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    Vous êtes ici dans la seconde partie de mon texte sur la mécanique du vol. L'ensemble se compose de :

    "Mécanique du vol, seconde partie", où vous vous trouvez,
    et : "Mécanique du vol, première partie", où vous pouvez aller en cliquant en colonne de gauche dans la rubrique "catégories".

    Vous trouverez dans cette "première partie" la table des matières détaillée des deux parties du texte. Elle figure non pas tout au début, mais quelques écrans plus bas.  

     

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    Nous allons à présent pour un chapitre très long et très riche en rebondissements, dont certains bien réels, abaisser nos volets hypersustentateurs et approcher de la piste en vue d’atterrir. Le chapitre est long parce que l’atterrissage est la phase la plus savante d’un vol. Voyons cependant en premier un dispositif à l’utilité bien différente de celle des volets : les aérofreins.

    Ces surfaces qu’on sort plus ou moins perpendiculairement au vent relatif accroissent énormément la traînée d’un avion, allant souvent jusqu’à la tripler sur planeur ou sur bombardier en piqué. Leur fonction selon le genre de machine est très différente.

    Dénommés « freins de piqué » sur un bombardier en piqué, ils servent évidemment à l’empêcher de prendre en piqué d’assaut une vitesse abusive. Cette vitesse excessive réduirait le temps déjà bref pour viser et obligerait à larguer trop haut pour que la visée soit bonne, car piquer trop vite contraint à commencer très haut la ressource qui suit le lâché du projectile.

    Sur chasseur à réaction, le ou les aérofreins permettent de casser la vitesse pour surprendre le poursuivant et s’en faire dépasser, comme il se doit dans toutes les bandes dessinées ; ou encore pour toute autre raison de casser la vitesse. On verra aussi leur utilité en approche.

    Les planeurs sont de pacifiques aéronefs où les aérofreins sont généralisés parce qu’absolument indispensables. L’ouverture des aérofreins peut faire tomber la finesse de soixante à dix.

    Sur un planeur de 30 ou 60 de finesse, il est au-dessus des possibilités humaines de viser le début de la piste d’atterrissage et de s’y présenter à un mètre du sol juste à la vitesse de posé. Il est impraticable de le faire en descendant sur un plan de 1/30 ou 1/60, car un pareil plan est peu ou pas visualisable. Pour compliquer l’estimation visuelle du plan de descente, le fuselage est légèrement cabré par rapport à lui. Un plan de 1/60 risque aussi de traverser les maisons placées dans l’axe de la piste, même au loin, ainsi que les voitures et les piétons passant le long du terrain. Le moindre vent mal estimé, la moindre turbulence en approche détruirait le plus habile visée. Ou bien le planeur se poserait avant le terrain, ou bien à l’autre bout de la piste.

    Le pilote conduira par conséquent son approche plus haut que ce plan trop théorique. Il suivra une pente plus forte, sur laquelle il pourrait à première vue vouloir abaisser le nez du planeur pour viser le début de la piste. Hélas, la grande finesse d’un planeur moderne l’emporte à une vitesse folle pour la moindre augmentation de la pente de descente. Une fois atteint à un mètre du sol le seuil de la piste à cette vitesse folle, la finesse élevée du planeur l’empêcherait de ralentir vite : la machine courrait un kilomètre ou davantage sans toucher terre. L’atterrissage à moins d’un kilomètre près devient mission impossible !

    Le pilote va donc briser sa finesse élevée et la ramener à 10 par exemple, en sortant ses aérofreins en approche.

    Bref, l’atterrissage nécessite une finesse médiocre et si possible guère supérieure à 10, pour : 1) descendre sans moteur le long d’un plan assez franc pour être bien visualisé par le cerveau ; 2) voir l’appareil ralentir vite et franchement en l’air dès l’ « arrondi », dès que le pilote parvenu un mètre ou deux au-dessus du début de la piste tire le manche pour casser sa descente. Alors la machine touchera terre sans se faire indéfiniment prier, comme elle ferait au contraire en conservant sans aérofreins sa finesse de 60.

    Un ULM banal ou un médiocre avion de tourisme peuvent se passer d’aérofreins ; toute machine plus fine en exige. Quelques avions légers vraiment fins en disposent. La plupart emploient à la place leurs volets hypersustentateurs, qui engendrent également une traînée supplémentaire très forte. Ils ne peuvent cependant servir de freins à vitesse élevée, parce que leur fragilité défend de les abaisser à vitesse un tant soit peu considérable. En ce cas, le pilote à la fois trop haut et trop vite en approche se débrouille ! Son intérêt est généralement de remettre alors les gaz pour un tour de plus. Des d’accidents surviennent lorsque des pilotes instinctivement réticents à la remise de gaz veulent se poser à tout prix.

    Les hypersustentateurs permettent de conserver la portance à vitesse moindre, et d’ainsi décrocher plus lentement ; les aérofreins n’ont aucun effet favorable sur la portance et la vitesse minimum. Ils la dégradent même légèrement. L’effet principal des hypersustentateurs est donc attendu sur les longueurs de roulement au décollage et surtout à l’atterrissage. Au décollage (ou à l’atterrissage) la longueur de roulage est réduite au carré de l’accroissement de la portance par les hypersustentateurs. Ce bénéfice est pourtant atténué par le fait qu’on ne déploie pas entièrement les hypersustentateurs au décollage : ils traîneraient beaucoup trop, divisant par deux la vitesse ascensionnelle une fois les roues en l’air. On les utilise en revanche intégralement à l’atterrissage. Un avion de ligne réclamerait sans eux quatre kilomètres de piste pour se poser ; ils réduisent sa vitesse minimum d’une petite centaine de km/h.

    L’hypersustentateur le plus simple est le volet de courbure, simple articulation sur charnière des quelques 15% de l’arrière du profil. A vitesse égale il suffit de le braquer d’environ 45° pour accroître la portance de moitié. L’avion dont le poids n’a pas changé n’a pas besoin d’un surcroît de sustentation ; c’est donc la vitesse de décrochage qui diminue, à sustentation égale. Elle diminue selon la racine carrée de l’accroissement de portance que donnent les volets. Tous calculs faits, une vitesse de décrochage de 100 km/h volets escamotés descend dans l’exemple pris à 82 km/h avec les volets abaissés de 45°. La longueur de roulage au sol baissera de près du tiers.

    Ces chiffres qui peuvent sembler intéressant supposent que tout le bord de fuite soit garni de volets de courbure ; or les 35 à 40% extérieurs sont mangés par les ailerons.

    D’autres phénomènes parasites réduisent encore le gain de portance dû aux volets. On est en fin de compte très heureux de réduire de 10% la vitesse minimum grâce aux volets de courbure. Ils sont en revanche facile à construire ; ils équipent de nombreux avions légers. 10% de moins sur la vitesse du toucher font 19% de roulage en moins.

    Il devient déjà délicat sur un avion de 10 ou 12 de finesse d’estimer correctement son plan de descente pour qu’il s’achève au seuil de piste, ni avant, ni après. Les simples volets de courbure font de surcroît d’honnêtes aérofreins en cassant la finesse ; on visualise alors mieux le plan de descente et le point de contact avec le sol, simplement parce que la descente est plus raide. Ce bénéfice visuel à notre avis l’emporte de beaucoup en avion léger sur celui du raccourcissement de la longueur de piste consommée à l’atterrissage.

    Vient ensuite une série de volets de plus en plus complexes, en éléments étagés et séparés par des fentes qui assurent leur soufflage naturel, et qui paraissent clairement sur les photographies du bord de fuite d’un avion de ligne en approche.

    On décolle ordinairement avec un modeste abaissement des volets de l’ordre de 10 degrés. Parce que la portance maximum avec volets est atteinte (pour de nombreux profils) à angle d’incidence moindre que sans volets, certains avions en arrivent à décoller à peine cabrés. De tels avions peuvent alors disposer d’un train léger parce que court, sans que la queue racle à l’envol. Le DC-9 est un tel avion ventre à terre.

    L’intérêt de braquer dix degrés de volets au décollage en avion de tourisme est toujours inconnu du rédacteur au terme de 1500 heures de vol. S’ils sont vraiment indispensables pour s’arracher d’une piste lourde et courte, il est plus sage de n’en pas décoller. Peut-être faut-il voir dans le braquage des volets le respect des traditions, et la satisfaction d’ajouter un geste très professionnel aux procédures d’amateur.

    Il est en revanche presque toujours exclu de décoller volets braqués à leur maximum usuel de 45 à 60°, malgré le raccourcissement net qui en découlerait de la course au décollage. D’une part la résistance de forme qui résulte du déploiement de ces véritables pelles à traînée est énorme ; mais plus énorme encore est leur traînée induite, triple de celle d’une aile nue qui ne donnerait que moitié du coefficient de portance des volets abaissés à plein. L’avion décollerait court, mais pour manquer gravement de puissance en raison de sa traînée considérable. Sa montée initiale raserait dangereusement le sol et ses obstacles.

    Pourtant on décollera bien avec les volets à fond depuis une île très courte au milieu d’un fleuve infesté de crocodiles : on gagnera quand même sur la distance d’envol, et aucun obstacle ne se dresse ensuite devant. Il n’y aura pas d’inconvénient à grimper faiblement.

    Vous tenez les commandes d’un avion dont les volets sont rentrés et le moteur complètement réduit ; il plane assez honorablement, et le coup d’œil que donne l’habitude vous laisse deviner assez loin devant vous le point où il touchera terre. Vous abaissez alors un peu de volets comme pour un décollage : la finesse maximum diminuant, le point où se poserait l’avion se rapproche de vous. Vous abaissez complètement les volets ; la traînée devient cette fois telle que l’avion puissamment freiné, devenu très médiocre planeur, ne peut plus conserver sa vitesse qu’en piquant sous un angle vraiment important. L’habitude n’est plus nécessaire pour voir qu’à l’évidence l’avion touchera le sol à peine devant soi, « chutant comme un pavé ».

    Mais de même que la langue passant sur une infime aspérité d’une dent nous fait penser que le relief en est colossal, les angles divers vus du pilote sont fortement exagérés. Un virage penché de 45° fait raconter à l’inexpérimenté qu’il était sur la tranche. Le pilote ayant abaissé à fond ses volets et planant avec une finesse de 5 pense descendre sous 45 degrés. Il faut dire que même sous 5 de finesse le nez abaissé dégage spectaculairement les vues, et que le siège est penché en avant comme jamais un siège n’a de raison de l’être au sol dans un véhicule terrestre courant.

    On a compris que l’avion tous volets abaissés devient un engin qui n’a plus de l’image vive et nerveuse d’un avion que le souvenir. Sa vitesse ascensionnelle tombera par exemple de 4 à 2 m/s. Sa vitesse à pleins gaz descendra volontiers de 230 à 170 km/h (si ce dernier chiffre est autorisé avec les volets complètement sortis). Son domaine de vol est singulièrement réduit, même si la machine a gagné 10 ou 15 km/h au bas de l’échelle de ses vitesses.

    Voyons comment se fera l’approche de la piste sur une telle machine. L’avion par exemple suivra sa descente à 108 km/h, chiffre choisi pour valoir tout rond 30 m/s. Le moteur est complètement réduit et l’hélice supposée « en transparence » : sa vitesse de rotation résiduelle s’adapte exactement à la vitesse de l’avion comme la vis à son écrou, si bien qu’elle ne tire pas mais ne freine pas non plus ; elle est donc virtuellement absente. L’avion volets escamotés fait 10 de finesse et chute à 30/10 = 3 m/s.

    Si le pilote a bien l’habitude de viser correctement son point d’arrivée au sol sous une finesse planée de 10 (plan de 5,7 degrés), les volets ne sont pas absolument indispensables pourvu que la piste soit un peu longue afin de pardonner une légère erreur faisant arriver l’avion trop long.

    Si le pilote est en effet trop long, cas plus fréquent que trop court (le pilote a d’instinct préféré sans vraiment le vouloir être un peu haut plutôt qu’un peu bas), il voudra en fin d’approche se raccourcir en poussant d’instinct le manche. Ainsi le début de la piste reviendra-t-il dans sa ligne de visée.

    Certes, il prend ainsi en « piquant » (de peu) une vitesse qui sera excédentaire à l’instant où il passera le seuil de la piste, et qui ne se résorbera que sur une certaine distance s’ajoutant au minimum nécessaire à s’arrêter.

    Nous avons déjà vu qu’un planeur très fin agissant de la sorte traverserait en trombe le terrain sans pouvoir se poser, mais aussi que l’ouverture de ses aérofreins supprime cet « inconvénient ». Or la finesse d’un avion volets rentrés est de l’ordre de celle d’un planeur aérofreins sortis. Notre avion trop long en approche et « piquant » pour se raccourcir ne prendra lors qu’un excès modéré de vitesse, qu’il reperdra vite sitôt arrondi au ras de la piste.

    La manœuvre pourtant sera plus facile encore si l’a finesse tombe à 5 ou 6 par l’abaissement complet des volets. Si jamais l’avion est trop haut en approche, piquer du nez pour se raccourcir ne l’accélérera presque pas, puisque le freineront les générateurs de traînée que sont ses volets entièrement abaissés. Aussi est-il bien utile de changer un avion fin en « approcheur » sans finesse.

    e pilote afin de : 1) viser facilement même sans grande habileté le seuil de la piste ; 2) le passer à vitesse plus faible que sans volets ; 3) une fois passé le seuil, puis la trajectoire « arrondie », perdre très vite par aérofreinage ce qu’il a en trop de vitesse au-dessus du décrochage… Le pilote approchera donc de préférence volets complètement abaissés, généralement de 50 ou 60 degrés. Sa finesse sera de 6 et son taux de chute sans moteur de 5 m/s (vitesse de 30 m/s et plan de 9,5 degrés). Une fois arrondi en passant le seuil, l’appareil perdra en un clin d’œil sous sa forte traînée tout ce qui lui reste de vitesse. Le posé sera court.

    L'arrondi consiste à passer de la pente de descente assez accentuée, à une courte portion de vol sans moteur presque horizontale au bout de laquelle touchent les roues. Cela ne tarde guère puisque sans moteur l’avion en quasi-palier ne peut que perdre sa vitesse. Le pilote pour arrondir tire doucement le manche absolument au jugé : hauteur de début d’arrondi, intensité du geste, tout se fait à l’estime. Il faut qu’en fin d’arrondi les roues soient à peu de décimètres du sol, un ou deux étant l’idéal.

    L’arrondi est un art, jamais définitivement acquis. Un pilote aux milliers d’atterrissage fera aussi bien des posés brutaux avec ou sans rebonds, que des « kiss landings ». Dans les meilleurs atterrissages sur piste en dur, on peut n’être même pas certain que les roues ont bien touché. Il arrive de n’en avoir la certitude qu’une fois la vitesse vraiment trop basse pour voler encore.

    L’arrondi exige qu’on puise dans l’énergie cinétique de l’avion, dans sa « lancée », de quoi briser sa descente et la ramener brièvement à zéro. L’arrondi facile sur avion aux volets rentrés ne l’est plus toujours si les volets sont complètement abaissés : le taux de chute est passé de 2,5/3 m/s à 4 voire 5 m/s. Non seulement il faut briser une descente importante, mais encore le maigre écart de vitesse entre vitesse d’approche et vitesse de décrochage ne donne-t-il qu’une mince réserve d’énergie à consommer dans ce but ; le temps d’arrondir, et l’avion qui n’a même plus la force d’achever l’arrondi s’enfonce à nouveau, tamponnant le sol.

    Aussi le pilote remettra-t-il en général une part des gaz en fin d’approche, une fois qu’il sera certain d’avoir bien visé le seuil. Cette part ne suffirait pas à tenir le palier : la machine alors à la même vitesse descendra cependant moins, simulant grâce au moteur une finesse de plané supérieure. L’arrondi correct sera facile ; il s’achèvera à quelques décimètres du sol, immédiatement suivi d’une réduction des gaz complète dès l’avion parallèle au plancher des vaches.

    Il se peut que tous les moyens normaux aient échoué à résorber un excès de hauteur avant la piste. On peut voir alors l’avion décrire bas des esses autour de sa trajectoire pour allonger celle-ci. C’est autant dire qu’il eût généralement mieux valu remettre les gaz que marcher ainsi sur la queue du tigre « décrochage ». Un autre procédé fort efficace consiste à voir croître de manière impressionnante l’angle de descente en présentant le fuselage partiellement en travers, braqué sur sa trajectoire sous un angle notable. Cette manœuvre dite d’approche en glissade étant de nos jours assimilée au crime, nous ne décrirons pas la façon de la pratiquer.

    Parfois il faut atterrir avec un moteur qui refuse de réduire ! Un blocage ou une rupture quelque part dans la commande des gaz en est souvent cause. L’auteur a connu la chose. Il ne reste qu’à descendre au moteur avec un impressionnant badin, à s’aligner dans l’axe de la piste à plusieurs kilomètres, approcher bas et plat à grande vitesse, couper le contact à quelques mètres du sol en avant du seuil de la piste, ni trop tôt pour ne pas toucher terre avant, ni trop tard pour ne pas effacer le terrain et se vautrer au-delà.

    Il n’est pas exceptionnel de rater un arrondi et de le finir trop haut ou trop bas. Le cas « trop bas » est rare, parce que le pilote refuse d’instinct le sol plutôt que l’emboutir. Le cas « trop haut » est plus commun. L’avion se retrouve nez haut en palier, à vitesse de décrochage. Ce serait parfait à cinq centimètres du sol ; c’est désastreux à deux mètres, puisque l’avion va dans un instant choir avec violence. Sans hésitation aucune on remet en urgence les pleins gaz. La vitesse cesse de diminuer ; la voilure centrale est soufflée ; sa portance croît d’autant ; le péril d’imminent décrochage est derrière nous. Il ne reste qu’à refaire un tour, à moins que la piste ne soit très longue.

    Il est cependant beaucoup plus distingué de faire une approche d’avion de ligne ; c’est ce qu’on enseigne et pratique. Toute l’approche commencée haut et loin (disons cent mètres et deux kilomètres) sera faite ainsi, les volets entièrement abaissés et le moteur conservant malgré la descente une puissance non négligeable afin de contrer leur forte traînée.

    L’approche se fait alors de façon standard sur une pente de 5% ou 3°. L’avion glisse comme s’il planait sans moteur ni volets avec une finesse de 20. Quasi aucun appareil de tourisme n’est capable de cette finesse volets escamotés, a fortiori abaissés. Le moteur convenablement réglé allonge le plané en conséquence. A une vitesse de l’ordre de 120 km/h, on règlera les gaz de façon que l’appareil s’enfonce encore de 1,5 m/s ou un peu plus.

    La puissance à conserver dans ce type de descente est notable. Inférieure à la puissance de croisière normale à 75%, elle reste supérieure au minimum qui sans volets ferait juste tenir l’air sans descendre.

    Très attentif à la fois à ne surtout pas perdre de vitesse (le décrochage n’est pas loin) sans diminuer non plus son taux de descente pour ne pas être trop long, le pilote en approche plate sous trois degrés, archi-concentré, se cramponne fébrilement d’une main sur les gaz et de l’autre sur le manche. L’avion lui semble « ramer » en faisant bien du bruit pour avancer peu, tout en descendant malgré son nez légèrement cabré sur la trajectoire. L’homme maîtrise ce délicat et rageur équilibre avec un sentiment de compétence étonné de soi-même. Il peut même pour faire vraiment archi-pro (et surtout si l’avion est sa propriété) ne pas arrondir à l’atterrissage, et apponter sur sa trajectoire rectiligne. Le train qui peut en principe encaisser 3 m/s devrait résister. Nous ne le préconisons qu’au simulateur. C’est un appontage sur bateau.

    Une approche « au moteur » au lieu d’une approche en plané ne pardonnera pas la panne. On se vautrera bien avant le seuil de la piste.

    Il peut arriver aussi que moteur aux trois cinquièmes de sa puissance et volets complètement abaissés, l’avion volant 20 ou 25 km/h au-dessus du décrochage se retrouve par erreur d’appréciation trop court et trop bas au-dessus des arbres, à bonne distance encore de la piste. Le pilote aux commandes de son paquet de traînée remettra presque tous les gaz pour se voir ramper cabré dans l’air bien près du paysage ; mais il lui sera d’autant plus facile de s’abattre avec lenteur et précision sur les premiers mètres de la piste.

    Un planeur n’a pas nécessairement besoin d’arrondir sa trajectoire pour toucher le sol à son taux de chute minime de moins d’un mètre/seconde. Le planeur peut se poser « en vol ». Il arrondira souvent tout de même, parce qu’il approchait pour plusieurs motifs (dont la sortie des aérofreins) sous un angle moins plat que sa finesse maximum.

    L’arrondi s’impose donc presque toujours. Est-il toujours possible ?

    Nous allons traiter préalablement du second régime ou vol au second régime.

    Le second régime est toute la plage de vitesse qui va du décrochage jusqu’au point 1,2 vitesse de décrochage (quelque peu variable selon les machines) où la puissance requise pour voler est la moindre. L’appellation de second régime peut déconcerter puisqu’il s’agit en bon ordre du premier.

    Ainsi toute vitesse appartenant au second régime réclame-t-elle pour tenir le palier plus de puissance que le minimum, et surtout en réclame d’autant plus qu’on se rapproche de la vitesse de décrochage. Moteur réduit, c’est la pesanteur qui devra fournir ce travail : le taux de chute augmente. Il augmente de plus en plus en approchant la vitesse de décrochage. Disons pour fixer les idées qu’il aura crû de plus de moitié en quand on frôlera le décrochage.

    Considérons un pilote inexpérimenté approchant en plané précisément à la vitesse de taux de chute minimum, les 120% de la vitesse de décrochage. Le nez est un peu à piquer. Le pilote se juge trop court. Il tire le manche instinctivement afin de relever quelque peu le nez : cela marche. Il en déduit qu’il planera plus loin… mais il planera moins loin. En d’autres termes, il s’enfonce plus raide et le nez un peu en l’air. Il est entendu qu’il frôle le décrochage ; mais quand même il l’évite, il a tout de même cassé encore sa finesse en pénétrant dans le second régime.

    L’arrondi cette fois est impossible. Tirer davantage ne fait qu’aggraver la pente de descente même si le décrochage n’est pas atteint.

    S’il reste assez de hauteur, il ne reste qu’à repousser le manche pour piquer assez franchement et reprendre quelque vitesse rendant possible l’arrondi ultérieur. Cette manœuvre impossible trop près du sol fera d’abord perdre brusquement une hauteur appréciable.

    Trop bas, l’ultime ressource est la remise des gaz. A défaut l’avion s’il ne décroche tamponnera très durement, voire mortellement.

    La remise des gaz elle-même n’est pas le salut sur tous les avions, et les plus puissants ne sont pas les mieux protégés. Le défaut d’allongement des ailes delta leur inflige aux basses vitesses une traînée induite colossale. Un certain nombre de pilotes de chasseurs en delta se sont à travers le monde vautrés au sol en approche à trop basse vitesse, en fort cabré, nez très haut. La postcombustion allumée d’urgence ne faisait que ralentir leur descente implacable. La traînée induite vertigineuse a dépassé sous fort cabré la poussée du réacteur. Ils se sont tués en touchant terre avec une violence fatale, et dans l’incompréhension de la méchanceté subite du monde. Il s’agissait en principe de débutants sur avion sans allongement. Ils n’avaient pas compris la spécificité vicieuse des trop courts allongements. Aucune parade n’était possible.

    Il arrive aussi que malgré une altitude permettant en principe de se rattraper en poussant le manche pour reprendre un peu de vitesse, on ne le puisse même pas. La profondeur mise à plein piqué peut ne plus réagir, parce que l’aile delta fortement cabrée, qui ne décroche à peu près pas quelle que soit son incidence, a trouvé à s’asseoir dans un régime de lente superstabilité dans lequel aucun braquage ne fait plus rien.

