 50 chevaux du même bloc moteur.  

    L’accélération dès la mise des gaz est franche et presque sportive. L’avion quitte le sol à en prenant son pilote de court. Point n’est besoin de palier après décollage : l’appareil prend une franche assiette de montée tout en accélérant encore. Le moteur dissimule largement l’horizon. L’avion n’en atteint pas moins en un clin d’œil les 100 km/h où il monte le mieux. Cette vitesse atteinte en deux ou trois secondes de vol, le pilote cabre un peu plus encore pour la conserver en l’empêchant de croître davantage. L’avion emploiera mieux ses chevaux à vaincre la pesanteur plutôt que la traînée des vitesses plus élevées. Le siège du pilote est sensiblement incliné vers l’arrière. La vitesse ascensionnelle est de 4 gros mètres par seconde. La hauteur de croisière désirée est atteinte en fort peu de temps. Le pilote pour se placer en palier repousse le manche franchement, tout en réduisant déjà les gaz pour ménager ses oreilles. La vitesse grimpe rapidement à 145, 150 km/h. A cette allure l’air supporte si facilement une voilure peu chargée (35 ou 40 kg au mètre carré) qu’aucun cabré visible n’est plus nécessaire. Le pilote pousse le manche non seulement pour que le nez descende sur l’horizon, mais encore pour qu’il semble piquer de deux ou trois degrés. Malgré cela, les vol reste en palier : l’aile est toujours boulonnée de quelques degrés en cabré sur le fuselage, et « rase » l’air à la façon du ski nautique pratiquement à plat sur l’eau à grande vitesse ; les quelques degrés de boulonnage cabré de l’aile sur le fuselage expliquent alors que le nez semble très discrètement piquer bien que l’avion soit en palier. Le nez aussi bas, le paysage devant le pare-brise est bien dégagé. Le pilote qui ne surveille pas constamment l’altitude la voit croître constamment, puisque l’appareil à son insu force vers le haut dès que son cocher relâche un peu sa pression vers l’avant sur le manche (1). Les éventuelles turbulences ne se bornent plus à remuer l’avion ; elles lui flanquent de secs et imprévisibles coups de tabac, mais n’affectent guère sa détermination à foncer ainsi, rageur, nez bas, toujours prêt à s’échapper vers le haut si on oublie de lui bourrer fermement le nez à piquer. L’avion n’est pas sur-motorisé ; un avion ne l’est jamais, pas plus qu’une moto ! Disons qu’il se comporte en avion. Il vit, vibre, bourdonne en frémissant de joie sous la main du bienheureux aux commandes. Beaucoup d’appareils placides pour le vol dominical du pilote d’aéro-club sont à mi-chemin entre les deux comportements que nous avons dépeints. 

     

    (1) dans le cas, fréquent sur cette catégorie de tout petits avions, où l’appareil n’est pas doté d’un compensateur de profondeur.

     

     

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    Mettons en route le moteur de 115 chevaux du Petit Prince de l’aéro-club, un excellent avion à train tricycle de la famille Jodel. Sa motorisation modeste propulse néanmoins en croisière à 205 km/h au niveau de la mer cet engin très aérodynamique, capable d’emmener deux adultes et deux enfants. Le temps est doux, entre 15 et 18 degrés. Avec deux personnes de corpulence moyenne à bord il grimpe assez franchement aux alentours de 3,5 m/s, fonction du poids de l’essence restante. Il est raisonnablement vif, sans rien de spectaculaire. 

    La canicule est venue ; il fait 35 degrés. Mettons les gaz en début de piste : l’accélération se fait immédiatement remarquer par sa tempérance, comme si le moteur avait égaré une bonne quinzaine de chevaux. Le compte-tours cependant est au régime habituel, ou presque, quoique l’hélice ne soit pas d’un type à vitesse constante. Les repères que nous avons l’habitude de remarquer par notre travers ou peints sur la piste au moment que nous la quittons, sont passés déjà sans que nous ayons décollé. L’avion ne daigne se soulever qu’une centaine de mètres plus loin. Il n’a rien de son entrain coutumier ; il hésite entre prendre un peu de vitesse en l’air ou grimper. Nous l’asseyons sur une pente cabrée sensiblement plus faible que les autres jours ; il monte à 2,5 m/s en refusant tout effort supplémentaire. Lorsque fatigués de lui demander ce qu’il ne donne plus, nous le plaçons en palier, le badin nous indique 195 km/h plutôt que les 205 attendus.  

    Six mois plus tard il gèle à pierre fendre. Nous mettons les gaz au sol dans les mêmes conditions. Le Petit Prince s’élance en avant comme ferait par temps doux son frère aîné de 160 chevaux, le Chevalier. Ce n’est pas qu’il ait pris 45 chevaux de mieux ; il en a tout au plus gagné dix ou quinze ; mais étant moins rapide en croisière, il est équipé d’une hélice à pas plus court qui sous puissance égale tire plus fort au démarrage. Il s’envole aussi court que s’il voulait s’échapper d’un porte-avions, puis en un instant gagne sa vitesse de montée tout en affichant 4,5 m/s ascensionnels. Mis en palier, il affiche 215 km/h et surprend par une nervosité qu’on ne connaissait à l’automne qu’à ses frères plus puissants. Que s’est-il passé ? 

    L’air comme tous les gaz est dilatable ; chaque degré de variation vers le haut du thermomètre dilate l’air dans la proportion de 1/273ème. Un air plus chaud de vingt degrés se dilate ainsi d’environ 7%. Chaque descente de piston remplit le cylindre du même volume d’air, mais d’une densité moindre de 7%. Le même cylindre ne contient alors plus qu’un moindre poids d’oxygène, lequel ne brûle plus qu’une moindre quantité d’essence. L’explosion est plus faible et le couple est réduit en proportion. Le régime du moteur demeure à peu près inchangé ; la puissance baisse donc en proportion de la baisse du couple. Le régime est demeuré inchangé parce que l’air moins dense dans lequel tourne l’hélice à pas fixe la freine moins, si bien qu’il y a à peu près compensation.  

    A cela s’ajoute en air moins dense une moindre portance sur l’aile : l’envol exigera cinq ou six km/h de plus par la chaleur que par le temps doux. La traction moindre de l’hélice accroîtra encore la distance nécessaire à l’atteinte de cette nouvelle vitesse de décollage, ennui que verra sans mal le pilote le moins averti. Ajoutant à cela la faible vitesse de montée après envol, la colline ou le rideau d’arbres même éloignés du bout de la piste paraîtront subitement présenter un obstacle dont on n’avait pas l’habitude.  

    Le grand froid produit évidemment la contraction de l’air, avec des effets exactement inverses. L’été fait d’un avion moyen un veau poussif que l’hiver suivant changera en lion. L’envol depuis une piste en altitude et donc en air beaucoup plus ténu, aura sur l’avion l’effet d’un été tropical malgré le froid des hauteurs. 

    A noter que la vitesse réelle en croisière l’été ou l’hiver est à peu près la même : l’air plus ou moins dense s’oppose plus ou moins à la vitesse, ce qui compense à peu près la puissance du moteur accrue ou diminuée. Pourtant, nous avons vu que la vitesse au cadran change sensiblement. C’est que instrument, l’anémomètre, mesure en réalité la pression dynamique de l’air : la petite surpression que la vitesse fait exercer à l’air sur les objets qui le traversent. La pression dynamique de l’air chaud moins dense est plus faible à vitesse réelle égale que celle de l’air froid plus dense. L’anémomètre à même vitesse réelle indique moins en air chaud qu’en air froid.  

    Cet anémomètre, ou badin, du nom de son inventeur, ne donne la vitesse réelle que par 76 cm de mercure et 15°C. Il semble ainsi bien médiocre. Nous verrons plus loin pourquoi cette apparente médiocrité est au contraire une précieuse caractéristique.  

    Note : les mots « anémomètre » et « badin » s’emploient indifféremment pour désigner l’instrument. « badin » possède en revanche un autre sens : il est synonyme commode de « vitesse indiquée ». On parlera d’un « badin trop fort » si le pilote d’un Jodel prétend passer à l’atterrissage le seuil de la piste à 200 km/h ; ou bien encore d’un dangereux « badin dans le coma », si faible que l’aiguille ne dépasse pas les premières graduations.

     

      

    5

     

     

    Comment expliquer le phénomène de portance dont l’aile est le siège ? On soupçonne intuitivement que l’aile faisant un petit angle sur l’air, fait en quelque sorte ricocher le fluide sous elle, le rejetant vers le bas pour se soutenir ainsi sur lui par effet de réaction : elle se sustenterait comme un ski nautique. Cette image est en règle générale simpliste et fausse. En particulier l’aile à intrados plat (son dessous) porte encore lorsqu’elle ne fait aucun angle avec l’air et vole « à plat ».    

    Il n’y a pas d’illustration plus saisissante que celle de la cuiller dans le jet du robinet.  

    Tenez fort légèrement entre les ongles du pouce et de l’index l’extrémité de la queue d’une grande cuiller, qui ainsi pendra presque libre. Ouvrez un robinet de manière à en faire couler une colonne de liquide nette et lisse, d’une certaine puissance. Amenez lentement le dos de la cuiller jusqu’à lui faire juste affleurer le pourtour du jet d’eau. Chacun s’attend à ce que le contact tende à repousser la cuiller.   

    A l’étonnement de la plupart, la cuiller est au contraire brusquement aspirée avec force au sein du jet d’eau . Observons plus attentivement. Le jet une fois passé sous la cuiller ne se ressemble plus ; il est comme désorganisé, mais surtout ne tombe plus verticalement. On le voit coller au contour arrondi du dos de la cuiller, le suivre comme un guide, et, parvenu au bout de l’ustensile, tomber franchement dévié de la verticale 

    Il est évident à l’œil qu’existe une relation entre déviation du jet et aspiration de la cuiller. L’eau a reçu une impulsion latérale ; ce flux de liquide refoulé d’un côté engendre une réaction de l’autre.  

    Il ne reste qu’à basculer par la pensée le système à l’horizontale, ou à travailler sur un jet d’eau horizontal, pour avoir devant soi un profil d’aile qui porte, qui sustente dans le flux d'air. 

    On semble bien tenir là l'explication parfaite de la portance. Eh bien, on la tient et on ne la tient pas.

    On la tient en ce sens que la portance est bien due à la déflexion par l'aile d'un débit d'air vers le bas ; on ne la tient pas, en cela que l'effet observé à la surface de la cuiller n'est pas de taille à justifier l'ampleur de la portance quand on veut l'appliquer à l'air contournant l'extrados de l'aile.  

    Observé dans notre expérience du robinet, on appelle effet Coanda  ce collage d'une veine fluide rapide et pas trop épaisse à la surface courbe qu'elle suit. L'effet Coanda parfois évoqué pour expliquer la portance ne suffit pas à expliquer ce que montre la soufflerie : l'air dévié vers le bas n'a rien à voir avec une mince pellicule ; il s'étend en hauteur d'une valeur égale à plusieurs cordes de l'aile, et ce tant dessus que dessous. Il est vrai que maximum tout près de la surface de l'aile, l'angle de cette déviation décroît progressivement lorsqu'on s'éloigne vers le haut ou le bas.

    On décrit assez valablement le volume d'air dévié vers la bas par l'aile, au cours de sa progression, comme un tube dont l'envergure de l'aile représente le diamètre. On en déduit que ce volume est impressionnant, et qu'à raison de plus d'un kilogramme par mètre cube, la masse d'air déviée vers le bas à chaque seconde est très considérable. On n'en attendait pas moins pour justifier une portance capable de tenir une grosse machine en l'air.

    On établira le parallèle avec un hélicoptère en vol stationnaire : il est ici évident que sa sustentation est due au refoulement vers le bas d'un important débit d'air à une certaine vitesse. Or les pales de son rotor sont des ailes, certes de faible corde, certes qui avancent en rond ; mais à défaut de l'expliquer, on voit parfaitement que ces ailes particulières rejettent sous elles l'air qu'elles traversent.

    On  lit pourtant habituellement que la portance est due à une dépression sur l'extrados : l'aile est soutenu parce qu'elle est "aspirée".

    Cette explication est bonne également  !  On devine donc que sustentation par effet de réaction et sustentation par dépression sur l'extrados sont simplement deux aspects du même phénomène.

    Mais pourquoi une dépression règne-t-elle sur l'extrados ? C'est parce qu'un fluide circulant au long d'une surface bombée y accélère, et qu'une vitesse plus grande du fluide a pour effet de causer une baisse de sa pression statique, donc une dépression mesurable sur les surfaces léchées. Cette dépression croît par ailleurs comme le carré de la vitesse du fluide (tout comme la portance elle-même, donc). C'est une application du principe de Bernoulli, énoncé voici près de trois siècles.

    L'écrasante majorité des explications de la portance juge suffisante l'explication par la dépression d'extrados, et néglige l'explication par réaction. A dire vrai, leurs auteurs parfois ne veulent pas même en entendre parler et la déclarent fantaisiste. On parle alors de la -vaine- querelle des Bernoulliens et des Newtoniens. Le Newtonien est ici celui qui défend exclusivement la thèse de la réaction, comme on s'en doute puisque Newton établit les lois de l'action/réaction.

    Il reste à expliquer pourquoi l'air a accéléré en passant sur l'extrados. Nous pourrions nous borner à mentionner le fait, en renvoyant les plus curieux à de savants traités de mécanique des fluides. Nous en abstenant, nous nous bornerons à signaler qu'un nombre impressionnant de cours élémentaires pour les pilotes, d'encyclopédies... disent ceci : l'extrados, plus bombé que l'intrados, est ipso facto plus long. Considérons deux molécules d'air voisines arrivant ensemble devant le bord d'attaque ; elles se séparent ; l'une passe dessus et l'autre dessous. Comme il faut bien qu'elles se rejoignent au bord de fuite, celle qui est passé dessus a dû aller plus vite.

    Devant cet aplomb, le novice ne discute pas cette nécessité pour l'air d'avoir à se rejoindre exactement. En outre, il semble bien que cela corresponde à quelque vague principe de conservation de la matière : si une part de l'air ne rejoignait pas l'autre, où donc irait-elle s'accumuler ? Or il est aisé de trouver des tournages de soufflerie montrant que les deux airs ne se rejoignent pas. Qui plus est, l'air d'extrados accélère encore plus que prétendu, puisqu'il a pris une franche avance sur l'air d'intrados.

    Que se passe-t-il sous l'intrados ?

    Voyons un profil symétrique dessus et dessous : c'est un profil biconvexe symétrique, tel qu'on en emploie le plus souvent pour les empennages. Il est évident que sous incidence de zéro degré, une dépression égale existe sur chaque face et que sa portance est ainsi nulle. (Cependant il existe bien deux forces de portance opposées, qui tirent sur l'extrados comme sur l'intrados.)

    Braquons-le à une certaine incidence : l'intuition suggère que l'air frappant l'intrados est dévié vers le bas par « rebond », créant ainsi une part de portance. Pour ne pas faire comme les cours et encyclopédies précités, hâtons-nous de dire que ce n'est qu'une image fausse (encore qu'elle devienne vraie en vol supersonique), et que l'air d'intrados n'est entraîné vers le bas que par son interaction avec celui d'extrados, au mouvement plus ample et puissant.

    Ainsi pouvons-nous dire que l'intrados ne porte pas vers le haut aux tout petits angles d'incidence, puis aux angles usuels d'utilisation pratique prend un part modeste dans la portance totale, et qu'on la chiffre habituellement aux environs du quart.

    On peut demander comment le rejet de l'air vers le bas engendre une dépression sur l'extrados, et quel rapport entre les deux. Une réponse non pas fausse mais du moins extrêmement sommaire est la suivante : cet air rejeté vers le bas doit pour réagir utilement sur l'aile prendre une sorte d'appui sur elle, y exerçant des forces de pression, tout comme faire reculer le charriot à roulette léger sur lequel on est assis peut se faire en rejetant avec force devant soi un sac lourd tenu dans les bras : les mains ont produit l'effet de réaction grâce au sac, mais en exerçant une poussée sur lui (La réaction n'est ainsi qu'un sous-produit de l'inertie.)

    Toutefois nous avons parlé d'une dépression sur l'extrados et non pas une pression...

    Hé ! C'est la même chose. Lorsqu'on dit que l'avion est soutenu par la dépression d'extrados, on se gargarise de mots creux. Une dépression est un vide partiel, et le vide ne peut rien faire, rien porter. Si la dépression d'extrados donne l'illusion de porter, c'est pour une raison simple : la pression atmosphérique de 10 tonnes au m² au niveau de la mer presse vers le bas de 10 tonnes chaque mètre carré d'aile, tandis que sous l'extrados elle le pousse de 10 tonnes vers le haut. Ôtons par dépression 100 kg à l'extrados : 10 tonnes poussent dessous vers le haut et seulement 9,9 tonnes dessus vers la bas. La pression d'intrados l'emporte de la différence : c'est la portance.

    La portance est ainsi fournie par la pression sous l'intrados, quoi qu'on en dise !

    Cherchons encore à entrevoir comment faire équivaloir réaction et pression sous l'intrados, simplement en donnant un début d'idée  à travers l'exemple le plus simple du genre : la tuyère de fusée.

    On chiffre aisément la poussée de ce moteur en multipliant son débit massique de gaz de combustion par leur vitesse d'éjection. Cependant, on rencontre souvent un croquis très clair : on y voit comment les pressions qui s'exercent en touts points  dans la chambre de combustion s'équilibrent et s'annulent en appuyant sur des parois opposés, sauf la pression qui s'exerce sur le fond de la chambre, parce qu'il n'y a en face que le trou de la tuyère.

    Sans doute avons-nous ici une pression et non une dépression, mais nous accepterons l'exemple comme démonstration d'équivalence admissible entre réaction et pression. D'ailleurs, une petite pression, et non dépression, existe précisément sous l'intrados (elle vaut souvent le quart environ de la portance totale).

    Une illustration dramatique de la portance : un constructeur amateur avait fait un avion de voltige dont le revêtement de contreplaqué de l’extrados n’était collé que sur moins d’appuis que prévu sur les plans. A l’occasion d’une séance de voltige, la dépression arracha purement et simplement le revêtement. La suite n’est que trop évidente. Sur un avion de bois entoilé, on distingue très bien comment la toile d’extrados est gonflée par la succion entre deux nervures, là où en arrière du longeron principal elle ne porte sur aucun support.

     

     

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    A quelle vitesse l’avion doit-il au moins voler pour être sustenté par ses ailes ? Cette vitesse minimum de sustentation est appelée aussi vitesse de décrochage : l’avion ralentissant à cette vitesse « décroche », quitte son vol et choit (souvent) en faisant une brusque abattée. Certains avions sont réticents à l’abattée, se bornant à s’enfoncer mollement sans décrocher mais sans plus ralentir non plus.

    On a vu comment la portance naît de la déflexion de la masse d’air par le profil de l’aile. Cette déflexion est d’autant plus forte que l’angle d’incidence est grand, mais cet angle ne dépasse pas une certaine valeur au-delà de laquelle l’air cesse de se plier à la volonté de l’aile : il se décolle de son extrados, ne se laisse plus défléchir et ne porte plus. Cet angle varie selon le type de profil. Il est souvent de l’ordre d’une quinzaine de degrés.   

    A cet angle, ou incidence de décrochage, on retiendra qu’une aile de profil banal donne au niveau de la mer une portance de l’ordre de 9 kilogrammes par mètre carré en volant à 10 mètres/seconde ou 36 km/h. Un profil mince de chasseur à réaction donne moins.  

    Atteinte au plus grand angle de cabré possible, cet chiffre est une portance bien entendu maximum. 

    De cette valeur numérique, on déduit toutes les autres en appliquant la règle du carré : l’aile qui vole deux fois plus vite porte non pas deux, mais quatre fois plus. Ainsi l’aile donne-t-elle 36 kg de portance par mètre carré à 72 km/h, 81 kg à 108 km/h, etc. 

    Cette évolution au carré est aisée à comprendre. L’aile volant deux fois plus vite attaque deux fois plus de masse d’air, qu’elle défléchit deux fois plus vite : ainsi la portance croît-elle 2 fois 2 fois.  

    A quelle vitesse décroche un chasseur de 3750 kg disposant de 24 m² de voilure ?  

    Commençons par calculer sa charge alaire, poids supporté par chaque m² d’aile : 3750/24 = 156 kg/m² 

    En 156 vont 17,3 fois 9 ; la vitesse de décrochage est 36 km/h multipliés par racine carrée de 17,3 c’est-à-dire 4,16. Le chasseur décroche (ou ne peut décoller à moins de) à 36 x 4,16 = 150 km/h ou 40 m/s. 

    Nous n’avons ici parlé que de la vitesse de décrochage d’une aile dont les éventuels dispositifs hypersustentateurs sont escamotés ou absents : volets de courbure, becs de bord d’attaque. Leur déploiement accroît la portance à incidence et vitesse égale, réduisant ainsi la vitesse de décrochage, la vitesse d’envol et surtout d’atterrissage. 

    Comment se passe un décrochage ? 

    Le pilote a réduit à fond les gaz et lentement tire à lui le manche pour cabrer progressivement, ralentissant à quelques km/h au-dessus de la vitesse de décrochage. Supposons-là de 90 km/h. Il s’agit pour ce chiffre d’un avion de tourisme ; continuons avec des chiffres valables pour cette sorte d’appareils. L’avion qui n’a pas encore décroché s’enfonce alors sans moteur à raison de trois ou quatre mètres par seconde, le nez restant plus ou moins cabré sur l’horizon. Son centre de gravité suit ainsi aux alentours de 100 km/h une pente de descente assez marquée, de l’ordre de 8 ou 9 degrés.  