    Il faut ajouter que ces pièges du second régime se produisent plus facilement en avion à réaction puisque leur plage de second régime est beaucoup plus étendue. Elle ne cesse pas à 1,2 vitesse de décrochage mais bien plus haut, à la vitesse de finesse maximum que nous avons par convention très approximative donnée pour 1,5 vitesse de décrochage. Autant dire qu’un avion à réaction approche toujours au second régime.

    La différence ici entre avions à hélice ou à réaction tient à ce qu’on ne considère pas en avion à réaction une puissance, mais une force de poussée. Celle-ci équilibre la traînée, et c’est à la vitesse de finesse max que la traînée et donc le besoin de poussée est minimum.

    En dépit de son allongement, nous observons sur le Boeing 737 de Flight Simulator de très belles catastrophes en approche au second régime trop prononcé. On a trop ralenti ; la traînée est devenue plus forte que les moteurs ; on découvre avec horreur que l’avion échappe au contrôle de la profondeur comme à celui des gaz. On se voit descendre puissamment, bien cabré, sans que la pleine poussée n’y fasse rien. L’appareil descend comme accroché aux deux parachutes de ses deux ailes et percute du ventre à vitesse verticale destructrice.

    Nous ignorons le comportement réel de l’avion véritable en pareille circonstance.

    Nous avons posé voici au moins deux pages la question de savoir si l’arrondi est toujours possible. La réponse est donc qu’il ne l’est pas toujours lorsque l’allongement est trop court, la traction ou poussée du moteur trop faible (quand même elle est forte dans l’absolu)… et donc a fortiori le moteur en panne.

    Arrondir revient à faire passer à zéro un taux de chute de 3, voire 5 m/s sur un appareil sans finesse. Il faut un temps bref mais d’une certaine durée pour arrondir ; disons deux secondes. Il se peut que l’avion même à hélice possède - à notre avis par aberration - un allongement absurde de 3 ou 3,5. L’arrondi n’aura même pas le temps de se faire avant que l’énorme accroissement de traînée cause précisément un besoin nouveau de taux de chute encore supplémentaire. L’arrondi et donc l’atterrissage sans moteur d’un tel « piège » - ici le cas de le dire - sont impossibles. L’avion vu de profil semblerait presque descendre tout droit au sol sous forte pente rectiligne, tandis qu’aux dernières secondes son nez relevé par un pilote candide se mettrait en travers de la trajectoire rectiligne à peu près sans l’affecter.

    On est ici dans le cas vu plus haut de l’avion ordinaire d’allongement normal voulant arrondir sans moteur avec ses volets complètement abaissés ; à cela près qu’il n’y a ici aucun volet qu’on puisse escamoter pour retrouver des conditions de plané sans moteur acceptables.

    3 à 3,5 d’allongement existent sur certains monoplans ou sur certains avions biplans plus allongés, mais plus allongés par plan, l’assemblage des deux ne leurrant point la nature, qui « voit » bien que l’envergure de l’appareil reste minime.

    Il reste en fait toujours possible d’arrondir… sous réserve d’avoir fait son approche planée non pas un peu au-dessus de la vitesse minimum, mais spectaculairement au-dessus. On finira bien à une certaine vitesse par disposer de la réserve d’énergie cinétique permettant la manœuvre d’arrondi. Puisque notre fer à repasser sans finesse doit approcher à vitesse de surcroît élevée, on déduit qu’il approche sous un angle confinant à un franc piqué. C’est donc une véritable acrobatie que devra faire son pilote. Après sa panne de moteur, il passera le seuil du pré à vaches à vitesse énorme (la haie d’en face est assurée de faire office de barrière d’arrêt), puis redressera sans la moindre erreur d’appréciation, ni trop tôt, ni trop tard sous peine de s’écraser d’une façon ou d’une autre. Nous connaissons le cas d’un pareil avion sans envergure tombé en panne sur la campagne. Le pilote avait d’innombrables milliers d’heures : l’appareil n’a été détruit qu’en partie, et le rachis du pilote bien tassé.

    Notre paresse nous donne une dilection véritable pour les approches faciles. Le soir tombe ; il n’y a ni vent ni turbulence ; l’appareil au moteur réduit glisse dans un presque silence droit sur la piste, sans qu’un vent de travers le fasse craber. L’absence de remous revient à glisser sur des rails ; on voit la piste grandir et monter dans une absence d’efforts, une absence de sensation de mouvement autre que visuelle. C’est la parfaite simulation d’un simulateur.

    Il arrive a contrario que la météo certains jours fasse regretter d’avoir décollé. Il se peut qu’un ciel sans vent notable au sol se révèle abominablement turbulent presque aussitôt l’envol. Il ne reste qu’à compléter un tour de piste en serrant d’autant plus les dents que la charge alaire est faible et que la sensibilité à la turbulence en est plus grande. La forte turbulence très déplaisante en altitude devient franchement odieuse en approche.

    Nous décollons par un tel jour d’un aérodrome de tourisme aux commandes de notre monoplace à moteur de Coccinelle, appareil en bois et toile de 45 chevaux, 7 mètres d’envergure, 300 kg en charge, 30 kg au mètre carré. Ce dernier chiffre en fait une machine poids plume que la turbulence secoue sans politesse.

    A deux mètres du sol nous découvrons une turbulence insupportable et grimpons le plus vite possible à 300 mètres compléter un seul tour de piste ; nous faisons le dernier virage de ce tour assez haut, 200 mètres, pour nous aligner en approche face à la piste. Nous exécutons ce virage plutôt haut parce que l’appareil s’est plusieurs fois déjà dans les turbulences jeté sans préavis à 30 ou 40 degrés d’inclinaison sur un bord ou l’autre ! Autant dire que nous ne tenons pas à faible hauteur à ajouter cet incident à notre dernier virage en cours d’exécution.

    La ligne droite en descente est donc chahutée, malaisée : il faut alors conserver malgré la descente une bonne part des gaz. La turbulence violente fait de l’ULM en air agité une feuille de papier lâchée devant un ventilateur ; le maintien d’une certaine traction motrice lui permet de forcer en quelque sorte son passage.

    Malheureusement, ajouter descente et conservation d’une fraction de la puissance donne une vitesse élevée à peine acceptable : le vitesse accroît la violence des chocs de la turbulence par ce temps affreux. Le pilote est durement cramponné à ses commandes. L’appareil en descente passe sous les 100 mètres, là où tout devient de plus en plus désagréable : une belle colline couverte d’arbres descend vers la piste parallèlement aux avions en approche ; les aéronefs en approche ne sont ainsi nulle part très au-dessus des cimes. La pente s’interrompt quelques hectomètres avant la piste, tandis qu’au pied de la colline passe une rivière encaissée dont la vallée resserrée est un fréquent nid de turbulences pires qu’ailleurs. La voilà ! On la survole à moins de cent mètres ; une main vigoureuse quoique invisible fait instantanément perdre à l’appareil quelques dizaines de mètres en le jetant peu au-dessus des arbres. Des chasseurs ont eu la riche idée se faire stationner leurs véhicules et leurs personnes sur la route longeant le terrain, et de le faire dans l’axe de la piste qui débute seulement 150 mètres après leurs têtes. En d’autres termes, les appareils en approche sur un plan de 5% ne passent que six mètres au-dessus des chapeaux tyroliens.

    Mais à cet instant le petit aéronef que les chasseurs voient voler en descente vers eux se trouve, on l’a vu, jeté soudain de haut en bas peu au-dessus des feuillages. Les chasseurs entendent aussitôt le cri rageur du moteur remis d’urgence à pleins gaz ; l’avion se traîne à bien faible hauteur désormais ; il passe peut-être à moins haut encore que 6 mètres au-dessus des têtes et des 4x4. Les chasseurs ont l’impression que le pilote a désobligeamment voulu leur signifier de déguerpir, en plongeant sèchement devant leur nez, puis en faisant hurler son moteur tout en rasant leurs couvre-chefs.

    Le pilote pendant ce temps songe surtout à atteindre la piste en priant qu’à peu de mètres du sol une turbulence n’aille pas le flanquer sans préavis à 45 degrés d’inclinaison sur une aile ou sur l’autre. Ce simple désagrément en altitude serait un désastre potentiel en rase-mottes. Par chance, un vent de face assez fort se lève alors. Il reste ainsi possible de garder une bonne vitesse sans courir trop follement par rapport au sol. On conserve alors des illusions de défense, puisque les commandes mordent quelque peu grâce à cette vitesse. Le pilote éprouve une étonnante impression vraiment physique de ramer en force contre les éléments, sans avoir loisir de savoir s’il a peur ou s’il se régale du plaisir de la peur. Voici l’entrée de piste. Sauvé. Sauf si la turbulence se réveille brutalement sur les trois ou quatre derniers mètres de hauteur. Elle reste pour l’instant modérée, et la trajectoire à peu près droite. Le sol est désormais juste sous les roues, mais l’appareil n’a pas envie de le toucher : la vitesse de l’avion par rapport au sol n’est pas très importante, car la vitesse du vent de face reste fort ; mais le chiffre inscrit au badin est élevée, volontairement élevé comme on a vu. Il faut pourtant se résigner à réduire les gaz pour se décider à toucher ! On passe alors gaz réduits quelques molles secondes sans capacité à réagir efficacement à une éventuelle secousse imprévisible. La réduction des gaz coïncide avec une déviation soudaine du vent fort qui passe de face à travers partiel. On n’en tombe que mieux sur la piste. Une roue touche certes, une seule, car l’aile dans le vent latéral énergique se soulève en soulevant la roue de même côté. L’appareil aurait bien envie de faire un cheval de bois sur l’aile abaissée, mais y renonce de peu. Voilà ; c’est fini…

     

    Note : rappelons que le cheval de bois est la figure involontaire (hors le besoin d’éviter une collision au sol) à laquelle est vulnérable un avion à train classique, beaucoup moins stable au sol sur sa ligne droite que l’avion à roue avant. Le cheval de bois consiste à quitter la ligne droite souhaitée, pour partir en virage serré incontrôlé. Le cheval de bois est ainsi nommé par analogie au défilement d’un cheval de manège de foire. Il se termine généralement dans l’herbe hors piste à angle à peu près droit de la trajectoire initiale. Son rayon est court, la force centrifuge importante, et notable le risque de versement faisant toucher l’aile extérieure à la courbe. On peut aussi ajouter à cet incident habituellement bénin le possible « ground loop » des anglophones, l’aile accrochant le sol en faisant capoter queue par devant.

     

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    Pourquoi l’avion passe-t-il au turboréacteur lorsqu’il faut dépasser une certaine vitesse ?

    La puissance qu’il faut pour voler toujours plus vite augmente sans cesse tandis que la résistance à l’avancement croît avec la vitesse. On en déduit intuitivement qu’un avion toujours plus rapide devra brûler toujours plus de combustible par heure, ou par seconde. Or on ne brûle une certaine quantité d’essence qu’avec une certaine quantité d’air : il faut 15 fois plus de poids d’air que d’essence. Le problème du moteur puissant revient donc à aspirer un débit d’air suffisant.

    Admettant qu’on puisse consacrer deux tonnes à un gros moteur à pistons, on est limité en cylindrée. Les plus gros moteurs atteignent 70 litres. Le moteur aspire d’autant plus d’air qu’il tourne vite et balaie plus de fois à la seconde sa cylindrée ; on est limité en régime de rotation notamment par les efforts d’inertie exercés sur les bielles et pistons, pièces en mouvement non rotatif. La limite est à peu près définie par une vitesse linéaire moyenne des pistons voisine de 15 m/s. Les gros moteurs sont alors aux alentours de 3000 t/mn.

    On peut encore doubler, voire presque tripler le volume d’air aspiré par seconde en bourrant les cylindres au moyen d’un compresseur. On aboutit en fin de compte à des moteurs de 3500 à 4000 chevaux parvenant à brûler 200 grammes d’essence par seconde dans un peu plus de deux mètres cubes d’air aspirés dans le même temps.

    (Un moteur de 70 litres et 3500 chevaux présente une puissance volumétrique de 50 chevaux par litre, ce qui est peu en regard d’un propulseur de moto ou de F1. Il ne faut pas en déduire qu’on quadruplerait encore aisément la puissance d’un moteur d’avion, et que les considérations qui précèdent sont pessimistes. Les puissances volumétriques élevées exigent des cylindres de très petit volume unitaire ; or une puissance totale énorme avec de tels cylindres exigerait en fait d’accoler une multitude de petits embiellages indépendants, et d’évacuer un débit de chaleur considérable dans un faible volume. Nous restons dans le cas des mécaniques raisonnablement simples sans imaginer des moteurs à pistons de dix mille chevaux, 256 cylindres et 16 vilebrequins).

    Il faut donc un moteur basé sur un autre principe que les pistons, si l’on veut dépasser ce débit d’air et par conséquent la puissance fournie.

    Un turboréacteur avale de l’air sous forme d’une colonne de section égale à celle de sa surface frontale, ce qui veut dire qu’il peut visiblement brasser un volume gazeux spectaculaire. Un turboréacteur ancien à simple flux (dépourvu de la soufflante d’un double flux) éjecte ses gaz brûlés à la valeur typique de 550 mètres/seconde. Il doit absorber 18 kg d’air par seconde par tonne de poussée. En effet la poussée se calcule par le produit :

    18 kg/s x 550 m/s = 10000 newtons ou environ 1000 kgp.

    Soit un réacteur modeste de trois tonnes de poussée. Il brasse le triple de la valeur précédente, ou 56 kilos d’air par seconde. On en déduit qu’il pourrait brasser assez d’oxygène pour y brûler à la seconde le quinzième de cette masse : 56/15 = 3,7 kg de pétrole. On obtiendrait alors un chalumeau qui se ferait fondre lui-même. On n’injecte pour ce motif que le cinquième environ du pétrole théoriquement brûlable : ici 3,7/5 = 0,74 kg/seconde. On est loin déjà des 200 grammes à la seconde des très gros moteurs à pistons. C’est ainsi qu’un assez petit réacteur est a priori capable de fournir une puissance hors de mesure avec celle d’une machine à pistons.

    (Au rapport air/essence de 15/1, le moteur à pistons ne fond pas puisque : 1) il brûle de toute façon bien moins de pétrole ; 2) la combustion n’est pas du tout continue).

    Un chasseur de 2000 chevaux atteint environ 600 km/h au niveau de la mer. La vitesse du son à basse altitude est le double. La puissance requise pour l’atteindre serait donc octuple, ou 16000 chevaux. C’est difficile…

    Calculs faits pour vous, les 2000 chevaux menant un chasseur à 600 km/h équivalent à 700 kilos de poussée : l’hélice tracte avec une force de 700 kg. Un réacteur de même poussée donne le même résultat, et c’est un tout petit réacteur.

     

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    Nous aborderons bientôt l’avion à réaction. Préparons cette transition en considérant que le turboréacteur donne une poussée, mais que l’hélice pour peu qu’on la place propulsive en queue de l’avion donne aussi une poussée… Est « poussée » ce qui s’applique en arrière du centre de gravité, « traction » ce qui s’applique en avant. Un chasseur à réaction comme le YaK-23 peut à ce titre être considéré comme ayant une traction.

    Mais alors que la poussée du réacteur ne baisse pas de 0 à 1000 km/h, celle de l’hélice va diminuer exactement comme se réduit la traction d’une automobile avec le passage successif des vitesses, c’est-à-dire avec l’accroissement de la démultiplication. Plus on va vite et moins cela tire. L’hélice à pas variable est l’équivalent d’une boîte de vitesses possédant une infinité de rapports.

    Retenons qu’un moteur de 1 cheval donne via son hélice une poussée (ou traction) de 1 kg à une vitesse de 75 m/s, ou 270 km/h.

    Deux fois plus vite il donnera deux fois moins : 0,5 kg à 540 km/h.

    Deux fois moins vite il produira deux fois plus : 2 kg à 135 km/h.

    (Ces valeurs de forces ont en fait à réduire de 20 % en admettant que le rendement de l’hélice soit de 80%, une valeur usuelle).

    On voit sans mal qu’aux vitesses de pointe des chasseurs à pistons, voisines de 200 m/s ou 720 km/h, l’hélice ne tracte plus que bien modérément. Cela est fâcheux puisque la traînée à équilibrer est alors à son maximum. Un type de propulsion dont la traction baisse lorsque croît la traînée n’est pas fait pour aller vraiment vite. Le réacteur dont la poussée se maintient sera d’évidence le maître au-dessus des 700 km/h que dépassent difficilement les chasseurs à pistons.

    Il semblerait en revanche que l’hélice puisse en vertu du principe de démultiplication tirer extrêmement fort aux très basses allures. Cela est vrai dans une certaine mesure, sans aller jusqu’à l’absurde en supposant l’hélice capable d’une traction tendant vers l’infini au point fixe. L’hélice n’a pas comme la roue un point d’appui solide ; elle doit brasser de l’air pour donner une traction ; son diamètre fini ne trouvera pas cet air en quantité infinie. Une hélice au point fixe tire d’un nombre de kilos valant environ 2,5 fois le nombre de chevaux qui l’actionnent.

    On sourit à relire des textes anciens insistant sur la difficulté prévisible d’emploi du moteur à réaction, le jour où on prétendrait le substituer à l’hélice. Des auteurs promettaient la presque impossibilité de décoller sur une longueur acceptable et de monter à taux convenable.

    On partait implicitement de l’idée que le nouveau moteur serait taillé pour conférer à l’avion la même vitesse de pointe que l’hélice. Or celle-ci donne son minimum de traction à vitesse de pointe, mais davantage à toutes les allures moindres ; le réacteur de son côté donne en première approximation même poussée à toute vitesse.

    Supposons une hélice tirant 2000 kilos au décollage et 700 kg à vitesse de pointe. Remplaçons-la par un réacteur donnant aussi 700 kilos de poussée à la même vitesse de pointe. Ce réacteur au décollage ne donnera pas 2000 kilos de poussée, mais toujours 700… Il montrera aux basses vitesses l’inefficacité du grand pignon sur un vélo de course.

    On mettra donc plutôt un réacteur de 2000 kilos de poussée pour décoller correctement. Ce réacteur plus gros conservant sa poussée à vitesse élevée donnera donc au même avion une vitesse de pointe bien supérieure. C’est ainsi qu’en général un avion à réaction décollant convenablement sera nécessairement rapide.

    A noter que l’on comprenait aussi mal ces questions au temps des automobiles carrées et sans aérodynamique des années 30. Elles consommaient 15 litres à 100 km/h en plafonnant à 120. On savait qu’en les profilant comme on devait plus tard profiler l’étonnante DS, la même puissance les conduirait à 160 km/h ; cependant qu’à 100 km/h la traînée réduite ferait tomber la consommation à 7 ou 8 litres.

    Or on écrivait qu’on se heurterait à d’insurmontables difficultés ; nous avons lu en substance ce qui suit dans un hebdomadaire prestigieux d’avant-guerre :

    « Profilons une voiture banale aux formes anguleuses qui atteint cependant 120 km/h. Deux possibilités se feront jour :

    « Ou bien on remplace son moteur par un autre suffisant pour lui faire atteindre également 120 km/h après profilage. La résistance de l’air ayant beaucoup diminué, le nouveau moteur sera bien moins puissant. Mais alors le véhicule sera d’une effrayante mollesse en accélération ou dans les côtes !

    « Ou bien on laisse le moteur d’origine ; mais alors sa puissance que la résistance de l’air ne freine plus, entraîne conducteur et passagers dans une véritable chevauchée de la mort ! »

    On oubliait qu’il suffirait de lever le pied.

    On présumait implicitement qu’une sorte de miracle avait fait fabriquer jusque là, par hasard, des carrosseries dont la forte traînée coïncidait exactement aux besoins simultanés d’accélération convenable et de vitesse raisonnable.

     

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    Les chapitres qui précèdent vont permettre de répondre à l’étonnement des pilotes alliés d’avions de chasse à hélice qui essayèrent en 1945 le biréacteur Messerschmitt 262. Ils supposaient intuitivement que cet avion, plus rapide que les machines à hélice, devait par conséquent pousser beaucoup plus fort au décollage. Ils s’étonnèrent de sentir au contraire une accélération sur la piste bien plus molle que dans leur Tempest habituel.

    Chiffrons : les deux réacteurs de 900 kgp du Me 262 font une poussée totale de 1800 kgp à comparer à la masse de 5400 kg de l’avion ; le rapport poussée/poids est donc 1800/5400 = 1/3.

    L’avion peut ainsi accélérer au maximum de 1/3 de g, soit, en prenant g = 10, gagner au roulage 3,3 m/s ou 12 km/h par seconde. Nous comparons le 262 avec un Tempest parce que la masse au décollage est la même. les 2200 chevaux d'un Tempest sont "démultipliés" à basse vitesse par l'hélice à pas variable. Nous savons que 2200 chevaux donneront 2200 kilos de traction à 270 km/h, ou 2 x 2200 kilos à vitesse moitié moindre de 135 km/h en pleine course d'envol. 

     L’avion pèse 5400 kg ; il accélère alors sous l’effet d’un rapport 4400/5400 = 0,81, à comparer avec le 1/3 ou 0,33 du chasseur à réaction. Le coup de pied aux fesses est l’affaire du Tempest, non du 262.

    Hélas, la puissance constante du moteur à hélice implique avec la vitesse croissante une baisse de traction. Vous savez déjà calculer que les 4400 kilos de traction du décollage vont tomber à l’égal des 1800 kilos de poussée du Me 262 (supposés indépendants de la vitesse) sitôt atteinte l’allure de 330 km/h (vérifiez). Au-delà, l’hélice du Tempest tire de moins en moins tandis que les turbines du 262 poussent toujours autant. Ainsi l’avion le plus mou au départ est-il le plus rapide en fin de course.

    La situation peut se comparer à celles de deux cyclistes différents. Le premier (Tempest) est un sujet ordinaire muni d’un vélo à 16 vitesses ; le second (262) est un athlète forcé de démarrer sur le seul pignon le plus long. Chacun sait qui prendra de l’avance au départ, puis qui passera le premier aux mille mètres.

    Les poussées fantastiques des réacteurs plus récents changent de nos jours la donne quant à l’accélération du départ.

    NB : nous avons pour simplifier omis de compter le rendement de l’hélice (admettons 80%) dans toutes les comparaisons qui précèdent ; les tractions à attendre des hélices sont en fait à réduire ainsi de 20%.

     

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    Pourquoi le turboréacteur est-il presque inexistant sur avion lent ? Nous disposons déjà de quoi répondre.

    Supposons un avion léger de 200 chevaux atteignant la valeur usuelle de 270 km/h ou 75 m/s : c’est la vitesse où les 200 chevaux donnent 200 kilos de traction, si du moins on oublie le rendement de l’hélice, qui abaisse le chiffre à 160 kg. Un réacteur de 200 kgp propulserait l’avion à même vitesse de pointe.

    Mais le moteur de 200 chevaux gréé d’une bonne hélice à pas variable donne 500 kilos de traction au début du roulage et 300 en montée à vitesse modérée, ce qui assure un angle de grimpée correct. Le réacteur de 200 kgp ne fera ni l’un ni l’autre. Il faudrait le remplacer par un réacteur de 500 kgp, et l’avion lent ne serait plus un avion lent.

    Voilà qui n’est pas à première vue motif à pleurer… Mais l’aéro-club sauterait-il sur l’occasion de voler plus vite ? Nullement, car s’ajoute la question de la consommation spécifique. Le moteur de 200 chevaux boit 40 litres horaires en croisière à 75% de sa puissance maximum, tandis que le réacteur de 200 kgp qui le remplacerait engloutirait 200 litres ; celui de 500 kgp 500 litres… (la surconsommation kilométrique et le détestable rendement s’effacent en approchant le haut subsonique).

    A supposer que l’aéro-club finance la chose, l’autonomie de l’avion tomberait de 5 heures à 1 heure. Or l’avion de tourisme vole davantage au temps qu’au kilomètre : durée de la leçon, plaisir d’être en l’air.

    Last but not least, l’avion lent est un avion économique de particulier ; or le turboréacteur coûte à effet égal cinq fois plus que le moteur à hélice certifié d’aviation (et trente fois plus que le moteur de voiture mis sur aéronef).

    Quant aux riverains…

     

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    Discutons quelques pages des matériaux de construction. On en connaît fondamentalement trois : bois, métal et stratifié. Le choix du matériau n’est pas sans effet sur l’appareil ; il est donc utile de connaître ce qui est propre à chaque sorte de matériau.

    Il serait ridicule de prétendre qu’un avion est vieillot en bois, moderne en métal, futuriste en stratifié.

    Par « bois » il faut entendre presque toujours des résineux de la famille du sapin ; baguette de tout calibre servent de membrures à des caissons de contreplaqué « aviation » très mince, usuellement de 1 à 3 mm. Là où ces structures assemblées par collage n’ont pas besoin de recouvrement plein, comme sur l’arrière des ailes d’avions peu lourds, l’entoilage bien tendu et bien enduit garnit les vides. La toile jadis de lin ou de coton est remplacée à peu près toujours par un synthétique sans limite de durée de vie tel que le Dacron, marque déposée. La cellule en bois est elle aussi sans limite de vie précise, pourvu que la colle soit synthétique ou du moins très bien protégée par vernissage. Les fibres du bois sont liées par une substance molle qui amortit parfaitement les vibrations, donnant à ce matériau un potentiel considéré souvent comme indéterminé. Il est vrai que le bois s’est toujours appliqué à des machines de plaisance volant peu d’heures, ou à des appareils commerciaux anciens qui n’en faisaient guère plus.

    Il faut évacuer de l’esprit toute idée de fragilité due à l’assemblage par collage ; brisé volontairement, un bout quelconque d’avion casse dans le bois même et rarement par décollement.

    La densité des bois résineux va le plus souvent de 0,4 à 0,6.

    Le « métal » recouvre généralement les alliages légers d’aluminium bien moins résistants à section donnée que les aciers spéciaux, mais au moins aussi solides poids pour poids. Le fuselage en treillis de tubes d’acier soudé est une forme accessoire de construction métallique, généralement restreinte aux fuselages d’avions légers.

    La densité des aciers est 8. La résistance à la traction ou compression part d’un minimum à la rupture de 40 kg par millimètre carré de section pour l’acier doux « à ferrer les ânes », tout juste employé à quelques ferrures de peu d’efforts. Les aciers les plus tenaces atteignent les 200 kg de résistance au mm² de l’acier des câbles. La densité de l’aluminium est du tiers (2,7) mais sa ténacité n’excède pas 20 petits kg au mm² : c’est un métal médiocre malgré sa légèreté. Aussi les Allemands à qui l’on doit les premiers avions métalliques notables (chasseurs Junkers de 1917) se résignèrent-ils tout d’abord à l’emploi de très bons aciers ; mais très vite se généralisa partout le métal roi de l’aviation : le duraluminium ou duralumin, ou dural. Ces mêmes Allemands le mettaient au point dès le commencement du siècle pour leurs zeppelins. Il s’agit d’un aluminium certes plus « dur », mais dont la première syllabe vient de la ville de Düren où on l’inventa. C’est de l’aluminium allié à 4 % de cuivre et à quelques autres petites choses qui, sans changer sa couleur et à peine sa densité, en font mieux que doubler la résistance ultime : elle dépasse un peu 40 kg du mm². C’est poids pour poids l’équivalent d’un acier trois fois plus résistant.

    On inventait peu avant la Seconde Guerre mondiale le zicral, un alliage léger d’aluminium additionné de zinc. Sa résistance monte vers les 60 kg du mm² sans augmentation de densité. Le Zéro lui doit pour partie sa légèreté et… sa vulnérabilité, le zicral détestant les coups. Le zicral fait cependant d’excellentes jambes flexibles de trains d’avions légers.

    D’autres alliages légers d’aluminium ont vu le jour depuis, comme les fameux alliages au lithium eux aussi dans la gamme des 60 kg/mm². Le lithium à l’inverse du cuivre ou du zinc est le plus léger des métaux et offre la densité du bois ! Par chance il ne fait pas qu’alléger la moyenne de l’alliage ; il lui confère aussi d’excellentes caractéristiques mécaniques dont un physico-chimiste ne manquera pas de vous donner la raison.

    Quant au fameux titane…

    Il est surtout invoqué à propos des avions très rapides comme le SR-71 qui doit affronter le « mur de la chaleur » auquel l’aluminium ne résiste pas. Un avion d’aluminium ne dépasse guère en continu le Mach 2 du Concorde à cause de l’échauffement.

    On tend à penser que le titane est beaucoup plus réfractaire que l’acier, ce qui n’est pas ; il est seulement presque deux fois plus léger avec une densité de 4,5 tandis que ses qualités mécaniques et thermiques sont comparables. Son prix le réserve aux applications inévitables. L’une d’elles peut être la mise à la norme d’un ULM s’avérant un rien trop lourd : on remplace à grands frais les boulons ordinaires par de la visserie en titane.

    Reste la classe la plus moderne des stratifiés. « stratifié », « composite », « résine », « fibre de verre », « plastique » désignent la même chose. La fibre cependant peut être de verre ou de carbone.

    « stratifié » est la meilleure appellation : des strates, des couches de tissu de verre sont empilées serré dans une imprégnation de résine synthétique durcie après enduction des tissus ; cette résine est le « plastique ».

    Noter l’expression étrangère défectueuse « fiberglass-reinforced plastic » souvent rencontrée, traduite avec servilité « plastique renforcé de fibre de verre ». Or le verre assure presque toute la résistance de l’ensemble et n’a rien d’un « renfort ».

    Le verre ordinaire sans doute n’est pas très solide, mais possède la propriété qu’ont beaucoup de matériaux de voir croître énormément leur résistance quand on les réduit au diamètre de fils ténus. Voir l’araignée. De tels fils de verre perdent en même temps leur rigidité, si bien qu’on en fait des toiles d’une résistance étonnante et valant celle du meilleur acier ; il est presque impossible de rompre à la main l’un de ces cheveux de verre qu’on détache d’un tel tissu. Il faut dire qu’il dissuade de tirer vraiment fort, puisque sa finesse tend à couper la chair. La résine qui l’enveloppe sert à bloquer la fibre de façon rigide.

    On fait également grand usage d’autres « tissus » de verre qui ne sont pas tissés puisque toutes les fibres sont parallèles : les unidirectionnels qui ont ainsi deux fois plus de résistance dans le sens du fil. Ils n’ont que la résistance de la résine dans l’autre sens, mais le bois n’est pas fait autrement.

    Les stratifiés de verre ont des densités de l’ordre de 2 et des résistances analogues à celle des alliages légers.

    La fibre de carbone fort chère est encore deux fois plus résistante ; elle autorise des pièces autrefois massives, désormais poids plume. On en fait de remarquables longerons. La faible quantité requise compense partiellement le prix. La fibre de carbone sa signale en particulier par sa rigidité : elle permet sans flèche exagérée ni torsion génératrice de traînée, la construction de voilures de planeur de plus grand allongement que le verre.

    Sur quelles bases élit-on un matériau plutôt qu’un autre ?

    Bois, alliage léger ou stratifié donnent des avions de poids le plus souvent assez comparable. Le bois tend à donner les masses les plus légères en avion de tourisme. La faible ou forte densité d’un matériau ou d’un autre est à peu près proportionnellement compensée par sa forte ou faible résistance à section donnée. Mais les densités qui vont de 1 pour le bois à 15 pour l’acier induisent sur la géométrie et les performances des avions des spécificitésqui font que ce chapitre sur les matériaux n’est pas aussi hors sujet qu’il pouvait y paraître.

    Le métal a remplacé le bois parce que le métal de qualité garantie est disponible plus abondamment que le bois sans défaut, et aussi parce que le travail du métal est en général plus rapide dans l’industrie ; mais le métal se corrode, n’aime pas les vibrations et se voit pour ce motif imposer des vies limitées. Le stratifié de carbone permet enfin des gains de poids notables. Les stratifiés autorisent des formes idéales sans qu’on ait à pratiquer des usinages terrifiants ; ils permettent aussi des durées de vie fort longues, des inspections très espacées et presque de pur principe. Ils sont invulnérables à la corrosion.

    Les efforts mécaniques dans la cellule sont en gros de deux espèces. Il est des efforts qu’il est possible de concentrer avec beaucoup d’intensité sur des pièces localisées de section réduite : en particulier les efforts de flexion dans les longerons. On a aussi des efforts diffus de torsion qu’on est obligé de répandre dans tout une structure étendue, telle le caisson qui fait le volume de l’aile ou du fuselage. Qui dit structure étendue dit minces épaisseurs (un avion n’est pas un bateau cuirassé), et les minces épaisseurs sont fortement sujettes au plissement, ou voilement, ou flambage.

    Un longeron est peu large ; il est « rempli » d’efforts de flexion intensément concentrés. Il se permettra d’employer sa modique section de matériau constitutif au maximum de sa résistance ; il sera donc aussi peu lourd que la matière l’autorise.

    Il en va tout autrement pour un revêtement étendu d’aile, une coque de fuselage, qui sont bien forcés d’être présents partout où il y a de l’avion. Or un revêtement plissera, flambera jusqu’à sa destruction rien qu’en raison de sa minceur. Il plissera bien avant l’atteinte de la résistance ultime théorique de son matériau : le matériau travaille avec un rendement faible. Que le Créateur supprime la destruction en plissement : les revêtements pourront descendre à l’épaisseur du papier à chocolat.

    Nous voici confrontés à la densité du matériau.

    Une feuille mince mais très résistante en contreplaqué de bouleau, constituant le caisson d’une aile ou d’un fuselage, pourrait plisser sous les efforts ; mais le contreplaqué résistera spectaculairement si deux feuilles d’épaisseur moitié de la première sont collées sur chaque face d’une épaisse couche peu solide mais très légère de balsa : c’est la construction en sandwich du Mosquito. Les feuilles minces ont ici perdu leur sensibilité au plissement en étant partout raidies par leur collage sur un matériaux qui les fait « tenir droit ».

    En construction plus contemporaine, deux minces voiles de stratifié donneront une structure analogue quand ils seront collés sur les deux faces d’une plaque épaisse de mousse au poids minime.

    C’est l’épaisseur qui fait tout pour la résistance aux efforts diffus. Un contreplaqué seul devra souvent être inutilement surépais, à la seule fin de ne pas plisser.

    Que dire alors d’une feuille de métal dix fois plus résistante à épaisseur égale pour les efforts concentrés… mais guère plus pour les efforts diffus ! Dix fois plus mince, elle se froisserait à la moindre déformation ; le métal n’est ainsi pas un bon matériau de revêtement pur. On s’arrange sur avions un peu lourds pour que la peau de métal contribue par exemple en flexion à décharger et alléger le longeron d’une aile ; on raidit alors cette peau par foule de cornières intérieures. Le stratifié pose un problème similaire.

    Sans doute a-t-on inventé le sandwich épais en métal, c’est-à-dire le nid d’abeilles étonnamment léger pour sa tenue au plissement. Ce n’est hélas pas un matériau bon marché : HustlerValkyrie.

    Tout change lorsqu’on s’intéresse aux longerons et autres pièces de faibles sections mais de fortes épaisseurs (les semelles d’un longeron font couramment plusieurs centimètres d’épaisseur) et travaillant à leur résistance maximum en flexion sans souci de plissement - en raison précisément de cette forte épaisseur.

    Lorsque l’avion est de proportions ordinaires, un caprice de la nature fait que le bois, le dural ou le stratifié donnent un poids de cellule voisin. Le bois est un peu avantagé ; il n’est souvent écarté que pour des raisons d’approvisionnement et de temps de construction : un avion léger en métal simplement riveté sans usinages complexes passe pour plus vite assemblé qu’un appareil en bois.

    La cellule en métal ne reste aussi légère qu’en bois que moyennant des usinages complexes, presque impossibles chez le particulier. Il s’agit de partout enlever la matière qui n’est pas strictement nécessaire. Autant une semelle de longeron en bois se rabote facilement pour être affinée en allant vers le bout de l’aile, autant (nous simplifions) l’amateur à domicile est tenté de laisser jusqu’à ce bout la section entière des profilés de métal adoptés pour la racine de l’aile. L’industrie elle-même fait quelque peu de même pour vendre à prix abordable des avions de simple plaisance.

    L’acheteur d’un avion en métal peut ensuite selon les modèles reperdre peu ou prou en essence et performances ce qu’il aura gagné à l’achat en heures de main d’oeuvre.

    La faible densité du bois a donc pour avantage que le contreplaqué s’avère un bon matériau de coffrage épais et léger. La faible densité du bois et sa faible résistance par unité de section devient un handicap dans les longerons lorsque l’aile devient le siège d’efforts de flexion vraiment importants.

    Une aile de chasseur à hélice garde un allongement et une épaisseur comparables aux valeurs d’une aile d’avion léger ; mais les facteurs de charge proportionnellement doubles ou triples qu’elle doit supporter exigent pour les semelles de son longeron une résistance énorme. Résistance énorme avec du bois veut dire semelles très épaisses ; semelles très épaisses signifie présence de bois sur presque toute l’épaisseur de l’aile ; or chacun sait que le matériau proche du milieu de l’épaisseur d’une pièce travaillante est pratiquement en grève. Des semelles en métal au contraire peuvent rester assez peu épaisses (disons un centimètre ou deux pour trois décimètres d’épaisseur d’aile), laissant le matériau travaillant bien éloigné du centre. Le matériau ainsi employé au meilleur de ses capacités sera « léger ». De fait, la voilure en bois remplaçant pour cause de pénurie de métal l’aile initiale du chasseur Hayate est-elle sensiblement plus lourde ; de même les chasseurs Yakovlev à hélice se sont-ils progressivement défaits de leurs voilures premières en bois.

    Une autre façon d’infliger des efforts de flexion très importants à une aile est d’en augmenter notablement l’allongement pour des raisons de finesse. 

    Soit une aile d’avion léger de forme ordinaire. L’allonger à surface égale pour donner plus de finesse à la machine revient à augmenter l’envergure en réduisant la corde, et donc aussi l’épaisseur de la voilure. Soit une aile d’envergure 10 mètres et d’allongement 5 : sa corde vaut 2 mètres, sa surface 20 m², son épaisseur maximum 30 cm si l’épaisseur relative du profil employé est de 15%.

    Etirons-là à 15 mètres d’envergure en conservant 20 m². La corde passe à 1,33 mètres, l’allongement à 15/1,33 = 11,3 et l’épaisseur maximum à 1,33 x 15% = 20 centimètres.

    D’une part le milieu de chaque aile s’est éloigné du fuselage, si bien que l’effort de flexion à l’emplanture s’est accru par allongement du bras de levier moyen ; d’autre part le longeron ne peut plus faire que 20 cm de hauteur au lieu de 30. Pour ces deux motifs cumulés, le longeron aura des semelles beaucoup plus épaisses (et/ou plus larges), sera beaucoup plus « plein » et plus lourd.

    Bref, un allongement très supérieur à la valeur 10 ou 12 des planeur en bois des années cinquante rend le longeron de bois ou bien trop massif, ou bien trop flexible, ou tout simplement impossible à placer dans la maigre épaisseur de l’aile : les planeurs d’allongement extrême ne peuvent plus être en bois, même plein (1).

    Là ne cessent pas les malheurs du longeron de bois. Ce matériau est le plus flexible et le plus facile à tordre. Un allongement considérable finit par donner à l’aile une flèche en vol exagérée, source de difficultés pour divers éléments comme les timoneries d’ailerons et les ailerons eux-mêmes.

    Une aile subit non seulement des forces de flexion, mais aussi de torsion : le plus souvent, le bord d’attaque de l’extrémité tend à être tordu vers le bas. Il en résulte une moindre adaptation de la voilure à son vol et une perte de finesse pour un planeur. Or une aile courte et de forte section est naturellement beaucoup moins affectée par la torsion qu’une aile longue de faible section. Expérience : coincer dans un étau le bout d’un tuyau court de bon diamètre, puis celui d’un tuyau long de petit diamètre fait du même matériau en même épaisseur. Chercher à les tordre par l’extrémité libre. L’un est « intordable », l’autre se vrille aisément.

    Ainsi les planeurs sont-ils passés bien avant les avions du bois à la fibre de verre et même de carbone, dont la résistance à la flexion comme à la torsion dépassent largement celle du bois ; elle permet des ailes longues et minces que même l’alliage léger n’autorise pas toujours.

    Un bon exemple est le tout petit et admirable ULM Luciole de Michel Colomban, un monoplace très rapide avec 200 km/h, très sobre avec son moteur de 25 chevaux à 4 temps, remarquable grimpeur pour sa puissance. Il obtient ces beaux résultats avec seulement 97 kg à vide. Il est presque tout en bois sauf le longeron d’aile en carbone.

    Le concepteur aurait pu faire un appareil très ordinaire entièrement en bois, aux performances nettement moindres. Une analyse de l’engin montre que les performances étonnantes sont dues à une aile de faible surface et d’allongement élevé. Or on ne peut glisser dans l’épaisseur de cette aile un longeron de bois assez haut pour être léger : la machine prendrait d’emblée 10 à 12 kg, puis exigerait davantage d’aile en retour, etc. Le Luciole ne serait plus que l’ombre de lui-même.

    Le Luciole a donc un longeron - et le longeron seulement - en carbone, essentiellement pour le motif de son allongement élevé.

    (1) On a beaucoup utilisé pour les longerons de planeurs le bois compressé au cours des années 1950 et 1960, avant la généralisation du « plastique » sur cette catégorie de machines. Du bois imprégné de résine et comprimé à la presse atteint une densité supérieure à celle de l’eau, et une résistance mécanique en proportion. Voir les minces règles de bureau faites en ce matériau ; on ne les brise pas à la main.

     

    47

     

    Passons sur avion à réaction pour juger des différences de comportement et de pilotage d’avec les appareils à hélice. Nous avons déjà vu ce qu’il en est pour l’accélération au décollage, où l’hélice tire mieux que le réacteur.

    Tout en ayant un mode de propulsion dont les manifestations s’analysent plus simplement, l’avion lui-même vole selon une mécanique plus subtilement complexe. C’est un domaine en partie nouveau à explorer.

    On ne parle guère de la puissance d’un turboréacteur mais de sa poussée qu’on exprime en kgp (kilos de poussée) ou bien en kN (kilonewtons) lorsqu’on se veut à la page. Le kgp se passe de définition. Il contient 9,81 N. En chiffres ronds le kN vaut donc 100 kgp.

    Circonstance remarquable, le réacteur dans tout le domaine subsonique donne depuis l’arrêt jusqu’aux vitesses élevées une poussée sensiblement constante, alors que la traction de l’hélice mue par un nombre de chevaux constant diminue avec la vitesse. Elle fonctionne en cela comme la traction d’une voiture, baissant progressivement de la première à la cinquième vitesse.

    Le réacteur conserve aux différentes vitesses une poussée à peu près constante à altitude constante. Comme le moteur à pistons il perd en altitude ; mais il perd grosso modo comme un moteur à pistons non compressé (il perd en proportion de la baisse de densité de l’air), puisque aucun organe en amont du compresseur du réacteur ne tient le rôle du compresseur du moteur à pistons (qui fait au préalable de l’air dense avec de l’air raréfié). En résumé, un réacteur à 12 000 mètres ne donne plus qu’à peu près le quart de sa poussée au sol. Nous parlons de la poussée « à sec » en l’absence de postcombustion.

    Le moteur à pistons ne peut absorber qu’un débit limité d’air pour y brûler de l’essence : sa cylindrée est faible et ne se renouvelle que quelques dizaines de fois par seconde. Le moteur ne peut ainsi brûler qu’une quantité restreinte de carburant par unité de temps. Il faut une énorme machinerie pour donner les 3500 à 4000 chevaux des plus gros moteurs à pistons d’aviation.

    Il en va bien autrement du turboréacteur, qui à travers une section intérieure souvent voisine du demi-mètre carré voit passer de l’air à plusieurs centaines de mètres par seconde. Un gros débit de pétrole peut brûler dans cet énorme flux d’air. Les énormes puissances que donne le réacteur en regard du moteur à piston ne s’expliquent pas autrement : le turboréacteur « à sec » consomme un à trois litres par seconde lorsque le plus gros moteur à pistons ne dépasse guère une quinzaine de litres à la minute.

    Je suppose connu du lecteur le principe de base du turboréacteur, dessiné en coupe dans cent ouvrages. C’est le réacteur à simple flux, le plus ancien et le plus simple. Un seul flux d’air y traverse successivement compresseur, chambre de combustion et turbine d’entraînement du compresseur.

    Les fiches techniques qui donnaient autrefois les poussées des turboréacteurs en kilos de poussée, les donnent souvent aujourd’hui en newtons ou plutôt en son multiple le kilonewton (kN). Mille newtons font 102 kgp. Ainsi l’Atar 9K50 de 7200 kgp fait-il 70,5 kN.

    Cette belle avancée de la rigueur scientifique fait qu’il n’existe plus de rapport instantanément visible entre poussée et poids (qui détermine la pente de montée) ou bien entre poussée et masse (qui détermine l’accélération et la distance de décollage). On pourrait certes tourner la difficulté en donnant la masse de l’avion en… quintaux. Un kilonewton égale pratiquement un quintal-force. Nous pensons être parmi les premiers auteurs à en faire l’observation, moins inutile qu’on ne pourrait croire.

    Il semble intéressant de s’arrêter sur deux dispositifs particuliers d’augmentation de poussée d’un réacteur de base à simple flux. Le plus brutal est la postcombustion, ou réchauffe ; le plus subtil tient à la modification en turboréacteur de base en turboréacteur à double flux.

    Il n’est pas possible dans un réacteur d’injecter dans l’air compressé autant de pétrole qu’il pourrait en brûler, à l’inverse de ce qu’on fait dans le moteur à pistons. Le débit de carburant énorme et continu (pas d’explosions séparées par des temps morts) le changerait en chalumeau vite fondu. A peine injecte-t-on alors le cinquième du pétrole théoriquement brûlable.

    Puisqu’il reste ainsi manifestement beaucoup d’oxygène inemployé, il est aisé de brûler un surcroît de carburant après la turbine : on l’injecte directement dans l’échappement du réacteur « à sec » ; c’est la postcombustion ainsi nommée parce qu’elle se déroule derrière la turbine tandis que la combustion normale de produit avant la turbine.

    L’air chauffé davantage par cet apport de chaleur se dilate encore, ce qui dans le même volume de tuyère fait échapper les gaz jusqu’à moitié plus vite : la postcombustion accroît habituellement de 50 % la poussée à sec des réacteurs de chasseurs.

    On peut se permettre cette surchauffe sans détruire le moteur, parce que la postcombustion s’effectue dans un tuyau dépourvu d’organes mécaniques complexes, donc fragiles à la température excessive comme la turbine en amont.

    La poussée « à sec » sans postcombustion (dry thrust) est également appelée du terme peu clair de « military thrust » souvent rencontré.

    Le gain de poussée de la postcombustion a cependant lieu au prix d’une dépense d’énergie impressionnante. Rappel au chapitre 28 : on augmente non la masse éjectée (la masse du carburant compte peu) mais la vitesse d’éjection : très mauvaise affaire au plan énergétique.

    Un réacteur de type ancien comme un Atar de Mirage consomme sans postcombustion 1 kg de pétrole à l’heure par kilo de poussée fourni. Allume-t-il sa postcombustion pour gagner 50 % de poussée : la consommation spécifique totale (sec plus postcombustion) saute à 2,5 kg/kgp/h. Vous vérifierez que le kilo de poussée supplémentaire venant de la postcombustion seule coûte 5,5 fois la consommation du kilo de poussée à sec.

    Lorsqu’un chasseur de 10 tonnes de poussée boit 25 tonnes de pétrole à l’heure tandis que ses réservoirs n’en contiennent que trois tonnes, on devine la brièveté de son temps de fonctionnement à pleins gaz. Il vide son pétrole en 7 minutes.