    L’avion décrochera lorsque ses ailes affecteront un angle d’une quinzaine de degrés par rapport à sa trajectoire de descente. L’angle entre ailes et trajectoire est l’incidence. Si la trajectoire de plané descend déjà de 8 degrés comme dans notre exemple, il ne reste que 15 moins 8 = 7 degrés de cabré « visible », par rapport à l’horizon.  

    Si pourtant comme il est d’usage l’aile est boulonnée au fuselage avec un angle de calage de 2 à 4° (le bord d’attaque calé plus haut que le bord de fuite), le nez sera moins cabré au-dessus de l’horizon. En bref, l’avion peut décrocher en affichant un cabré visuel à peine marqué. Ce piège tue de temps à autre un pilote, trop souvent habitué à penser qu’on ne décroche que le nez accroché au ciel.  

    Les « phénomènes avertisseurs du décrochage » sont paraît-il exigés de tout avion et devraient se manifester quelques km/h avant le décrochage. L’avion est supposé trembler de toute sa membrure, agiter ses gouvernes, chercher à tomber de gauche et de droite. Un fort klaxon remplace ces « phénomènes avertisseurs » généralement absents des appareils modernes. 

    Il est cependant vrai que l’avion à ce stade cherche souvent, selon les modèles, à perdre l’horizontalité de sa voilure pour sembler tomber d’une aile ou de l’autre. Admettons que s’enfonce tout à coup de vingt degrés l’aile gauche. Le pilote mal formé donne de réflexe un coup de manche à droite afin de rétablir l’horizontale. Ce faisant il abaisse l’aileron de l’aile gauche enfoncée. Cet abaissement équivaut au braquage d’un volet de courbure, mais le malheur veut qu’une aile braquant un volet de courbure décroche certes à vitesse moindre, mais aussi et malgré cela à un angle d’incidence généralement plus bas. Or l’avion frôlait déjà l’incidence de décrochage ; le braquage vers le bas de l’aileron gauche place alors l’aile gauche dans une situation où elle est décrochée. Elle s’abat soudain sans que l’aile droite fasse de même : la descente en vrille, l’autorotation a démarré (il est d’autres moyens de la déclencher).

    Malgré toutes les considérations qui précèdent, nous n’avons pas encore décroché…   

    L’avion s’enfonce donc sans moteur de 3 ou 4 mètres par seconde, vole à sa vitesse minimum de sustentation voisine de 90 km/h, est tout prêt à décrocher. Le pilote tire un peu plus le manche ; l’avion cabre un peu plus et atteint enfin l’angle d’incidence où la sustentation portée à son maximum s’enfuit soudain. Le nez plonge brutalement. 

    Un vain peuple pense qu’il plonge parce que portance enfuie, le nez est entraîné par le poids du moteur. Ce serait croire qu’un avion à moteur propulsif décroche en abattant sur sa queue, ce qui n’est pas. Ce n’est pas le nez qui plonge, mais (j’avertis les aérodynamiciens que nous allons simplifier les phénomènes à l’extrême) la queue légère et surfacée qui reste à la traîne, retenue par l’air. Il arrive la même chose que si l’on avait lâché de haut, horizontale et sans vitesse, une flèche d’arc à l’avant bien lesté : elle bascule bientôt pointe vers le sol puisque l’empennage freiné par l’air la dirige ainsi. Avion ou flèche tombant dans le vide au lieu d’air ne basculeraient vers l’avant ni l’un ni l’autre.  

    L’avion plonge. En quelques dizaines de mètres de chute pour un Jodel, en quelques centaines ou davantage pour un chasseur, il a repris assez de vitesse pour être ramené en vol horizontal normal par une traction progressive et mesurée sur la manche. Le pilote aura cependant pris la précaution de ne pas tirer trop tôt : l’avion tendrait à redresser trop tôt sans assez de vitesse. Il risquerait d’enchaîner un second décrochage, voir pour certains appareils de s’enfoncer indéfiniment à moitié redressé dans une sorte de décrochage entretenu.  

    Selon le type d’avion, le plongeon peut montrer tous les degrés de la douceur à la violence. On a des avions à décrochage brusque et franc, où l’on voit en plongeant le sol droit face à soi. On a des machines offrant un simple salut de quelques degrés d’amplitude, qui mérite à peine le nom d’abattée. C’est une affaire de profil d’aile, dont certains décrochent net et d’autres sans conviction ; c’est affaire aussi de puissance de la gouverne de profondeur, qui peut être trop peu puissante pour cabrer l’avion jusqu’à vraiment son incidence du décrochage.  

    Nous avons examiné le décrochage avec le moteur réduit. Il est également possible de mettre pleins gaz, puis de cabrer l’avion si nettement qu’il n’est plus capable de conserver sa vitesse en dépit de la pleine puissance. On approche du décrochage ; la vitesse baisse tandis que le nez tiré par le moteur se tient spectaculairement haut, souvent à une trentaine de degrés ou plus sur l’horizon. Lorsque est atteinte par ralentissement la vitesse de décrochage, le nez bascule.  

    Les manifestations de l’appareil au décrochage seront assez différentes de ce qu’elles sont moteur réduit. Elles pourront selon le cas être soit plus douces, soit plus violentes. Examinons deux cas : 1), puis 2). 

    Cas 1). Supposons que sous l’assiette très cabrée atteinte au moment du décrochage au moteur, le pilote laisse les pleins gaz. La reprise de vitesse qui débute sous la traction motrice dès que le fuselage abattant revient vers l’horizontale, peut suffire sur certains avions à extraire l’appareil du décrochage avant même qu’on ait perdu une altitude sensible ; le décrochage semblera effacé. Sur d’autres modèles d’avions l’abattée se maintiendra ; le nez à piquer tiré par le moteur emballé fera prendre rapidement à l’appareil une vitesse considérable.  

    Cas 2). Ou bien supposons qu’à l’instant de l’abattée sous fort cabré au moteur, le pilote réduise instantanément les gaz à fond. Le nez abattra, avec une amplitude spectaculaire puisque le plongeon part d’un angle de cabré initial considérable. Les passagers novices épouvantés ne remonteront jamais en aéroplane.

     

     

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    Comment se comporte l’avion tandis que sa vitesse croît de la plus faible valeur possible jusqu’à la vitesse maximum en palier ? Comment avec la vitesse évolue son besoin de puissance, et partant son autonomie, sa distance franchissable ?  

    Considérons un avion à hélice à peu près représentatif de l’ensemble des machines de morphologie moyenne, doté d’une voilure qui ne se distingue ni par un allongement de planeur, ni par un dessin exagérément ramassé comme celui d’un X-15 ou un F-104.  

    Nous avons tout pris en compte, jusqu’au fait que le rendement de l’hélice à pas fixe varie sensiblement (s’améliore) en passant de la basse vitesse à la vitesse de croisière rapide.  

    De tout cela nous tirons une méthode complètement dépourvue d’allure scientifique, mais pas très différente d’une réalité moyenne 

    Pour abréger les phrases nous remplacerons souvent l’expression « vitesse de décrochage » par le symbole « Vs » : velocity of stall, qui signifie la même chose.  

    Ce symbole n’est pas réglementaire ; l’utilisation réelle de l’avion réclame plusieurs symboles différents. Voir l’encyclopédie virtuelle habituelle.  

    A sa plus faible vitesse possible de vol, à sa vitesse de décrochage, l’avion est fortement cabré de manière à « ramasser » sous lui le plus d’air possible (ceci est une simplification outrancière). Analogie avec le ski nautique tiré à très faible allure. Le pilote ne voit plus l’horizon devant lui ; le moteur le masque largement. Cette posture de l’avion explique (autre simplification abusive) que la résistance de l’air à l’avancement, sa traînée, soit alors considérable. Disons que sur les 150 chevaux dont il dispose, un avion de tourisme d’une tonne a besoin d’en utiliser environ 80 à 100 pour simplement ne pas perdre d’altitude à cette vitesse-là.  

    Accélérons en demeurant continuellement en palier : le cabré va progressivement se résorber : le nez baisse sur l’horizon. Analogie encore avec le ski émergeant progressivement de l’eau pour finir à plat sur elle. L’avion « ramant » de moins en moins va rencontrer (d’abord) une résistance moindre de l’air, et cela quoiqu’il vole plus vite ; sa traînée va d’abord diminuer.  

    Lorsque nous serons à 120% de la vitesse de décrochage, le cabré aura très sensiblement décru. Il aura décru beaucoup plus qu’en proportion de l’accroissement de vitesse. Accroître la vitesse de 20% (la multiplier par 1,20) augmenterait sans changer le cabré la portance au carré : 1,2 x 1,2 soit presque moitié de portance en plus. Mais l’avion qui ne pèse pas plus lourd n’a aucun besoin de plus de portance. Il résorbera donc ce gain inutile en réduisant franchement son cabré.  

    C’est à cette vitesse de 120 km/h que l’avion de tourisme décrochant à 100 km/h tiendra l’air strictement avec le moins de chevaux. Appelons-la vitesse de puissance minimum 

    Le minimum de puissance nécessaire à tenir tout juste l’air est d’évidence la puissance du plus petit moteur qui permettrait de maintenir l’avion en vol sans perdre d’altitude. Sur avion de tourisme ce minimum de chevaux pour tenir l’air est souvent compris entre le tiers et la moitié de la puissance du moteur installé ; il est évidemment très variable selon le chargement de la machine.  

    Ce minimum peut être une fraction sensiblement plus faible que le tiers, notamment sur un motoplaneur qui tient l’air « avec un filet de gaz ». Il est également une fraction faible de la puissance maximum sur un chasseur à hélice, parce que ce genre de machine dispose par définition d’une puissance énorme.  

    C’est donc à cette vitesse de puissance minimum qu’il reste un maximum de chevaux disponibles, l’excédent de puissance. L’excédent sert ou bien à accélérer sans monter, ou bien à monter sans prendre davantage de vitesse. C’est donc à cette vitesse que l’avion pourra en donnant tous les gaz grimper le plus vite, disposer de la plus forte vitesse ascensionnelle. Si tel avion de tourisme de 150 chevaux n’a besoin que de 50 chevaux pour tout juste rester en l’air, il lui reste 100 autres chevaux pour monter. Il montera au taux d’environ 4 m/s, ou encore 240 m à la minute (sur un variomètre en pieds/minute : 800 ft/mn). 

    La vitesse de puissance minimum est aussi la vitesse à laquelle moteur en panne ou complètement réduit l’avion s’enfoncera le moins vite. Le taux de chute le plus faible possible d’un avion de tourisme sera généralement de l’ordre de 3 m/s. L’avion à cette allure est encore un peu cabré, au détriment léger de la visibilité ; il est également passablement « mou » aux commandes qui réagissent avec moins de fermeté, donnant l’impression de piloter une chose mollassonne et mal assise sur l’air. 

    Accélérons encore, toujours en palier. Vers 150% de la vitesse de décrochage se présente un nouveau point remarquable : la vitesse de finesse maximum 

    La finesse maximum d’un avion est un paramètre essentiel qu’on retrouve en bien des circonstances. 

    Elle indique en cas de vol plané sans moteur la plus grande distance que l’avion peut franchir pour une perte de hauteur donnée. Un avion léger capable de planer 12 kilomètres en partant d’une altitude de 1000 mètres possède une finesse maximum de 12. Il franchira cette distance en planant à sa vitesse de finesse maximum ; à toute autre vitesse plus faible ou plus forte, il planera moins loin.  

    La finesse est encore égale au rapport de la portance sur la traînée. En vol ordinaire la portance est égale au poids. Un avion d’une tonne possédant une finesse maximum de 12 présente ainsi une traînée minimum (et ce vers 150% de sa vitesse de décrochage) de 1000/12 = 83 kg. 

    Conséquence immédiate : un petit réacteur de 83 kgp (kilogrammes de poussée) suffit à tenir cet avion tout juste en vol si c’est un avion à réaction. Une hélice aussi devra tirer 83 kg. Nous ne demanderons pas combien il lui faut de chevaux pour cela, puisqu’à l’instar de la bicyclette à dérailleur ou de la voiture à boîte de vitesses, la puissance du moteur nécessaire ne se déduit pas directement ; elle dépend à la fois de la traction exercée et de la vitesse de translation du véhicule.  

    Conséquence : puisque c’est à cette vitesse que la résistance à l’avancement est la plus faible, c’est à cette vitesse que la quantité de travail (d’énergie) consommée pour parcourir 100 km est la moindre (le travail étant le produit de la force de traction par la distance parcourue). C’est donc à cette vitesse que sera maximum la distance parcourue au litre de carburant. La vitesse de finesse maximum est celle qu’adopte un avion de record de distance ou encore un avion de tourisme très à court d’essence. C’est une vitesse assez lente : 150 km/h pour une vitesse de décrochage de 100, dans l’exemple de l’avion léger que nous continuons à suivre. 

    Il faut à vitesse de finesse maximum 15 ou 20% de chevaux en plus qu’à la vitesse de puissance minimum. Cela fera dans notre exemple : 50 chevaux x 1,2 = 60 chevaux. L’excédent de puissance sera moindre, et moindre donc aussi la vitesse ascensionnelle possible pour qui désire grimper en conservant cette vitesse-là. 

    Poursuivons l’accélération. Le nez de l’avion cette fois se plaque tout à fait sur l’horizon ; le pilote voit devant lui comme s’il roulait au sol avec un train tricycle. Son cabré à peu près résorbé, l’avion paraît vu de face comme sur un plan trois vues.  

    A 190% de la vitesse de décrochage (soit 190 km/h dans notre exemple poursuivi), la puissance requise n’est encore majorée que d’environ 60% par rapport à la valeur minimum exigée à vitesse de puissance minimum (pour rappel, 120% de la vitesse de décrochage).  

    Relisons le paragraphe correspondant : notre avion exigeait 50 chevaux à 120 km/h ; il lui faut ici : 50 x 1,60 = 80 ch.  

    Libérons enfin tous nos kilowatts. Le nez de l’avion ne bouge plus guère : il n’y a presque plus de cabré à résorber. Une loi simple va présider à l’accroissement de la puissance requise avec la vitesse. C’est la même qu’en bateau : le besoin de puissance monte comme le cube de la vitesse ; c’est autant dire qu’on n’accélérera plus beaucoup. 

    Pour des raisons mécaniques on croise avec la plupart des moteurs d’aviation légère à 75% de la puissance maximum, ou 112,5 chevaux pour un moteur de 150.  

    Continuons notre exemple : 112,5 chevaux au lieu de 80 font 1,406 fois plus ; la racine cubique de 1,406 est 1,12 ; la « vitesse de croisière à 75% » passe à : 190 x 1,12 ou 213 km/h. 

    Mettons pleins gaz pour atteindre la vitesse de pointe ; c’est un tiers de puissance encore en plus : 100% par rapport à 75%. L’application de la même règle qu’au paragraphe précédent (déterminez la racine cubique du rapport 100/75 ou 4/3) donne une vitesse maximum de 234 km/h.  

    Souvent alors l’aile à cette vitesse est si bien à plat sur sa trajectoire, que le pilote à l’impression de voler nez bas un rien penché sur l’avant. Sa vue est magnifiquement dégagée. Ce n’est pas une impression : l’aile étant généralement cabrée de quelques degrés sur le fuselage (notamment pour limiter le cabré de celui-ci à l’atterrissage), une aile bien décabrée a pour effet un fuselage un peu piqueur. Le cas est signalé par Clostermann au sujet du Fw-190 dont il observe « la curieuse assiette de vol nez bas… ». 

    Remplaçons l’avion de tourisme par un chasseur à hélice : la très forte puissance se battant contre la loi du cube parvient tout de même à tirer la machine jusque 3 ou 3,5 fois sa vitesse de décrochage. Les chasseurs de la SGM atteignaient en moyenne 450 km/h au niveau de la mer au début du conflit, puis 550 à la fin.  

    On rencontre souvent la notion d’écart de vitesse. On considère soit l’écart entre vitesse de décrochage et vitesse maximum en palier, soit le rapport entre la vitesse maximum et la vitesse de décrochage.  

    L’écart des vitesse dans notre exemple est de 90 à 234 km/h. 

    On peut aussi le définir selon le rapport : 234/90 = 2,6. 

    Plus l’écart est grand, plus la machine s’avère d’un emploi commode et agréable.  

     

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    Résumons les valeurs indiquées dans ce chapitre : 

    (entre crochets, les chiffres pris plus haut pour notre avion-exemple).  

    - Vitesse de décrochage, symbolisée par l’expression « Vs » (velocity of stall). A Vs, la puissance exigée pour juste tenir l’air est notable ; [80 à 100 ch] 

    - 1,2 Vs : vitesse de puissance minimum requise pour tenir l’air ; nommons cette puissance « Wmin » ; [120 km/h ; 50 chevaux] 

    - 1,5 Vs : vitesse de finesse maximum ; puissance requise = 1,2 Wmin ; [150 m/h ; 60 chevaux] 

    - 1,9 Vs : vitesse à laquelle la puissance requise = 1,6 Wmin ; 

    Jusqu’à 1,9 Vs, la puissance requise a augmenté selon une loi mollement croissante. [190 km/h ; 80 chevaux] 

    Au-delà : 

    - On fait croître 1,6 Wmin au cube de la vitesse.  

    - Vitesse de croisière à 75% de la puissance : [112,5 chevaux et 213 m/h] ;

    - Vitesse de pointe à pleins gaz : [150 chevaux et 234 m/h].   

     

    Note : on a compris que nous avons arrondi les valeurs. En effet nous avons ici entre vitesse de puissance minimum et vitesse de finesse maximum un rapport de 120 / 150 = 0,80. En réalité ce rapport est (à la troisième décimale près) de 0,76 et cela quel que soit l'avion.

     

     

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    Détaillons pourquoi la vitesse de pointe n’augmente que selon la bien modeste racine cubique de la puissance disponible.  

    Si un moteur de 100 chevaux fait atteindre en pointe 200 km/h à un avion donné, alors, lui substituer 150 chevaux ne fera monter la vitesse qu’à 229 km/h en consommant moitié plus.  

    La conscience de ce triste fait est essentielle : le comprendre est comprendre qu’accroître la puissance d’un avion le fera sans doute monter beaucoup mieux (la vitesse ascensionnelle est en proportion simple de l’excédent de puissance), mais non pas aller notablement plus vite.  

    Pour aller notablement plus vite il faut jouer sur d’autres facteurs : améliorer le profilage et voler plus haut en air moins résistant si toutefois le moteur dispose d’un compresseur qui lui garde sa puissance originelle en altitude.  

    Un mobile en mouvement dans le fluide aérien et marchant deux fois plus vite heurte deux fois plus de molécules dont chacune a « deux fois plus de mouvement » ; il rencontre donc une résistance quadruple : au carré de la vitesse.  

    La puissance est égale au produit de la force par la vitesse. Pour lutter contre une force résistante en se déplaçant contre elle à une certaine vitesse, il faut user d’une puissance égale à la résistance rencontrée multipliée par la vitesse de déplacement.  

    Voler deux fois plus vite cause une traînée quadruple, qui multipliée par une vitesse double vaut donc une puissance octuple : au cube de la vitesse.  

    Un turboréacteur dont la poussée est grossièrement en première approximation constante en subsonique avec la vitesse, ne donne pas des chevaux mais des kilos de poussée qui équilibrent la traînée de l’avion. Voler deux fois plus vite avec une traînée quadruple ne demande donc pas une poussée octuple, mais quadruple seulement. Le réacteur consomme ainsi quatre fois plus pour voler deux fois plus vite, lorsque le moteur à pistons consomme huit fois plus. 

    Il en résulte que le réacteur est bien mieux adapté aux vitesses élevées que le moteur à hélice, et qu’il est inversement fort mal adapté aux vitesses basses 

    Exemple : un avion à hélice de 1000 chevaux atteint 450 km/h. On calcule que sa traînée à 450 km/h est de 470 kg. Un petit réacteur de 470 kgp le ferait voler à la même vitesse. 

    Pour une consommation spécifique courante de 200 g/ch/h, l’avion à hélice de mille chevaux vole à 450 km/h en consommant 200 kg de pétrole à l’heure. Pour une consommation spécifique courante de 0,7 kg/kgp/h, le réacteur de 470 kgp consommera à la même vitesse : 470 x 0,7 = 329 kg de pétrole à l’heure. La comparaison montre la mauvaise adaptation du turboréacteur aux vitesses encore « lentes » telles que 450 km/h.  

    Supposons l’avion à hélice atteignant le double, soit 900 km/h. Il lui faut 8 fois plus de chevaux, soit 8000. De tels moteurs n’existent guère. L’avion consommerait sinon 1600 kg à l’heure. Le réacteur donnant les mêmes 900 km/h aura une poussée de 4 fois 470 kgp, ou 1880 kgp. Sa consommation horaire sera 1880 x 0,7 = 1316 kg.  

    Il a égalé en sobriété le moteur à hélice et l’a même dépassé. Le turboréacteur est bien adapté aux hautes vitesses.

     

     

     

     

    On en sait assez déjà pour juger de l’effet des divers paramètres sur la performance maîtresse de l’avion qu’est la vitesse de pointe. 

    Si l’avion n’est pas une machine archi-traînarde et sous-motorisée d’avant 1930, sa vitesse maximum se placera au moins entre deux fois et deux fois et demie la vitesse du décrochage. Nous considérerons donc la vitesse maximum comme située dans la plage où la traînée croît au cube de cette vitesse, et où la vitesse de pointe n’augmente plus qu’à la racine cubique de la puissance installée.  

    Pour doubler la vitesse maximum à altitude constante (densité constante du fluide résistant) on octuplerait la puissance ; mais cela est généralement impossible. 

    Considérons le cas plus réaliste d’une modeste variation de puissance.  

    On sait par les techniques arithmétiques usuelles que majorer un nombre d’une très petite quantité majore son cube d’une quantité triple, et inversement : Si le cube de 1 est 1, le cube de 1,01 est 1,03 ou plus rigoureusement : 1,030301.  