    Les choses s’améliorent en haute altitude où la plus faible densité de l’air modère l’appétit de la postcombustion et la rend utilisable sensiblement plus longtemps. On atteint trois quarts d’heure dans un Mirage IV bourré de pétrole presque jusque dans la thermos de café du pilote.

    Un moyen plus élaboré d’accroître la poussée est d’accroître non la vitesse d’éjection, mais le débit d’air éjecté. Il faut ici transformer considérablement le réacteur de base bien plus qu’en le prolongeant d’une tuyère vide de postcombustion. On crée un réacteur à double flux.

    On demande alors à la turbine d’emprunter aux gaz issus de la chambre de combustion plus de puissance qu’il n’est besoin pour entraîner seulement le compresseur. Le supplément entraîne la soufflante, ce ventilateur multipale géant qu’on voit à l’avant d’un moteur d’avion de ligne. La soufflante propulse un flux d’air froid, certes plus lent, concentrique extérieur au réacteur. Il n’y est brûlé aucun pétrole.

    La puissance empruntée par la turbine au flux chaud pour entraîner la soufflante réduit évidemment un peu la vitesse d’éjection des gaz chaud, et donc leur poussée ; mais le supplément de poussée qu’ajoute le flux froid l’emporte sur cette perte, accroissant la poussée totale pour la même consommation de carburant. Le double flux est de la sorte un second moyen d’augmenter la poussée du moteur de base, mais au prix d’une refonte au lieu du simple ajout d’une tuyère de postcombustion.

    Le flux froid n’est que refoulé mécaniquement par la soufflante ; on n’y injecte pas de carburant, puisqu’il ne s’agit pas de faire autour du premier moteur un second de même principe. Le flux froid n’entraîne au passage aucune turbine non plus, puisqu’il n’a d’énergie que celle que donnée la soufflante. Sa vitesse d’éjection est lente, intermédiaire entre celle d’une hélice et celle du flux chaud.

    Rappel au chapitre 28 : accroître la poussée sans accroître la vitesse d’éjection (et même en la diminuant) mais en accroissant la masse éjectée : bonne affaire au plan énergétique. La consommation spécifique d’un réacteur à double flux est plus basse que celle d’un réacteur simple et ancien à simple flux.

    Précisons la question de la postcombustion et du double flux, en partant d’un réacteur à simple flux éjectant à 500 m/s un débit d’air de 20 kg par seconde. Il donne une poussée de 500 x 20 = 10 000 newtons, ou 1000 kgp, une tonne de poussée.

    Il injecte donc dans le flux éjecté une puissance de :

    1/2. m v² = 1/2 . 20 . 500² = 2 500 000 watts.

    En ajoutant une postcombustion, portons après la turbine la vitesse de l’air éjecté de 500 à 750 m/s. La poussée de 1 tonne devient :

    750 x 20 = 15 000 newtons, ou 1500 kgp, ou 1,5 tonne de poussée : gain de 50%

    Cette fois la puissance injectée dans le flux d’air est :

    1/2 . m v² = 1/2 . 20 . 750² = 5 625 000 watts : 2,25 fois plus.

    Il a fallu dépenser 2,25 fois plus d’énergie, donc au minimum 2,25 fois plus de pétrole (on a vu que c’est bien plus en fait) pour 1,5 fois plus de poussée. Le rendement de la postcombustion est déplorable.

    Créons à présent un réacteur à double flux. Ne mettons plus de postcombustion à notre réacteur initial de 1000 kgp, mais une turbine puisant dans son air chaud en sortie de la chambre de combustion davantage de puissance, afin d’entraîner une soufflante qu’on va greffer à cette mécanique pour qu’elle éjecte un flux froid de, pour exemple, même débit massique que le flux chaud initial (soit 20 kg/s lui aussi).

    On supposera que le flux froid est éjecté par la soufflante à 250 m/s, la moitié de la vitesse du flux chaud.

    Poussée additionnelle due au flux froid :

    250 x 20 = 5000 newtons, ou 500 kgp (donc, poussée totale du réacteur devenue là encore 1,5 tonne).

    Puissance qu’il a fallu injecter dans le flux froid :

    1/2 . m v² = 1/2 . 20 . 250² = 625 000 watts. (donc, puissance totale injectée dans les deux flux réunis : 3 125 000 watts). (1)

    On a la même poussée qu’avec la postcombustion, au prix d’une dépense de 3 125 kW au lieu de 5 625 kW.

    Si l’on avait simplement grossi le réacteur initial pour en faire un simple flux brassant non pas 20, mais 30 kg/s d’air éjecté encore à 500 m/s, on aurait encore obtenu 1,5 tonne de poussée pour une dépense de puissance injectée dans le flux de :

    1/2 . m v² = 1/2 . 30 . 500² = 3 750 000 watts, ou 3 750 kW.

    Résumé :

    - le réacteur simple flux de 1,5 tonne de poussée consomme 3 750 kW ; il éjecte 30 kg/s à 500 m/s

    - le réacteur post-combustion de 1,5 tonne de poussée consomme 5 625 kW ; il éjecte 30 kg/s à 750 m/s

    - le réacteur double flux de 1,5 tonne de poussée consomme 3 125 kW ; il éjecte 20 kg/s à 500 m/s et 20 kg/s à 250 m/s, soit 40 kg/s à 375 m/s de moyenne

    Nous avons comparé le double flux et la postcombustion en guise d’exercice relatif au rendement des machines de principes opposés. Chaque principe est évidemment irremplaçable par l’autre en règle générale. Le double flux à fort diamètre est inapte au supersonique ; la postcombustion se greffe sur un moteur existant, et, présentant beaucoup de similitude avec le statoréacteur, s’avère le moyen le plus radical de pénétrer les très hautes vitesses.

    Les premiers réacteurs allemands comme ceux du Me 262 consommaient 1,4 kg/kgp/h. Toujours à simple flux, les réacteurs plus évolués autour de 1950 buvaient encore 1 kg/kgp/h ; l’Atar des Mirage est de cette sorte. Après la guerre les avions de ligne sont restés longtemps à pistons, parce que la consommation des réacteurs retarda longtemps l’apparition de machines commerciales de distance franchissable suffisante. Vint le double flux à soufflante de diamètre modérément plus fort que celui du moteur de base ; elle n’ajoute qu’un volume de flux froid limité, comparable en débit au flux chaud du moteur de base. Letaux de dilution est le rapport massique du flux froid sur le flux chaud. On pressent que la consommation spécifique baisse avec l’importance relative de la soufflante et donc la valeur croissante du taux de dilution.

    Avant dernière version du B-52, le modèle G était encore muni de réacteurs à simple flux raisonnablement sobres pour ce type de propulseur : moins de 0,9 kg/kgp/h. Le modèle ultime B-52H possédait des réacteurs à double flux de première génération à soufflante et taux de dilution modeste encore ; leur consommation descendait modérément à 0,775 kg/kgp/h. L’avion n’en gagnait pas moins sur le B-52G trois mille kilomètres de distance franchissable, dont plus de la moitié par le biais du double flux.

    Les colossaux moteurs à double flux des avions de ligne actuels avec leur taux de dilution de 5 ou 6 consomment environ 0,5 kg/kgp/h. Ce sont presque des hélices multipales carénées qu’entraînerait un turbopropulseur.

    On a compris que la généralisation du réacteur à double flux tient moins au désir de fournir plus de poussée qu’à celui de réduire la consommation. Il était intéressant pourtant de comparer postcombustion et double flux, parce que l’une et l’autre fonctionnent exactement à l’inverse en matière de principe et de rendement.

    Quelques mots encore sur l’injection d’eau méthanolisée dans certains réacteurs. Le J75 du F-105 doit propulser le plus lourd monomoteur au monde. A sa postcombustion s’ajoute encore l’injection d’eau.

    Son principal effet est de réduire par sa vaporisation la température en entrée de turbine. Or celle-ci est généralement le facteur limitant la poussée du réacteur. Cette température abaissée, il n’est pas gênant d’accroître la vitesse de rotation du moteur. Il avale alors davantage d’air et brûle davantage de pétrole, jusqu’à rattraper la température permise en entrée de turbine.

    L’aérodynamique du réacteur à double-flux de taux de dilution important et de très fort diamètre n’est pas adaptée au vol supersonique. Le réacteur M53 de la SNECMA destiné aux chasseurs présente un modeste taux de dilution de 0,4. Cela réduit la consommation spécifique de 10 ou 15 %.

    (1) Nous avons très modérément triché au profit du double flux (et de la simplicité du raisonnement) en oubliant de baisser un peu sa vitesse d’éjection du flux chaud, inévitable puisqu’il a fallu y puiser l’énergie supplémentaire destinée à entraîner la soufflante.

     

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    Retenons fermement cette règle qui déterminera fondamentalement les différence de comportement entre avion à hélice ou à réaction :

    Entre la vitesse de décrochage et environ son double, la puissance requise (hélice) ou la poussée nécessaire (réacteur) ne croissent que modérément. Au-delà de 2 fois la vitesse de décrochage, la puissance exigée augmente au cube de la vitesse atteinte, tandis que la poussée si c’est un réacteur n’augmente qu’au carré.

    La supériorité générale en vitesse de l’avion à réaction tient à cette considération, outre son moteur brassant plus d’air et y brûlant plus de pétrole.

     

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    Quelques mots sur le haut subsonique et les phénomènes transsoniques.

    La vitesse du son est de 1223 km/h au niveau de la mer et de 1063 km/h à 11 000 d’altitude ; elle évolue de façon linéaire entre les deux.

    C’est en fait une vitesse conventionnelle, puisqu’elle dépend de la température (et peu de la densité de l’air) qui elle-même est conventionnelle, prise dans le tableau des paramètres de l’atmosphère standard. Les 1223 km/h valent donc à 15°C et les 1063 km/h à – 56,5°C.

    La vitesse du son reste constante au-dessus de 11 000 mètres puisque la température n’y change plus tout au long des altitudes accessibles à l’essentiel de l’aviation.

    Lorsque la vitesse approche celle du son, la traînée d’un appareil cesse de croître selon les lois simples déjà vues. Le mach limite d’un avion est précisément la vitesse à laquelle les lois simples de l’aérodynamique subsonique usuelle cessent d’avoir cours. Au-dessus du mach limite, la traînée monte brusquement dans des proportions prohibitives ; un avion soucieux d’aller loin ne croisera jamais au-delà de son mach limite.

    Le mach limite des avions classiques est de l’ordre de 0,7. La marche des avions à hélice n’en a pas été affectée puisque leur mode de propulsion ne leur faisait pas atteindre pareilles allures. Les choses changèrent avec les derniers chasseurs à pistons de la SGM.

    Si la vitesse du son est de 1160 km/h à 6000 mètres, mach 0,7 vaut 810 km/h. Un chasseur à hélice plongeant en piqué depuis les hautes altitudes atteint aisément cette vitesse ; le lecteur pourra vérifier que la vitesse indiquée au badin est alors à 6000 mètres de 580 km/h ou 310 nœuds.

    Il n’y aurait pas grand mal si l’avion se heurtait seulement à un surcroît de traînée n’ayant d’autre effet que limiter l’accroissement de sa vitesse ; mais que le pilote insiste et continue d’accélérer : des phénomènes plus graves se produiront, comme la célèbre « inversion des commandes » qui empêche de redresser du piqué comment qu’on tire le manche.

    « inversion des commandes » est une expression populaire simplifiée à outrance, qui ne signifie pas que le pilote n’a qu’à pousser le manche pour se tirer d’affaire. Bref, l’avion classique est incapable de rester volable en approchant la vitesse du son.

    On sait les remèdes dictés par la théorie, la soufflerie et les essais en vol : le nez pointu remplace l’arrondi camus meilleur aux basses vitesses, l’épaisseur des ailes est divisée par deux ou trois, le fuselage est pincé en taille de guêpe selon la fameuse loi des aires, et bien entendu l’aile est mise en flèche.

    L’aile en flèche ne sert qu’à augmenter le mach limite. Toutes choses égales par ailleurs, un mach limite de 0,75 sur une aile droite passe à 0,77 pour une flèche de 15 degrés ; il passe à mach 0,92 pour une flèche de 35°.

    15° est la flèche du Me 262. Vous constatez que l’auteur de ces lignes ne fera pas sienne l’affirmation commune selon quoi le fameux Messerschmitt biréacteur est le pionnier de l’aérodynamique transsonique grâce à la flèche de sa voilure.

    Soukhoï en 1946 produisit le chasseur biréacteur Su-9 ressemblant au Me-262 et muni des mêmes moteur. Son aile est droite ; l’appareil est aussi rapide que le Messerschmitt.

    35° est la flèche du bombardier hexamoteur B-47, qui laisse plus de 100 km/h derrière lui son pauvre concurrent Martin B-48 de même réacteurs en même nombre, mais portés par une aile droite.

    La forte augmentation de traînée apparue après le mach limite passe par un maximum au passage de la vitesse du son, puis redescend une fois cette vitesse nettement franchie, par exemple à mach 1,2.

    Cela ne veut pas dire qu’on reprend alors la traînée subsonique : la traînée supersonique reste environ double de ce qu’elle serait si le régime subsonique était encore en vigueur. La finesse d’un avion supersonique est en gros divisée par deux une fois en supersonique.

    Le F-104, le Trident ont une aile droite ou quasi : c’est que leur vitesse de prédilection est supposée se trouver dans le supersonique avéré, là où il est inutile de chercher encore à reculer par la flèche le mach limite devenu notion sans objet. On revient à l’aile droite parce que sa construction est beaucoup plus légère, et l’on table sur la poussée formidable du moteur pour passer outre la traînée transsonique.

    Le F-104 et autres ont en revanche des ailes fort minces. Celle du F-104 au plus épais ne dépasse pas 10 centimètres pour une épaisseur relative de 3 %, à comparer aux 15 % d’un avion de tourisme.

    Pour faire simple : la flèche recule le mach limite sans diminuer la traînée transsonique qu’on atteindra quand même à vitesse simplement un peu plus élevée. L’épaisseur relative minime diminue la traînée transsonique (et supersonique) sans reculer le mach limite.

    Une fois en supersonique franc, la traînée de l’avion adapté est en gros double de ce qu’elle serait à mêmes vitesse et altitude si les lois du subsonique restaient valables. Le Concorde de 13 de finesse maximum subsonique tombe à 7 en croisière à mach 2. C’est le tiers de la finesse d’un avion de ligne subsonique ; il ne faut pas s’étonner de voir la distance franchissable du Concorde tombée des deux tiers en comparaison d’un avion subsonique emportant la même proportion de carburant.

     

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    Un avion ne tient l’air que moyennant un minimum de chevaux ou de kilos de poussée. L’excédent de puissance (ou de poussée) est ce qui reste disponible au-delà de ce minimum pour atteindre les pleins gaz. L’excédent de puissance d’un moteur de 100 chevaux sera de 60 chevaux si 40 sont absolument indispensables à tenir le vol en palier à puissance minimum. L’excédent permet de monter.

    Nous savons que l’avion à hélice doit monter à faible vitesse sur trajectoire, parce qu’à vitesse plus élevée les chevaux disponibles sont rapidement dévorés par le cube de la vitesse. Il n’en reste plus alors pour grimper. L’excédent de puissance est très bientôt mangé par le vol un peu rapide.

    Est-ce vrai pour l’avion à réaction ? Nous savons déjà que l’avion à réaction peut voler nettement plus vite que l’avion à hélice sans dévorer encore une part trop massive de ce que peut donner son moteur. Il lui reste de l’excédent de puissance, ou plutôt de poussée, jusqu’à des vitesses où l’avion à hélice n’en a plus aucun. Et si l’avion à réaction cherchait donc à grimper en affichant une vitesse élevée ?

    Tentons un exemple chiffré.

    Soit un avion à réaction de 5000 kg disposant d’un réacteur de 1500 kgp et d’une finesse de 20. Il décroche à 216 km/h, ou 60 m/s. Soit sa finesse maximum à 90 m/s ou 324 km/h ; sa traînée y vaut (5000/20) ou 250 kgp ; l’excédent de poussée est 1250 kgp et l’angle de montée (1250/5000) ou 25%. La vitesse ascensionnelle est 90 x 0,25 ou 22,5 m/s.

    De savants calculs sur lesquels nous passons montrent qu’à vitesse double, ou 180 m/s (684 km/h), la traînée est d’environ 720 kgp, presque triplée. L’excédent est donc 780 kgp, ce qui assure une pente de montée de 15,6% (vérifiez) et une vitesse ascensionnelle de 28 m/s.

    L’avion à réaction se fatigue inutilement à grimper à basse vitesse ; il a intérêt à le faire à vitesse élevée.

    Certains simulateurs qui ne sont pas des moindres vous donnent le discutable conseil de grimper à des vitesses guère plus élevées en Me 262 qu’en Spitfire. Vous dit-on de grimper à 250 km/h sur l’un et l’autre appareil ? Grimpez à 250 km/h sur le Spit, et à 600 ou 700 sur le 262. La vitesse ascensionnelle sera un peu meilleure. Ses réacteurs consommeront à pleins gaz la même chose à la minute à 250 comme à 600 : pourquoi se traîner à 250 le temps de monter, au lieu d’avancer en gagnant à 600 beaucoup de kilomètres ?

    Revenons à notre avion-exemple décrochant à 216 km/h. Supposons un pilote inexpérimenté jugeant que la vitesse ascensionnelle de 22,5 m/s à la vitesse basse de 324 km/h n’est pas si mauvaise. Il découvre bientôt que son appareil passé les premiers kilomètres d’altitude se met à peiner – la poussée baisse dans l’air moins dense – et menace de ne plus monter, alors que la plafond inscrit au manuel est encore beaucoup plus haut. Que se passe-t-il ?

    La vitesse faible déjà à basse altitude n’a pas augmenté. La vitesse vraie est demeurée, mais la vitesse indiquée a beaucoup diminué : l’avion vole désormais franchement au second régime et pas très loin du décrochage. Sa traînée a donc fortement augmenté tandis que la poussée a diminué : l’appareil patine, englué aux altitudes moyennes. Que faire ?

    On ne peut plus augmenter la poussée, mais il est possible de réduire la traînée. On est au second régime : il faut accélérer. Cela ne se peut naturellement qu’en poussant le manche… si bien que le pilote pour monter encore est forcé d’abord de reperdre un petit peu d’altitude.

    Reprenant alors lentement quelque vitesse, nous nous extrairons bientôt du second régime pour, traînée diminuée, pouvoir tirer de nouveau (très modérément ! l’excédent de poussée disponible en altitude est modique !) afin de reprendre la montée à vitesse plus élevée que précédemment.

    L’ascension se poursuivra de la sorte très plate à grande vitesse sur trajectoire, tout au contraire de l’avion à hélice.

    (Cet engluage aux altitudes moyennes s’observera très bien au simulateur sur des avions civils dotés d’une poussé modérée ; la très forte poussée des chasseurs l’estompera).

    La densité de l’air diminuant toujours, vient une altitude où les basses vitesses proches du décrochage deviendront presque égales au mach limite. Coincé entre une vitesse minimum et une vitesse maximum, l’avion touche à son plafond (ceci suppose les réacteurs aptes à donner encore à cette altitude le minimum de poussée requis).

    L’auteur qui n’a personnellement jamais en vol tenu plus de 160 chevaux sous la main, se contentera d’explorer ces questions sur Strike Fighters, son excellent simulateur de F-104 entre autres.

    Nous avons donc pris notre envol avec un F-104 muni de ses deux bidons en bouts d’ailes et de son plein d’obus. Nous avons dans le tonnerre de la postcombustion fait une première montée tout à fait classique pour un avion à réaction :

    - décollage suivi d’une accélération à mach 0,8 tout en grimpant à peine, afin de garder de quoi accélérer.

    - Mach 0,8 atteint vers 1000 mètres, nous avons cabré pour entamer la montée réelle en nous efforçant de conserver continuellement ce 0,8 de mach.

    Cela veut dire que nous devons au fil de l’altitude repousser progressivement le manche pour abaisser lentement le nez : la raréfaction de l’air abaisse progressivement la poussée du réacteur, ce qui limite l’angle de montée.

    - Nous sommes arrivés à 11000 mètres en 2 minutes 42 secondes.

    Dans un second essai nous avons procédé comme si nous tenions les commandes d’un avion à hélice :

    - Sitôt décollé nous avons cabré très fortement pour éviter d’accélérer beaucoup ; nous avons atteint seulement 20 ou 25% de plus que la vitesse de décrochage : 250 nœuds indiqués.

    - Nous avons maintenu cette vitesse indiquée jusqu’à 11000 mètres, atteints cette fois en 3 minutes 41 secondes. L’inadaptation de la montée lente pour l’avion à réaction est ici manifeste.

    Il est intéressant d’observer durant la montée en altitude le comportement simultané du machmètre et de l’anémomètre, volontiers réunis en unanémomachmètre.

    Décollé vers 200 nœuds, l’avion prend d’abord sa vitesse presque sans gagner d’altitude. Il atteint environ 500 nœuds, valant près de mach 0,8 à cette altitude basse. L’avion cabre ensuite pour gagner son altitude de croisière économique à 11000 mètres. Le pilote conserve un mach sensiblement constant au long de sa montée, puisqu’il croisera aussi vers mach 0,8 une fois à 11000 mètres.

    A 11000 m et mach 0,8, le badin est 280 nœuds. A maintenir le machmètre à 0,8 nous verrons continuellement le badin décroître, depuis 500 nœuds en début de montée jusqu’à 280 nœuds à 11000 mètres.

    Nous devons constater que 280 nœuds ne représentent plus une marge très considérable sur la vitesse indiquée de décrochage. Nous n’avons donc plus du tout à 11000 mètres la possibilité dont nous disposions à basse altitude de manœuvrer soudainement en prenant des g sans trop de précautions.

    Nous pouvons au-dessus de 11000 mètres continuer à monter – mollement - moteur sec (sans postcombustion) en subsonique. En l’absence de PC le mur du son bloque la vitesse sous mach 1. Le badin décroît toujours ; il vient un moment où vers 15000 mètres (50000 pieds), la vitesse indiquée maximum tombe très près de la vitesse de décrochage tant l’air porteur se fait ténu.

    La vitesse de décrochage a rejoint la vitesse maximum proche de mach 1 : comme il se doit au plafond, nous ne disposons plus que d’une seule vitesse possible. Le moindre éternuement cette fois nous fera perdre de l’altitude, même au simulateur.

    Nous avons supposé que le réacteur voulait bien pousser encore assez à cette altitude pour nous y maintenir. Le plafond est alors limité par le croisement de la vitesse de décrochage et de la vitesse maximum en subsonique. Un moteur poussant davantage mais ne faisant par hypothèse pas non plus franchir le mur du son, ne ferait donc pas monter plus haut. On parle de plafond aérodynamique. Le plafond usuel de la plupart des avions, à hélices notamment, n’est limité que par la puissance restant en altitude ; on parle deplafond de propulsion.

    Le SR-71 croisant à plus de mach 3 à 25 000 mètres affiche à peine 400 nœuds au badin. Il évolue dans un fluide 25 fois moins dense qu’au sol, si bien que la vitesse indiquée n’est plus que le 1/5 (racine de 25) de la vitesse réelle : il vole à 2000 nœuds vrais.

     

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    Quelques avions ont employé la fusée à liquides pour propulseur unique (Me 163), comme propulseur de pur appoint (Mirage III) ou comme propulseur simplement principal, les autres moteurs ne remplissant qu’une fonction d’attente en l’air et de retour au sol (Trident, XF-91).

    L’intérêt propre à la fusée est multiple :

    - On a su faire des fusées de forte poussée avant des réacteurs puissants (Allemagne durant la guerre) ;

    - Sa simplicité mécanique la rend peu coûteuse, comparée à un turboréacteur de même poussée (Trident) ;

    - Non seulement sa poussée ne diminue pas en altitude, mais encore augmente-t-elle d’environ 20% entre le niveau de la mer et la très haute altitude : l’air extérieur plus ténu ne freine plus la sortie des gaz de la tuyère.