    Inversement : sachant qu’un nombre est peu supérieur à 1, tel par exemple 1,03, sa racine cubique est presque exactement : 1 plus le tiers des décimales… soit 1 plus 0,01 = 1,01.   

    Soit un avion de 100 chevaux atteignant 200 km/h. Ramenons la valeur 200 au chiffre « 1 ». Faisons-le voler à 202 km/h, soit « 1,01 » ; il lui faudra 100 chevaux majorés de 3%, donc 103 chevaux.  

    Prétendons maintenant le faire voler à 220 km/h, soit « 1,10 ». Il lui faut 100 chevaux plus 30%, ou 130 chevaux. Notons cependant que pour une majoration de 10% la règle arithmétique commence à s’altérer ; un calcul plus exact donne non 130 mais 133 chevaux. Si l’on ajoutait 20% de vitesse, on n’exigerait pas 60% mais 73% de chevaux en plus ; etc. 

    A l’inverse, une diminution de traînée à puissance égale agira dans les mêmes proportions sur la vitesse maximum. Réduire de 3% la traînée accroît de 1% la vitesse ; réduire la traînée de 30%, chose très difficile, augmente la vitesse du chiffre bien modeste de 9%. On ne fait donc pas galoper un avion peu rapide en carénant un accessoire ou deux.  

    Escamoter le train n’augmente pas souvent la vitesse maximum de plus de 10% ; l’effacement d’un train très bien caréné comme celui des Jodel Robin ne fera sans doute pas gagner beaucoup plus de 5%.  

    Réduire la surface alaire ? 

    Sur un avion bien profilé, l’aile représente environ 40% de la traînée totale à vitesse de pointe ou de croisière rapide. En réduire du quart la surface donnera donc 10% de traînée en moins, soit le quart de 40%. Ce sera 3% de vitesse supplémentaire.  

    On fait souvent beaucoup de cas de telles réductions de surface, mais on peut retenir que la puissance nécessaire pour tirer 1 mètre carré de voilure à 150 km/h n’est guère que d’un cheval, ou de 8 chevaux à 300 km/h. Le lecteur en déduira des exemples de gain de vitesse par cette voie. Ils n’ont rien d’extraordinaire. 

    On perd souvent plus à réduire la surface alaire qu’à l’accroître. La réduction de surface entraîne un gain bien modeste de vitesse, qui se paie d’un coût important en : longueur au décollage, violence au choc en cas de panne en campagne suivi d’un posé dans un champ trop court, vitesse ascensionnelle, aisance en virages serrés.  

    La seule vraie façon d’augmenter spectaculairement la vitesse maximum est de voler haut pour évoluer dans un milieu moins résistant. Il n’y a cependant là aucun bénéfice avec un moteur sans compresseur : la puissance du moteur diminue dans la même proportion que la densité de l’air. Dans un air moins dense du tiers la traînée est diminuée du tiers, mais la puissance du moteur l’est aussi. On n’ira pas plus vite. Cependant, on consommera moins. Aussi les manuels de vol des avions légers sans compresseur affichent-ils leur meilleure croisière vers 8000 pieds.  

    L’idéal est ainsi de voler avec un compresseur à son altitude de rétablissement, là où l’on conserve encore la puissance du niveau de la mer tandis que la densité atmosphérique a beaucoup diminué. Un avion comme le P-47D garde sa puissance jusqu’à 9000 mètres, où la densité de l’air est divisée par 2,6.  

    Pour voler à 9000 mètres à la vitesse maximum atteinte à zéro mètre, soit un bon 500 km/h, il suffit donc de la puissance maximum divisée par 2,6. Cela veut dire 38% de la puissance maximum (100/2,6).  

    Mettons alors pleins gaz. La puissance fournie passe à 100% ; elle est multipliée par 2,6 (100/38). La racine cubique de 2,6 est 1,37. L’avion atteint à 9000 mètres 500 x 1,37 ou 685 km/h. 

     

     

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    Nous volons en croisière rapide. Réduisons à zéro les gaz en palier ; coupons même le moteur pour arrêter l’hélice. Ralentissons jusqu’à la vitesse de finesse maximum. Imaginons avoir une hélice dont les pales se mettent en drapeau, chacune présentant alors au vent relatif une simple lame et rien de plus ; supposons pour simplifier que l’hélice alors ne traîne plus du tout. Un motoplaneur se doit d’être doté d’un tel propulseur, car une hélice aux pales fixes immobilisées représente à elle seule 15% au moins de la traînée complète de l’appareil. 

    L’avion sans propulsion maintenu en palier ralentit et donc se cabre progressivement. Pour cesser de ralentir, et puisque nous sommes sans moteur, poussons un peu le manche pour placer l’avion en descente sur une trajectoire planée. Nous pouvons choisir de le placer sur une descente à la vitesse de notre choix, et cette vitesse sera d’autant plus forte que nous prendrons une pente de descente abrupte. Plus la pente sera abrupte, moins évidemment ce plané nous portera loin.  

    C’est à vitesse de finesse maximum que le plané jusqu’au sol sera le plus long 

    On dit alors que la finesse maximum d’un type d’avion est par exemple de 12, s’il peut à cette vitesse la plus favorable planer jusqu’à 12 fois en distance la valeur de l’altitude qu’il perd : l’avion franchira 12 kilomètres chaque fois qu’il perdra 1000 mètres. 

    Poussons encore le manche : l’avion piquera évidemment plus fort, descendant selon un angle plus raide. Sa finesse à cette vitesse plus élevée aura donc non moins évidemment diminué. Elle devient égale à zéro si le piqué devient vertical : l’avion n’avance plus du tout à l’horizontale.  

    Partons d’un plané à vitesse de finesse maximum pour agir cette fois en sens inverse : tirons précautionneusement vers nous le manche afin de ralentir doucement. 

    Puisque nous volerons moins vite que la vitesse de finesse maximum, nous perdrons de la finesse et planerons moins loin. Ainsi perdons-nous de la finesse en volant plus vite comme en volant plus lentement.

    Nous sommes donc à présent planant à vitesse moindre que la vitesse de finesse maximum. L’avion cette fois cabre nettement. Il cabre par rapport à sa pente de descente, ce qui fait que vu du pilote le capot plonge peut-être encore un peu sous l’horizon.   

    Continuons à ralentir jusqu’à frôler la vitesse de décrochage : la traînée, le cabré deviennent vraiment forts tandis que la finesse se réduit d’un gros tiers par rapport à son chiffre maximum. Il se peut que l’avion plane selon une pente prononcée de 10°, soit 6 de finesse. Vérifiez sur une calculatrice : la tangente de 10° est proche de 1/6. Peu d’avions dépasseront sans décrocher un cabré sur trajectoire de 15° ; le nez paraîtra cabré de la différence, c’est-à-dire de 15° - 10° = 5° au-dessus de l’horizon.  

    Cette mauvaise finesse près de la vitesse de décrochage est bien entendu en rapport avec la puissance importante qu’il y faut pour se maintenir en palier.  

    Il n’est ainsi pas contradictoire d’être cabré tout en descendant. Nous l’avons déjà vu dans le chapitre consacré au décrochage. 

    La chose est très visible sur un atterrissage de Mirage III, qui descend le nez en l’air. Elle est même spectaculaire, parce que les avions à aile delta ont la particularité rare d’atteindre sans décrocher des cabrés beaucoup plus importants que les autres. Revoyez à ce sujet un épisode des Chevaliers du Ciel, comme j’en ai revu récemment après trente ans de privation.  

    Nous nous souvenions que cette série était niaise, mais avions oublié à quel point.  

    Bien entendu le pilote approchant en delta voit peu ou pas devant, d’où le nez basculant du Concorde. 

     

     

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    Une bicyclette freins desserrés se met à rouler sans pédalage lorsque la pente est suffisante ; un avion moteur coupé a toujours sous les ailes une pente suffisante pour « rouler sans pédalage » puisqu’il n’est pas gêné par le sol pour accentuer s’il faut la pente de son plané. 

    Pour que roule la bicyclette, la pente de la route peut être faible si le revêtement est bon ; elle doit être plus raide si c’est un chemin bourbeux. La pente de descente nécessaire au plané d’un avion est d’autant plus faible que ses lignes sont pures ; elle sera d’autant plus forte que ses lignes seront heurtées, ou bien que roues et volets divers seront sortis.   

    La pente de descente est aisée à déterminer. Le panneau annonçant une pente dangereuse de 10 % prévient qu’on perdra 10 mètres d’altitude par 100 mètres parcourus. Or une loi très simple précise qu’un mobile de 100 kg sur une pente de 10 % est entraîné par une force de 10 kg. Une pente de 10 % faisant perdre 10 mètres par 100 mètres franchis est d’évidence la pente de plané d’un avion de finesse 10 : 100/10 = 10 (1).  

    Un avion planant avec 10 de finesse est donc entraîné par une force égale à 10 % de son propre poids. Cette force équilibre la traînée de l’avion à cette vitesse-là, donc 10 % aussi de son poids, ou encore 10% de sa portance, qui lui est égale et opposée (2). 

    La finesse est ainsi le rapport de la portance sur la traînée, ou encore du poids sur la traînée. « Poids sur traînée » est une notion assez abstraite qui devient directement concrète une fois transcrite sous la forme : pente de plané.  

    Connaissant la finesse maximum de tel avion et sachant à quelle vitesse il l’obtient, il est facile de diviser cette vitesse par la finesse pour obtenir directement le taux de chute de cet appareil. Un avion doté d’une vitesse de décrochage de 144 km/h, ou 40 m/s, disposera de sa finesse maximum vers 60 m/s ; si sa finesse maximum est 12, il planera en chutant de 60/12 = 5 m/s.  

    Rappelons pourtant que le taux de chute le plus faible est obtenu non à vitesse de finesse maximum, mais à vitesse plus basse (voir chapitre 7). Cet appareil en pratique aura un taux de chute minimum de l’ordre de 4 m/s. 

    « La finesse est la raison d’être de l’avion » disait Albert Caquot, ministre promoteur d’une vaste politique de production de prototypes dans les années 1920. Il n’a pas été toujours écouté : « Quand on méprise la traînée, elle se venge », écrivait Jacques Lecarme, célèbre ingénieur et pilote d’essai.  

    (1) On voit que nous assimilons la distance au sol parcourue en plané, à la longueur de la trajectoire du vol plané. La seconde est toujours supérieure à la première : c’est l’hypoténuse comparée au côté adjacent. L’écart est cependant minime, et l’assimilation reste légitime tant que la finesse, cas général, reste supérieure à 3 ou 4.  

    (2) Là encore ceci n’est pas vrai en toute rigueur puisque la portance étant perpendiculaire à la trajectoire du vol, elle n’est pas exactement verticale en descente planée. L’approximation est la même que celui de la note (1). 

     

     

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    Nous nous jugerions très heureux si nos lecteurs pouvaient être du petit nombre qui emploie le mot rendement à bon escient, car ce terme sert ordinairement de tarte à la crème dans tous les « raisonnements » qu’on entend sur tous les sujets dans les bars d’aéro-clubs, et ailleurs.  

    Le rendement n’est pas la quantité de travail fournie ou disponible. Le rendement n’est pas une puissance non plus. Le rendement est un paramètre sans unité ; il est le rapport de deux quantités de même nature 

    Un moteur automobile donne au bout de son vilebrequin une puissance de 100 chevaux. La boîte de vitesses est malheureusement derrière ; le frottement de ses engrenages et le travail perdu à en agiter l’huile consomment par exemple deux chevaux ; la souplesse du caoutchouc déforme les pneus et les échauffe en gaspillant l’équivalent d’un cheval de plus. 97 chevaux seulement propulseront réellement la voiture, pour 3 chevaux perdus. Le rendement de la transmission est ainsi de : 97 chevaux/100 chevaux = 0,97 ou 97 %. On voit comment les unités ont disparu en simplifiant numérateur et dénominateur.  

    Une dynamo est entraînée par un moteur donnant 1 cheval, ou 736 watts. On mesure à la sortie de la dynamo une tension de 11 volts et une intensité de 60 ampères. Elle débite donc 11 x 60 = 660 watts électriques pour 736 watts mécaniques qu’elle a reçus. Son rendement est de 660/736 = 0,9 ou 90 %. Le reste est dissipé en chaleur, directement ou via des frottements.  

    Le moteur à pistons comme toute machine dite thermique présente un rendement qu’on nomme aussi rendement thermique ou rendement de Carnot. Il s’agit du second des trois Carnot illustres, et de celui qui n’intéresse pas beaucoup les historiens. C’est dommage : les pères de la science dans cent mille ans resteront, tandis que le Grand Carnot se distinguera mal d’Onkr et des autres batailleurs des cavernes, ou des as de la chasse. 

    La combustion du carburant dégage à la seconde, à la minute… une certaine énergie thermique ; l’arbre du moteur fournit dans le même temps une certaine énergie mécanique ; énergie thermique ou mécanique s’expriment en joules ou kilojoules l’une comme l’autre ; le rendement thermique est la fraction de l’énergie thermique de combustion changée en énergie mécanique disponible sur l’arbre. Le reste chauffe le paysage. 

    On peut aussi faire plus directement le rapport de la puissance mécanique fournie sur la puissance thermique de la combustion, si les deux sont exprimées en watts ou kilowatts.  

    Un moteur à pistons ordinaire consomme environ chaque heure 200 grammes d’essence par cheval réellement fourni : 200 g/ch/h. Cela fait 272 g/kW/h (200/0,736). Or un livre de chimie nous apprend que 200 g d’essence brûlent en donnant une énergie calorifique, thermique, voisine de 2,6 kWh. Le rendement thermique de ce moteur vaut donc : 1/2,6 = 0,38 ou 38 %. Le reste est de la chaleur évacuée par le radiateur, l’échappement et toutes les surfaces chaudes de la mécanique. 

    Un autre rendement intéresse l’aviation, le rendement de l’hélice.

    Le moteur transmet à l’hélice une certaine puissance, mais des calculs d’aérodynamique permettent de montrer que tout se passe comme si l’avion n’était mû que par sensiblement moins de chevaux. Il y a perte, « patinage » de l’hélice : elle ne s’appuie malheureusement pas sur le fluide aussi fermement qu’une roue sur le sol. La perte est sensible puisque le rendement de l’hélice ne dépasse que rarement 80 à 85 % en croisière, voire 60 % aux faibles vitesses (montée) si cette hélice est à pas fixe. 

    D’une part les pales de l’hélice ont comme tout corps en mouvement une traînée de forme qui leur est propre ; elles perdent ainsi à frotter dans l’air un peu de puissance en échange de rien. D’autre part, une fraction notable de la puissance transmise à l’hélice lui sert à mettre en mouvement vers l’arrière le flot constant d’air sans lequel, faute de réaction, elle ne propulserait rien. Cette fraction notable est l’énergie cinétique injectée dans la veine d’air mise en mouvement. En dépit du paradoxe, cette énergie est bel et bien perdue pour la propulsion de l’avion lui-même. Il faut payer ce tribut à la nature.  

    La perte de rendement (par rapport à 100 %) de la roue contre le sol n’est due qu’à la qualité du contact ; elle est réductible par la technique. La perte de rendement de l’hélice est fatale, inhérente à son principe même. 

     

     

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    Nous avons vu deux définitions de la finesse : elle est le rapport de la distance franchie en plané sur la hauteur perdue en même temps ; elle est aussi le rapport de la portance sur la traînée, donc du poids de l’avion sur la résistance à l’avancement que l’air lui oppose. 

    Accroître la finesse d’un avion donné, donc d’un poids donné, signifie ainsi réduire sa traînée.  

    On y parvient par une première voie bien évidente : profiler les lignes du fuselage, choisir dans les catalogues de profils d’ailes ceux qui traînent le moins (les autres ont d’autres avantages), réduire les saillies, soigner les raccordements, éviter les fuselages trop courts dont le rétreint arrière est mal suivi par l’air, etc.

    Un second moyen est de polir toutes les surfaces (dites « mouillées ») pour que l’air n’y accroche pas. Une peinture de camouflage terne et mate sur un chasseur à hélice peut le freiner à pleins gaz de 20 ou 30 km/h en comparaison d’une finition au métal nu et poli, ou encore par rapport à ces peintures astiquées à mort pour mieux flasher dans l’œil des visiteurs de certains musées aéronautiques (si, si…).  

    Tout ceci bien exploité, reste ensuite le paramètre quasi-magique de l’allongement de l’aile.  

    Soient deux ailes de même surface et même portance. L’une est ramassée, l’autre étroite et fort longue en envergure. Son allongement est plus élevé. On montrera pourquoi la finesse de la seconde est très supérieure à celle de la première. Lorsque l’aile présente un allongement extrême comme sur les planeurs, la finesse atteint des chiffres impressionnant. Tel est bien ce qu’on attend d’un planeur : qu’il plane loin en descendant peu.

     

     

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    L’allongement est notion suffisamment importante pour que l’aérophile sache le calculer.  

    Rien n’est plus simple si l’aile est rectangulaire : son allongement est égal au rapport de la longueur du rectangle sur sa largeur, c’est-à-dire de l’envergure sur ‘a corde. Une aile de 20 mètres d’envergure et 2 mètres de corde fait 10 d’allongement. La littérature symbolise généralement l’allongement par la lettre lambda minuscule.  

    Lorsque dans le cas général l’aile n’est pas rectangulaire, on divise l’envergure par la corde moyenne. Il est facile de déterminer cette dernière si l’aile est trapézoïdale, mais complexe si elle est elliptique, ou composée d’un rectangle central et deux trapèzes en bouts.  

    Dans tous les cas, l’allongement s’obtient en divisant le carré de l’envergure par la surface alaire 

    Soit une aile de n’importe quelle forme en plan présentant 22 mètres d’envergure et 52 mètres carrés de surface. Son allongement est :  

    (22 x 22)/52 = 484/52 = 9,3 

    L’allongement n’a pas d’unité. 

     

     

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    A noter l’emploi occasionnel et regrettable du terme « finesse » pour désigner une caractéristique purement géométrique, aussi nommée « élancement ». On lira que la finesse du fuselage de l’avion untel est 10. Cela veut dire que la longueur du fuselage vaut dix fois sa largeur maximum. 

      

      

      

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    Puisque doubler la vitesse quadruple la portance, tout égal par ailleurs, on déduit que doubler la vitesse permet de se sustenter, tout égal par ailleurs, dans un air quatre fois plus ténu.  

    Il est bon de retenir que l’air est deux fois moins dense à 6500 mètres qu’au niveau de la mer, et quatre fois moins à 12000 mètres.

     Il n’est donc pas possible à 12000 mètres de tenir l’air sans voler au moins au double de la vitesse de décrochage mesurée au niveau de la mer. A 12000 mètres, la vitesse de décrochage est double de celle observée au niveau de la mer. 

    Il en va de même de toutes les autres vitesses caractéristiques dont nous avons déjà parlé au chapitre 7 ; double également la vitesse de finesse maximum ; double donc en même temps le taux de chute correspondant. Chuter plus vite en air plus rare est logique. 

    Bref, tout le domaine de vol de l’avion est à la fois décalé et étiré avec l’altitude 

    A 6500 mètres, l’air n’est que deux fois moins dense qu’au sol ; la vitesse de décrochage et toutes les autres ne sont multipliées que par la racine de 2 : soit une majoration de 41%. Ainsi le lecteur armé de la table de la densité selon l’altitude donnée au chapitre 2, extrapolera-t-il lui-même à toutes les valeurs d’altitude possibles.  

    Si à 12 000 mètres l’avion en plané s’enfonce au taux de chute double de ce qu’il est au niveau de la mer, il faut pour juste le soutenir en palier disposer d’une puissance minimum double aussi de ce qu’elle est à ce même niveau de la mer 

    Sur un simulateur usuel est souvent offert le choix dans le réglage de l’anémomètre. On peut choisir entre un anémomètre imaginaire affichant la vitesse réelle de l’avion à toutes altitudes (vent toutefois mis à part), ou bien l’anémomètre réel donnant la vitesse indiquée ; indiquée par son aiguille, naturellement.  

    En quoi cette vitesse indiquée par l’anémomètre diffère-t-elle de la vitesse réelle ?  

    Elle n’en diffère pas au niveau de la mer 

    Le premier anémomètre de l’histoire fut l’étévé, du nom de son inventeur. C’était une simple plaquette en plein vent, perpendiculaire au dit vent et repoussée par lui vers l’arrière. Un ressort antagoniste faisait résister la plaquette à la poussée du vent, mais la plaquette n’en reculait pas moins d’une valeur croissant avec la vitesse. Il suffisait de lire sur une graduation le recul de la plaquette pour connaître cette vitesse. On voit que l’étévé d’un aéroplane immobile au sol peut indiquer une certaine vitesse, celle du vent de face. Il suffit alors pour décoller d’accélérer seulement de la différence d’avec la vitesse d’envol par vent nul.  

    Moins rudimentaire, l’anémomètre moderne fonctionne sur le même principe : il mesure la pression dynamique, la surpression que la vitesse donne à l’air qui s’engouffre quelque part ou frappe quelque chose avec une certaine célérité.  

    Chiffrons la pression dynamique au niveau de la mer dans un air de densité 1,2 kg par mètre cube. Elle vaut 5 grammes par centimètre carré ou 0,5% d’atmosphère à 100 km/h ; elle vaut 20 g à 200, 45 g à 300 et ainsi de suite en progressant au carré. Aux mêmes vitesses réelles, elle vaut la moitié de ces valeurs à 6500 mètres où l’air est moitié moins dense.  

    Que l’anémomètre soit monté sur un satellite volant à 28000 km/h dans le vide : il indiquera évidemment zéro. On en déduit qu’à vitesse réelle constante, la vitesse indiquée diminue constamment avec l’altitude et la raréfaction de l’air. 