    On peut définir trois façons d’utiliser la fusée en aviation, JATO mises à part :

    1. Un Me 163 disposant de 1700, puis 2000 kgp, accélère et monte déjà mieux à basse altitude qu’un Me 262 aussi puissant mais plus lourd ; le 163 est en revanche très supérieur en altitude.

    En effet la poussée des turboréacteurs du 262 décroît rapidement en altitude, où la vitesse ascensionnelle s’effondre et où la vitesse en palier n’augmente guère malgré la moindre résistance du milieu.

    Le Me 163 continue donc à grimper en flèche en altitude où par ailleurs la moindre résistance du milieu, combinée au maintien de la poussée, permet en palier d’aller aussi vite que le permet une voilure au profil inapproprié au vol transsonique.

    Ses capacités d’évolution en altitude seraient donc merveilleusement supérieures, si déjà les réservoirs n’étaient vides : la consommation de la fusée est prohibitive.

    2. Le Trident visait la fonction d’intercepteur bisonique montant en flèche à 20.000 mètres. Son faible rayon d’action (fusée !) supposait un bon nombre d’avions répartis sur le territoire, mais la coût modeste de la fusée et des petits réacteurs de bout d’aile permettait d’imaginer une abondante production. Ce n’était qu’un rêve : le Trident devait céder la place aux chasseurs à turboréacteurs beaucoup plus polyvalents ; c’était économiquement une fausse bonne idée.

    On a donc un appareil doté des 4,5 tonnes de poussée des trois fusées réunies, et des 800 kgp totaux de ses deux réacteurs de bouts d’ailes. A l’évidence, les réacteurs ne peuvent que « traîner » à faible consommation l’avion de retour à sa base ; c’est pourtant un gros avantage sur le Me 163 qui une fois en panne sèche, est en panne sèche. Il est vrai que l’on comptait sur sa très bonne finesse voisine de 18 pour rentrer… et se poser du premier coup.

    3. Le Mirage IIIC est le seul chasseur doté d’un turboréacteur suffisamment puissant pour ses missions normales même en supersonique, et qui pourtant dispose d’une fusée à liquide pouvant donner 1500 kgp supplémentaires pendant une minute et demie. Le réacteur fournit quant à lui 6200 kgp avec postcombustion.

    La comparaison des deux poussées montre le mince intérêt qu’il y aurait à se priver du réservoir de kérosène pouvant remplacer la fusée, si l’on voulait simplement se servir d’elle comme d’une sorte de JATO de très grand luxe.

    Si le complément de poussée à basse altitude est modique, il devient très important en haute altitude : la fusée pousse toujours autant, voire un peu plus, tandis que le réacteur s’essouffle par défaut d’air. La fusée fait alors en haute altitude une différence spectaculaire – et brève.

    Il reste en outre une quatrième utilité à la fusée, cette fois à propergol solide : son rôle sur l’avion suicide Jinraï. L’engin montre peut-être une finesse de 7 ou 8. Son rayon d’action depuis son lâché par un bombardier vers 7000 mètres est bien court : une quarantaine de kilomètres.

    Encore cette distance n’est-elle possible qu’à vitesse de finesse maximum, qui est inférieure de plus de moitié aux 1000 km/h auxquels le Jinraï entend frapper le navire adverse pour échapper autant que possible à la chasse à hélice comme aux tirs de DCA.

    Le rayon d’action tomberait à dix kilomètres si le pilote prétendait conserver 1000 km/h tout du long. Il plane donc à vitesse modérée, puis allume à basse altitude ses trois fusées à solide qui brûlant quelques secondes le réaccélèrent avec vigueur tandis que le piqué est accentué. Ou bien la cible est frappée au terme du piqué, ou bien une ressource à 1000 km/h au ras de l’eau laisse un petit nombre de kilomètres de course sur l’erre sans moteur.

    La fusée a contre elle son obligation d’emporter son oxygène sous forme d’eau oxygénée concentrée ou d’acide nitrique, deux fluides qui ont l’avantage opérationnel de ne pas s’évaporer au stockage comme l’oxygène liquide.

    Il faut plus de trois kilos d’oxygène pour brûler un kilo de pétrole : on en déduit l’énormité de la consommation totale de la fusée.

    On parle moins pour les fusées de consommation spécifique que d’impulsion spécifique. L’impulsion spécifique est le temps durant lequel un kilo de propergol donne un kilo de poussée. Il est de l’ordre de 220 secondes pour le moteur du Me 163. On peut en déduire une consommation spécifique de 16 kg/kgp/h, plus que décuple de celle du réacteur Jumo primitif du Me 262 son contemporain.

     

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    L’auteur vous aurait donné volontiers les notions élémentaires du pilotage aux instruments : comment tenir l’avion sans voir dehors, et le faire évoluer selon les seules indications des instruments gyroscopiques, l’horizon artificiel et l’aiguille. Or un tel exposé semble inutile puisque tous les simulateurs permettent de s’y exercer. Nous parlerons plutôt de ce dont le simulateur ne peut rendre compte : les conflits entre les indications instrumentales et les sens.

    C’est un dogme en aviation que le pilote sans expérience du vol aux instruments, et sans instructeur à ses côtés, va perdre en 178 secondes en moyenne le contrôle au premier essai de vol sans visibilité. Ceci en dépit d’une instrumentation complète pour le vol aux instruments dont il connaît de surcroît la théorie.

    Je gage que maint grand moustachu du pilotage a connu cet incident à ses débuts en PSV (pilotage sans visibilité), et ne voudra donc point démordre qu’il est impossible de ne pas perdre le contrôle à son baptême du PSV.

    D’autres moustachus consentent cependant que la perte de contrôle rapide et certaine concerne avant tout le cas réel d’un pilote sans entraînement au PSV qui plonge dans la peur de la perte réelle de tout repère visuel extérieur en vol réel ; et qu’il n’en va pas toujours de même dans la situation beaucoup moins inconfortable de l’exercice sous capote auprès d’un instructeur qu’on sait disposer de la double commande et de la vue du dehors.

    L’auteur confirme cette seconde interprétation, par sa simple expérience personnelle sous capote par temps calme. Il ne lui est pas moins arrivé de se faire proprement traiter de menteur par un autre instructeur auquel il narrait la chose. On voit la diversité des opinions parmi les spécialistes.

    Cela ne veut nullement dire qu’une perte de contrôle par désorientation des sens ne reste pas possible plus tard, avant que l’entraînement soit suffisamment avancé.

    Mais qu’un pilote sans expérience du PSV y soit plongé parce que la météo le prend au piège ; qu’il en subisse une panique affreuse parce qu’il ignore si et quand il retrouvera la vue du dehors ; qu’il ne trouve pas le calme requis pour tenir l’avion droit aux instruments, pour appeler au secours un terrain équipé d’un radar d’approche…

    L’avion plonge d’une manière ou d’une autre ; l’horizon artificiel dépassé dans ses graduations ne montre plus que le sol, et plus du tout l’horizon ; le pilote ne sait plus en quel sens réagir ; la vitesse est devenue effarante ; l’avion débouche sous les nuages bas à cent mètres du sol comme un Stuka : tout est fini. Il se peut aussi que le pilote aveugle tirant le manche au petit bonheur pour chercher à faire il ne sait quoi lui-même, casse la machine en l’air. En bref, le PSV sans assistance est rigoureusement réservé au simulateur.

    Le simulateur sur simple écran ne donne évidemment aucune sensation « aux fesses », n’insinue évidemment aucune information trompeuse dans la cénesthésie, ce sixième sens, sens de l’existence à travers le ressenti physique de soi dont le récepteur est le corps tout entier. Le simulateur avec chaise fixe laisse l’intelligence libre de raisonner face à l’image, sans faire éprouver aux tripes du pilote ou à ses canaux semi-circulaires la redoutable certitude que ses instruments gyroscopiques de PSV déraisonnent subitement ! Ce type de sensation vertigineuse attend au tournant n’importe quel pilote de modeste expérience du PSV, alors même que tout s’est bien passé jusque là.

    Il est absolument impossible à l’homme comme à la plupart des oiseaux de tenir ses ailes à l’horizontale sans repère extérieur. Le pigeon aux yeux bandés tente inutilement de voler avant d’ouvrir en V ses ailes et de se laisser aller à ce médiocre parachute improvisé.

    Divers pièges dus au défaut d’horizon visible attendent même en plein jour en air pur le pilote sans méfiance. Il peut en montagne perdre tout sens de l’équilibre dans un cirque dont aucune crête n’est horizontale, et se fier à tort à telle qu’il croira l’être. Le pilote s’engageant sur mer par temps de brume peut découvrir avec horreur que rien ne discrimine plus l’eau du ciel, si bien que toute référence permettant son équilibre a disparu d’un coup.

    Le non-pilote pense volontiers que c’est là une exagération : qui ne s’aperçoit qu’il est tête en bas et vole sur le dos ?

    Il est souvent difficile de détromper ce non-pilote, car il ne comprend pas qu’il traite un faux problème.

    Le pilote ayant perdu la visibilité du dehors ne s’aperçoit pas qu’il vole sur le dos, pour la simple raison qu’il n’a aucune chance de s’y maintenir par hasard le temps nécessaire à s’aviser de sa position retournée. S’il est problématique de rester stable sans visibilité sur le ventre, il le sera bien plus encore d’y rester sur le dos !

    En sorte qu’on n’aura pas le temps de comprendre qu’on pend dans sa ceinture. Les trajectoires sans visibilité ne sont pas rectilignes, mais diversement curvilignes. On ne peut donc savoir si l’on est sur le dos au sommet d’une boucle, ou bien à plat ventre en vol ordinaire ; ni si l’on est en descente en virage engagé à très forte inclinaison, fort taux de descente et fort facteur de charge, ou bien en ressource sèche et en train de remonter.

    (On pourrait se donner une idée de la désorientation sensorielle spatiale en effectuant les yeux clos des pirouettes désordonnées sous l’eau. Il faut une piscine claire où fond et surface se voient nettement : nous avons le très mauvais souvenir d’adolescence de l’avoir fait par deux à trois mètres de fond dans une rivière sombre. Poumons à demi vides pour aider au maintien de la plongée, le corps en équilibre hydrostatique, il n’était plus possible de voir où se trouvait la surface. On se noierait difficilement de façon plus implacablement scientifique).

    Le lecteur logique réplique doctement de son fauteuil qu’il suffit au pilote de mépriser ses sensations et de se fier aveuglément à ses instruments, même si les rémanences labyrinthiques (on sait la sensation vertigineuse éprouvée quand on s’arrête après bon nombre de tours rapides sur soi-même) lui jurent sur tous les saints que l’horizon artificiel détraqué affiche n’importe quoi.

    Le lecteur logique n’a pas tort : il est à tout prendre moins difficile en état de désorientation de commander à ses mains sur le manche une action même à contre-sentiment, que de rester debout sur le sol en état de vertige. La volonté peut déterminer le premier cas, quand elle est impuissante sur le second.

     

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    Le record du monde de distance est détenu par le Rutan Voyager qui fit un tour du monde d’un peu plus de 40 000 km en 1986. La formule de Bréguet donne la distance franchissable d’un avion à hélice ; nous en résumons les éléments :

    Toutes choses égales par ailleurs :

    - La distance franchissable (DF) augmente avec la finesse de l’avion, puisque la finesse réduit la traînée et donc la traction et la puissance nécessaires.L’accroissement de la DF est en proportion directe avec celui de la finesse.

    - La DF augmente avec le rendement de l’hélice, puisque ce rendement restitue gratuitement des chevaux sans cela perdus. L’accroissement est là encore directement proportionnel. Il y a peu à espérer sur ce poste : une hélice banale ne descend pas sous 75 à 80 % de rendement, tandis qu’une remarquable atteint rarement 90 %. La variation de la DF est en proportion directe du rendement de l’hélice.

    - La DF augmente proportionnellement à la sobriété du moteur, mais aucune unité connue n’exprime la sobriété. La sobriété serait l’inverse de la consommation spécifique ; la DF est donc inversement proportionnelle à la consommation spécifique.

    - Enfin, la DF augmente évidemment avec le rapport : poids réservoirs pleins/poids réservoirs vides. Toute la difficulté tient à ce que le dernier kilogramme de carburant fera naturellement franchir bien plus de kilomètres à l’avion vide que le premier kilo à l’avion plein. Il n’y a pas ici de proportionnalité simple.

    Voici une méthode valable uniquement pour l’avion à hélice :

    1). On détermine le rapport « Q » :

    masse au décollage/masse équipée, mais sans essence

    Q par exemple vaut 1,1 pour un avion de 1,1 tonne au décollage, dont 100 kg d’essence ; Q vaut 2 pour 2 tonnes dont une d’essence, etc.

    2). On trouve la DF dans le tableau suivant :

    Q = 1,1 DF = 2187 km

    Q = 1,2 DF = 4184 km

    Q = 1,3 DF = 6021 km

    Q = 1,4 DF = 7722 km

    Q = 1,5 DF = 9305 km

    Q = 1,6 DF = 10787 km

    Q = 1,7 DF = 12178 km

    Q = 1,8 DF = 13490 km

    Q = 1,9 DF = 14731 km

    Q = 2 DF = 15900 km

    Les valeurs de Q supérieurs à 2 sont rares :

    Q = 2,5 DF = 21030 km

    Q = 3 DF = 25220 km

    Q = 3,5 DF = 28750 km

    Q = 4 DF = 31 820 km

    Le lecteur devine avec ces quelques chiffres que si l’emport d’essence est très important, on ne gagne presque plus rien à en ajouter encore.

    Bien entendu, il faut que l’avion vole continuellement à sa vitesse de finesse maximum. Ou bien il ralentit tout au fil du vol, ou bien il gagne de l’altitude en s’allégeant, afin de voler toujours aussi vite quoique la puissance affichée diminue avec le poids.

    On trouve les valeurs qui précèdent et celles qui ne figurent pas au tableau en calculant :

    DF = 22950 Log népérien de Q

    3). Les chiffres donnés au tableau en 2) ne sont qu’un première approche. On leur apporte des corrections :

    - la valeur donnée en 2) suppose une finesse maximum de 20. Si la finesse est différente, on fait une simple règle de trois. Si la finesse n’est que 10, la DF sera la moitié seulement de celle du tableau.

    - La valeur donnée en 2) suppose une consommation spécifique de 200 g/ch/h. Si la consommation spécifique du moteur est différente, on fait une règle de trois. On doit trouver une DF plus élevée si la consommation spécifique est moindre que 200, moins élevée dans le cas contraire.

    - La valeur donnée en 2) suppose une hélice de rendement 85%. Si le rendement d’hélice est différent, on fait une règle de trois.

    Regardons le Rutan Voyager, l’avion qui fit le tour du monde sans escale en 1986. Il pèse 1134 kg sans essence et 4309 kg une fois plein de ses 3175 kg d’essence au décollage.

    Q = 3,8

    Le tableau en 2) donne une DF comprise entre 28750 et 31820 km. La formule logarithmique indiquée après le tableau donne : 30638 km.

    Ce chiffre ne fait pas le tour du monde ; il s’en faut. C’est que le Voyager ne fait pas comme notre avion de base 20 de finesse, mais 27 ; les hélices rendent non pas 85 mais 90 % ; la consommation spécifique n’est pas 200, mais 172 g/ch/h.

    Corrigeons donc :

    - Pour la finesse : 30686 km x (27/20) = 41426 km

    - pour la consommation spécifique : 41426 km x (200/172) = 48170 km

    - pour le rendement des hélices : 48170 x (90/85) = 51003 km

    Le Voyager atterrit au terme de ses 40000 km portés par d’inévitables détours à 42000 km ; ce chiffre est également modifié dans un sens inconnu de l’auteur par les vents moyens rencontrés. Le Voyager s’est posé avec 38 kg d’essence, de quoi faire en théorie pure 1275 km. Nous avons donc fait un travail au résultat assez honnête si l’on tient compte de l’impraticabilité de constamment voler à finesse maximum sans perturbation, et surtout de l’impossibilité d’obtenir des moteurs une consommation spécifique identique à tous les puissances fournies : la valeur donnée n’est atteinte qu’à une puissance précisé, généralement élevée ; elle devient plus médiocre aux faibles puissances, largement employées par le Voyager.

    Le principal est de constater le fossé de 2 à 1 entre la DF du Voyager et celle des meilleurs avions de record de distance avant lui :

    - Le Lockheed Neptune, bimoteur ASM dont un exemplaire du 29 au 31 septembre 1946 parcourait 18078 km en ligne droite ;

    - Le Tachikawa Ki.77 de 1942, bimoteur de record construit malgré la guerre ; 16435 km en circuit fermé du 2 au 4 juillet 1944. Deux furent construits, un abattu. Saisi et envoyé par bateau aux Etats-Unis, le survivant disparaissait avant d’être débarqué. Ce fut à propos pour ne pas faire d’ombre au Neptune.

    - Le monoplace Bede BD-2, planeur existant greffé d’un moteur de 210 chevaux et bourré d’essence. Malgré le pilote automatique devant laisser dormir le pilote, le plus long vol ne dépassa pas 14500 km, bien sous ses possibilités théoriques.

     

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    L’avion à réaction s’efforce dès qu’il est possible de toujours voler à haute altitude ; l’obligation qu’ont de raser le sol les chasseurs-bombardiers ou les gros bombardiers (B-1) dans leur phase d’approche de l’objectif est affreusement coûteuse en combustible et rayon d’action.

    On a déjà vu comment il n’est pas rentable pour un avion à réaction de gâcher ses forces et son pétrole à grimper en conservant une vitesse lente.

    Il apparaît ainsi que voler lentement et voler bas sont cause de mauvais rendement (forte consommation kilométrique) du propulseur à réaction. Sur tel simulateur de chasseur à réaction, vous sont proposées des missions dont il est impossible de rentrer si vous volez en rase-mottes ; il devient très facile au contraire de revenir avec des réserves en volant très haut.

    La consommation horaire d'un réacteur donnant une poussée donnée est en première approximation indépendante de la vitesse. Or l'avion avec une même poussée/consommation ira d'autant plus vite qu'il volera haut dan sun air moins résistant ; le gain à monter toujours plus haut est interrompu lorsque la vitesse de finesse maximum rejoint la vitesse de mach maximum, de 800 km/h pour un U-2 à aile droite ou 900 km/h pour un avion de ligne à voilure en flèche. Cette altitude pour la plupart des avions à réaction (hors les machines de faible charge alaire comme l'U-2) est l'altitude de croisière des avions de ligne, un peu plus de 10 kilomètres.

    Les moteurs à hélice ou à réaction les plus sobres parviennent à des consommations kilométriques optimales semblables en volant en altitude. Descendons au niveau de la mer.

    Supposons la poussée/puissance permettant de conserver la vitesse de 900 km/h. L'avion à réaction ne résistera à la résistance de l'air que s'il est militaire, et l'avion à hélice ne trouvera à peu près jamais les chevaux voulus ; mais supposons. En première approximation la consommation horaire comme kilométrique dans un air quatre fois plus dense et donc quatre fois plus résistant, sera quadruplée. La distance franchissable des deux types d'avion sera ainsi divisée par quatre.

    Supposons à l'un et à l'autre avion une vitesse de finesse maximum de 450 km/h, moitié de celle en altitude, correspondant à peu près 300 km/h sans volets.

    Restant à finesse maximum, la poussée nécessaire à l'avion à réaction est la même à toute altitude ; s'il fallait 10 tonnes de poussée à finesse maximum à 12000 mètres, il en faut encore 10 à finesse maximum à zéro mètre ; la consommation horaire reste en (très) première approximation la même ; mais la vitesse n'est plus que 450 au lieu de 900 km/h : la distance franchissable est divisée par deux.

    Restant à finesse maximum, la traction d'hélice nécessaire à l'avion à hélice à 450 km/h reste la même que celle nécessaire à 900 km/h à 12000 mètres ; mais la puissance étant le produit de la traction par la vitesse de translation, et la vitesse étant divisée par deux, la puissance requise est divisée par deux. La consommation horaire est alors divisée par deux : la consommation kilométrique reste la même.

    (Pour alléger l'exposé nous avons délibérément négligé le fait que la meilleure distance franchissable de l'avion à réaction n'est pas obtenue à vitesse de finesse maximum, mais environ 20% plus vite)

    Si bien que :

    - L’avion à hélice ne consomme pas plus au km en croisière économique quelle que soit son altitude ; mais plus il vole bas et plus cette vitesse de croisière économique (finesse maximum) doit consentir à rester faible. Un avion militaire à hélice aura donc intérêt à voler très haut dans un air très ténu pour filer beaucoup plus vite sans consommer davantage. L’avion transatlantique à hélices a intérêt à voler haut pour ne pas mettre un temps abusif entre Paris et New York.

    - L’avion à réaction peut, avec un moteur qui ne soit pas des premières générations, aller aussi loin qu’un avion à hélice avec même emport de pétrole ; mais il est contraint de le faire en volant haut et vite. Il ira à peu près deux fois moins loin en rase-mottes.

    - Les réacteurs évolués à double-flux, fort taux de dilution et faible consommation spécifique permettent de réduire quelque peu l’inconvénient ci-dessus : le diamètre de la colonne d’air qu’ils brassent est intermédiaire entre celle du réacteur classique et celle de l’hélice.

     

    55

     

    Est-il bon pour la planète de faire le voyage aux antipodes sans escale ? Supposons un avion de 200 tonnes avec passagers mais sans carburant, de finesse 20 et croisant toujours à 900 km/h : il monte au fur et à mesure qu’il s’allège. Admettons une consommation spécifique de 0,6 kg/kgp/h. Quelle est son autonomie si l’on ajoute 50 tonnes de carburant aux 200 tonnes à sec ?

    Notons d’abord que le calcul assez complexe donnant la distance franchissable d’un avion à hélice devient bien plus simple pour un avion à réaction. Il n’est plus question de rapport «Q» ni de logarithme.

    La masse moyenne en vol est 225 tonnes, descendant progressivement de 250 tonnes à 200 ; la traînée moyenne de 225/20 ou 11,25 tonnes de poussée ; la consommation 11,25 x 0,6 ou 6,75 tonnes de carburant à l’heure ; l’autonomie de 50/6,75 ou 7,40 heures de vol à 900 km/h, donc 6660 km.

    Ajoutons 50 autres tonnes de carburant, décollons à 300 tonnes et reprenons le calcul. La masse moyenne sur la nouvelle tranche de carburant est 275 tonnes. Le supplément de distance franchie est naturellement inférieur à 6660 km. On trouve 5450 km. Total : 12110 km.

    Calcul suivant : 150 tonnes de carburant et 350 tonnes au décollage. Supplément : 4620 km. Total : 16730 km.

    Calcul suivant : 200 tonnes de carburant et 400 tonnes au décollage. Supplément : 4000 km. Total : 20730 km.

    Nous voici aux limites de ce qui peut se faire en conservant une longueur d’envol possible. On observe que si les 100 premières tonnes de pétrole font franchir 12000 km, les cent suivantes ne donnent que 8000 km supplémentaires. Le rendement commercial du carburant tombe du tiers sur cette tranche où le CO² produit par km est majoré de moitié : le carburant sert à transporter le carburant.

    Continuons pour le plaisir le calcul purement théorique :

    450 tonnes. Supplément 3530 km. Total : 24260 km.

    500 3160 27420

    550 2850 30270

    600 2730 31000

    650 2400 33400

    700 2220 35620

    750 2070 37690

    800 1940 39630

    850 1820 41450

    900 1710 43160

    950 1620 44740

    1000 1540 46280

    ---------------------------------------------------------

    10 000 ! 150 95370

    ---------------------------------------------------------

    100 000 !! 15 144460

    Puis, chaque multiplication de la masse au décollage par 10 continue d’ajouter un supplément fixe de 49090 km. On juge de l’inefficacité. Il va sans dire que ce calcul purement théorique ne tient aucun compte du fait qu’un avion de cent mille tonnes et de surface alaire ordinaire décrocherait à de nombreux mach et perdrait en hypersonique les deux tiers de sa finesse ayant servi aux calculs.

    La masse de 1000 tonnes n’a rien en soi d’inimaginable puisqu’il suffit de 50 tonnes de poussée pour la tenir en l’air ; encore faut-il l’y avoir mise, car train et volets sortis cassent la finesse de 20. Noter que le volume interne pour le carburant croît plus vite que le poids à vide. S’il n’est probablement guère possible de loger 800 tonnes de pétrole dans un avion de 200 tonnes, en mettre 8000 dans un avion de 2000 à vide est imaginable.

    Il est théoriquement possible de tenir en l’air sous finesse 20 des masses énormes d’avion à réaction : les 100 tonnes de poussée d’un gros quadriréacteur pourraient en principe tenir 2000 tonnes en vol. Il n’est nullement possible de faire de même avec un avion à hélices. On sait que celui-ci exige une puissance minimale croissant à l’exposant 1,5 de la masse, au lieu de la simple proportionnalité pour l’avion à réaction.

    Un B-36 sans réacteurs d’appoint fait 160 tonnes et dispose de 21000 chevaux. Il exige à peu près la moitié de ces chevaux pour juste tenir l’air. Employer alors toute la puissance revient à doubler celle qu’on utilisait ; mais cela ne double pas le poids sustentable. Il n’est accru que d’un facteur 1,59 (racine 3/2ème de 2). L’avion ne pourra tenir l’air à plus de 160 tonnes x 1,59 ou 254 tonnes, s’il dispose toutefois d’une piste illimitée. Encore ce calcul ne laisse-t-il aucune marge pour la traînée du train au décollage. On est très loin des possibilités théoriques de poids sustentable d’un avion fin à réaction.

     

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    La flèche variable dite moins correctement géométrie variable équipa une volée de chasseurs des années 60 et 70. La flèche variable servait alors un peu à tout dans les publications aéronautiques, parée de vertus d’autant plus universelles que le journaliste comprenait moins la mécanique du vol.

    L’expérimentation mise à part, le premier appareil équipé construit en nombre fut le F-111 de 1964. Il s’agissait dans l’esprit de ses promoteurs d’un avion miracle destiné à tout. La flèche variable s’imposait idéologiquement sur cet avion-orchestre ultra-moderne.

    La FV est connue du grand public à travers le Tomcat. C’est un avion embarqué ; il gagne à se poser lentement ; on écrit volontiers que l’aile déployée presque droite porte beaucoup mieux et s’orne de beaucoup plus de volets hypersustentateurs qu’une voilure courte et trapue en forte flèche. Cela est vrai ; la FV permet des appontages à vitesse modérée. Cela est vrai, mais presque accessoire : nous avons des crosses et des élingues.

    La FV déployée change un chasseur de forte flèche en un avion ressemblant davantage par son aile à un avion de transport. La FV double purement et simplement la finesse maximum d’un avion de forte flèche ; la finesse passe par exemple de 7 aile repliée à 14 aile déployée. C’est dans ce gain de finesse qu’on cherchera les profits principaux de la formule.

    1) Le chasseur à réaction manque chroniquement de distance franchissable : sa médiocre finesse contraint les moteurs à pousser fort même en croisière économique. La FV améliore bien entendu spectaculairement la question ; ajoutons-y pour un chasseur embarqué l’intérêt notable d’un long temps de patrouille possible. La distance franchissable est l’un des deux avantages essentiels de la FV.

    2) Le second avantage majeur tient à la capacité d’emport. Sans doute voit-on plus de place pour accrocher des bombes et des bidons sous une aile déployée que sous une aile courte (les pylônes d’attache pivotent à contresens de l’aile pour demeurer dans le lit du vent), mais le point est encore ailleurs.

    L’avantage est principalement aérodynamique ; l’allongement de l’aile déployée permet à l’avion de prendre son vol à un poids et une charge alaire inconnus autrement : on a doublé la finesse ; le kilogramme à soulever coûte deux fois moins cher en poussée sur un Tomcat que sur un Mirage III.

    Ainsi la surcharge est-elle allègrement supportée. Deux avions seulement en Occident dépassent en charge alaire la tonne au mètre carré : le FB-111 avec 1058 kg et le B-1B avec près de 1200 kg ; les deux ont la FV.

    L’emploi de volets hypersustentateurs généralement d’effet médiocre sur les fortes flèches devient, sur la FV déployée, comparable à ce qu’il est sur l’aile d’un avion de transport.

    3) Les manœuvres en combat sont fortement favorisées par la FV. La FV présente un avantage considérable en combat tournoyant puisque celui-ci conduit souvent les adversaires à de faibles vitesses indiquées et se déroule presque toujours en subsonique. Le doublement de la finesse par le déploiement des ailes vient de la division par trois de la traînée induite, puisque le déploiement triple l’allongement. Or le facteur de charge en virage serré de combat engendre comme on sait une traînée induite fabuleuse. L’avion qui se dispense des deux tiers de celle-ci jouira nécessairement d’un avantage souvent décisif.

     

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    L’auteur sera modestement disert sur le vol supersonique qu’il connaît surtout par l’observation des cadrans de son excellent simulateur de F-104 (Strike Fighters).

    Ce chapitre sera donc assez spéculatif ; nous ne garantissons en aucun cas la conformité de nos observations à la réalité.

    Tout d’abord l’avion, ou le simulateur, est-il incapable de « supercroisière ». Il s’agit de ce vol en supersonique modéré (mach 1,4), économique car sans post-combustion, dont sont crédités Rafale ou F-22. N’oublions pas le Concorde à la supercroisière bisonique. Le F-104 du simulateur à toute altitude demeure obstinément en palier juste sous mach 1. Qu’on passe le mach en piqué pleins gaz secs, et l’on voit assez brusquement à mach 1 le débitmètre de carburant tomber spectaculairement : inadaptation manifeste du propulseur au vol supersonique sans PC.

    Le F-104 à sec (sans PC) plafonne à 15000 mètres. A cette altitude sa vitesse de décrochage a donc rejoint sa vitesse maximum juste sous mach 1.

    Nous ferons les essais qui suivent sans les bidons habituels en bouts d’ailes, simplement parce que leur jauge sur le simulateur pose un souci de lecture. Le carburant interne restant est de 5800 livres.

    Le vol en rase-mottes avec pleine PC amène l’avion à un peu plus de mach 1, environ 700 noeuds ; c’est probablement une valeur un peu faible. Le temps mis à vider les réservoirs est plausible : 7 minutes 15 secondes, soit 21,7 tonnes de pétrole à l’heure.

    Partons du pleins gaz secs à 11000 mètres, qui fait afficher mach 0,9. C’est encore un peu faible ; un chasseur de cette époque mord légèrement sur le mach à cette altitude sans allumer sa PC. Le débitmètre indique une consommation horaire de 4500 livres, 2 tonnes. Cela veut à peu près dire que le moteur à sec ne donne plus que deux tonnes à pleins gaz, car sa consommation spécifique est voisine de 1. Mettons pleine PC. Le débitmètre gradué jusqu’à 12000 livres à l’heure voit son aiguille sauter en butée. Mach 2 est atteint en 2 minutes et 13 secondes, chiffre probablement un peu optimiste. L’accélération se poursuit tandis que le chronométrage de la descente de la jauge de carburant dénote une consommation de 26 tonnes à l’heure. Le vol à même vitesse à 18300 mètres (60000 pieds), fait atteindre la même vitesse pour une consommation de 15 tonnes à l’heure seulement dans un air sensiblement moins dense et donc moins résistant à l’avancement.

    Au point fixe au niveau de la mer, le rapport de la poussée avec PC sur la poussée à sec vaut 1,6 puisque les deux chiffres sont 7200 et 4500 kilos de poussée. Ce rapport reflète à peu près les vitesses atteintes (loi de la raciné carrée) au niveau de la mer sur le simulateur.

    La PC cesse en revanche à hautes vitesse et altitude d’être un simple augmenteur de poussée. A comparer ses consommations à basse et haute altitude, on voit qu’elle se débrouille pour garder presque toute sa puissance même en air raréfié ; elle y propulse l’avion à plus du double de sa vitesse à zéro mètre. La turbine seule devient presque accessoire ; la tuyère de post-combustion se convertit à peu près en statoréacteur, moteur qui pousse d’autant plus qu’on va plus vite.

    Ainsi au simulateur tout du moins, le réacteur à pleine PC et en franc supersonique « accroche »-t-il comme en s’adaptant spontanément à la vitesse acquise. Il ne paraît pas s’essouffler comme un moteur ordinaire, qui viendrait avec l’accroissement de vitesse buter contre une résistance égale à la force qu’il peut donner.

    (L’« accroche » sera d’autant plus nette que la PC se rapproche en effet du statoréacteur : voir le J58 du SR-71 sur lequel la PC semble classiquement disposée en aval de la turbine de diamètre et poussée importants, mais est en fait alimentée en vol trisonique par des canaux provenant de l’entrée d’air, évitant la turbine ; cette dernière ne fournit alors plus que 15% de la poussée.)

     

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    Rien n’est affreux dans la presse aéronautique comme les fiches techniques, surtout au chapitre performances. Elles sont fréquemment compilées par un personnage qui ne comprend pas ce dont il parle.

    Il ne s’avise pas toujours qu’il fournit des performances incompatibles entre elles, impossibles à obtenir simultanément. Voici un exemple : « vitesse : mach 2 ; autonomie : 5 heures ». Faut-il en déduire que la distance franchissable est de plus de 10000 km ? Merveilleux Mirage IV !

    Autres exemples :

    - Charge utile : 500 kg ; places pilote compris : 6 ; bagages : 40 kg ; distance franchissable : 1400 km.

    Cela ne va pas : le passager aéronautique standard pèse 77 kg. Déduits de la charge utile autorisée, les occupants sans leurs bagages laissent moins d’une heure d’essence. Les 1400 km avec bagages ne sont possibles qu’à 3 occupants et non 6.

    - Poids à vide : 3000 kg ; poids au décollage : 4500 kg ; carburant : 2800 litres : impossible ! sans d’éventuels bidons extérieurs dont il n’est rien dit.

    - Poids au décollage : 250 kg ; moteur : 18 chevaux ; vitesse ascensionnelle : 6 m/s : impossible ! A lui seul, l’excédent de puissance requis pour grimper dépasse celle du moteur.

    Les choses prennent un tour plus déplaisant lorsqu’il s’agit de vendre : moteur à 2 temps à carburateur de 40 chevaux ; consommation horaire en croisière : 5 litres.

    Est-ce en croisière rapide classique à 75 % ? Certainement pas : la consommation spécifique de ce moteur à 2 temps serait inférieure du quart à celle des meilleurs Diesel. 5 litres en 2 temps à carburateur correspondent en vérité à 10 chevaux en continu, puissance dont on montrerait sans mal qu’elle ne suffit pas à tenir le palier sur l’appareil considéré.

    Très réjouissantes sont aussi les mentions comme : « poids approximatif : 4536 kg ». Que serait une valeur précise ? C’est qu’en effet le poids approximatif était 10000 livres avant le passage du « traducteur ».

    Foule de performances de la même farine sont avec l’habitude bientôt repérables :

    Vitesse maximum : mach 2,27. Voilà qui paraît précis, mais fait en réalité 1500 mph tout rond.

    Poussée du réacteur J79 : 7711 kgp. Cette précision inepte même dans un air bien défini, vaut 17000 livres.

    Charges extérieures 2268 kg : bon pour 5000 livres.

    Meilleure altitude de croisière : 3048 mètres : 10000 pieds.

    Distance franchissable : 3704 km. Pas 3705 ? Non, mais 2000 milles nautiques.

    Plafond : 18288 mètres. Le plafond de 60000 pieds, il faut le savoir, est le plafond standard des chasseurs à réaction mach 2 dans la langue de bois du secret militaire.

    Plafond du SR-71 : 30480 mètres. Plafond de 100000 pieds ; la précision apparente de cette super-langue de bois de fer n’aura pas réjoui longtemps l’analyste soviétique.

    Rayon d’action : 2000 km sans ravitaillement en vol, 6000 avec un ravitaillement. Ceci ne tient évidemment pas debout. Se méfier toutefois de quelques cas où le décollage avec le plein de pétrole n’est pas possible.

    Et ainsi de suite. Terminons avec les innombrables sottises du « rayon d’action », de loin la plus malmenée des performances. Maintes revues spécialisées ne semblent pas mieux se soucier de la définition de cette donnée-là que les journaux ordinaires ou les parleurs de la télévision. Les chasseurs à réaction sont les plus atteints par ce « n’importe quoi » en matière de rayon d’action : c’est la catégorie dans laquelle il varie le plus pour un même appareil en fonction du profil de la mission.

    Ouvrons une journal de grande information, ou même hélas d’aviation parlant du Mirage III. Il nous gratifie d’une fiche technique où nous lisons : « rayon d’action : 300 km ». Une autre publication décrit le MiG-21 avec pour le même paramètre la valeur de 800 km. Nous en déduisons que Marcel Dassault devrait prendre de sérieuses leçons chez MM. Mikoyan et Gourevitch. Un peu plus tard d’autres études paraissent qui renversent les données. Nous en concevons quelques doutes…

    Les petits Observer’s Book of Aircraft annuels de William Green sont entre autres l’une des rares sources de chiffres sérieux.

    Le lecteur présume que des machines de même époque et montrant donc des consommations spécifiques voisines auront des chiffres similaires. Donnons quelques ordres de grandeur du rayon d’action d’un avion de chasse anonyme de la classe du Mirage III. (Avez-vous songé qu’il s’est écoulé moins de temps entre les frères Wright et son premier vol qu’entre ce premier vol et nous ?)

    1) Mission de bombardement avec emport d’un maximum de charges externes, le carburant se limitant à l’interne ; vol en haut subsonique rasant le paysage : 250 km de rayon.

    2) Mission de bombardement à distance emportant une seule bombe de 900 kg (2000 livres) et le maximum possible de carburant extérieur en bidons largables ; vol économique en haut subsonique à haute altitude (hors plongée à basse altitude sur l’objectif) : 1000 km de rayon.

    3) Mission d’interception avec montée pleine postcombustion et mach 2 à haute altitude ; retour économique : 250 km de rayon.

    4) Distance franchissable maximum dite de convoyage (« ferry range ») en croisière économique de haut subsonique à haute altitude, l’avion décollant avec le maximum de carburant en bidons extérieurs : 2500 km au moins (par exemple : convoyages en 1962 de Mirage III de Solenzara en Corse jusqu’en Israël).

    A noter la propension à nommer rayon d’action ce qui est distance franchissable ; ce n’est acceptable que pour les avions commerciaux et les kamikazes.

     

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    «J’ai fait feu de mes six mitrailleuses pendant 4 secondes et observé une chute de ma vitesse de 50 km/h»

    Des affirmations similaires se rencontrent de temps à autre. Les simulateurs ne semblent pas tous, il s’en faut, reproduire le coup de frein qu’un déclanchement des armes en chasse produit par effet de recul, c’est-à-dire de réaction.

    Le canon anti-char de 30 mm du A-10 peut cracher à la seconde 100 obus de 254 grammes, soit 25 kg de matière à la vitesse de 1000 m/s. La force de recul correspondante vaut 25000 newtons ou 2,5 tonnes-force (multipliez 25 par 1000). S’il était possible de vider en continu le chargeur de 1350 obus en 13,5 secondes, on freinerait les 15 tonnes de l’avion de 79 km/h et même d’un peu plus en tenant compte aussi de la masse des gaz éjectés.

    Ce chiffre de 79 km/h n’aurait pourtant de sens que si les moteurs n’existaient pas, cessaient de pousser durant le tir, et si l’avion tirait sans piquer. Le tir revient simplement à enregistrer une baisse de poussée de 2,5 tonnes. Or nous avons pris ici le cas extrême ; examinons le cas d’un Corsair de 5 tonnes tirant par seconde 80 projectiles de 48 grammes à la vitesse initiale de 855 m/s. Dans tous ces exemples, nous convertissons les valeurs anglaises avec une précision logiquement compatible avec celle de la donnée anglo-saxonne. Le Corsair enregistre une force de recul de 335 kg, qui donne un ralentissement de moins de 2,5 km/h par seconde de tir. Ceci vaut toujours sans moteur en fonctionnement. Le pilote cité plus haut omet donc d’autres éléments bien plus importants que le tir pour expliquer son freinage. Peut-être faisait-il feu en tirant une chandelle.

     

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    Qui accélère le plus fort dans sa course au sol : un avion à hélice de 340 chevaux et 1400 kg, ou un Mirage III ? Le propriétaire de l’avion à hélice fait la comparaison dans une revue d’aviation.

    Il note que le Mirage IIIE passe au décollage de 0 à 170 nœuds (315 km/h) en 700 mètres. Or le camarade de ce pilote venait de dire que l’avion à hélice atteint 100 km/h en 100 mètres de roulage.

    Le pilote estime donc que son avion à hélice accélère deux fois plus vite que le Mirage. Il nous apparaît en effet que prendre 100 km/h en 100 mètres est bien plus fort que d’en prendre 315 en non pas 315 mètres, mais 700.

    Le pilote avait fait du Mirage ; mais on va voir comment la physique ne respecte même pas les souvenirs de régiment.

    Tout se passe comme si l’on raisonnait ainsi : accélérer à 300 km/h en 600 mètres (nous arrondissons) est prendre 100 km/h tous les 200 mètres. L’avion à hélice les prend en 100 mètres ; il accélère deux fois plus.

    C’est négliger le fait que l’accélération fait parcourir des espaces proportionnés au carré du temps écoulé, et non proportionnels au temps simple. Galilée l’avait découvert par ses expériences sur les plans inclinés.

    Un Mirage qui atteint 315 km/h en 700 mètres atteint donc 100 km/h en :

    700/3,15/3,15 = 70 mètres, et même un peu moins puisque l’accélération est tempérée par la vitesse : un peu de traînée, un peu de résistance au roulement.

    Pour accélérer deux fois plus fort, l’avion à hélice devrait accélérer à 100 km/h en deux fois moins de distance, ou 35 mètres. Or il lui en faut 100. Il n’accélère décidément pas deux fois mieux que le Mirage.

    Le lecteur n’imagine pas le nombre de témoignages de mépris qu’au cours de sa vie l’auteur a reçu de pilotes moustachus par lui contrariés dans leurs déclarations enflammées.

     

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    Après toutes ces considérations sur l’accélération, donnons pour points de repère des valeurs que le lecteur saura retrouver et étendre moyennant l’utilisation de son manuel de physique du lycée.

    En palier et en négligeant la résistance du milieu, la valeur en « g » de l’accélération est égale au rapport de la force propulsive sur le poids de l’appareil accéléré. 3 tonnes de poussée accélèrent un avion de 10 tonnes sous une accélération de 0,3 g. Rappelons que ceci n’a rien à voir avec les « g » encaissés en ressource ou en virage, et qui sont dirigés perpendiculairement au sens du mouvement de l’avion.

    On donne ci-dessous le valeurs en « g » de l’accélération et nombre de km/h gagnés (ou freinés) par seconde écoulée sous cette accélération ; suivent les espaces parcourus sous cette accélération en 1, 2, 5, 10 et 30 secondes. Les très fortes accélérations longtemps prolongées ont valeur théorique.

    0,1 g : 3,5 km/h – 0,5 m / 2 m / 12,5 m / 50 m / 450 m

    0,2 g : 7 km/h – 1 m / 4 m / 25 m / 100 m / 900 m

    0,3 g : 10,5 km/h – 1,5 m / 6 m / 37,5 m / 150 m / 1350 m

    …………………………..

    …………………………..

    1 g : 35 km/h – 5 m / 20 m / 125 m / 500 m / 4500 m

    2 g : 70 km/h – 10 m / 40 m / 250 m / 1 000 m / 9000 m

    3 g : 105 km/h – 15 m / 60 m / 375 m / 1 500 m / 13500 m

    ………………………….

    ………………………….

    7 g (catapulte de porte-avions) : 245 km/h – 35 m / 140 m / 875 m / 3500 m / 31500 m

    ………………………….

    ………………………….

    20 g (engin anti-missile Nike Sprint) : 700 km/h, mach 2 en 3 secondes – 100 m / 400 m / 2500 m / 10000 m / 90000 m

    ………………………….

    …………………………

    Les plus récents modèles de soucoupes volantes disposent d’un système d’annihilation momentanée de l’inertie, qui leur permet avec un moteur de puissance finie des accélérations infinies et des virages de 90 degrés sur place.

     

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    Lockheed U-2

    Ce chapitre inaugure une série d’analyses d’avions un peu particuliers, hors des moyennes, dont il est intéressant d’étudier le pourquoi et le comment des caractéristiques inhabituelles.

    L’U-2 avait autour de 1960 pour vocation la reconnaissance stratégique au-dessus principalement de l’URSS. Les moyens techniques manquaient encore pour faire l’avion mach 3 de même usage, le fameux SR-71 apparu une dizaine d’années plus tard.

    L’U-2 doit franchir plusieurs milliers de kilomètres au-dessus du territoire adverse tout en volant vers 20000 mètres, afin de se soustraire aux moyens de défense anti-aérienne ; il doit plafonner au-dessus des chasseurs.

    Mettons pleins gaz au décollage sur un U-2 pesant 10 tonnes, soit une charge alaire de 190 kg/m². Le réacteur donne 7,7 tonnes de poussée, ce qui imprime à l’appareil une accélération de plus de 25 km/h à chaque seconde de roulage. Il atteint donc en 6 ou 7 secondes la vitesse de 165 km/h à laquelle il peut décoller même sans volets hypersustentateurs ; c’est l’accélération d’un chasseur de la génération des premiers « mach 2 » des années cinquante. Il aura roulé 200 à 250 mètres.

    Cependant, la structure de l’U-2 est pour motif de poids calculée au plus juste. Or ses ailes sont remplies de pétrole, et très longues. Il se peut qu’une accélération sur trajectoire trop vive produise à l’emplanture des ailes un moment de traînée (due à l’inertie et non à l’air) exigeant qu’on accélère plus modérément.

    Cette éventuelle limitation s’efface dès la vitesse stabilisée en montée.

    La montée s’installe aussitôt sur une trajectoire étonnamment raide. 7,7 tonnes de poussée peuvent soutenir 10 tonnes de poids sur une pente de 50 degrés. L’avion sera moins cabré pourtant par son pilote, de manière à prendre de la vitesse pour monter conformément aux bons usages déjà vus pour les appareils à réaction.

    Il ne prendra cependant pas trop de vitesse aux basses altitudes, car sa vaste voilure le ferait bientôt exagérément traîner et perdre cet excédent de poussée qui le fait grimper si vite ; d’autre part sa construction est légère à l’extrême et point faite pour supporter la pression d’un air qui aux fortes vitesses indiquées résiste durement. Il n’est donc pas question pour grimper sec d’atteindre d’abord les 800 ou 900 km/h en montée habituels d’un chasseur à l’aile courte et chargée.

    Disons que l’U-2 entame sa montée aux alentours de 150 à 200 nœuds, double de sa vitesse de décrochage, escaladant le ciel sous un angle impressionnant au terme d’une accélération de moto maintenue une vingtaine de secondes après le lâcher des freins.

    Cette montée sèche et immédiate épargne à la structure des efforts insoutenables. Si le moteur pousse de 7,7 tonnes, faire aller la machine à vitesse de pointe revient à peu près à faire résister l’air sur les ailes avec cette même force, qui tend à les tordre. Une aile trapue le supporte, mais non pas à coup sûr une longue plume de planeur - sauf démonstration du contraire dont nous ne disposons pas.