    La vitesse indiquée diminue avec l’altitude à la manière de presque toutes les lois aérodynamiques que nous rencontrons : au carré ou à la racine carrée. C’est ici la racine. Une vitesse réelle ou indiquée de 400 km/h au niveau de la mer et qui resterait 400 km/h réels à toutes altitudes, deviendrait : 

    - à 6500 mètres, densité moitié, 400 divisé par racine de deux : 283 km/h de vitesse indiquée ; 

    - à 12000 mètres, densité du quart, 400 divisé par racine de quatre : 200 km/h de vitesse indiquée ; 

    - à 17000 mètres, densité du neuvième, 400 divisé par racine de neuf : 133 km/h de vitesse indiquée. 

    On lira souvent dans une publication technique des vitesses en altitude exprimées en KIAS : knots indicated airspeed, soit vitesse indiquée exprimée en nœuds. La vitesse réelle est quant à elle en anglais la true airspeed : TAS. Vérifiez que 500 km/h réels à 12000 mètres représentent une vitesse de 270 TAS ou 135 KIAS ; il suffit pour ce calcul de savoir que 1 nœud, en anglais 1 knot abrégé en 1 kt, vaut 1,852 km/h). 

    La vitesse indiquée peut sembler parfois démoralisante, puisqu’elle ne croît pas avec l’altitude alors même que le moteur compressé fait filer l’avion plus vite. Le P-47 ou le P-51 n’atteignent pas au niveau de la mer 300 nœuds, indiqués ou réels puisque c’est à zéro mètre la même chose ; ils ne les atteindront pas davantage lorsqu’à grande altitude ils voleront à près de 400 nœuds réels.  

    Quel est l’utilité de la vitesse indiquée ? Pourquoi ne pas corriger par un moyen quelconque la vitesse lue sur l’anémomètre, de manière à lire la vitesse réelle ?  

    Les phénomènes de la mécanique du vol se manifestent à vitesse indiquée toujours identique à n’importe quelle altitude. Le même avion décroche à 150 km/h indiqués au niveau de la mer, au sommet du Mont Blanc ou de l’Everest. Sa vitesse tolérée en piqué sera par exemple de 400 km/h indiqués aussi, plus élevée donc en réalité à haute qu’à basse altitude. 

    En effet la pression dynamique qui endommagerait l’avion à plus de 400 km/h indiqués correspond bien à 400 km/h réels au niveau de la mer, mais à davantage en altitude (2 x 400 ou 800 km/h à nos 12000 mètres coutumiers).  

    Le pilote dispose ainsi avec l’anémomètre et sa vitesse indiquée d’un précieux instrument de sécurité. La connaissance de la vitesse réelle ressort des moyens de navigation. 

     

     

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    Nous parlerons de l’effet du vent sur le vol. Nous avons eu la surprise d’entendre un instructeur affirmer qu’un fort vent de face améliore la vitesse ascensionnelle ; il devait prendre son avion pour un cerf-volant. Voyons tout cela.  

    Le vent peut être dévié vers le haut en frappant une colline ou montagne. Il importe peu que ce vent ne soit pas dévié jusqu’à la verticale ; il possèdera sans mal une composante verticale de plusieurs mètres par seconde, suffisante pour soutenir et faire monter un planeur – voire un avion - en vol de pente, allant et venant inlassablement au long de la chaîne de reliefs.  

    Au-dessus de la crête l’air perd progressivement sa vitesse verticale. Quelques centaines de mètres au dessus des sommets, la composante verticale de la vitesse du vent défléchi par le relief tombe à la valeur (en sens opposé) du taux de chute du planeur. Celui-ci stagne sans plus monter. 

    Plus spectaculaire est le vol d’onde, où le planeur atteint parfois l’altitude des avions de ligne en exploitant les mouvements ondulatoires de très forte amplitude que certains reliefs donnent au vent qui les frappe. Nous renvoyons aux textes plus spécialisés. 

    Ces cas particuliers mis à part, examinons l’influence plus banale sur un avion du vent ordinaire et tout à fait horizontal.  

    Le principe de relativité doit être considéré : l’avion qui n’a plus de lien avec le sol « ignore » s’il y a du vent et quel il est ; ses performances par rapport à l’air, en mouvement ou non, doivent rester inchangées quoi qu’on raconte. 

    La vitesse en palier indiquée par l’anémomètre ne change nullement, que le vent soit nul, de face ou de dos. Une croyance ancestrale de la Sibérie affirme que le canard sauvage volant vent de dos a les plumes de la queue retroussées par le vent glacé, et en meurt de froid. Un tel cas de vol est impossible, à moins que l’oiseau n’ait le secret du vol rapide en marche arrière.  

    La vitesse ascensionnelle et la vitesse de chute moteur réduit lues au variomètre ne sont jamais modifiées par le vent horizontal 

    Toutes les performances relativement au sol sont en revanche altérées.  

    La chose est évidente pour la vitesse : on ajoute ou soustrait celle du vent à celle de l’avion selon que le vent souffle de dos ou de face.  

    Lorsque le vent n’est pas dans la direction de l’avion, on combine graphiquement les vecteurs « vitesse de l’avion » et « vitesse du vent » pour trouver leur résultante. On découvre alors que même un vent de plein travers ralentit l’avion ! si du moins celui-ci résiste à l’action du vent latéral en pointant un peu du nez vers le côté d’où vient ce vent traversier.  

    En croisière par bon vent de travers, l’avion pointe le nez de quelques degrés vers le vent à seule fin d’aller droit par rapport au sol. Ainsi le pilote vole-t-il en crabe. Un avion voulant aller plein est (cap 90°) est soumis par exemple à un vent de travers gauche suffisant à le repousser à droite de 10 degrés. Que le pilote ne réagisse pas et conserve au compas son cap 90° : l’avion suivra par rapport au sol un tracé orienté au cap 90 + 10 = 100 degrés. S’il entend maintenir sa route par rapport au sol à la valeur plein est de 90°, il faudra pointer le nez 10° à gauche dans le vent. 10° est ici la dérive, ou angle de dérive. Le pilote affichera donc 80° au compas.  

    A basse hauteur en approchant pour atterrir, le pilote soumis à un vent traversier doit aussi pointer le nez vers le côté d’où vient le vent. S’il le pointait dans l’axe de la piste, il serait refoulé de côté. Or l’avion vole ici lentement ; la vitesse du vent est alors une fraction notable de celle de l’avion : l’angle de dérive est élevé. Le sol tout proche contribue à le faire paraître plus net encore.  

    La dérive vue dans ces conditions peut souvent sembler d’une importance étonnante. Le pilote une fois posé malgré cette adversité arrosera son exploit au bar du club en racontant qu’il approchait avec 45 degrés de dérive. Il le croira, d’ailleurs, comme il croit virer incliné de 80° quand il dépasse de peu 45. Il est douteux qu’il ait en fait excédé dix petits degrés, mais l’effet optique est surprenant.  

    Il va de soi qu’une manœuvre de redressement de dernier moment a lieu pour mettre l’avion et les roues dans l’axe de la piste à l’instant de toucher terre.  

    Voici quelques valeurs de dérive. Nous supposons le vent de plein travers animé d’une vitesse égale à 1%, 5%, 10%, 20% de la vitesse propre de l’avion. 

    1% : 0,5°

    5% : 3° 

    10% : 5,5° 

    20% : 11,5° 

    Par vent de face, la réduction de longueur de roulement au sol avant décollage est extrêmement importante sitôt que ce vent devient notable. La longueur de roulement croît au carré de la vitesse d’envol : on en déduit avec raison qu’un vent de face égal à la moitié de la vitesse d’envol réduit la course au décollage par quatre en première approximation. Tel ULM nécessitant cent mètres pour soulever ses roues à 60 km/h se contentera de 25 mètres face à 30 km/h de vent. 

    Un chasseur décolle à 300 km/h en 500 mètres par vent nul ; face au même vent de 30 km/h, il quittera le sol à 270 km/h qu’il atteindra en 405 mètres. 

    Noter que la vitesse indiquée lue sur l’anémomètre pour les deux machines ci-dessus sera toujours 60 et 300 km/h à l’instant du décollage. 

    L’affaire prend toute sa mesure sur porte-avions où la somme de la vitesse du navire et du vent naturel se monte souvent à 100 km/h. Le chasseur à réaction précité quitterait le pont même sans catapulte en 222 mètres, s’il pouvait employer plus que la courte piste de catapultage. Un chasseur à hélice quitte le bateau sans assistance. 

    Un ULM doit pouvoir tenir encore l’air à 65 km/h ; cette condition est exigée dans le but de réduire à peu de choses le risque de mort par collision avec un obstacle en cas d’atterrissage sur panne de moteur. Cette exigence vient de ce que le moteur n’est pas « certifié » : il n’est par conséquent pas réputé aussi sûr. Que l’engin se pose face au vent de 30 km/h ou bien au contraire vent de dos : sa vitesse minimum par rapport au sol sera respectivement selon le cas de 35 ou de 95 km/h. On voit que percuter quelque chose au sol dans l’un ou l’autre cas n’aura pas du tout le même résultat. 

    (La probabilité de se tuer croît à peu près au carré de la vitesse ; on en déduit l’effet majeur du vent sur la sécurité du posé).

    Qu’un avion embarqué doté d’hypersustentateurs très développés, voire d’un soufflage de voilure, s’approche « lentement » d’un porte-avions filant à pleine vitesse contre le vent : il se présente relativement à lui guère plus vite qu’une machine de grand tourisme se posant sans vent sur le sol ferme. 

    Attention : la puissance en chevaux nécessaire pour décoller ne change absolument pas avec le vent (1) 

    Envoyons face à l’avion un vent égal à sa vitesse d’envol, pour le faire décoller sur place à vitesse nulle par rapport au sol. Il ne faudra pas à cet avion un cheval de moins pour prendre de la hauteur (re-1) 

    (Nous ne disons pas que même sans moteur un tel vent ne ferait pas « décoller » l’avion pour le fracasser un peu plus loin).  

    Le vent affecte fortement la pente de montée ou de descente, mais la vitesse ascensionnelle est la même face au vent ou sans vent.  

    On appelle vitesse propre de l’avion, sa vitesse personnelle abstraction faite du vent. Supposons-la en montée de 126 km/h ou 35 m/s. Alors, la pente de montée par vent nul est : 5/35 = 14,3 % ou 8,1°.  

    Si le vent souffle de face à 40 km/h, la vitesse-sol, c’est-à-dire par rapport au sol, tombe de 126 à 86 km/h ou 23,9 m/s. La pente de montée passe à : 5/23,9 = 20,1 % ou 11,8°.  

    (1) Cette règle n’est complètement valable que sur sol roulant et plat. Il est certain qu’un avion décrochant à 100 km/h ne pourra jamais décoller par vent nul si le sol bourbeux l’empêche par exemple d’atteindre plus de 80 km/h ; mais que cet avion pourra décoller si le vent de face est d’au moins 20 km/h… Cependant, sitôt l’avion à un centimètre du sol, la règle reprend ses droits rigoureusement. 

    Apportons une autre nuance. Si la piste est en pente descendante sensible, un vent de face défléchi vers le haut par la pente possédera une composante verticale venant se déduire du taux de chute sans moteur de l’appareil : on est dans le cas du vol de pente des planeurs. Moins de taux de chute sans moteur revient, moteur en marche, à moins de puissance exigée pour tenir l’air. Ainsi l’avion aura-t-il décollé ; mais il n’est pas assuré de conserver sa hauteur une fois le sol redevenu plat. 

     

     

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    Faisons grimper un avion à son plafond. Deux facteurs vont déterminer celui-ci. 

    D’une part la puissance maximum du moteur diminue avec la baisse de densité de l’air ; il conserve son régime de rotation, mais chaque coup de piston est moins vigoureux. Le moteur n’en conserve pas moins sa vitesse de rotation, puisque l’air plus ténu freine d’autant moins l’hélice. 

    D’autre part la puissance minimum requise pour simplement tenir l’air augmente avec l’altitude et la baisse de densité de l’air. 

    Le plafond est donc l’altitude à laquelle se croisent les deux puissances, l’une baissant et l’autre croissant.  

    La baisse de puissance du moteur est le facteur prédominant. 

    Soit un avion pouvant voler au niveau de la mer depuis sa vitesse de décrochage de 100 km/h, jusqu’à la vitesse maximum de 300 km/h que permet son moteur. Il dispose d’un écart de vitesse de 200 km/h. On peut aussi donner cet écart sous forme d’un rapport : 300/100 = 3. Le pilote choisit sa vitesse sur une plage de 200 km/h.  

    A son plafond, l’avion a besoin de toute la puissance qui lui reste. Au plafond, cette puissance résiduelle est par définition la puissance minimum nécessaire à tenir l’air, celle que nous avons définie déjà comme la puissance requise à 120% de la vitesse de décrochage.  

    Il en résulte qu’on ne peut voler au plafond qu’à cette seule et unique vitesse. L’écart de vitesse tombe à zéro km/h.  

    On a vu que l’air plus ténu de l’altitude décale toutes les vitesses remarquables. Cette unique vitesse possible au plafond sera plus élevée que 120% de la vitesse de décrochage au sol ; mais elle restera : 

    - la même vitesse indiquée sur l’anémomètre ; 

    - encore 120% de la vitesse réelle de décrochage à l’altitude considérée. 

    En altitude la vitesse maximum vraie (par opposition à la vitesse indiquée) n’augmente pas si l’avion est dépourvu de compresseur. Puisque la vitesse minimum vraie augmente, l’écart de vitesse disponible se réduit ainsi progressivement avec l’altitude. Vient enfin le plafond, où l’écart de vitesse s’annule en se limitant à un seul point. On en verra une intéressante application pour l’avion fameux U-2.  

    (que le moteur soit muni d’un compresseur permettant d’accroître la vitesse en altitude ne fait que retarder vers des altitudes plus grandes le resserrement de l’écart de vitesse disponible). 

    Le plafond absolu est le vrai plafond, le plafond physique. Le plafond pratique est par convention l’altitude où la vitesse ascensionnelle est tombée à 0,5 mètre/seconde. Quelques centaines de mètres séparent les deux plafonds. 

    A la vitesse de 120 % du décrochage l’appareil est sensiblement cabré ; il commence à se montrer un peu mou aux commandes, faute d’un bien grand appui de l’air sur ses gouvernes. Approchant du plafond, le pilote constate évidemment sur le cadran de son variomètre que la vitesse ascensionnelle s’affaiblit notablement. Ce n’est pas le seul symptôme.  

    Supposons que le pilote veuille faire une pause dans sa montée en effectuant un palier. Il pousse alors son manche pour décabrer sa machine et la laisser reprendre de la vitesse à l’horizontale. Est-il déjà bien proche du plafond ? Il ne reste presque pas de chevaux disponibles pour accélérer ; il n’existe presque plus d’écart entre sa vitesse réelle et la vitesse maximum à cette altitude ; l’avion ne prend dès lors que peu de km/h et décabre à peine. L’avion vole sur un écart de vitesses possible très réduit, et pousser le manche un rien de plus le fera aussitôt commencer à redescendre. 

    Le plafond absolu est enfin laborieusement atteint, encore qu’on ne puisse en pure théorie que l’approcher comme on approche une asymptote. L’avion est cabré ; le moteur est à pleins gaz pour donner peu ; le pilote tient le manche du bout des doigts et ressent l’impression justifiée de se tenir en équilibre sur une pointe d’épingle : 

    Que le pilote pousse d’un millimètre son manche, et l’avion en palier au plafond entame naturellement une descente ; qu’il tire vers lui le manche même fort légèrement, et l’avion cabrant un peu plus, ralentissant un peu plus, repasse à une vitesse inférieure à la vitesse de puissance minimum. Il n’a plus alors assez de chevaux pour tenir, et s’enfonce le nez haut. 

    Que le pilote bouge le manche à gauche ou à droite pour entamer un virage, même large, et l’avion s’enfonce également : il faut davantage de puissance en virage qu’en ligne droite. Bref, le pilote au plafond absolu ne peut absolument rien faire sans perdre de la hauteur. Précisons qu’en pratique il s’avachira plus ou moins mollement sur des dizaines ou des centaines de mètres avant de parvenir à se rétablir dans un air un peu moins rare.

    Aucune performance de l’avion n’est plus sujette à variation que le plafond. L’auteur a personnellement conduit un jour à 4600 mètres un monoplace léger du type Turbulent avant de recommencer quelques jours après au même poids sans parvenir à dépasser 3800 m.  

    Qu’il fasse froid : l’air se contracte ; il se dilate en cas inverse. Le temps froid rétracte l’atmosphère vers le sol, le temps chaud la dilate en la rééchelonnant en altitude. Ainsi le temps froid très favorable aux performances à basse altitude (lire plus haut) est-il au contraire inapproprié aux tentatives de record d’altitude, sauf s’il s’agit d’un record pour catégorie plafonnant bas par nature. 

    Les plafonds donnés dans les fiches techniques sont purement théoriques, notamment parce qu’ils précisent rarement à quel poids il sont valables.  

    Il est éducatif et intéressant de faire décoller au simulateur divers avions sur la piste interminablement longue de la Paz (Bolivie) sise par quatre mille mètres d’altitude. C’est déjà presque le plafond des avions légers.  

     

     

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    Donnons quelques exemples de finesse maximum pour des machines de catégories diverses. 

    - ULM pendulaire : 6 à 8 

    - ULM biplace côte à côte trois-axes en stratifié, morphologie « avion », ailes d’allongement prononcé : 14 à 16

    - avion de tourisme courant, train fixe : 8 à 12 

    - avion de ligne à réaction : 20 

    - avion à pistons de grande taille, genre B-36 ou L.1049 : 20 

    - chasseur ancien, biplan : 6 

    - chasseur à hélice P-51 : 14  

    - chasseur à réaction d’allongement faible, ailes trapues : 6 à 9 

    - Concorde : 12,8 (en subsonique)  

    - X-15 : 3 ou 4 

    - Rutan Voyager : 27 

    - planeur primitif genre Avia X : 8 

    - planeur en bois 1950 d’usage courant : 20

    - planeur de grande performance 1960 : 40 

    - planeur de grande performance 2000 : 60 à 70 

    La finesse est d’une manière générale favorisée par l’allongement de l’aile : ainsi la comparaison entre le planeur de grande performance et l’avion de tourisme banal.  

    La grande taille de l’appareil et sa vitesse favorisent également la finesse, même à formes égales : la maquette n’a pas la finesse de l’avion en grandeur. C’est une conséquence du nombre de Reynolds, un paramètre aérodynamique dans lequel nous n’entrerons pas plus avant.  

    Ainsi le Concorde est-il beaucoup plus grand qu’un Mirage III ; son aile n’est pas plus allongée, mais la finesse du Concorde est double. Il est vrai aussi que son fuselage, forte source de traînée, est proportionnellement plus réduit. 

    Un avion fin est un appareil de finesse élevée, indépendamment de la grâce de ses lignes, même s’il existe souvent un lien entre esthétique et faible traînée. 

     

     

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    Une finesse élevée va naturellement de soi sur un planeur, qui doit voler loin en perdant peu de hauteur.  

    Elle est non moins indispensable sur un avion commercial ou sur un bombardier qui doit transporter une charge au loin en consommant peu : un avion de même poids mais deux fois plus fin a deux fois moins de traînée ; il a donc deux fois moins de besoin de puissance en croisière économique, deux fois moins de consommation kilométrique. Il ira deux fois plus loin. 

    On poussera l’observation un peu plus loin en notant que plus de finesse représente, à égale puissance disponible, davantage de charge soulevée de terre. Si une tonne d’avion d’une certaine finesse coûte 100 chevaux à faire croiser, la même puissance disponible pourra faire croiser deux tonnes d’un avion de finesse double. 

    Cela ne veut pas dire qu’on doublera réellement le poids total de l’avion, car la meilleure finesse n’a qu’un effet modéré sur la vitesse ascensionnelle : les moteurs travaillent en montée moins contre la traînée que contre la pesanteur ; la finesse ne réduit en rien la gravitation ; les mêmes moteurs ne peuvent donc utilement gréer un avion de poids double.  

     

     

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    Un avion pique à bonne vitesse avant de remonter rapidement sur sa lancée ; il a effectué une ressource, arc de cercle (à peu près) entre piqué et remontée. Dans cette section courbe de la trajectoire, nous pénétrons le domaine passionnant des accélérations, ou manœuvres sous facteur de charge 

    Il importe ici de prévenir l’incompréhension fréquente : « de quelle accélération parlez-vous puisque la vitesse de l’avion ne varie pas toujours énormément au cours de ces phases de vol ? » 

    Lorsque le Stuka redresse sèchement au bout de son piqué, il encaisse « 8 g », et l’on dit que l’équipage se sent peser 8 fois son poids. On parle également d’une « accélération de 8 g ». La notion d’accélération intrigue souvent puisque la vitesse de l’appareil diminuerait plutôt dans cette phase. 

    Relisons « Prototype FX-13 » dans la série dessinée Buck Danny. Nous voyons le pilote Tumbler mettre pleins gaz en palier, pour sombrer dans le voile noir sous l’effet de la prodigieuse accélération due aux moteurs. 

    Ce n’est pas tout à fait cela… 

    Le voile noir survient au-dessus de 5 ou 6 g, et nul avion connu n’est capable d’atteindre pareille accélération en ligne droite : il faudrait que la poussée de ses réacteurs valût 5 ou 6 fois son poids. Cela n’existe pas, hors le catapultage sur porte-avion où l’équipage ne tombe précisément pas dans le voile noir (1). Il est vrai qu’il n’en aurait pas le temps. L’accélération au sens classique, l’accélération en ligne droite est parfaitement incapable d’infliger 6 ou 10 g. Quelques dixièmes de g font une belle accélération déjà.  

    Qu’est donc cette accélération particulière à l’avion, sans lien avec celle du véhicule terrestre ? 

    L’avion en piqué descendait à 360 km/h ou 100 m/s. Supposons le piqué sous un angle de 30°, angle où la composante verticale de la vitesse est moitié de la vitesse effective. La vitesse de descente était donc 50 m/s. Supposons qu’en ressource l’appareil remonte également sous un angle cette fois ascendant de 30° lui aussi. 

    La ressource aura donc annulé la vitesse verticale de descente de 50 m/s pour lui substituer une vitesse verticale ascendante de 50 m/s également. La ressource aura modifié au total de 100 m/s la vitesse verticale.  

    On sait qu’une accélération de « 1 g », celle de la pesanteur, celle que prend un corps en chute libre, vaut 9,81 m/s par seconde : le corps en chute (dans le vide) voit à chaque seconde écoulée sa vitesse croître de 9,81 m/s ou 35 km/h. On adopte souvent 10 pour valeur approchée de 9,81. 

    La vitesse verticale de l’avion en ressource a varié de 100 m/s, ce qui fait 10 fois 10 m/s. Cela suppose une accélération dirigée vers le haut valant 1 g pendant 10 secondes, ou 2 g pendant 5 secondes, ou 5 g pendant 2 secondes… Le chiffre est d’autant plus fort que le temps de ressource est bref, c’est-à-dire que le pilote aura tiré fortement son manche pour la ressource.  

    Voilà de quelle accélération il s’agit ; on voit qu’elle est sans lien direct avec une éventuelle variation de la vitesse indiquée au tableau de bord.  

    Il s’agit en fait de la force centrifuge produite dans la ressource. 

    Le pilote en palier éprouve évidemment son propre poids normal. Dans la ressource s’y ajoute l’accélération détaillée ci-dessus. Est-elle par exemple de 5 g, le pilote se sent peser 5 + 1 = 6 fois son poids. L’oppression est intense ; les joues tirent vers le bas sous les yeux ; la tête est difficile à tenir droite, les lunettes glissent, les bras sont difficiles à lever. Les objets lâchés filent au plancher comme des balles. Le cerveau mal irrigué perdra conscience si l’accélération croît encore ; avant l’évanouissement surviendra le voile noir, ou perte de la vue.  

    Le voile noir vient de la désertion du cerveau par le sang « alourdi » que le cœur ne parvient plus à monter au cerveau. On pourrait donc imaginer le voile noir dans un ascenseur d’une puissance inouïe, où l’accélération est dans le sens qui fait descendre le sang vers les chaussettes. Nous avons calculé pour vous que sous une accélération de 6 g suivie d’un freinage égal, l’ascenseur atteindrait le 5ème étage en 1 seconde.  

    Le voile noir ne risque donc pas de se produire dans une accélération comme on l’entend habituellement en voiture : le sang n’a ici nulle raison de descendre. Cette accélération ne concerne pas la vitesse sur trajectoire de l’avion, sa vitesse au sens usuel. Elle concerne (en gros) la composante verticale de cette vitesse.  

    Nous ne résisterons pas à la tentation de rappeler après Buck Danny une autre amusette de Spirou vers la même époque. On vit un jour dans la chronique deux-roues un projet de motocyclette ultraperformante. Pour résister aux accélérations fabuleuses le conducteur était couché sur le ventre, la tête vers l’avant, comme le sont les pilotes des avions expérimentaux destinés à l’étude des effets médicaux des g (Berlin B-9, Meteor spécial…). Cette position est en effet idéale sur une moto invraisemblablement puissante pour précisément hâter la fuite du sang hors de la tête. 

    Le nombre de « g » est le facteur de charge. 

    Le facteur de charge est positif lorsque l’accélération est dirigée du plancher vers le plafond de l’avion (2) ; l’effet de force centrifuge est alors dirigé en sens inverse, chassant le sang aux pieds. Qu’en est-il si l’accélération est dirigée cette fois en sens inverse ? 

    Commençons par étudier le cas où le facteur de charge est nul. Nous verrons ensuite les cas où il est négatif.  

    (1) et hors les dragsters dits « Top Fuel ». 

    (2) et non nécessairement « du bas vers le haut » puisque l’avion peut voler autrement que la tête du pilote vers le haut.  

     

     

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    Le facteur de charge nul :  

    Le mécanisme par lequel on crée assez longuement l’apesanteur en avion peut à présent s’expliquer. Les astronautes à l’entraînement peuvent ainsi disposer d’une trentaine de secondes sans poids à chaque manœuvre.  

    L’avion choisi est un transport à réaction rapide doté d’un fuselage assez large pour y voleter à son aise. Il débute sa manœuvre à partir d’un vol en palier à quelques 900 km/h, ou 250 m/s. Le pilote cabre assez promptement l’avion pour l’installer en montée à 30 degrés. La manœuvre produit évidemment un certain facteur de charge qui dure tant que l’angle de montée recherché n’est pas atteint ; les passages se sentent brièvement – un peu - plus lourds.  

    Une fois lancé vers le ciel sous 30° de pente ascensionnelle, le pilote repousse le manche de manière à diminuer l’incidence de l’aile jusque vers zéro, en sorte qu’elle ne porte plus du tout. L’avion se comporte alors en pur projectile : ses occupants sont en apesanteur. Le pilote maintient juste assez de poussée pour équilibrer la traînée résiduelle (la traînée induite ayant disparu avec la portance) afin de l’empêcher de réduire le temps d’apesanteur en freinant l’appareil. 

    Une autre façon de comprendre l’apesanteur dans l’avion est de considérer qu’il est lancé vers le haut indépendamment de ses passagers non attachés, tandis que ces passagers sont eux-mêmes lancés parallèlement. Avion ou passager non ceinturé, chacun dès lors continue à monter vers le ciel en libre projectile, à la même allure, chacun sans se soucier de l’autre. Avion, passagers, ne supportent aucun facteur de charge ; ils sont en « zéro g ». 

    Ou bien l’on dira que les passagers flottent immobiles dans l’avion, ou bien que l’avion flotte immobile autour des passagers. 

    L’avion montant comme un simple projectile perd de sa vitesse ascensionnelle comme n’importe quel objet lancé vers le haut. Une pente de 30° est une pente à 50% ; la composante ascensionnelle est donc de 125 m/s pour une vitesse sur trajectoire de 250.  

    La pesanteur est de 9,81 m/s², ou 10 en chiffres ronds. Cela veut dire qu’un corps en chute accélère de 10 m/s à chaque seconde, ou qu’il ralentit de 10 m/s à chaque seconde s’il a été lancé vers le haut à la verticale. Il commence à retomber une fois épuisée sa vitesse ascensionnelle.  

    Il importe peu que la montée soit verticale ou suive une courbe : seule compte la composante verticale de la vitesse. 

    La vitesse ascensionnelle de 125 m/s est donc réduite à zéro en 125/10 = 12,5 secondes. A ce moment l’avion est au sommet de sa trajectoire et s’apprête à replonger. La redescente est symétrique en tout point à la montée. On peut interpréter ici l’apesanteur en disant que l’avion et le passager non attaché tombent vers la terre chacun pour son compte, sans mouvement l’un vis-à-vis de l’autre. L’avion redresse ensuite pour revenir en palier et recommencer. 

    L’ensemble de cette trajectoire en cloche et en apesanteur a duré 25 secondes. La forme en est celle d’une parabole ouverte vers le bas. La même manœuvre en Concorde partant de mach 2 aurait duré une minute. L’altitude atteinte aurait sans doute causé l’extinction des moteurs.  

    Durant la manœuvre, tous objets à bord sont ôtés ou bien arrimés : les gros colis pesants flottent comme les petits avant de retomber sur la tête de l’équipage. Le pilote sent son estomac remonter : il ne tire plus sur ses ligaments suspenseurs ; ses jambes sans poids tendent à quitter les pédales ; les menus objets oubliés çà et là flottent dans la cabine ; la poussière du plancher vient voler dans les yeux.  

    Cette manœuvre est à déconseiller sur un avion léger qui n’est pas adapté à la voltige : le moteur ne sera ni alimenté en essence ni graissé. Il ne dispose pas non plus des doubles ceintures des avions de voltige. 

    La série Buck Danny vous donne dans son épisode X-15 une description de la parabole d’apesanteur. Le scénariste fait débuter l’apesanteur seulement au moment où l’avion parvenu au sommet de sa trajectoire courbe commence à plonger. Ce n’est pas là notre seul désaccord avec la série.  

     

     

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    Au-delà du facteur de charge nul « zéro g » ne manquera pas d’exister le facteur de charge négatif. Retournons l’avion sur tréteaux le ventre en l’air : l’effort sur les ailes tend cette fois à les replier vers le bas, si « bas » veut dire « le bas de l’avion ; vers ses roues ». C’est visiblement l’effort subi en vol sur le dos. Le vol rectiligne sur le dos se déroule sous facteur de charge de – 1 g.

    Le facteur de charge négatif est permanent dans une boucle inversée, celle où la tête du pilote est constamment à l’extérieur du virage. Le facteur de charge négatif est présent même au sommet de la boucle, là où l’avion paraît normalement tourné ventre vers le sol (tout comme le facteur de charge positif se manifeste dans une boucle normale même quand à son sommet le pilote est tête en bas).   

    Si le facteur de charge négatif est suffisant le sang cette fois est centrifugé vers la tête avec le risque de voile rouge, obstruction de le vision par afflux sanguin aux yeux. Les « g » négatifs sont beaucoup plus désagréables et mal supportés que les « g » positifs.  

    Sous facteur de charge négatif le pilote sens son séant vouloir se décoller du siège ; ses épaules tendent les bretelles du harnais ; ses jambes veulent se soulever ; des brides sont nécessaires pour que ses pieds ne quittent pas les pédales vers le haut. 

    En vol paisible dominical par beau temps d’été, la turbulence peut sans préavis soumettre l’avion à de brusques chocs d’une fraction de seconde, au cours desquels il prend des « g » aussi bien négatifs que positifs.

     

      

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    L’avion supporte lui aussi les efforts que subit le pilote sous facteur de charge. 

    La structure de l’avion en vol travaille à peu près comme suit : le fuselage pèse tandis que les ailes portent ; la portance est répartie d’une extrémité d’aile à l’autre, en sorte que la moyenne s’en trouve à mi-chemin du fuselage et du bout d’aile (si l’aile est aussi large en bout). Soulevons l’avion avec son plein et son chargement, pour en poser les deux ailes sur deux tréteaux placés à mi-distance du fuselage et de chaque bout d’aile. Les roues ne touchent plus terre. On voit qu’ainsi la charpente des ailes « force » là où elles se fixent au fuselage. On dit que la structure de la voilure supporte 1 g, l’effet du seul poids de l’avion ; ou bien qu’elle supporte un facteur de charge de 1.  

    En ressource sous 6 g, la force qui cause l’accélération vers le haut (lire plus haut) est tout simplement un surcroît momentané de portance des ailes. Passer de 1 à 6 g exige que les ailes portent 6 fois la normale, ce qui n’est pas rien ; c’est comme si l’on multipliait par 6 le poids du fuselage de l’avion sur tréteaux. Les racines d’ailes ne sont pas loin de casser. 

    Un avion de tourisme casse à 6 g, un avion de voltige à 9 g au moins, un chasseur au-dessus de 12. Un appareil de vol musculaire nécessairement allégé à l’extrême supporte à peine 2 g. Il s’agit là du facteur de charge extrême. On définit le facteur de charge limite comme celui au-dessus duquel le matériau de structure subit des déformations définitives quoique sans casser encore. L’avion est bon à réformer. Le facteur de charge limite est environ des deux tiers du facteur de charge extrême, variable selon le matériau de construction. On ne doit pas dépasser en vol le facteur de charge limite.  

    En facteur de charge négatif, les efforts tendent cette fois à replier les ailes vers le bas. Un avion casse souvent en facteur de charge négatif à la moitié de ce qu’il supporte en facteur positif. On dira par exemple que le facteur de charge extrême de tel appareil vaut : « +6 g, - 3 g ». 

    Le facteur de charge limite ou extrême dépend évidemment du chargement de l’avion ; il est défini pour sa charge maximum. 

    Le lecteur soucieux de moins de simplicité dans l’exposé peut faire des recherches sur la notion de délestage au sujet des efforts de flexion de l’aile.   

    Cas extrême : une aile volante qui n’aurait pas de poids de fuselage au centre, mais au chargement intégralement réparti en envergure, tient un facteur de charge illimité sans se briser en son centre : comment y définirait-on une flexion ?  

     

     

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     On lit souvent que tel avion de chasse « restitue » très bien, ou restitue plutôt mal. Ceci fait directement suite à la question de la ressource au terme d’un piqué.   

    Un appareil qu’on supposera sans moteur (pour simplifier la question) se met en piqué ; supposons que partant de 5000 mètres et 300 km/h, il plonge jusqu’à atteindre 500 km/h. Il fait alors une ressource et remonte en pente raide comme il était descendu.  

    Rappelons qu’il est sans moteur. Il « restitue » parfaitement s’il remonte à 5000 mètres et les rejoint aux 300 km/h auxquels il est parti. On voit l’intérêt de « restituer » en combat : un piqué suivi d’une remontée devient une manœuvre gratuite en vitesse et énergie. 

    Cette restitution parfaite est certes impossible puisqu’elle suppose l’absence de traînée pendant la manœuvre.  

    « Je décide d’essayer un piqué. Doucement, je presse sur le manche – 500, 600, 650 km/h… La terre semble se ruer à ma rencontre de façon effrayante. Effaré par la vitesse, instinctivement je tire sur la profondeur, et soudain ma tête s’enfonce dans les épaules, une masse de plomb s’affaisse sur la colonne vertébrale et m’écrase sur le siège. Mes yeux se voilent.  

    « Comme une bille d’acier tombant sur un bloc de marbre, Le Spitfire a rebondi sur l’air élastique et, droit comme un cierge, a fusé dans le ciel.

    En son style merveilleusement évocateur et concis, Clostermann vient de décrire parfaitement ressource, facteur de charge et restitution.   

    La restitution parfaite est un idéal soumis en chemin à de fortes pertes d’énergie, dont la pire se place au moment de la ressource.  

    On verra plus loin pourquoi le facteur de charge s’accompagne d’une augmentation de traînée proportionnelle à son carré : sous 5 g la traînée est multipliée par 25. Elle devient supérieure au poids de l’appareil. On imagine comment l’avion est durement freiné dans cette phase heureusement brève, et comment sa remontée est amputée d’autant. 

    Un planeur de grande performance est la machine idéale pour « restituer ». Sa traînée minime ne freinera que peu la prise de vitesse en piqué, puis la remontée. La ressource elle-même ne créera qu’une traînée modique dans l’absolu, puisqu’on partait de presque rien. Un planeur peut dès lors offrir sans moteur une assez longue séance de voltige : ses manœuvres même énergiques ne consomment que peu d’énergie. Un planeur de 60 de finesse mis en piqué sous trois degrés, si l’on peut nommer cela piqué, passe vite de 100 à 200 km/h. 

    Un bombardier biplan de 1918 qui ahane derrière ses moteurs ne restituera à peu près rien. A peine prendra-t-il un maigre surcroît de vitesse en piqué, tant traînent sa voilure, sa mâture, son train et son fuselage sans carénage. Le surcroît de traînée de la ressource mangera le peu d’énergie prise en piqué ; la remontée ne s’amorcera même pas. Le planeur était la bille de Clostermann tombant sur le marbre dans l’air ; le biplan poussif est une bille qui tomberait sur du marbre posé au fond d’un aquarium.  

    Le pilote de simple tourisme sentira déjà nettement la différence de restitution entre un avion léger sans grande finesse comme le Morane-Saulnier Rallye (il a d’autres qualités) et une machine précisément fine comme un Robin en bois à train classique. Nous parlons de la finesse au sens aérodynamique, non pas au sens du styliste. Le Rallye atteint laborieusement une vitesse notable sous la condition d’un long piqué assez impressionnant ; puis il freine si bien en remontant, qu’il remonte peu. Le Sicile, un Robin de qualité, prend bientôt un net excédent de vitesse sans plonger beaucoup ; après quoi il remonte avec vivacité. Le monoplace semi-planeur RF-4 de René Fournier avec ses 17 de finesse prend en piqué à peine prononcé une vitesse bientôt supérieure à ce qu’on lui autorise ; d’une légère traction du doigt le pilote passe alors une boucle presque sans effort. L’intercepteur-fusée Messerschmitt Komet de formule aile volante frôlait 20 de finesse et restituait admirablement. La machine après son envol atteignait 10000 mètres et 900 km/h avec ses réservoirs déjà mis à sec. Ensuite, une succession d’attaques en piqué suivies de ressources et regains d’altitude moyennant peu de pertes, constituait sa seule possibilité de manœuvre un peu convaincante.  

     

     

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    Un sujet dérivé du précédent sera celui de la montée en chandelle. Un avion qui file en palier à une certaine vitesse entame soudain une montée verticale. Quelle altitude gagnera-t-il avant d’avoir épuisé toute sa vitesse ? ou du moins une part ? 

    Considérons le cas idéalisé d’un avion sans traînée ni moteur : la première ne freinera pas la chandelle, tandis que le second ne l’allongera pas.  

    Le problème revient à un simple exercice de balistique, équivalant à demander jusqu’où monte un obus tiré par le canon à la verticale.

    Un corps lancé à la verticale à vitesse de 10 m/s (36 km/h) ne monte que de 5 mètres. Accroissant la vitesse, la hauteur gagnée augmente au carré de l’accroissement. Lancé dix fois plus vite à 100 m/s ou 360 km/h, il montera cent fois plus haut, soit 500 mètres.   

    Par raison de symétrie, ces chiffres sont naturellement identiques à ceux des vitesses atteintes en chute libre dans le vide sur la même dénivellation.  

    Le lecteur peut désormais calculer tous les exemples. Le précédent peut correspondre au gain possible en chandelle d’un chasseur à hélice de la SGM. Pour un chasseur à réaction volant à mach 2 en altitude, soit 600 m/s, le gain théorique de hauteur possible est 18 km. Ainsi obtient-on les records d’altitude en « zoom » qui dépassent les 30 km à partir d’une chandelle tirée depuis une douzaine de mille mètres.  

    Bien noter que l’angle vertical ou non du piqué est sans effet sur le résultat ; seule compte la variation d’altitude. 

     

     

    27

     

     

    Abordons au ras du sol le seuil d’une piste où nous désirons atterrir successivement avec un avion de tourisme et un planeur de performance. Nous franchirons ce seuil dans les deux cas avec une vitesse inhabituelle, 50 km/h en excès sur la meilleure vitesse d’approche. Dans les deux cas nous aurons préalablement mis la machine en palier à un mètre du sol. Comment se comporteront les deux appareils ? 

    L’avion présente une traînée sensible. Il lui suffit pour se tirer d’affaire que la piste ne soit pas trop courte. Supposons que le pilote réduise soudainement les gaz en passant le seuil : il éprouvera un ralentissement voisin de 5 km/h par seconde s’il n’a sorti aucun volet de courbure, ou de l’ordre de 10 km/h s’il les a complètement déployés. Pour ne pas toucher terre à une vitesse propre à rebondir et redécoller, il faut demeurer le plus longtemps possible à un mètre du sol à ralentir sous l’effet de la traînée. Il va falloir cabrer très progressivement le nez pour que l’incidence augmentant conserve à l’avion la même portance tandis qu’il ralentit. C’est une manœuvre à finement doser pour ne descendre ni monter. En deux ou trois cents mètres volets abaissés, ou le double sinon, l’avion aura perdu son excédent de 50 km/h et touchera terre. 

    Dire que la finesse d’un planeur est 50 est dire que sa traînée ne dépasse pas la cinquantième partie de son poids. Un si faible freinage ne lui fait même pas perdre un kilomètre à l’heure par seconde. Nous avons supposé les puissants aérofreins escamotés ; leur sortie confère au planeur à peu près la traînée d’un avion.  

    Chiffrons la question en faisant arriver notre planeur à 150 km/h au lieu des 100 qui eussent été souhaitables.  

    Le pilote ici n’éprouve absolument pas le besoin de cabrer progressivement pour lever le nez afin de refuser le sol. Le planeur file nez toujours à plat, en effaçant avec allégresse un kilomètre de piste. La proximité du sol donne au pilote une singulière impression de silencieuse puissance. Le rase-mottes sans moteur est un plaisir. Après quoi sur une légère traction au manche, l’appareil jaillit à dix ou vingt mètres de hauteur. Le pilote a certes perdu dans l’affaire un peu de vitesse, mais il a eu l’impression de rebondir souplement et très nerveusement sur… rien. Il peut repousser le manche ; l’engin revient au ras du sol en reprenant sa vitesse. L’amusement est grisant, mais finira mal.  

    Il finira dans la nature après l’aérodrome, parce que l’excès de vitesse en entrée de piste empêchait l’atterrissage : il eut fallu beaucoup moins de vitesse ou beaucoup plus. Beaucoup moins : la chose est simple à comprendre ; il aurait fallu se présenter en début de piste 50 km/h moins vite. Quant à beaucoup plus… 

    Le pilote du planeur peut se présenter carrément à 250 km/h au seuil de piste pour effectuer la classique manœuvre de victoire à l’issue d’un beau vol (1) : après avoir rasé la piste à grande vitesse de bout en bout, le planeur aura conservé assez de vélocité pour bondir ensuite à cent mètres et davantage, faire demi-tour et se poser enfin, sortant même les aérofreins pour en finir. 

    (1) Du temps ancien que nous volions en planeur. Nous ignorons si notre époque moderne abrutie de prudences permet encore pareilles folies.

      

     

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    Ce chapitre un peu aride traite de l’effet de réaction en termes «mathématiques», mais ses conclusions sont fondamentales pour l’interprétation correcte de deux phénomènes : 

    - la portance, qui est obtenue par réaction lorsque l’aile défléchit vers le bas l’air qu’elle traverse ;

    - la traction d’une hélice ou la poussée d’un réacteur, obtenue par refoulement d’air vers l’arrière. 