    L’altimètre défile alors à raison d’une soixantaine de mètres par seconde. Très vite on observe une baisse de poussée du réacteur, puisque celle-ci décroît à peu près comme la densité de l’air qui le traverse. A 6000 ou 7000 mètres le moteur ne pousse plus que de la moitié. La traînée de l’avion fin et maintenu à vitesse indiquée modérée est faible, et le plus clair de la poussée sert toujours à tenir l’U-2 en montée. L’angle de montée toujours considérable est cependant divisé par deux ; la vitesse ascensionnelle l’est dans une proportion nettement moindre, parce que la baisse de densité de l’air permet de laisser accélérer progressivement l’avion en montée en lui conservant la même basse vitesse indiquée ; il vole désormais à 250 ou 300 nœuds réels, soit autour de mach 0,5. Un angle de montée plus faible mais à vitesse sur trajectoire plus forte, laisse donc encore une vitesse ascensionnelle importante.

    Altitude de vol favorite des avions à réaction «ordinaires», l’altitude de 11000 mètres (tropopause) est atteinte en cinq à six minutes. La poussée du moteur est tombée presque au quart, réduisant à une douzaine de degrés l’angle de montée : c’est encore le double de celui d’un bon avion de tourisme au niveau de la mer. La vitesse peut continuer lentement à croître sans que la résistance de l’air plus ténu blesse l’appareil, lequel grimpe encore à une grosse vingtaine de mètres par seconde.

    Il approche de son domaine de prédilection, là où il est sans rival. Sa poussée décroissante aplatit de plus en plus sa montée ; mais la résistance de plus en plus faible de l’air traversé permet à l’avion d’atteindre sa vitesse maximum de 800 à 850 km/h sans violenter sa structure. Sa vitesse maximum n’est pas limitée par la poussée du réacteur mais par l’approche de la vitesse du son ; un avion à aile droite et épaisse ne dépasse guère mach 0,75 sans devenir mal contrôlable.

    La morphologie de planeur de l’U-2 prend de plus en plus d’importance avec l’altitude. La charge alaire faible due à la grande voilure permet à l’air ténu de la sustenter encore ; le grand allongement donne à l’avion une finesse élevée, qui ne requiert ainsi que peu de poussée pour le tenir en palier ; le réacteur peut donc n’avoir plus à donner qu’un pourcentage minime de sa poussée initiale au décollage ; et il ne peut en effet donner mieux dans l’air des très hautes altitudes.

    L’U-2 peut ainsi grimper jusqu’à ce que sa vitesse de décrochage toujours plus élevée dans un air toujours plus rare finisse par rejoindre son mach limite proche de 800 km/h. A quelle altitude décroche-t-il à 800 km/h ? Cette vitesse étant quintuple de sa vitesse de décrochage près du sol, l’altitude considérée est celle où l’air est 25 fois moins dense qu’au niveau de la mer. Cette altitude est comprise entre 25000 et 30000 mètres, supérieure à ce qu’avouaient les Etats-Unis à l’époque de l’utilisation de l’U-2 sur l’URSS : on gagne généralement à minimiser ses capacités. Le plafond du U-2 croît en fait de plusieurs kilomètres entre le début et la fin de ses milliers de kilomètres d’autonomie, puisque l’appareil s’est allégé de plus de trois tonnes de carburant.

    Il reste à supposer que le réacteur dans l’air très raréfié donne encore la poussée nécessaire à tenir l’engin en palier. Il ne suffit pas de pouvoir tenir l’air sans décrocher si rien ne pousse derrière. L’U-2 dispose à vue de nez d’une finesse maximum de 20 pour le moins (il semble qu’il dépasse 25). A s’en tenir à ce chiffre comme à la masse moyenne de 8 tonnes en vol de croisière, il faut disposer de 8000/20 = 400 kgp. Il faudra un peu plus dans la mesure où l’avion à une certaine altitude ne peut plus conserver sa vitesse de finesse maximum sous son mach limite ; sa vitesse se rapprochera comme on l’a vu de la vitesse de décrochage, plus basse et où la finesse est diminuée.

    Une poussée de l’ordre de 500 kgp représente le quinzième de la poussée au niveau de la mer. Quel critère va limiter le plafond, de la baisse de poussée ou de la jonction progressive entre vitesse de décrochage et mach limite ?

    A son plafond l’avion présente le comportement «sur une pointe d’épingle» d’une machine dans cette situation. C’est ce que la littérature appelle le «coffin corner» à propos notamment du Me 262 et du B-47 : qu’on ralentisse un peu, et c’est le décrochage ; qu’on accélère un peu, et c’est l’entrée dans les phénomènes transsoniques déstabilisants.

    Il reste une fois la mission terminée à redescendre. On voit que l’U-2 peut franchir en plané quelques 500 km, produit de sa finesse par sa hauteur de croisière. Si sa finesse est 20, il reste 500 km depuis 25 000 mètres.

    Après ces considérations pour bonne partie spéculatives, nous avons trouvé sur la toile une video montrant la montée en très haute altitude d'un U-2 de seconde génération, celle dont l'aile passe de 52 à plus de 90 m² tandis que la masse maximum grimpe de 10 à 18 tonnes ; la charge alaire demeure du même ordre.

    L'intéressant est que la video laisse entrevoir quelques images du tableau de bord, dont l'observation donne des chiffres concrets.

    Ainsi voit-on comment à l'altitude de 8800 mètres (29000 pieds) la vitesse indiquée vaut 153 noeuds et le mach : 0,409 ; c'est bien comme nous suggérions plus haut la moitié de la vitesse de translation en montée rationnelle d'un avion du genre chasseur.

    Les paramètres de croisière opérationnelle sont les plus intéressants : nous voyons le tableau de bord apparemment stabilisé à 21300 mètres (70 000 pieds), avec une vitesse ascensionnelle résiduelle minime.

    La mach est 0,707.

    La vitesse indiquée vaut 104 kt.

    La vitesse de décrochage affichée pour sécurité est 101 kt indiqués.

    La vitesse à ne pas dépasser est 110 kt indiqués. Il correspond sans doute au mach limite qu'il est aisé de calculer : 0,707 x (110/104) = 0,75. Cette valeur est logique avec une voilure droite épaisse.

    Mach 0,707 à cette altitude vaut 406 kt réels. La vitesse indiquée de 104 kt seulement est 3,9 fois moindre que la vitesse réelle ; l'air est ainsi 3,9² ou 15 fois moins dense qu'au niveau de la mer.

    La croisière doit être maintenue dans un étroit domaine de 101 à 110 kt indiqués, soit 9 kt indiqués ou 9 x 3,9 = 35 kt réels ou 65 km/h réels.

    Le plafond de l'appareil sera atteint plus haut lorsque l'écart de 9 kt indiqués/65 km/h réels, sera ramené à zéro, et si le réacteur veut bien donner encore assez de poussée. Nous ignorons malheureusement à quelle masse est photographié le tableau de bord ; sans doute en début de croisière au vu de la vitesse de décrochage qui semble trop importante pour la charge alaire en fin de vol, plusieurs tonnes de carburant ayant été consommées.

    Une anecdote pleine d’enseignements concerne le premier vol de l’U-2 en 1955. Le pilote extrêmement expérimenté devait s’y reprendre à cinq fois pour poser l’appareil. L’ingénieur concepteur en vint même à lui recommander l’éjection. L’avion au-dessus de la piste « flottait » sans prendre contact.

    Nous ne savons pas les causes de l’incident. Nous pouvons donc songer à bien des explications. On peut supposer que des turbulences fortes dues à l’ensoleillement aient créé sur la piste une zone ascendante et secouée mettant un motoplaneur à mal ; c’était un 6 août ; mais on peut penser qu’un si nouvel appareil fut essayé en une heure de calme. On peut imaginer une poussée résiduelle du réacteur au ralenti trop forte : elle peut alors compenser une part considérable de la faible traînée d’un avion très fin, qui dès lors ne veut plus ralentir.

    On peut imaginer que la piste était en légère descente, peu gênante pour d’autres avions. Si toutefois l’on combine : 1) une finesse élevée encore accrue par une poussée résiduelle excessive ; 2) une piste en descente… ainsi qu’un soupçon de vent de dos inattendu… on peut aboutir à voir une piste déclive survolée par un appareil qui descend exactement comme la piste elle-même. Atterrissage impossible.

    On dira qu’il suffit de revenir se poser en sens inverse ; mais cela n’est pas toujours praticable. Un soleil rasant et bien de face peut rendre le pilote presque aveugle. La chose en aéro-club s’observe non rarement.

    Le caractère très inhabituel de l’avion a-t-il pu prendre en défaut la compétence du pilote ? Nous n’en savons rien, mais sommes persuadés qu’un pilote de machines ordinaires n’ayant pas assez bien intellectualisé le caractère d’exception d’un avion trois fois plus fin, peut se retrouver embarrassé.

    Un avion courant en approche tout réduit plane avec 6 à 8 de finesse ; il ne demande qu’à toucher le sol ; quand le pilote arrondit pour le placer en palier près de la piste, la traînée induite intense aux vitesses proches du décrochage cause un ralentissement prompt. L’atterrissage est facile.

    L’U-2 est donc de par sa légèreté au mètre carré et par sa finesse «anormale», une bien autre machine que les fers à repasser habituels à l’atterrissage. Un pilote peut n’avoir pas suffisamment intériorisé au préalable le comportement que sa géométrie particulière va donner au motoplaneur en finale. Faute d’exercice au simulateur, il se faut préparer par la réflexion.

    Nous avons dit plus haut que poser un planeur très fin sans aérofreins et sans effacer la piste relève de la quasi-impossibilité. Si le pilote qui est en avion oublie également que cet avion est de surcroît un planeur, il va longtemps courir après un sol qui se refuse.

    Il est bien certain qu’un avion quelconque même U-2 se posera invinciblement si sa vitesse tombe à la vitesse de décrochage ; mais la traînée minime fait que le ralentissement en palier après arrondi est interminable. Nous avons déjà vu aussi que le planeur en approche et sans aérofreins tend à devoir prendre un excédent de vitesse en approchant du seuil de piste. Il est ainsi malaisé à présenter à vitesse faible en entrée de piste, puis malaisé à ralentir, surtout avec un résidu de poussée.

    Si par malheur un train trop court ne permet pas de toucher terre à la vitesse de décrochage, mais seulement un peu plus vite, le toucher des roues enfin obtenu entraînera probablement un rebond de bonne longueur, suivi d’autres jusqu’à ce que chocs et faible traînée aient fini d’épuiser l’énergie cinétique.

    Si les difficultés pour poser l’U-2 à son premier vol ont quelque chose à voir avec tout ou partie des éléments ci-dessus, on aura souligné par un frappant exemple extrême l’utilité d’un excellent ressenti intellectuel de la physique du vol lorsque ses effets s’écartent de la banalité.

     

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    Curtiss-Wright CW-21 Demon

    Il est convenu de dire que les chasseurs étasuniens de la guerre du Pacifique étaient lourds, chargés au cheval (mauvaise vitesse ascensionnelle) et au mètre carré de voilure (mauvais rayon de virage) ; cependant que leurs adversaires Zéro possédaient les caractéristiques exactement inverses, d’où leurs succès étonnants au commencement de ce conflit.

    Bien entendu les chasseurs étasuniens ultérieurs étaient plus massifs encore, mais les Japonais avaient mal suivi le mouvement, en sorte que la puissance brute des Corsair et Hellcat décidait sans subtilité de la victoire finale.

    Or les Etats-Unis disposaient de leur propre Zéro, le Demon produit en modeste série. Ils l’exportaient sans l’utiliser eux-mêmes, comme ils faisaient de plusieurs autres chasseurs (souvent bien quelconques) de ce temps.

    Le Zéro japonais classique A6M2 dispose de 925 chevaux. Il pèse 2410 kg au décollage, répartis sur une aile de 22,44 m². La charge alaire est ainsi de 107 kg/m² et la charge au cheval 2,61 kg. Il atteint 540 km/h à 6000 mètres.

    Le «Zéro» américain a 1000 chevaux pour 2041 kg, c’est-à-dire 2,04 kg par cheval. Son aile recouvre 16,19 m² : charge alaire de 126 kg/m². Sa vitesse de pointe est 506 km/h à 5000 mètres.

    On voit que l’un semble devoir virer un peu plus serré, tandis que l’autre a un peu plus de puissance pour s’accrocher à ses manœuvres. On pourrait les penser assez équivalents.

    L’avion nippon doit sa légèreté à la mise en œuvre de la plus pure bravoure samouraï : absence de blindage du pilote comme absence de protection des réservoirs. Les chasseurs du Nouveau Monde au contraire au fil de la guerre s’alourdirent de mille protections dont il est malaisé de dire qui d’elles où du volume des flottes eut le plus d’effet défensif.

    Or il est très remarquable d’observer que non seulement le Demon est proche du Zéro par ses caractéristiques, mais qu’il l’est aussi par le même rejet de toute protection. Il est vrai que le Demon était destiné à l’exportation.

    Le Demon pour gagner du poids par tous les moyens ne boulonne pas l’aile au fuselage, mais construit les deux d’un bloc, solution rare parce que malcommode en termes de manutention et de «réparabilité».

    Hélas ! Les Demon employés aux Indes néerlandaises assaillis en février 1942 par les Zéro furent mis en pièces en deux ou trois jours. Valeur des équipages ? Canons de 20 du Zéro face aux mitrailleuses de 12,7 du Demon ? Dommage ! L’essai du Demon était intéressant a priori.

     

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    P-51 Mustang

    L’apparition au-dessus de l’Allemagne de cet appareil à très long rayon d’action, capable d’escorter les bombardiers jusqu’en Pologne (actuelle), sonna le glas de la chasse allemande décimée justement en luttant notamment contre le P-51. A ses premières apparitions sur l’Allemagne très profonde, Göring aurait voulu nier tout simplement sa présence aussi loin de ses bases. Le pilote Göring resté aux avions de 1918, et de surcroît fort peu versé dans la compréhension de la technique et de ses effets, refusait qu’un chasseur pût aller à 1500 km et rentrer. Il est vrai que le Bf 109 et le Spitfire n’en faisaient souvent pas le quart.

    Où est la magie de la distance franchissable du P-51, même sur son essence intérieure ?

    L’élément de réponse le plus évident tient à la quantité de cette essence. En chiffres ronds : une essence normale de voilure de 600 litres est portée à 1000 litres par adjonction d’un réservoir de fuselage derrière le pilote. On a là déjà 1,5 à 2 fois l’emport d’un autre chasseur de même gabarit. Il résulte du réservoir de fuselage un décentrage arrière dangereux, mais c’est la guerre. Un fois parvenu sur l’Allemagne, l’essence de fuselage est bien entamée ; l’avion redevient apte au combat. On dira que le bidon extérieur était à l’intérieur.

    Le moteur présente un qualité inhabituelle de réglage aux bas régimes. Alors que la consommation aux très basses puissances de croisière lente tend généralement à ne pas décroître autant que la puissance fournie (pouvant empêcher ainsi souvent d’exploiter tout le bénéfice théorique de voler à la basse vitesse de finesse maximum), le moteur du P-51 est meilleur sur ce plan ; sa consommation spécifique en d’autres termes ne se détériore pas comme d’autres aux basses puissances.

    C’est la première adoption sur chasseur d’un profil laminaire. La finesse maximum en atteint 14, deux ou trois points au-dessus de la concurrence. Le Mustang croise ainsi avec d’autant moins de chevaux.

    Vient enfin le fameux radiateur. Il est de préjugé bien ancré de regarder le refroidissement comme un boulet, un inévitable frein. Or le célèbre capot NACA pour moteur en étoile est dessiné intérieurement pour que sa « traînée » se dirige un peu vers l’avant. Le radiateur à liquide pourrait devenir source de poussée si ses serpentins chauds placés au bon endroit d’un canal en forme de petit statoréacteur, y remplaçaient un brûleur de pétrole. Assurément les serpentins sont plutôt froids en regard d’une flamme, et la chaleur qu’ils cèdent à l’air de refroidissement ne donnera pas grande poussée. Ils réduiront cependant la traînée de refroidissement du petit statoréacteur, juste bon à pousser un peu moins qu’il ne traîne. Un Spitfire à pleine vitesse mange 200 chevaux en refroidissement, ce qui est considérable ; un P-51 se limite à quarante, ce qui n’est presque rien.

    Tous les éléments favorables se cumulent ainsi en faveur de la distance franchissable inhabituelle de la machine.

     

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    Les avions canard

    Canardplanes, Canardflugzeuge, les avions canards doivent leur nom à la longueur de leur fuselage en avant de leur aile placée à l’arrière ; c’est une image du long cou de l’animal en avant de son aile. Cela mis à part, l’équilibre des oiseaux ne répond pas du tout au principe de celui des avions canards.

    On a vu qu’il n’est pas possible de considérer la surface de l’empennage horizontal arrière d’un avion classique comme une surface très fortement portante, sans quoi l’appareil ne pourrait être stable. Si l’on voulait que la queue participe notablement à la portance totale, le centre de gravité devrait être beaucoup trop en arrière pour la stabilité. Or on démontre que le canard exige l’inverse : il n’est stable que si le plan avant, le plan canard, est par mètre carré aussi porteur que l’aile. Il faut même qu’il le soit davantage, portant par mètre carré jusqu’à près du double de l’aile.

    Le poids respectivement porté par l’aile et le plan canard est simple affaire de position du centre de gravité quelque part entre les deux. De même un fardeau pendu en un point variable d’une perche, soutenue par les épaules de deux hommes qui se suivent, pèsera variablement sur l’un et l’autre selon qu’on avancera ou reculera ce fardeau.

    Supposons qu’une perturbation (turbulence, petite action au manche) cause un cabré de l’avion canard en levant son nez ; le nez plus chargé que l’aile arrière retombera à sa place initiale ; s’il était moins chargé, la perturbation s’amplifierait en relevant ce nez sans poids jusqu’à passer cul par-dessus tête comme ferait une flèche qu’on tirerait à contresens, plumes en avant.

    Soit un avion classique disposant de 6 m² d’aile et de 1 m² d’empennage horizontal en queue. Seuls portent (ou presque) les 6 m² d’aile. Soit un canard de même poids avec 1 m² de plan avant ; puisque le m² de plan canard avant supporte (par exemple) autant que 1,5 m² d’aile, il suffit à l’aile de 4,5 m² au lieu de 6. Bref, 5,5 m² de surfaces diverses sur un canard remplacent 7 m² sur un avion classique.

    Ajoutons à cela la compacité de l’avion canard, illustrée à merveille par le Varieze où le pilote a les pieds dans le nez, et le passager le moteur collé au dos : l’avion canard peut être très petit. De tous ces volumes et surfaces en moins, résulte une traînée en croisière rapide parfois fortement réduite.

    La formule canard est-elle dès lors intrinsèquement supérieure ? L’apparition du Varieze en 1975 l’a laissé penser à beaucoup, dont votre serviteur. L’engin brillait en vitesse de croisière. C’était pourtant ne pas voir diverses choses.

    Le Varieze est un petit chef-d’œuvre d’optimisation géométrique et massique d’avion léger biplace. Il tient pour une bonne part à cela qu’il aille plus vite que des machines plus anciennes et tout simplement moins élaborés. Les rivaux demeurés en formule classique se sont empressés de produire des avions tout aussi polis de surface, peu voilés, courts et dotés d’empennages dont la surface est parfois à la limite du sérieux ; bref, la vitesse de croisière de la formule classique remonte pratiquement à celle du canard. Le Varieze fut simplement un des tout premiers avions vraiment compacts, et c’était un canard. On en a déduit un peu vite une supériorité propre à sa formule.

    Le canard présente un défaut acceptable seulement sur un avion raisonnablement léger : on ne peut pas pour ainsi dire pas l’hypersustenter. La vitesse de décrochage de l’avion canard est évidemment celle de son plan avant, le plus chargé au m² ; l’aile principale pendant ce temps ne porte donc pas à fond.

    Le vol à vitesse minimum de sustentation se fera évidemment avec le gouvernail de profondeur du plan canard abaissé. Le plan canard avec son avant fixe et sa gouverne abaissée ressemble à une aile dont les volets de courbure sont braqués. La plan canard portant 150 kg au m² peut, gouverne abaissée, voler aussi lentement que l’aile arrière qui ne porte que 100 kg au m². On voit que si le plan canard dans cet exemple se trouve au maximum de sa portance pour la vitesse minimum possible à l’avion, l’aile arrière est encore loin de ce qu’elle pourrait faire. Elle est mal exploitée.

    Or, il n’est (presque) plus question d’ajouter des volets de courbure à cette aile, puisqu’on lui permettrait alors de voler moins vite ; il en résulterait l’obligation d’augmenter encore l’hypersustentation du canard déjà exploité à fond. Or c’est impossible… puisqu’il est déjà exploité à fond. Il n’y aura donc pas ou presque pas, de volets à l’aile principale.

    L’avion canard est un avion petit et rapide, mais sans volets. Si l’on veut qu’il se pose lentement, il faudra donc une grande aile principale qui l’empêchera d’aller plus vite qu’un avion classique hypersustenté.

    Le Varieze étant une chose très légère, peut décoller d’une piste quelconque avec une vitesse encore modérée malgré son peu d’aile et son absence d’hypersustentation. Il ne décolle nullement court pour une machine de sa masse, mais sa masse fait qu’il ne décolle pas abusivement long dans l’absolu.

    On ne peut cependant extrapoler pleinement ce raisonnement à un avion massif. Non seulement il ne décollera pas court pour sa catégorie non plus, mais du fait de sa charge alaire plus élevée il décollera long dans l’absolu également, trop long. On pourrait compenser en lui donnant assez d’ailes pour diminuer sa charge alaire en regard d’un avion ordinaire comparable. On aurait alors : 1) un grand avion canard traînant plus d’ailes qu’un avion classique comparable, chose précisément absurde ; 2) un grand avion canard comparativement plus voilé que les petits de même formule… qui peuvent être rapides parce que peu voilés ! Adieu à l’intéressant calcul fait plus haut sur le gain de surface portante dû à la formule canard.

    On ne dérive ainsi pas nécessairement une merveille d’une autre ; on ne dérive pas nécessairement un grand canard réussi d’un petit qui l’était plus ou moins. Ainsi le grand canard Beech Starship de science-fiction ne croise-t-il qu’un peu plus vite que le King Air 350 de même masse et de même emport. Encore le fait-il avec nettement plus de chevaux ! Il présente en revanche une vitesse minimum de 99 nœuds qui n’a rien de remarquable : il a bien des volets de courbure à l’aile principale, mais ils ne se braquent pas à plus d’un très modeste 14 degrés. Nous avons expliqué plus haut pourquoi on ne peut faire plus.

    Ajoutons que si l’avion canard est petit et performant en croisière rapide, il risque de s’avérer moyen en grimpée à basse vitesse. Son plan avant est moitié plus chargé que l’aile principale, voire davantage. Or la montée se faisant à basse vitesse, la traînée induite est importante. Or la traînée induite croît au carré de la charge au m², tandis que le plan canard est au moins chargé 1,5 fois plus au m² que l’aile ; il présente ainsi par essence une traînée induite par unité de surface plus que double de celle de l’aile (puisque 1,5 au carré dépasse 2).

    L’empennage arrière d’un avion classique ne présente pas du tout cet inconvénient puisque sa charge est très faible ou nulle. La traînée induite de l’avion canard aux basses vitesses est donc pénalisante. L’allongement spectaculaire au plan canard du Varieze est un palliatif partiel.

    L’histoire de l’aviation qui avait débuté avec les canards Wright et Voisin, a vite relégué la formule à une place très secondaire. On peut y voir de la subjectivité : Blériot qui fit des avions classiques les mit mieux au point et n’en fut que plus volontiers imité. Il n’existait pas d’hypersustentation à l’époque, ce qui écartait pour deux décennies les difficultés du canard en la matière. Mieux mis en valeur par un pionnier auréolé par un exploit comme de la traversée de la Manche, le canard aurait pu se tailler alors une place qu’il aurait partiellement conservée sur petits avions.

     

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    Les ailes volantes

    Cette expression stupide est consacrée par l’usage. L’anglais dit de même flying wing tandis que l’allemand plus logique a choisi Nurflügel, « aile seulement ».