    Qui s’étonne de voir analyser la portance de l’aile en termes de réaction, n’a qu’à songer à la pale de rotor d’hélicoptère en vol stationnaire. C’est une aile dont le déplacement engendre à l’évidence vers le bas un envoi d’air, qui d’évidence est la cause par réaction de la sustentation de l’appareil (1).  

    Débutons par la définition fondamentale : la force de réaction est égale au produit du débit de masse refoulé multiplié par la vitesse de refoulement.   

    Le débit est en kilos par seconde et la vitesse en mètres par seconde. Le résultat est une force de réaction exprimée en newtons. On la divise par 10 (ou plutôt 9,81) pour obtenir des kilos de poussée ou de portance. 

    La formule s’applique à tout ce qui fonctionne à réaction : moteur d’avion, de navire, de fusée, tourniquet d’arrosage, recul d’arme automatique. 

    Exemples : 

    Un réacteur absorbe et éjecte par seconde 50 kg d’air et les éjecte à 500 m/s. Sa poussée vaut :  

    50 x 500 = 25000 N ou 2500 kgp 

    (on a négligé l’ajout de la petite quantité de carburant) 

    Une hélice de gros avion refoule par seconde 833 kg d’air (680 mètres cube) à la vitesse de 30 m/s. Elle donne pour traction : 

    833 x 30 = 25000 N ou 2500 kg 

    (son diamètre est de l’ordre de 5 mètres)

    Une aile défléchit par seconde 1000 kg d’air en lui communiquant une composante verticale de vitesse valant 3 m/s. Elle fournit une portance de : 

    1000 x 3 = 3000 N ou 300 kg 

    (il s’agit d’une vitesse moyenne, la masse d’air défléchie étant à cet égard largement inhomogène) 

    Une donnée extrêmement importante à laquelle il sera fait plusieurs fois référence est la suivante :

    Il est toujours très avantageux d’obtenir une poussée ou une portance donnée en refoulant beaucoup de masse d’air à faible vitesse, et toujours très désavantageux d’obtenir le même résultat en refoulant peu de masse d’air à grande vitesse. 

    Cela tient à ce que refouler un débit de masse en lui donnant de la vitesse exige de l’énergie : l’énergie cinétique que l’on injecte dans le débit d’air mis en mouvement. 

    Cette énergie communiquée à l’air est évidemment indispensable à l’obtention soit d’une poussée, soit d’une portance. On doit tout faire pour minimiser cette énergie. 

    Or l’énergie cinétique est donnée par la formule connue : 1/2.m.v² : elle croît comme la masse (m) refoulée, mais comme le carré de la vitesse de refoulement (v²).  

    La conclusion est immédiate : il faut toujours refouler le plus d’air possible en lui donnant le moins de vitesse possible 

    Ce résultat est si important que plusieurs fois le texte l’utilisera en signalant simplement : «rappel au chapitre 28»  

    (1) L’explication habituelle de la portance en termes de dépression d’intrados et de surpression d’intrados n’est pas en contradiction avec celle de la réaction. Ces variation de pression s’observent en même temps que la déflexion de l’air vers le bas par l’aile. Il s’agit de deux aspects d’un même phénomène. 

     

     

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    Nous insisterons sur la notion de traînée induite plus qu’on aurait pu s’y attendre dans un ouvrage élémentaire. Cette notion nous semble essentielle pour la compréhension de l’architecture des machines, pour celle des performances aux faibles vitesses indiquées (plafond, rayon d’action), et pour celle enfin du comportement sous facteur de charge. 

    La traînée d’un corps quelconque est due aux remous que celui-ci produit dans l’air, ainsi qu’au frottement de l’air sur l’ensemble de la surface du corps : ce sont respectivement la traînée de forme et la traînée de frottement. La traînée induite est une résistance complémentaire particulière aux ailes, c’est-à-dire aux corps qui donnent une portance 

    Le rotor d’hélicoptère en vol stationnaire rejette un flot d’air continu droit sous lui ; il faut peu d’intuition pour saisir comment il se sustente par simple effet de réaction. 

    Or chacune de ses pales affecte l’allure d’une aile mince et longue qui, quoique en rond, avance bel et bien dans l’air comme une aile d’avion. On en déduit que l’aile d’avion pourrait bien se sustenter elle-même par un effet de réaction, c’est-à-dire en rejetant elle aussi de l’air sous elle. On a vu l’illustration (plus ou moins par analogie) de la chose à travers l’exemple de la cuiller dans un jet d’eau : l’arrondi de la cuiller dévie de plusieurs degré le flot de liquide.  

    De l’air balayé par l’aile est ainsi repoussé vers le bas, ce qui ne va pas sans exiger une consommation d’énergie spéciale à cet effet. La sustentation est à ce prix ; la sustentation coûte ainsi nécessairement un complément de puissance en sus de ce qu’il faut pour vaincre la traînée ordinaire. Seule est gratuite la sustentation statique du ballon par le principe d’Archimède (1). 

    S’il faut 100 chevaux à un avion pour vaincre sa traînée ordinaire à une certaine vitesse et 50 autres pour dévier vers le bas le flot d’air qui le sustente, il volera moyennant 150 chevaux. Ce supplément se traduit en pratique par l’observation que l’hélice tire plus fort : ce supplément de traction sert à vaincre la traînée induite, ce qui sous-entend « induite par l’apparition de la portance. »  

    Une maquette en soufflerie peut être calée à zéro degré face au vent, en sorte de ne pas donner de portance. Les profils d’aile les plus usuels ne cessent en fait de porter qu'aux environs de 2 ou 3 degrés à piquer. La maquette sans portance n’a que sa traînée ordinaire, de forme et de frottement. Cabrons-la de quelques degrés à peine pour voir la balance qui la tient enregistrer une portance. La maquette ne paraît pas devoir traîner beaucoup plus, puisque son cabré très léger ne lui fait pas présenter au vent beaucoup plus de maître bau, de section frontale. Or cependant elle enregistre un important supplément de traînée dû à l’apparition de la traînée induite, qui n’existait pas sans portance.  

    L’hélicoptère en vol stationnaire est l’aéronef qui réclame la plus forte puissance par unité de poids sustentée, hors les avions genre Harrier soutenus par un fluide en veine étroite. Il en réclame moins dès qu’il commence à avancer. 

    Le ski nautique lancé à 100 km/h ne réclame presque pas de puissance pour être tiré sur l’eau ; il la rase en se sustentant sans effort sur un fluide apparemment solidifié. La traînée induite est énorme aux basses vitesses, minime (2) aux vitesses élevées. Voilà donc une traînée qui fonctionne à rebours des habitudes.  

    Cela se justifie par la masse d’air que l’aile rejette vers le bas pour se sustenter. A grande vitesse l’aile brasse beaucoup d’air, et en brasse peu à faible vitesse. Pour obtenir dans les deux cas la même sustentation, il suffit à grande vitesse (de l’avion) de refouler vers le bas ce beaucoup d’air en ne lui communiquant que peu de vitesse (à l’air) ; tandis qu’il faut à faible vitesse (de l’avion) refouler le peu d’air en lui communiquant beaucoup de vitesse (à l’air). Rappel au chapitre 28 

    C’est paradoxalement aux faibles vitesses de l’avion que l’énergie communiquée à l’air refoulé étant maximum, la traînée induite sera maximum. C’est inversement aux vitesses élevées de l’avion qu’elle sera minimum. 

    Soit un avion de tourisme capable d’un assez grand écart de vitesse comme le Robin DR-250. Il est susceptible de voler en palier entre 90 et 280 km/h. Son aile d’allongement 5,4 étale une surface de 14 m² ; il pèse 900 kg.  

    On calcule sa traînée induite à 90 km/h, là où est elle est à son maximum puisque la vitesse est à son minimum possible. Cette traînée induite vaut une force de résistance à l’avancement de 80 kg. On sait que la traînée induite diminue avec la vitesse : elle n’est plus que de 9 kg à 280 km/h. 

    Il est absolument impossible de réduire la traînée induite par profilage ou qualité du poli des surfaces ; le seul moyen existant est d’augmenter l’allongement de l’aile. En particulier, la qualité du profil adopté pour l’aile, type 14-18 ou laminaire moderne, est sans effet sur la traînée induite. 

    Un racer possède une aile courte, un planeur une aile très allongée, un avion de transport une voilure d’allongement intermédiaire.

    Le Short Skyvan est d’aile bien rectangulaire. Envergure : 19,50 mètres ; corde : 1,78 mètre. Son allongement vaut 19,50/1,78 = 10,96. Il n’y a pas d’unité.

    A quoi sert, à poids et surface alaire inchangés, une plus grande envergure ? 

    L’air dévié vers le bas par l’aile qui se sustente ne se résume pas à celui qui frôle la voilure. L’air à plusieurs mètres au-dessus comme au-dessous est encore dévié, quoique de façon progressivement moindre. On représente assez valablement la zone d’air dévié comme un long tunnel cylindrique dont l’axe est le fuselage de l’avion en mouvement, et dont la section est un disque dont l’aile d’un bout à l’autre représente le diamètre. 

    Il est alors évident qu’au même poids et à la même vitesse, un avion de 20 mètres d’envergure brassera et déviera vers le bas 4 fois plus d’air que s’il n’avait que 10 mètres d’envergure. On retrouve ici la différence entre brasser beaucoup d’air en lui communiquant peu de surcroît de vitesse et d’énergie, ou bien, brasser peu d’air auquel on injecte au contraire beaucoup de vitesse et d’énergie. La première méthode est très largement payante. Rappel au chapitre 28. 

    L’allongement élevé est souvent le principal moyen d’obtenir une finesse élevée.  

    Son effet bien entendu est considérable là où la traînée induite est forte : aux basses vitesse.  

    Aux grandes vitesses, où la traînée induite est minime, son effet est quasi-nul.  

    L’allongement élevé est ainsi d’un effet très favorable sur toutes les performances qui se mesurent à basse vitesse, mais d’un effet souvent négligeable sur les performances à haute vitesse. L’allongement élevé est donc payant en termes de vitesse ascensionnelle, distance franchissable, temps de patrouille, plafond, décollage à puissance réduite (terrain en altitude et par temps chaud). 

    Il est au contraire presque sans effet sur la vitesse de pointe. 

    Pourquoi tous les avions n’ont-ils pas un immense allongement ? 

    L’aile très allongée rend le garage coûteux et la manutention malaisée. La résistance des matériaux contraint une aile allongée à peser très lourd : les planeurs modernes ne sont en rien des plumes. Le grand allongement est un sérieux problème d’ingénieur et un cauchemar de constructeur amateur. L’allongement est lourd. Cette formulation veut dire bien entendu : lourd à surface d’aile donnée. 

    Un avion bien pensé n’a que l’allongement minimum suffisant à sa mission la plus fréquente. Le constructeur amateur désireux de simplement voler en monoplace derrière son moteur Volkswagen est satisfait pourvu qu’il vole, et ne se met guère en peine d’un allongement pesant et encombrant ; son domicile ne recèle pas nécessairement non plus la place pour construire allongé. Le pilote d’avion léger rapide n’a pas grand besoin d’un allongement sans intérêt à haute vitesse.  

    Il est vrai qu’il changera d’avis lorsque son moteur tombera en panne en vol. De l’allongement lui aurait donné plus de finesse, donc plus de choix dans son terrain d’atterrissage de fortune. De même les virages plus ou moins désespérés qu’il effectuera dans cette manœuvre lui feront-ils perdre à chacun d’eux beaucoup d’altitude supplémentaire si l’allongement est médiocre. On verra plus loin pourquoi.  

    L’allongement type d’un avion de plaisance va de 5 à 8. Un chasseur à hélice de 3000 chevaux pour 6 tonnes n’a que faire en montée des 5% de vitesse ascensionnelle supplémentaire que lui donnerait un allongement élevé. Il a sensiblement l’allongement de l’avion de tourisme.  

    Le transporteur cherche l’économie. L’allongement l’intéresse, comme tout moyen de gagner de la finesse et du pétrole en réduisant la traînée à charge commerciale égale. Cependant l’allongement est lourd, et vient un moment où son accroissement devient contre-productif. Le meilleur compromis commercial se place autour de 10 à 12 d’allongement. 

    Un simple coup d’œil sur l’allongement d’un avion donne une première idée de ce qu’on attend de cet appareil.

    Si vraiment l’on veut un avion de record de distance, on lui donnera un très grand allongement afin de réduire sa traînée au minimum ; mais il faudra pour ne pas trop grever le poids, consentir sur la solidité de l’aile un sacrifice rendant l’appareil inutilisable de façon courante. 

    Si l’on désire véritablement un avion de record d’altitude ou bien une machine de vol musculaire (il s’agit du même problème : tenir l’air avec la plus faible puissance possible), on fera encore un très grand allongement au mépris de la robustesse de structure. 

    Le choix de l’allongement relève ainsi d’un compromis entre le gain qu’il procure en traînée, et le poids qu’il ajoute.  

    Sur avion de tourisme le seul fait de pouvoir tout simplement voler l’emporte fréquemment sur l’exigence véritable de performances et de rentabilité. Il en résulte qu’on oublie souvent dans cette catégorie de se soucier de l’allongement. Plus d’un avion léger même industriel doit son allongement trop faible et sa valeur médiocre à la paresse conceptuelle.  

    Prix obligé de la portance, la traînée induite est du même ordre que la traînée ordinaire aux vitesses peu supérieures à la vitesse de décrochage (Vs). Il suffit en revanche de voler à deux fois Vs pour que la traînée induite devienne modique, tandis que la traînée ordinaire progresse notablement. La traînée induite devient presque insignifiante à trois fois Vs.

    Il est intéressant d'observer, même si cela ne doit pas servir à tout le monde, que la vitesse de finesse maximum est celle où la traînée parasite, somme des traînées de forme et de frottement (la traînée parasite est en accroissement avec la vitesse) devient égale à la traînée induite (en baisse avec la vitesse).

    Or un faible allongement donne aux basses vitesses une forte traînée induite.  On en déduit qu'elle sera, diminuant avec la vitesse, "rejointe" en valeur par la traînée parasite à une valeur de vitesse plus grande que si l'allongement est grand. Mettant les choses à l'extrême, un chasseur à aile delta d'allongement 2 aura sa vitesse de finesse maximum beaucoup plus loin de sa vitesse de décrochage qu'un avion usuel d'allongement moyen (pour lequel nous avons au chapitre XX indiqué une vitesse de finesse maximum voisine de 1,5 vitesse de décrochage).   

    Croisons à 800 km/h dans un chasseur à réaction dépourvu d’aérofreins. L’avion s’approche de la piste d’atterrissage. Il peut falloir réduire les gaz 8 à 10 km avant la piste afin de perdre assez de vitesse pour descendre aux quelques 300 km/h où la sortie du train et des volets devient praticable. Or une telle façon d’agir est souvent inacceptable : la chasse ennemie guette. 

    Plutôt que faire ainsi, basculons notre chasseur à 800 km/h presque sur la tranche pour entamer un virage de 360° les ailes à peu près verticales. L’avion se trouve dans un cas voisin de celui (déjà étudié) de la ressource sous facteur de charge, si ce n’est qu’il semble faire ici une « ressource » dans le plan horizontal. Serrons ce virage assez pour que le pilote et sa machine y encaissent par centrifugation un facteur de charge de 5g.  

    Nous avons dit plus haut que sous 5 g la traînée est multipliée par 25 ; cela ne concerne en fait que la traînée induite. La traînée ordinaire n’a pas de motif particulier à s’avérer sensible à ce que paraît « peser » l’avion sous 5 g, car elle dépend simplement de sa forme qui n’a pas varié. La traînée induite en revanche augmente vertigineusement, parce que la même aile doit donner 5 fois plus de portance. Pour dévier en ce but assez d’air, on doit faire monter la puissance requise au carré de la portance à produire.  

    Une traînée colossale va freiner le chasseur en un clin d’œil. Il sortira de son tour complet en y ayant laissé des centaines de km/h. Il pourra donc effectuer cette manœuvre tout près de la piste et non pas au loin. Essayer au simulateur. 

    Remarque importante : « faible vitesse » ou « grande vitesse » s’entendent dans cet ouvrage par comparaison avec la vitesse de décrochage ; 350 km/h est une très grande vitesse pour un avion de tourisme et une très faible pour un chasseur à réaction. 800 km/h à basse altitude pour un appareil du gabarit de l’avion de ligne à réaction est une forte vitesse ; 800 km/h est une faible vitesse pour le même avion à 12 000 mètres en air rare et peu porteur.  

    (1) Gratuite en apparence. Gonfler le ballon suppose refouler la pression atmosphérique sur le volume rempli de gaz. Au niveau de la mer, gonfler un ballon de 500 mètres cubes consomme un travail de 14 kWh. Soit ce travail avait été déjà produit pour charger des bouteilles de gaz, soit il est à déduire de la chaleur produite par la réaction chimique qui a produit le gaz. On trouvera une justification analogue pour tout autre cas.  

    (2) Le plus souvent. Avoir érigé cela en postulat universel a conduit même des ingénieurs à se fourvoyer.  

     

     

    30

     

     

     Nous ferons un chapitre encore avec l’allongement et la traînée induite, tant ces notions nous semblent fondamentales en aviation. Le chapitre précédent décrivait qualitativement le phénomène ; celui-ci donne les moyens de le chiffrer.   

    Le lecteur pourra très bien passer ce chapitre assez pesant, mais il y reviendra s’il juge plus loin que des éléments concernant la traînée induite lui font défaut. 

    Nous savons estimer la traînée minimum en vol, sachant qu’elle est égale au poids de la machine divisée par sa finesse maximum. Ce chiffre ne vaut évidemment qu’à la vitesse de finesse maximum. 

    Cette traînée minimum contient la part de la traînée induite, c’est-à-dire de la traînée réductible par l’allongement, seule voie de réduction qui reste lorsqu’on a soigneusement caréné l’avion. 

    Apprenons à la chiffrer.  

    Nous prendrons simplement un exemple moyen, un avion-type. Nous donnerons ensuite des formules simples pour extrapoler à d’autres machines.  

    Soit un avion d’une tonne doté d’une aile de 10 mètres d'envergure et volant à 100 km/h. Sa traînée induite vaut 66 kg (au niveau de la mer et en atmosphère standard) 

    Voyons comment à partir de cet exemple à chiffres ronds extrapoler à n'importe quel autre appareil (toujours au niveau de la mer en atmosphère standard).

    Mais, direz-vous, je n'assigne aucun allongement particulier ni aucune surface alaire particulière à mon avion d'une tonne et 10 mètres d'envergure.

    Eh oui, à vitesse donnée poids et envergure suffisent à trouver la traînée induite.

    (Tentez de dire cela à un instructeur de pilotage : le risque est très élevé qu'il se moque de vous, car vous aurez bousculé ses idées reçues. Ainsi va le monde).

    Dès lors à quoi sert l'allongement ? Mais... si je réduis d'un facteur 2 l'allongement à envergure constante, donc en doublant la corde de l'aile, je double la surface alaire et contrains mon pauvre appareil à trimbaler une surface inutilement pesante, traînante, coûteuse, dont il n'a pas a priori besoin puisque mon projet d'avion est supposé déjà établi. L'allongement n'est en définitive que le simple résultat d'une surface nécessaire (pour avoir une vitesse minimale pas trop forte) et d'une envergure souhaitable (pour minimiser la traînée induite).

    Changeons maintenant l'une après l'autre les caractéristiques de l'avion-type défini plus haut.

    I) Changeons son poids. Pour deux tonnes au lieu d'une, il aura (sans changer envergure ni vitesse) quatre fois plus de traînée induite. Réduisons son poids à une demi-tonne : sa traînée induite sera divisée par 4. La traînée induite varie au carré du poids.

    Il importe peu que la vitesse de 100 km/h soit irréaliste pour un avion choisi extrêmement lourd : le calcul n'est pas affecté par le réalisme.

    II) Changeons son envergure (sans changer poids ni vitesse ; on ne se soucie pas de la variation ou non de surface alaire) en la doublant. La traînée induite sera divisée par quatre. Réduisons l'envergure : la traînée induite sera multipliée par quatre. La traînée induite varie en fonction inverse du carré de l'envergure.

    III) Changeons sa vitesse (sans changer poids ni envergure) en la doublant. La traînée induite sera divisée par quatre. Réduisons la vitesse : la traînée induite sera multipliée par quatre. La traînée induite varie en fonction inverse du carré de la vitesse.

    Synthèse à travers un exemple :

    Un avion de 8 tonnes et 15 mètres d'envergure vole à 250 km/h. Quelle est sa traînée induite ?

    On part des 66 kg de l'avion-type (1 tonne, 10 mètres d'envergure, 100 km/h)

    I) Pour le poids :  66 kg  x  8  =  528 kg

    II) Pour l'envergure :  528 kg  x  (15 / 8)²  =  150 kg

    III) Pour la vitesse :  150 kg  x  (100 / 250)²  =  24 kg, résultat final.

    Une fois ce résultat obtenu, on peut déterminer la puissance induite, définie comme la part de la puissance qu'il faut consacrer à contrer la traînée induite.

    Puisque 250 km/h font 69,4 m/s et 24 kg-force valent 235 newtons, la puissance induite vaut :  235  x  69,4  =  16 309 watts ou 22 chevaux.

    Vous avez désormais les moyens de déterminer quelles économies de puissance on fait en passant par exemple d’un avion courant comme le DC-3 à un appareil équivalent mais d’allongement spectaculaire comme un bimoteur Hurel-Dubois.

     

     

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    Deux monoplaces légers de sport furent ou sont très appréciés des pilotes de loisir : le Bébé Jodel et le Fournier RF-4. Ils sont propulsés par le même moteur de 40 chevaux Volkswagen ou dérivé. Le premier est un appareil d’allure bien classique ; le second est à moitié planeur avec ses ailes très allongées ; il est capable d’un peu de vol à voile moteur coupé. Le Bébé sans moteur plane avec une finesse de 8 ou 9, banale pour un avion ; le second atteint une finesse de 17. Leur aile emploie pratiquement le même profil. La roue centrale unique du Fournier est escamotable pour diminuer la traînée ; mais l’essentiel de la différence est ailleurs. 

    Le Jodel possède une aile d’allongement 5, le Fournier d’allongement 11. Les envergures respectives sont 7 et 11 mètres. 

    Les vitesses de décrochage sont similaires, l’aile allongée (donc lourde) du Fournier étant un peu plus surfacée. Par ailleurs un allongement élevé porte un peu mieux à surface égale. 

    Le Fournier pleins gaz dépasse un peu 180 km/h ; le Jodel fait de même si son constructeur amateur s’est donné la peine de lui monter une belle verrière galbée, de caréner ses roues et de recouvrir son moteur d’un capot finement étudié. Les deux machines sont assez comparables à l’allongement près ; l’allongement a peu d’effets bénéfiques en vol rapide ; le même moteur emmène logiquement les deux appareils à la même vitesse de pointe.  

    On a vu que l’allongement est presque sans effet aux grandes vitesses. La différence d’allongement a donc très peu d’influence sur la croisière rapide, généralement établie à 90% de la vitesse de pointe sur beaucoup d’avions. Les deux machines d’allongement très différents font ainsi jeu égal en croisière rapide sur les plans de la puissance requise et de la consommation d’essence. La distance franchissable en croisière rapide avec le même réservoir de 30 ou 35 litres sera la même, voisine de 550 km en 3 heures. 

    Tout change aux basses vitesses où l’allongement élevé du Fournier va produire des effet bénéfiques que l’on n’obtiendra pas du Jodel.  

    Admettons que les deux machines présentent leur finesse maximum à 90 m/h, et réduisent à fond leur moteur. 90 km/h font 25 m/s. Le Fournier de finesse 17 présentera un taux de chute de : 25/17 = 1,5 m/s. Le Jodel de finesse 8 donnera : 28/8 = 3,1 m/s (1).  

    Le Jodel trouvera peu d’ascendances assez fortes pour s’y amuser au vol à voile ; le Fournier en rencontrera presque partout par une belle journée. 

    Si le Fournier ne chute sans moteur qu’à 1,5 m/s au lieu de 3, il lui suffit de moitié moins de puissance qu’au Jodel pour tenir l’air au minimum de chevaux.  Avec le même réservoir de 30 à 35 litres il tiendra l’air 7 ou 8 heures au lieu de 4 pour le Jodel, s’il reste à la faible vitesse de 90 km/h où son grand allongement est bénéfique. Le Jodel ne peut réduire autant son moteur. Si le pilote du Fournier résiste à l’ennui, le même volume d’essence le portera deux fois plus loin que le Jodel à condition de croiser à la faible vitesse de finesse maximum.  

    Une finesse maximum deux fois plus élevée double la distance franchissable si l’avion vole, lentement, à la vitesse de finesse maximum. La consommation d’énergie par unité de distance est deux fois plus faible puisque la traînée l’est elle-même 

    Une finesse maximum plus élevée, fruit d’un allongement plus grand qui réduit la traînée induite aux basses vitesses, s’évanouit en revanche aux vitesses élevées où la traînée induite diminue d’elle-même au point de rendre fort secondaire l’allongement 

    Il reste à évoquer la vitesse ascensionnelle comparée des deux machines. Le grand allongement divisant par deux le taux de chute sans moteur, divise par deux le nombre minimum de chevaux requis pour tenir le vol en palier. On pense donc qu’il reste davantage de chevaux disponibles pour grimper plus sec : hélas ! Le poids de l’allongement élevé mange le bénéfice ; les deux avions montent à 3 m/s.  

    Le bénéfice n’est en général pas mangé entièrement ; mais le Fournier est intrinsèquement lourd non seulement pour son allongement élevé, mais aussi pour sa structure calculée pour les efforts de la voltige. 

    Parlons encore du plafond des deux avions, même s’il est vrai que les vols de loisir ne s’approchent à peu près jamais du plafond.  

    Le Fournier tient l’air au minimum avec moitié de chevaux en moins que le Jodel ; l’un ou l’autre avion perd autant de chevaux en prenant la même altitude ; il est certain qu’il reste des chevaux disponibles au Fournier lorsque le Jodel à son plafond n’en a plus. Le Fournier continue à grimper, jusque vers 6 000 mètres lorsque le Jodel abandonnera la partie autour de 4 500. 

    Nous avons ainsi fait le tour de tous les motifs qui selon la mission attendue de l’avion justifient pour l’ingénieur le choix de son allongement, ou plus exactement du meilleur compromis entre allongement et cahier des charges du client. 

    (1) Puisqu’il s’agit de deux avions réels, précisons que ces deux chiffres de taux de chute sont légèrement pessimistes. Ils ont pour nous l’avantage de la simplicité dans la démonstration.

     

      

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    Ce chapitre concerne les seuls avions à hélice dépourvus de compresseur. C’est la plupart des machines de plaisance.  

    On fait une agréable remarque : la plafond pratique d’un avion de tourisme sans compresseur est égal à 1000 fois sa vitesse ascensionnelle au niveau de la mer. C’est ainsi qu’un avion de vitesse ascensionnelle initiale 3,5 m/s plafonne très près de 3 500 mètres. 

    On soupçonne donc avec raison que tous les avions de tourisme atteignent leur plafond dans le même temps, quels que soient leur vitesse ascensionnelle initiale et leur plafond. Ce temps vaut trois quarts d’heure, ou 2700 secondes. Nous disons 2700 et non 1000, parce qu’en grimpant la vitesse ascensionnelle diminue et tend progressivement vers 0,5 m/s au plafond pratique.  

    Ce hasard du chiffre 1000 tient à plusieurs paramètres, le plus souvent les mêmes dans cette classe d’appareils :

    - Un rapport poids/puissance moyen, voisin de 5 à 6 kg par cheval.   

    - Une charge alaire moyenne de l’ordre de 60 à 70 kg par mètre carré de voilure. 

    - Un allongement courant proche de 5 à 6. 

    Examinons l’effet de notables écarts à cette règle empirique : 

    Ecart en rapport poids/puissance :

    Un monoplace de course (racer) dispose d’un rapport de motorisation élevé de l’ordre d’un cheval pour 3 kilos seulement. Il est ainsi capable de grimper à basse altitude à 10 m/s. Autant de puissance au niveau de la mer fait qu’il en reste en altitude au racer plus qu’à un autre avion. Son plafond en sera plus élevé, toutes choses égales par ailleurs ; mais on n’atteindra certainement pas 1000 fois la vitesse ascensionnelle. Un racer de 100 chevaux chargé très léger atteint 6000 mètres et non 10000. Il serait hors de question qu’il y trouve encore sans compresseur la puissance même minimum pour tenir l’air. 

    Ecart en charge alaire : 

    Une charge alaire beaucoup plus faible comme celle des ULM permet de tenir dans un air plus ténu, même si la puissance restante a beaucoup baissé. Un ULM ancien chargé à 20 kg/m² et ne montant au niveau de la mer qu’à 3 m/s, peut plafonner à plus de 4000 mètres.  

    Ecart en allongement :  

    Un grand allongement donnant une grande finesse réduit fortement la puissance minimum nécessaire à tenir le vol ; l’avion peut voler très haut en dépit d’une forte baisse de sa puissance en haute altitude. Le Fournier RF4 ne monte qu’à 3 m/s au niveau de la mer, mais plafonne à 6000 mètres. Il les atteindra évidemment en un temps de beaucoup supérieur à 45 minutes. 

     

     

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    On entend par effet de sol une interaction entre l’aile et le plancher des vaches, lorsque l’avion vole au ras de la piste. Elle se traduit par une réduction de la vitesse minimum allant jusqu’à dix pour cent, et par une baisse de la puissance minimum exigée pour tenir l’air.  

    Dès que l’aile se trouve à une hauteur qui est une fraction notable de son envergure, l’effet de sol s’efface après avoir diminué d’abord. Certaines sources parlent même d’une hauteur inférieure à la corde de la voilure, et il est vrai qu’une aile haute ressent nettement moins l’effet de sol qu’une aile basse.  

    Un certain matelas d’air très légèrement surpressé se crée par forcement de l’écoulement sous l’aile très proche du sol ; il accroît la portance. Pour ce qui est du gain de puissance minimum, des considérations aérodynamiques savantes font équivaloir le bénéfice de l’effet de sol à celui d’un allongement accru. Une meilleure portance abaissant la vitesse minimum réduit aussi la puissance minimum nécessaire, puisque la puissance est le produit de la traînée par la vitesse.

    Les engins russes géants de la famille des Ekranoplan exploitent l’effet de sol à condition d’évoluer sur une eau peu agitée. Ces machines affectent l’allure de gros hydravions à la voilure rabougrie, inapte au vol en altitude hors de l’effet de sol. Il est alors possible de transporter du fret « aérien » pour moins cher qu’en avion et beaucoup plus vite qu’en bateau.  

    Ces machines qui décrochent et choient si quelque maladresse les conduit trop haut, n’ont pas connu de développement considérable en dépit d’appareils probatoires spectaculaires. 

    Ce n’est pas la vitesse d’une aile qui crée un matelas d’air surpressé sous un véhicule ordinaire à effet de sol (un aéroglisseur), mais le mouvement des pales des rotors internes refoulant continuellement de l’air sous l’appareil. Il n’est plus ici question de l’effet de l’allongement sur une machine aptère, mais de l’effet des dimensions.  

    Un engin de très grande surface présente un périmètre plus faible relativement qu’un engin de petite surface. Un carré de 100 m² a 40 mètres de périmètre (0,4 m/m²) ; un carré de 1 m² possède un périmètre de 4 mètres (4 m/m²). Or l’air refoulé sous la machine par ses moteurs fuit par le périmètre, et la quantité d’air en fuite est à remplacer par les moteurs ; le périmètre rapporté à la surface détermine alors la puissance exigée pour se soulever. Pour chacun de ses mètres carrés le grand véhicule de notre exemple perd dix fois moins d’air que le petit. Il se contente d’une puissance comparativement bien moindre.  

    Le véhicule à effet de sol n’est pas dangereux, les moyens lui faisant défaut pour gagner brutalement de manière accidentelle une hauteur où l’effet de sol va lui manquer. Rien ne lui permet une prise de hauteur à la façon d’un avion ou d’un Ekranoplan.  

    L’effet de sol s’avère le mauvais génie des envols tangents. On voit par temps chaud sur un terrain en altitude un avion bien chargé s’arracher laborieusement de terre, puis demeurer en effet de sol au ras du paysage. Avec assez de chevaux encore pour voler en effet de sol, il n’en a pas assez pour s’en affranchir. Incapable de grimper, il se vautre dans le premier obstacle venu.

    Il en va tout autrement pour l’hélicoptère pour qui l’effet de sol est au contraire précieux. Voici des éléments tirés de la fiche technique du petit Hiller 360 de 200 chevaux remontant à 1947. 

    Il présente à sa masse maximum de 1130 kg un plafond de 2 850 mètres en vol horizontal ordinaire, ainsi qu’un plafond de 500 mètres seulement en vol stationnaire : il faut beaucoup plus de puissance pour voler en sur-place que pour avancer. On libère donc beaucoup de chevaux en quittant le stationnaire ; on grimpe alors beaucoup plus haut. 

    On objectera qu’avec un si maigre plafond stationnaire, il est peu pratique d’employer une machine incapable de s’envoler d’un très banal terrain à 600 mètres.  

    Ici intervient l’effet de sol. Puisque l’effet de sol sensible jusqu’à quelques mètres réduit d’environ 20% la puissance nécessaire à tenir le vol stationnaire, décoller de plus de 500 mètres est possible. Certes, on ne montera pas à plus de quelques mètres. Cependant, prenant de la vitesse tout près du sol, on réduit la puissance minimum requise et l’on peut commencer à grimper : il faut à l’hélicoptère moins de puissance en translation à vitesse modérée qu’en stationnaire. On grimpera obligatoirement ensuite en vol de translation. 

    Il reste possible au Hiller 360 de décoller en effet de sol jusqu’à 1 200 mètres. Ces chiffres s’entendent à pleine charge.  

    L’hélicoptère dispose de trois plafonds : plafond pratique en translation de 2 850 mètres, plafond stationnaire hors effet de sol de 500 mètres, plafond stationnaire en effet de sol de 1 200 mètres.  

     

     

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    Nous n’avons volé encore qu’en ligne droite ou en évoluant dans le seul plan vertical. Nous allons maintenant virer. Nous avons étudié plus haut le phénomène de facteur de charge en ressource, où il se manifeste de façon brève. Il va se produire au contraire aussi longuement qu’on voudra dans le virage.  

    En dépit de l’analogie marine, le gouvernail de direction n’a que peu de rôle dans le virage. Commandée par les ailerons, l’inclinaison des ailes fait presque tout ; il en va comme en bicyclette où il est aisé de voir qu’une fois la machine installée sur sa courbe, la roue directrice (gouvernail) ne fait à peu près aucun angle avec le cadre. 

    On peut représenter la portance de l’aile par une flèche, un vecteur dirigé verticalement à l’aplomb de la voilure. L’avion une fois incliné, la flèche verticale s’incline elle-même vers l’intérieur du virage. Elle s’incline bien entendu du même angle que l’avion lui-même : elle demeure toujours perpendiculaire au plan des ailes.  

    Cette inclinaison du vecteur permet de le décomposer graphiquement en une composante verticale et une composante horizontale.  

    La composante horizontale tire l’avion vers l’intérieur du virage : elle est la force centripète qui maintient l’appareil en trajectoire courbe. 

    La composante verticale soutient l’avion… mais n’est évidemment plus suffisante pour ce rôle puisqu’elle est nécessairement une flèche plus courte que la portance devenue inclinée (dessinez). 

    Elle redevient suffisante si l’on accroît la portance en conséquence, si on allonge le vecteur. La nouvelle portance, toujours inclinée, en devient pour le coup plus grande que le poids qu’elle égalait en vol rectiligne ; les ailes subissent donc une tendance plus forte à fléchir. Le pilote quant à lui se sent plus lourd. C’est un facteur de charge, positif. « g » devient supérieur à 1. Le poids apparent de l’avion et du pilote augmentent. L’entrée en virage réclame ainsi qu’on accroisse la portance. 

    Accroître la portance peut se faire en accroissant la vitesse, mais très souvent on accroîtra plutôt l’incidence en ne changeant guère la vitesse. Outre qu’il s’est placé en inclinaison en poussant le manche de côté, le pilote aura dû le tirer plus ou moins à lui et cabrer quelque peu sa machine inclinée : l’incidence en est accrue. 

    Supposons le virage si serré que les ailes soient presque à la verticale comme en combat tournoyant. La portance toujours perpendiculaire au plan des ailes est devenue presque horizontale. Puisque sa composante verticale n’est plus alors qu’une fraction faible de la portance (dessinez) tandis qu’elle doit continuer à égaler le poids constant de l’avion, il faut que le vecteur de la portance devienne une flèche d’une longueur étonnante : les ailes subissent un effort énorme. Le pilote est écrasé sur son siège.  

    La vitesse de décrochage est évidemment accrue en virage puisque le virage implique une portance plus élevée.  

    Le rayon du virage est d’autant plus réduit que la facteur de charge est violent : chercher en combat à se placer dans la queue de l’adversaire mène donc tout droit à virer aussi incliné et serré que possible. La limite est souvent celle du poids apparent (« nombre de g ») que supportent les pilotes.  

    Le facteur de charge vaut 1 tout rond lorsque l’avion vole droit sans aucune inclinaison. Voici un résumé des facteurs de charge en fonction de l’inclinaison du virage : 

    Pour une inclinaison de 10°, très faible et donnant un virage fort large, le facteur de charge  n est égal à 1,015. La portance des ailes et le poids apparent du pilote croissent dans ce facteur, c’est-à-dire croissent d’un insensible 1,5%. 

    Inclinaison de 20° ; facteur de charge n de : 1,06  

    30° 1,15 

    Pour le confort des passagers on ne dépasse pas cette inclinaison en vol commercial ; par sécurité on ne la dépasse pas non plus en vol sans visibilité. Accroissons encore l’inclinaison :  

    40° 1,31 

    50° 1,56 

    60° 2 

    Le pilote du dimanche est déjà assez mal à l’aise à 60°.  

    70° 2,92

    75° 3,86  

    80° 5,76 

    85° 11,47 

    Peu d’avions donc et moins encore de pilotes sont capables de supporter un virage stabilisé sous 85° d’inclinaison ! A noter que pareil virage ne sert à rien : une fois les ailes presque verticales, le rayon de virage ne diminue plus même si le facteur de charge devient colossal, car il y a compensation entre des éléments antagonistes. 

     

     

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    Que l’avion prenne des g en virage serré ou bien en ressource énergique à la façon d’un Stuka en sortie de piqué, il multiplie par autant de fois que de g la portance que ses ailesdoivent donner.  

    Il en résulte qu’il décrochera à vitesse indiquée plus élevée. Le décrochage statique est le décrochage ordinaire, lorsque l’avion vole en palier sans manœuvrer ; le décrochage dynamique est celui qui se produit sous un certain nombre de g. Il se produit par exemple à vitesse double du décrochage statique, si le facteur de charge vaut 4 et que les ailes ont ainsi 4 fois plus à porter. 

    Un avion dont le décrochage statique se produit à 100 km/h présentera une vitesse de décrochage dynamique de : 

    - 200 km/h sous 4 g (2 x 2) 

    - 300 km/h sous 9 g (3 x 3) 

    Il en résulte qu’un avion en piqué peut décrocher si le pilote au ras du sol tire comme un sourd afin de redresser au dernier moment.  

    Considérons l’avion précédent dont le décrochage statique se produit à 100 km/h. Supposons qu’il pique à 300 km/h et soit déjà si bas que sa ressource n’évitera le sol qu’à condition de la serrer sous l’effort énorme de 10 g.  

    L’aile est incapable de les donner puisque dépasser 9 g à sa vitesse actuelle lui est impossible. Ou bien le pilote ne tirera pas assez le manche pour dépasser 9 g, et il percutera. Ou bien il tirera plus fort et fera un décrochage dynamique tout près du sol. Il percutera seulement avec une assiette différente ! 

    Il est facile en voltige de pratiquer un décrochage dynamique, point de départ volontaire de diverses figures dites déclenchées 

    Le décrochage dynamique peut même se produire lorsqu’il est très peu attendu. Un avion léger vole assez bas à vitesse de croisière valant environ deux fois sa vitesse de décrochage. Il décrocherait en dynamique sous 4 g. Le pilote désirant remonter ne tire pas en douceur son manche, mais d’un geste très sec. L’avion cabre et atteint son incidence de décrochage quasi-instantanément sans avoir le temps de changer de trajectoire, de l’incurver vers le haut. Il en résulte que le pilote se sent presque en vol normal et se retrouve en régime décroché sans avoir ou éprouvé, ou pris conscience d’un trop bref commencement de g. L’avion devenu simple projectile balistique poursuit sa ligne droite par un arc de parabole qui le jette sur les obstacles. Le pilote a le réflexe « anti-naturel » de pousser alors le manche. L’avion décabre, « raccroche » sitôt repassé sous l’incidence de décrochage, se retrouve à une incidence néanmoins supérieure encore à celle nécessaire à la vitesse où il vole ; il subit alors un certain facteur de charge, une certaine surportance qui repousse avec énergie l’appareil vers les hauteurs où le pilote se sent propulsé avec force.  

     

     

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    Le virage serré engendre une traînée induite énorme qui impose à l’avion de disposer d’une puissance supplémentaire non moins énorme pour ne pas s’enfoncer sans remède.  

    « prendre » 5 g par exemple impose à l’aile de produire une portance quintuple de la normale. Elle doit refouler vers le bas une quantité d’air spectaculairement plus élevée, ce qui impose de communiquer à cet air une quantité d’énergie non moins spectaculaire : d’où apparition d’une énorme traînée induite. Cette énergie sera prise à trois sources possibles :  

    (1) Le moteur, s’il est largement surpuissant : l’avion met pleins gaz.

     (2) La vitesse de l’avion, réservoir d’énergie. La traînée induite énorme le freinera en quelques secondes ; voir l’exemple déjà cité du freinage du chasseur à réaction. Ce réservoir-là est bientôt vide.  

    (3) L’altitude de l’avion. Chaque tranche de 75 kg d’avion qui perd 1 mètre d’altitude par seconde fait fournir une puissance de 1 cheval au champ de gravitation terrestre. On descendra assez vite.  

    Le pilote d’avion de tourisme doit mettre un peu plus de gaz en virage s’il ne veut pas perdre de la vitesse ou de la hauteur. Le facteur de charge modeste de 1,15 qu’on mesure en virage incliné de 30° ne requiert pour supplément de puissance que 1,15 x (racine de 1,15), soit 23 % de chevaux en plus. 

    Un combat tournoyant serré entre des avions virant inclinés presque sur la tranche les fera volontiers voler à la limite du voile noir.  

    Un des chasseurs à hélice les plus surpuissants est le F8F Bearcat de Grumman, léger et gréé d’un moteur de 2100 chevaux. Ne pas oublier de prononcer Bèrcat (de bear, « bèr », l’ours) et non pas – chose courante - Bircat, comme si ce chat se saoulait de bière. Il lui faut au minimum 250 chevaux pour juste tenir l’air en palier sans virage. Or il en possède 7 fois plus.  

    Virant sous 2 g et 60° d’inclinaison, il lui faut 250 x 2 x (racine de 2) = 707 chevaux. 

    Sous 3 g et 70° : 250 x 3 x (racine de 3) = 1299 ch. 

    Sous 4 g et 75° : 250 x 4 x (racine de 4) = 2000 ch. Ce dernier chiffre est pratiquement le maximum. Il ne reste plus de marge. 

    Le Bearcat peut donc soutenir un virage sous 4 g toute la journée sans perdre d’altitude. Veut-il virer longuement sous 6 g (et 80°) ? Le moteur n’y suffit plus. L’avion doit utiliser en plus l’une des deux dernières sources d’énergie précitées : 

    - Source (2) : le pilote peut aussi entamer son virage serré en basculant tout à coup son avion sur la tranche depuis une vitesse élevée. Le ralentissement sera énergique. 

    - Source (3) : pour soutenir un virage sous 6 g continus, il faudrait 3674 ch ; c’est 1574 de plus que ne donne le moteur. L’avion peut les trouver en perdant continuellement de la hauteur, beaucoup de hauteur. Il pèse en moyenne 3800 kg, soit 50 tranches de 75 kg. Descendre de 1 m/s lui fournit donc l’équivalent de 50 chevaux. Il « suffit » ainsi de dégringoler de 31 mètres par seconde pour trouver 1574 chevaux (50 x 31). 

    Il doit être possible en serrant son virage sous 6 g de passer dans la queue de celui qui ne serre qu’à 4 g ; mais si le poursuivi maintient son altitude tandis que le poursuivant s’enfonce de 31 mètres par seconde… on voit que virer plus sec ne signifie pas obligatoirement se placer en position de tir dans la queue. 

    Bien entendu le virage très serré se tient si possible à vitesse où le besoin de puissance est le moindre, à notre fameux 1,2 vitesse de décrochage. C’est très lent… mais pas tant que cela, puisque sous 4 g par exemple la vitesse de décrochage et toutes les autres vitesses caractéristiques sont multipliées par deux.  

     

     

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    Il n’est plus possible à une certaine altitude de poursuivre un combat tournoyant un peu serré.  

    L’air quatre fois moins dense à 12000 mètres double toutes les vitesses caractéristiques. Supposons qu’un chasseur à hélice donné ne puisse dépasser sans perte de contrôle mach 0,75 ou 797 km/h. S’il décroche au niveau de la mer à 170 km/h sans volets, il décroche à vitesse double à 12000 mètres : 340 km/h. On voit qu’il ne lui est pas possible même à 797 km/h de voler en virage serré tout en supportant plus de : (797/170)² = 5,5 g. Il décroche au-delà, alors lorsqu’il pourrait supporter bien davantage de g à basse altitude en air dense.  

    Il ne s’agit pas ici d’une limitation due à un manque de puissance ; l’avion ne pourrait voler sous plus de 5,5 g même en perdant de la hauteur. C’est une limitation purement aérodynamique.  

    La puissance de toute manière lui ferait défaut.  

    Un chasseur à réaction subsonique de plus forte charge alaire et forte vitesse de décrochage aura moins de marge de g encore en altitude, malgré qu’il puisse voler à mach un peu plus élevé.  

    Les avions supersoniques n’ont guère l’occasion de profiter de leur vitesse élevée pour tirer de nombreux g en altitude. D’une part eux non plus n’auraient pas la poussée nécessaire à conserver à ce jeu leur altitude ; mais encore observe-t-on que les combats aériens se déroulent principalement en sub- ou transsonique seulement. Cela se justifie sans mal : le rayon de virage à mach 2 et 60° d’inclinaison vaut 20,5 km ; un tour complet 129 km ; ce tour dure 3 mn 40 au terme desquels la postcombustion a presque vidé les réservoirs. L’avion supersonique a ainsi peu de potentiel de manœuvre.  

     

     

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    Disons quelques mots des effets moteur, que rencontre parfois le lecteur de récits de la Seconde Guerre mondiale : ils concernent principalement les chasseurs monomoteurs de forte puissance à train classique. Ils concernent aussi les bimoteurs en panne d’un côté. Certains effets sont éliminés ou réduits par l’appui ferme au sol de la roue avant sur train tricycle. 

    Nous parlerons de trois sortes d’effets : les effets gyroscopiques, le couple de renversement, le souffle hélicoïdal. Ils sont souvent mal distingués les uns des autres. Nous en laisserons de côté un quatrième, dit facteur P. 

    Clostermann expose les ennuis rencontrés lors de la course au décollage du néophyte sur Typhoon ; il ne parvient que malaisément à conserver l’appareil en ligne presque droite au sol durant son accélération. D’autres n’y ont pas réussi, qui ont percuté un hangar placé non loin de la piste. 

    Ces effets sont d’ordre à la fois gyroscopique et aérodynamique. L’hélice en rotation est un important gyroscope ; qui a manié cet instrument sous la forme d’une toupie ou d’un jouet, en sait les réactions capricieuses à l’encontre de l’intuition.  

    Les moteurs rotatifs de la guerre de 14 constituaient de par leur masse de plus puissants gyroscopes encore.

    Mettons à l’arrêt pleins gaz sur un moteur de plusieurs milliers de chevaux entraînant une hélice de trois mètres de diamètre et plus de cent kilos : c’est un gyroscope de taille. Admettons qu’on voie de la place du pilote cette hélice tourner en sens horaire. Au bout d’un certain roulage le pilote soulève la queue pour mettre l’appareil en ligne de vol. Ce faisant il a basculé le plan de l’hélice d’un angle d’une douzaine de degrés, celui de l’assiette de l’avion posé sur sa roulette arrière. Le basculement du gyroscope requiert une certaine force, car il « veut » rester comme il était. Sous la contrainte qu’on lui impose, le gyroscope réagit en infligeant une réaction au reste de l’avion. La connaissance du sens du basculement, du sens de rotation de l’hélice et de la théorie du gyroscope permet dans l’exemple choisi (rotation de sens horaire) de prédire la réaction : l’avion est « forcé » à entrer en virage au sol à droite. Cela ne dure que le bref instant du lever de la queue, mais l’avion est parti pour quitter la piste à droite si le pilote au palonnier n’a anticipé l’effet gênant.   

    On le voit, le gyroscope a ceci de déroutant qu’il réagit dans un plan autre que celui où on l’a chatouillé.  

    On aime parfois à dire plaisamment qu’un avion trop puissant se mettrait à tourner autour de son hélice. Disons plutôt qu’une hélice immense telle qu’un rotor d’hélicoptère a en effet le besoin visible du rotor anticouple de queue pour tenir droit le fuselage. Le même besoin se fait pourtant ressentir même sur un avion dont l’hélice n’a pas la même ampleur ; mais l’avion dispose d’une paire d’ailerons qui moyennant un très léger braquage, souvent imperceptible, fournissent un couple opposé à celui de l’hélice. 

    Il peut arriver pourtant que le couple donné par les ailerons ne soit plus capable de contrer celui d’un moteur puissant, lorsque la vitesse devient si faible que même à plein braquage les ailerons n’agissent plus suffisamment. L’accident se produit lorsqu’un avion monomoteur puissant et/ou d’envergure limitée vole lentement en approche, et lorsque le pilote mal formé remet précipitamment tous les gaz pour interrompre cette approche. L’avion passe sur le dos à faible vitesse et faible hauteur ; l’affaire finit mal. L’accident peut concerner les chasseurs à hélice, les simples racers et des monoturbopropulseurs puissants. Le motoplaneur aux ailerons immensément éloignés d’une minuscule hélice ne risque évidemment rien.  

    Enfin, le souffle de l’hélice n’est pas droit ; il est affecté d’un mouvement… en hélice, en tire-bouchon ; c’est le « souffle hélicoïdal ». Celui-ci ne produit donc pas sur la dérive et les autres surfaces verticales un écoulement d’air rectiligne et symétrique de part et d’autre de l’avion ; un côté de l’avion est poussé de côté comme une girouette prise en travers. C’est l’effet majeur, durable, capable d’exiger du pilote une puissante correction du pied au gouvernail. Elle doit durer tout le temps que la vitesse atteinte ne suffira pas à ce que le compensateur du gouvernail de direction, dispositif aérodynamique correcteur, se mette à soulager le pilote ; le compensateur agira utilement lorsqu’un badin suffisant l’alimentera suffisamment. Si le pilote réagit faiblement ou tardivement, l’avion parti au sol en embardée sortira de la piste avant d’être récupéré. Le compensateur de direction n’existe pas sur les monomoteurs de petite puissance.  

    Puisque les effets moteurs de toute nature sont facilement contrés par les gouvernes dès que la vitesse est considérable et leur donne une grande efficacité, les problèmes qu’ils posent se manifestent aux basses vitesses où les gouvernes sont faibles. Ils s’effacent au-delà. 

    On remarque sur maint avion un braquage de la dérive qui est de construction légèrement désaxée ; on voit souvent la même chose au sujet de l’alignement du moteur : vue bien en face, la casserole d’hélice paraît avoir reçu une grande gifle et pointer en travers. Ces dissymétries combattent les effets moteurs.  

    Sur les avions à réaction les parties en rotation sont de beaucoup moindre diamètre ; ces appareils ne présentent que peu ces effets ; ils sont en cela souvent plus faciles à piloter. La même remarque est valable pour les doublets d’hélices contrarotatives qui annulent les effets normaux d’une hélice simple. De même les hélicoptères à deux rotors coaxiaux contrarotatifs n’ont-ils pas besoin de rotor anticouple en queue. 

     

     

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    La notion de centrage se rencontre souvent ; elle est essentielle à la compréhension de la stabilité de l’avion. On supposera par simplification le cas d’un appareil doté d’une aile sans flèche et parfaitement rectangulaire. La corde est ainsi constante et unique.  

    Il est manifeste que le dessin de l’avion à vide et la répartition de son chargement doivent être tels que le centre de gravité se trouve à l’aplomb de l’aile. Mais encore ? Près du bord d’attaque, du bord de fuite, juste au milieu ?... 

    On ne dispose pas de toute la corde de l’aile pour « mettre » le centre de gravité ; on ne le met pas davantage au niveau du bord d’attaque (on dirait le centrage à 0% de la corde) qu’à celui du bord de fuite (centrage à 100% de la corde). On dispose d’une plage de centrage limitée allant par exemple de 20% à 35% de la corde. Ces deux valeurs seront respectivement la limite de centrage avant et la limite de centrage arrière 

    On atteindra la limite de centrage avant sur un avion quadriplace dont les places arrières sont vides, vide le coffre à bagage encore derrière elles, peu rempli le réservoir de fuselage placé sous la banquette arrière, et si encore les deux places avant sont occupées par deux obèses ou un seul pilote poids plume (selon que les gens à l'avant sont assis respectivement en avant ou en arrière du centre de gravité de l'avion vide ; le second cas étant fréquent).  

    On atteindra et même on dépassera facilement la limite de centrage arrière si coffre et réservoir précédent sont pleins, les places arrière occupées par deux poids lourds et les places avant par deux sujets fluets (On évite cette répartition dans toute la mesure du possible, en faisant monter les gens légers derrière).  

    Sur une aile dont la corde vaut 2 mètres, le point « 20% de la corde » se situe : 2 x 0,20 = 0,40 mètres en arrière du bord d’attaque. Le point « 35% de la corde » est de même placé : 2 x 0,35 = 0,70 mètre en arrière du bord d’attaque. 

    La plage de centrage vaut ici 30 centimètres : on dispose de cette latitude pour laisser selon le chargement varier le centre de gravité.  

    On a deviné que les limites de centrage sont telles que le centre de gravité ne s’éloigne pas trop du centre de portance, ou centre de poussée, le point d’application moyen de la portance au long du profil de l’aile.  

    Le centre de gravité est-il un peu en avant du centre de portance ? Il tend à entraîner l’avion à piquer ; il faut donc appuyer un peu sur la queue pour le maintenir en équilibre : l’empennage horizontal est plus ou moins braqué, son bord de fuite relevé vers le haut. Le centre de gravité est-il un peu en arrière du centre de portance ? L’avion tend à cabrer ; il faut soutenir sa queue : l’empennage horizontal est plus ou moins braqué bord de fuite vers le bas (1).

    L’empennage horizontal est dimensionné pour être capable de cabrer l’avion jusqu’à le faire décrocher, c’est-à-dire capable de ralentir l’avion de manière à lui permettre d’atterrir à la plus faible vitesse possible. Si pourtant le centrage est trop avant, il pèse sur le nez de l’avion plus que l’empennage ne peut compenser à très faible vitesse (Il est aisé de concevoir que la puissance d’une gouverne augmente avec la vitesse, par augmentation de la portance/déportance sur sa surface.)  L’avion sera forcé de voler plus vite, ne pouvant jamais descendre à sa vitesse de décrochage. L’atterrissage sera plus rapide et plus long, de même que le décollage. Si au contraire le centrage est beaucoup trop arrière, l’avion voudra cabrer de lui-même irrésistiblement. Il viendra une position arrière du centre de gravité à laquelle le manche à fond en avant ne rétablira plus un vol possible. Une telle situation peut arriver si par exemple le moteur est perdu en l'air, ou si le chargement désarrimé roule dans la queue.

    Si le pilote laisse échapper à son contrôle un avion centré trop avant qui veut s’engager en piqué, il n’aura en principe qu’à tirer le manche pour récupérer.

    Si le pilote laisse échapper à son contrôle un avion centré trop arrière, il ne pourra plus rien faire puisque son avion engagé en cabré a ralenti et ainsi diminué encore la puissance de l’empennage. Contrairement au cas du paragraphe précédent, l’avion est instable. Cela finit en quelques secondes par un décrochage approximativement irrécupérable, l’avion ne faisant pas toujours d’abattée sur l’avant, mais pouvant dégringoler plutôt sur sa queue.

     Le centrage trop avant est gênant ; le centrage trop arrière est dangereux. 

     L’emplacement sur la corde du centre de portance varie beaucoup avec le type de profil employé ; il est cependant souvent quelque part entre le quart et le tiers de la corde, entre 25 et 30%, valeurs autour desquelles s’étend la plage de centrage permise. 

    La réalité est pourtant moins simple : le centre de portance d’un profil donné est loin d’être fixe en général. Il se déplace le plus souvent loin vers l’arrière en vol rapide, s’éloignant du centre de gravité. Il en résulte que la tendance que pouvait avoir l’avion à piquer (cas d’un centrage avant) s’accroît, fortement parfois ; l’empennage horizontal aura une plus grande force à exercer vers le bas pour rétablir l’équilibre. Il en sera d’autant grand et plus lourd. La force importante qu’il exerce vers le bas s’ajoute de façon parasite au poids de l’avion. D’autre part les déplacements notables du centre de portance exercent sur la structure de l’aile des torsions importantes, qui doivent être contrées par de pesants épaississements des revêtements.  

    On voit l’intérêt qu’il y aurait à disposer d’un profil dont le centre de portance ne se déplacerait guère quelle que soit la vitesse de vol. Ils ne sont pas nombreux ; le plus connu est le type NACA 23012 inventé vers 1930 et toujours d’emploi fréquent, surtout chez les dessinateurs d’avions légers : il leur épargne d’inutiles alourdissements de structure ; il épargne aux ingénieurs du dimanche (conception amateur) de pénibles angoisses de calculs.  

    Il est possible sur la plupart des avions de charger d’une manière qui satisfait le manutentionnaire désireux de caser toutes les charges emportées, mais qui outrepasse les limites permises de la plage de centrage.  

     

    (1) Contrairement à la légende, foule d’avions sont stables quoique leur centre de gravité soit quelque peu en arrière du centre de portance.  

    Cette légende vient d’une confusion entre centre de portance de la voilure et foyer (ce qui n’est pas la même chose) de l’avion entier. Le centre de gravité doit être en avant du foyer de l’avion complet. 

     

     

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    Un chapitre ne semble pas inutile sur le rôle de l’empennage, horizontal surtout. Admirons en premier lieu cette appellation poétique tirée du projectile de l’arc… On est à  cent lieues des pragmatiques « tail surfaces » de l’anglais. Ces grandes surfaces que sont nos empennages, même de métal, sont donc étymologiquement des « plumes ». Il est vrai qu’elles tiennent à peu près le même rôle que sur une flèche. 

    L’empennage vertical comporte presque toujours une partie avant fixe, la dérive, à l'arrière de laquelle est articulée une partie mobile, le gouvernail de direction similaire à celui d'un bateau. La dérive par effet de girouette ramène dans le lit du vent relatif un avion qui de lui-même voudrait braquer son fuselage en travers ou faire un tête à queue. Le tête à queue est toujours possible tant que n’existe pas en arrière du centre de gravité une surface latérale plus importante qu’en avant (extrême schématisation). La dérive est un ajout massif de surface latérale bien placée tout au bout du long bras de levier qu’est le fuselage. C’est une girouette stabilisatrice.  

    Le gouvernail de direction lui aussi sert de surface stabilisatrice girouette s’il est tenu fixe par les pieds bien calés du pilote ou par quelque autre dispositif de rappel au neutre un peu énergique. Nombre d’ULM (nous parlons de ceux qui ont la forme d’avions) se mettent à battre de façon pénible de gauche à droite et de droite à gauche indéfiniment lorsqu’on retire les pieds des pédales. Cela n’arrive pas en principe sur avion, dont le processus de certification aura contraint le constructeur à éliminer pareil travers. Les ULM ne s’écrasent cependant pas pour ce motif, ce qui ajoute à la longue liste des pseudo-motifs de sécurité pour lesquels depuis un siècle on met en ruineux carcan l’aviation autre qu’ULM. Nous admettrons que ce travers fort tolérable pour la simple promenade aérienne doit l’être beaucoup moins en pilotage sans visibilité, lequel n’est pas autorisé en ULM. 

    L'empennage vertical agit aussi de manière indirecte, subtile et complexe sur la stabilité en roulis ; nous n'entrerons pas dans cette question.

    Venons-en à l’empennage horizontal, objet majeur du chapitre. On a entrevu sa fonction au chapitre précédent.  

    Il n’a en première approximation aucune fonction sustentatrice sur la formule de l’avion classique, ou formule Pénaud, ou formule Blériot, c’est-à-dire aile avant et empennage arrière. 

    On verra plus loin qu’il en va tout autrement sur la formule canard, mais le plus clair des avions ressort de la formule Blériot. 

    Hors le cas particulier des ailes volantes dont on parlera également plus loin, une aile seule et sans un empennage pour la stabiliser est incapable de rester en vol. Le chapitre précédent trouve ici son utilité. 

    Exemple : un centrage avant peut mener à ce que le centre de gravité soit à 15% de la corde tandis que le centre de portance est à 35%. Vérifiez que si la corde de l’aile vaut 2 mètres, le centre de gravité se trouve 40 centimètres devant le centre de portance. 

    Le centre de portance est le point d’appui de l’avion. Si le centre de gravité est plus en avant que lui, l’avion piquera irrévocablement s’il n’a pas un empennage pour le stabiliser. L’empennage procédera tout simplement en poussant la queue de l’avion vers le bas, mais modérément, parce qu’il est loin de l’aile et parce que son bras de levier est important. Il poussera la queue vers le bas parce que le pilote en tirant un peu le manche relèvera un peu le bord de fuite du gouvernail de profondeur, créant une légère déportance, comme un aileron de voiture de formule 1 qui plaque la voiture au sol.  

    Cet équilibre est analogue à celui de la balance romaine : un pivot (centre de portance), un gros poids juste à côté (centre de gravité), un petit poids de mesure très éloigné de l’autre côté (déportance d’empennage). 

    Très souvent dans un cas de centrage arrière même normal, le centre de gravité est derrière le centre de portance : le poids est derrière le pivot ; l’avion cabrerait sans remède si l’empennage cette fois braqué en sens inverse ne créait une petite portance tenant soulevée la queue. 

    Un avion est stable si, manche lâché par le pilote, il demeure en vol convenable et rattrape de lui-même les petits écarts dus à des causes comme la turbulence.  

    On démontre qu’un avion centré en avant du centre de portance reste stable si avant qu’on ait placé le centre de gravité. On démontre que si le centre de gravité est en arrière du centre de portance, l’avion ne reste stable que si le centre de gravité ne recule pas au-delà d’une distance modérée.  

    (Nous sommes parfaitement conscient en écrivant cela que les légendes aériennes ayant la peau fort dure, le pilote moyen se fera dévorer par les lions plutôt que d’accepter qu’un avion puisse être stable avec un CG en arrière du CP).  

    Notre propre aéronef dessiné par nos soins, équipé d’une aile rectangulaire à profil 23012 dont le centre de portance ne quitte pas la cote 25%, est centré dans tous les cas plus arrière que ce chiffre. Nous n’avons pas observé qu’il fût instable.  

    Si le centrage enfin est vraiment trop arrière, le pilote poussera constamment le manche en avant pour soutenir la queue. Il pourra voir l’appareil lui échapper en cabré brutal avant de choir d’une manière ou d’une autre. L’avion est instable ; on a dépassé sa limite de centrage arrière. Nous parlons ici de sa limite physique ; le manuel de vol impose une limite de sûreté moins arrière. . 

    Note : le gouvernail de direction n'existe plus ; il est devenu gouverne de symétrie. C'est un fait qu'il sert peu en virage où les ailerons ont un rôle prééminent. Ils servent à incliner l'avion, qui dès lors vire même sans la gouverne de symétrie. En revanche la gouverne de symétrie utilisée seule n'altère que malaisément le cap de l'avion, voire cause un malheur tel qu'une mise en vrille. On ne l'appelle donc gouvernail de direction que par analogie avec la marine. Quant à savoir pourquoi ce nom nouveau de gouverne de symétrie, et quelle symétrie, nous renvoyons le lecteur à la recherche des notions de vol dérapé et de vol glissé (tiens ! ce dernier non plus n'existe plus !) que cet ouvrage n'aborde pas.

    Autant dire que l'auteur comme beaucoup d'autres continue à parler de gouvernail de direction.