    Ces appareils courts et sans empennage horizontal, voire vertical, sont indubitablement séduisants. Précisons le principe de leur équilibrage avant de cerner leurs utilisations possibles mais limitées.

    Il suffit dans le principe de donner à l’aile une flèche telle que ses extrémités soient assez en arrière pour qu’on place deux gouvernes de profondeur là où sont usuellement les ailerons ! Ces gouvernes tiendront alors également lieu d’ailerons. Les ailes volantes anglaises Dunne d’avant 1914 sont de ce type.

    Il est évidemment plus élégant d’inventer des profils spéciaux permettant de se passer de ce substitut d’empennage horizontal ; la forte flèche avec sa complexité de structure et de construction ne sera plus nécessaire. Ainsi naquirent les planeurs français Fauvel et Marske aux Etats-Unis.

    Le principe revient quand même à équilibrer l’appareil en dotant l’aile elle-même d’une sorte de gouvernail de profondeur, mais fixe, invisible, incorporé à son profil.

    On dispose très en avant le centre de gravité d’une aile volante, en avant de 23% de sa corde. Le centre de portance d’un profil ordinaire est toujours plus en arrière que cela. L’aile volante plongerait donc en piqué sans issue, si tout le bord de fuite n’était par construction braqué de quelques degrés vers le haut comme serait une gouverne de profondeur devant assurer le même équilibrage. Il n’y a pas de discontinuité visible dans la courbure de l’extrados et de l’intrados. La gouverne proprement dite, articulée, est une fraction mobile de ce bord de fuite partout relevé. Un tel profil est dit autostable.

    C’est tellement enfantin qu’on se demande pourquoi ce n’est pas généralisé.

    La réponse vient vite : équilibrer un avion n’exige tout au bout d’une longue queue qu’une force faible ; l’équilibrer par le bord de fuite, un mètre par exemple en arrière du centre de portance, requiert une force notable. De par le bord de fuite relevé, cette force est dirigée vers le haut : elle est notable et réduit sensiblement la portance.

    La portance d’une aile volante est donc faible en regard d’une aile ordinaire, tout égal par ailleurs ; elle ne pourra décoller à vitesse raisonnable qu’avec une charge alaire limitée.

    La situation empire encore parce qu’il est impossible d’hypersustenter un aile volante. Comment braquer vers le bas des volets de bord de fuite lorsque le principe du profil autostable est justement d’avoir une sorte de volet fixe toujours braqué vers le haut ?

    Aussi les grosses ailes volantes que sont les bombardiers Northrop B-35, 49 et 2, ont-elles des charges alaires moitié de celles des avions classiques lourds équivalents. Un B-2 dispose d’une surface alaire analogue à celle d’un 747 pour une masse au décollage moitié.

    Il en résulte que si le B-1 de très forte charge alaire est adapté à la pénétration à basse altitude, les grosses ailes volantes sont que des machines d’altitude.

    Il en résulte aussi que leur aile immense n’est pas si économique pour une masse au décollage et un emport de charges donnés.

    Que l’équilibrage vienne d’un petit empennage loin de l’aile ou de l’aile même, cet équilibrage cause une traînée. On a vu que l’équilibrage de l’aile volante réclame un effort important : la traînée en sera importante. Elle parviendra à rendre d’intérêt faible ou nul l’économie de traînée du fuselage et de l’empennage habituel. Bref, un profil autostable ne détient aucun record de finesse.

     

     

    C’est ainsi que les planeurs aile volante n’ont pas montré de supériorité particulière. Ajoutons la crainte justifiée ou non de culbuter sur le dos en cas d’atterrissage sur mauvais terrain hors aérodrome.

     

    L'aile volante présente une particularité : un avion réellement géant en sera une.

     

    On montre par le calcul que le longeron principal de voilure d'un avion dont le gros de la masse est dans le fuselage, croît avec les dimensions et la masse plus vite que ces facteurs : il viendra une taille où l'avion ne transportera plus que son longeron.

     

    Cela tient à la croissance du moment : (force de portance  x  distance qui, des parties éloignées de l'aile, sépare son point d'application moyen du fuselage où le poids est concentré). Le moment fléchissant à la base du longeron, à son attache au fuselage, devient extravagant, et les sections de matériau résistant dans le longeron le deviennent aussi. Cet inconvénient déjà important sur les gros avions se combat partiellement  en lestant la longueur des ailes avec des moteurs et du carburant. Lorsque croissant toujours avec des envergures titanesques l'inconvénient deviendra prohibitif, il ne restera qu'à répartir toute la charge régulièrement en envergure ; une répartition parfaitement homogène fait tomber en théorie à zéro le moment fléchissant en tout point de l'envergure.

    L’auteur a fait jadis quatre vols sur l’aile volante Fauvel sans flèche qu’est le planeur AV-36. Ce fut une expérience technique et psychologique intéressante.

    Le pilotage est ce qu’on pouvait attendre : ailerons aux effets normaux, direction paresseuse (pas de bras de levier), profondeur très sensible et vive. La profondeur sans doute n’a pas de bras de levier non plus, mais l’inertie en tangage est très minime de par l’absence de longueur de fuselage et de queue ; elle est bien plus faible que l’inertie en lacet.

    L’atterrissage est très délicat et devient facilement très désagréable. La vivacité de la profondeur exige tout d’abord un doigté notable. Il n’y a pas de roue, rien qu’un patin comme sur cette autre aile volante qu’est un Messerschmitt 163. Les rebonds multiples sont mal évitables sans une belle expérience. Ils sont durs. Ils sont d’une impressionnante amplitude de mouvements en tangage, par faute d’inertie sur cet axe. 

    L’aspect psychologique n’est pas d’un moindre intérêt. L’aile volante quand nous voulûmes la piloter dormait sous la poussière au fond du hangar du vol à voile. Les pilotes préféraient passer davantage de temps assis à ne rien faire dans l’herbe, plutôt que disposer en piste d’une machine de plus dès lors que cette machine était une aile volante.

    Avec la fausse naïveté de nos dix-huit ans, nous demandâmes aux vieux pilotes si par hasard l’engin inhabituel leur faisait peur. Nul n’en convint, il va de soi. Il plut en revanche une grêle d’excellents arguments pour demeurer au sol et non point voler en Fauvel.

    Cet engin notamment, disaient les vieux, n’avait aucune finesse et chutait comme un pavé. Aussi n’allait-on pas s’embêter avec ce tas de bois.

    Ce n’était pas de chance : nous avions dans un vieil Aviasport trouvé la fiche technique précise de l’aile volante laissée au hangar, ainsi que celle de notre vénérable planeur monoplace Castel 311P de formule classique, mis en piste à chaque séance. Les documents indiquaient une finesse et un taux de chute indiscutablement meilleurs pour le Fauvel.

    La conclusion s’imposait : ces braves gens avaient la frousse. Il mettaient à décrier l’engin une insistance et une emphase absolument déplacées au regard de la fiche technique.

    Nous ne partagions pas cette inquiétude puisque des dizaines d’AV-36 avaient déjà volé : pourquoi serait-il arrivé malheur particulièrement à nous ? Ce raisonnement simple et apparemment évident n’effleurait donc qu’un pilote sur quinze ou vingt présents. Pourquoi ?...

    Nous pouvons prolonger cette remarque en observant que pas un pilote sur cent ne veut entendre parler d’une expérience parachutiste. Quel pilote pourtant n’a rêvé d’évoluer en l’air avec le minimum de carlingue autour de lui ? Aussi avons-nous sauté en parachute avec le sentiment qu’il est un peu bien inutilement dédaigneux de nommer « rampants » ceux qui veulent rester dans leur fauteuil au sol, quand on ne fait guère soi-même que transposer ce fauteuil sûr et stable rien qu’un peu plus haut. Le « courage » n’est souvent que de la logique.

    Nous allons nous faire des amis.

     

    67

    Colomban MC-10 Cri-Cri

    (Cette analyse qui n’est que de nous, n’engage en rien le concepteur de la machine).

    On n’a rien compris à l’aéronautique tant qu’on n’a pas saisi l’esprit d’un processus d’optimisation à la conception.

    La littérature donne souvent l’exemple classique de la démarche intellectuelle par laquelle Heinemann, concepteur en chef chez Douglas, créa le petit avion d’attaque Skyhawk. Il trancha dans le vif pour faire tomber de plus de moitié la masse au catapultage d’un avion embarqué, par rapport à ce qu’autorisait le cahier des charges. Il conservait bien entendu la capacité d’emport et rayon d’action réclamés.

    Plus proche de nous, le minuscule bimoteur de construction amateur (mais de conception fort professionnelle) Cri-Cri apparu en 1972. Son surnom est l’un de ses rares défauts. Le CC est un exercice de style d’optimisation de la masse à vide : 70 à 80 kg.

    Comme toute chose optimisée, il ne l’est pas dans tous les domaines et paie parfois cher son optimisation.

    On n’optimise rien si l’on ne part d’une table rase de toutes solutions éprouvées et habitudes si établies qu’elles passent pour des fondements techniques définitifs.

    La démarche dans la conception du Skyhawk fut la suivante : on calcule la masse en charge d’un avion répondant à la mission demandée, et emportant tous les équipements qu’un pilote étasunien richement doté est en droit d’attendre. On dépouille alors le projet de tout ce dont on peut à l’extrême se passer, et l’on conçoit spécifiquement chaque pièce d’équipement qui reste admise. On a même dès ce temps envisagé la suppression du manche classique. On a refait un siège éjectable allégé. Pour finir, la masse totale était assez modique pour se dispenser d’une envergure exigeant classiquement un dispositif de repliage pour porte-avions. Le projet définitif pesait 6500 kg en charge pour plus de vitesse, d’emport et de rayon d’action que n’exigeait la marine consentant pourtant une masse de 13,6 tonnes.

    Ce n’est certes pas en grattant des grammes de tous côtés sur avion existant qu’on gagne des tonnes. En revanche se produit un effet « boule de neige » si le poids est grignoté ici ou là dès la conception. Supposons le moteur habituel remplacé par hypothèse par un autre moteur de poids moitié moindre. Le projet d’avion requiert sur le papier moins de surface d’aile, moins de chevaux, moins de carburant… nouveaux bénéfices qui à leur tour exigent moins d’aile, de moteur, de carburant… jusqu’à ce que l’itération touche à sa limite.

    Il va de soi que le même effet peut a contrario mener au dessin d’un pachyderme en cas de modique surcharge au début de la conception.

    Or deux éléments sont manifestement très réductibles dans les classiques monoplaces légers de petite puissance comme le BB Jodel. Ces deux éléments sont la voilure et le moteur. Attention : le caractère assez polyvalent et utilitaire de ces machines ne sera pas nécessairement conservé après ces réductions.

    Sauf les racers, les monoplaces destinés à la construction amateur présentaient généralement comme le BB Jodel une charge au mètre carré nettement moindre que celle des avions de tourisme multiplaces. Cela se justifiait jadis par la faible puissance des moteurs souvent employés pour ces machines lors de leur conception dans les années 40 et 50. On tendait également autrefois à restreindre de façon générale les charges alaires, ce qui n’était pas nécessairement mauvaise idée.

    Un BB Jodel de 280 kg en charge avait besoin de ses 7,8 m² (36 kg/m²) s’il ne disposait que d’un Volkswagen 1100 de 26 chevaux. En perdant toutefois sur d’autres tableaux (longueur de piste, vitesse ascensionnelle, sécurité sur panne) il pourrait très bien se contenter de moins de 5 m² avec un plus gros VW de 50 chevaux : songeons qu’un Jodel triplace de 100 chevaux et 700 kg n’a que 14 m². Le prix de cette réduction de surface serait seulement de donner au BB la vitesse de décrochage d’un avion multiplace ordinaire de club.

    Le BB gagnerait une quinzaine de kilos sur l’aile en la réduisant de 9 à 5 m² ; l’empennage horizontal serait plus petit et le fuselage un peu plus court (moindres déplacements sur la corde du centre de poussée ; plus grande vitesse minimum avec petite aile, d’où efficacité suffisante d’une moindre surface d’empennage). Disons qu’il descendrait de 280 à 250/255 kg en charge ; plus léger et plus petit, il atteindrait dix ou douze km/h de plus. En taillant de tout côté on arrive au minuscule engin à moteur VW qu’est le KR-1. Noter que le BB caréné parfaitement dépasse les 200 m/h.

    Mais pourquoi s’ennuyer avec un pesant moteur VW de 40 ch pour 80 kg ? Est-il possible de les réduire au chiffre rond encore d’un kg par cheval ? Supposons-le. Le moteur pèserait alors 40 kg au lieu de 80. Gain de 40 kg.

    40 kg gagnés sur le moteur ne justifieront pas même le maintient de 5 m² de voilure. On la réduira encore, gagnant un peu de poids sur ce poste. L’empennage horizontal sera un peu moins grand aussi. Il suffira également de moins d’essence. Il apparaît que la puissance de 40 chevaux n’est plus nécessaire avec cette somme d’allègements. Un moteur moins puissant fera donc moins de 40 kg. L’aile en sera un peu plus réduite… On peut continuer jusqu’à ce que les gains successifs cumulés tendent tout de même vers une limite.

    Cette limite représente couramment 2 à 3 fois le poids économisé au départ. Cette économie de départ était 40 kg sur le moteur qu’on a supposé allégé de 80 à 40 kg. On peut ainsi s’attendre en fin de compte à un avion allégé d’un quintal au décollage. C’est « l’effet boule de neige » (qui joue aussi malheureusement en sens inverse quand un élément de l’avion est à la conception prévu plus lourd).

    A défaut de savoir exactement ce que pèsera l’avion allégé, décrétons que nous allons pour finir lui donner 3 m² d’aile en estimant que cela tombera juste. Examinons le résultat : sur la base déjà adoptée d’une charge alaire de 60 kg/m², l’avion fera donc 180 kg au décollage. Déduction faite d’un pilote standard de 77 kg et de 25 litres d’essence, il reste 85 kg pour l’avion vide. Est-ce possible ?

    Il ne reste qu’à trouver le moteur miracle, et le concepteur du Cri-Cri en ce début des années 70 ne le trouva pas. Il y substitua le système bimoteur qui fait beaucoup pour l’accueil psychologique du petit appareil, et lui donne bonne part de son originalité. Au plan plus pratique, cette formule telle que sur Cri-Cri permet de reculer un peu le centre de gravité de la propulsion, un peu l’effet de contre-girouette, réduisant par là même la longueur de fuselage nécessaire : la formule Cri-Cri est intrinsèquement ramassée.

    Le bilan entre avantages et inconvénients de la motorisation double est malaisé. La double motorisation diminue le diamètre des hélices en comparaison d’une seule. Le train peut être plus court, et sa masse croît plus vite que sa hauteur. Il est d’autant plus court que les axes des hélices sont remontés par le dièdre de leurs mâts. Il faut tenir compte en revanche du poids du système de tenue et suspension des deux moteurs, et de l’importance du double échappement (inexistant sur le prototype). Une hélice unique de plus grand diamètre devrait tourner plus lentement (vitesse de bout de pale), en sorte que le moteur pourrait en être plus lourd à puissance donnée. Les deux petites hélices tournent devant aucun obstacle ; tandis qu’une seule transmettant peu de puissance en tournant vite n’aura pas beaucoup plus de diamètre que le pilote de taille irréductible qui la suit.

    La motorisation initiale du Cri-Cri de 2 fois 9 chevaux est pourtant bien faible pour 180 kg (10 kg/ch) si la charge alaire est 60 kg. Le seul moyen de compenser cette faible motorisation est de donner de l’allongement. Les valeurs habituelles de 5 à 6 laissent place ici au chiffre 8 qui ne donnera pourtant pas une aile particulièrement lourde : la demi-envergure est si faible pour si peu de surface, que les moments fléchissants à l’emplanture seront dans l’absolu minimes.

    La tôle commerciale de duralumin se vend en feuilles de 2 mètres. La légèreté de l’aile suppose qu’on n’aboute pas deux feuilles : rivetage et autres pertes de poids. Il faut se débrouiller avec une seule feuille ! Un fuselage monoplace est large de 60 cm ; une feuille de chaque côté donne 4,60 mètres d’envergure ; on ajoute deux saumons de fibre…

    Et cela suffit ! La corde d’une pareille aile ne dépasse guère 60 cm. Le fuselage y gagnera d’être nettement plus court et donc léger puisque le bras de levier de l’empennage peut être diminué : la faible corde d’aile ne cause que de faibles déplacements du centre de poussée selon la vitesse et l’incidence. Le fuselage est court aussi pour un autre motif : un regard sur la vue de profil montre comment une corde d’aile longue gêne beaucoup l’affinement du fuselage derrière le pilote, imposant alors un surcroît de longueur. Elle impose également un surcroît de hauteur puisqu’il faut loger en fuselage une hauteur de longeron plus forte.

    Malgré cela la section de fuselage clos enfermant un pilote n’est pas réductible, si bien que ce même affinement du fuselage derrière l’homme semble imposer encore une certaine longueur. Le Cri-Cri se tire de ce mauvais pas en limitant le fuselage proprement dit (voir profil) à une sorte de petit canoë, surplombé d’une énorme cloche de plexiglas. Il y a là une certaine audace d’aérodynamique. Le rédacteur de ces lignes, par exemple, n’aurait pas dessiné le Cri-Cri notamment parce qu’il n’aurait pas osé planter un mètre devant la dérive minuscule une cloche aussi haute qu’elle, évidemment bien plus épaisse, et de surcroît refermée derrière le pilote d’une façon assez abrupte. Il aurait pensé qu’il tentait le diable en cumulant tous les risques de masquer l’empennage vertical et de le noyer dans la turbulence. Il eût donc fait un fuselage bien plus long afin de « mieux » caréner la bulle et de « mieux » l’espacer de la dérive. L’optimisation aurait pris mauvaise tournure. Michel Colomban, lui, avait ses raisons de savoir que sa bulle de plexi proportionnellement énorme ne perturberait pas sa dérive et son gouvernail.

    Ainsi voit-on que l’optimisation bien amorcée paraît comme par miracle se poursuivre presque toute seule, chaque élément de cette optimisation s’ « emboîtant » spontanément avec ses voisins. On en déduit qu’à l’inverse la désoptimisation d’un élément (un plus gros moteur, une plus grande surface exigée de voilure…) doit entamer le « désemboîtement » général en chaîne de toute chose : on retombera sur un avion ordinaire et banal pour avoir voulu changer un seul élément.

    Il est également vraisemblable que ces raisons entraînent l’impraticabilité d’un Cri-Cri biplace, tant et si longtemps demandé au concepteur qui dessina en fin de compte le brillant Ban-Bi de formule résolument différente.

    Car on ne dérive rien, rien d’optimisé surtout, de ce qui est optimisé !

    N’oublions pas l’optimisation du prix du hangar : le Cri-Cri se monte/démonte en cinq minutes ; l’auteur à vu faire.

    Tout le reste évidemment souffre de l’optimisation en taille et masse à vide. Le réservoir de mélange est petit par faute de place utilisable, car les besoins du centrage ne permettent pas de caser du carburant n’importe où. Or des moteurs à deux temps consomment notablement malgré leur puissance modérée. Aussi le voyage n’est-il possible qu’avec l’inévitable et traditionnelle brosse à dents, ou guère davantage. Les roues minuscules n’aiment pas trop l’herbe. C’est un avion de grand plaisir local, peu adapté au long déplacement.

    Quittons le Cri-Cri pour en revenir aux moteurs plus pesants. Nous introduirons la notion de « semi-optimisation » pour évoquer l’optimisation d’une cellule autour d’un moteur qui ne l’est pas.

    Le Volkswagen est fort lourd et ne doit son succès auprès des amateurs qu’à son très bon marché doublé d’une sûreté de fonctionnement décente. Il est vrai qu’il n’avait guère de concurrents lors de ses premières décennies d’utilisation amateur. Optimiser un avion monoplace VW, réduire toutes les dimensions, la surface alaire, toutes les masses, multiplier les astuces de construction : on obtient quelque chose comme le Rand KR-1 ou les avions de course à VW 1600 du RSA, légers, réduits, petits, rapides, cellules optimisées autour d’un moteur très quelconque.

    Nous regardons également l’avion quadriplace Cirrus comme à moteur Lycoming archi-classique comme l’optimisation d’une cellule autour d’un moteur excellent de fiabilité mais certainement pas optimisé en masse.

     

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    Tank Ta 152H

    Il n’est pas de plus beau chasseur à hélice.

    Si cet avion n’est pas d’une esthétique sans défaut (sa dérive discutable est en déséquilibre avec un fuselage arrière malingre), le caractère découlant de son nez exceptionnel et surtout de l’allongement stupéfiant de sa voilure en font un être à part.

    C’est par vocation un chasseur de haute altitude. Pour ce motif il combine deux moyens d’atteindre son plafond de près de 15 000 mètres. L’un de ces moyens tient à son aérodynamique, l’autre à sa motorisation.

    La voilure montre un allongement de 9 tout à fait inhabituel pour un chasseur, ainsi qu’une charge alaire de guère plus de 200 kg au mètre carré comparés aux 250 kg/m² du F 190D « long nez » dont il dérive.

    Si l’on ne fait que baisser la charge alaire comme ici dans un rapport de 5 à 4, on relève le plafond dans un rapport de densités de l’air ambiant de 1,16 : l’air au nouveau plafond peu n’avoir que (l’inverse) 86% de la densité de l’air à l’ancien plafond.

    Si l’on ne fait que passer l’allongement à 9 depuis les 6 du « long nez », le calcul est plus complexe et plus sujet à nombre de paramètres imprécis. Disons qu’on réduit d’environ 30% la traînée de la voilure aux faibles vitesses indiquées, et de 15% celle de l’avion entier. Avec ces 15% de moins, la densité de l’air au nouveau plafond peut n’avoir alors que (si la puissance est maintenue en allant plus haut) que 76% de la densité au plafond ancien.

    On voit que l’allongement est ici plus important que la baisse de charge alaire. La chose d’ailleurs est fréquente.

    La combinaison de faible charge alaire et d’allongement élevé permet donc un nouveau plafond où la densité de l’air est de : 0,86 x 0,76 = 0,65 fois la densité à l’ancien plafond.

    Partant du plafond de 12500 mètres du « long nez », on espère passer alors à 15000 mètres. Voir la table de la densité selon l’altitude.

    Et c’est bien ce qui se passe : le plafond officiel est 14800 mètres. En réalité nos calculs supposent que la puissance motrice n’ait pas baissé de 12500 à 15000 mètres, ce qui n’est certainement pas le cas ; mais de larges marges d’imprécision sont à consentir.

    Passons à la motorisation.

    Le moteur du Ta-152H avec ses 1750 chevaux au niveau de la mer et ses 1320 chevaux à 10000 mètres, n’est pas en soi particulièrement remarquable. Le compresseur n’est pas à la hauteur de celui d’un P-47, qui maintient la puissance intacte jusqu’à plus de 9000 mètres.

    (Si la guerre avait duré quelques mois de plus et si les chasseurs à réaction n’étaient apparus, le Ta-152H aurait disposé de moteurs allant jusqu’à 2700 chevaux !)

    L’avion dispose d’un dispositif d’accroissement de puissance MW 50 d’injection d’eau, et d’un dispositif GM 1 d’injection d’oxyde nitreux conservé liquéfié.

    Le dispositif MW 50 d’injection d’eau méthanolisée porte de 1750 à 2050 chevaux la puissance au niveau de la mer.

    A 9000 mètres le MW 50 laisse encore les 1740 chevaux du décollage (calcul de d’auteur d’après les performances données par William Green). Or le moteur sans MW 50 n’a donc plus cette puissance : son altitude de rétablissement est moins de 9000 mètres ; on aurait pu attendre mieux d’un compresseur à 3 étages.

    Le principe de l’injection d’eau demande quelques commentaires car l’eau est connue pour être un mauvais carburant, en dépit des louables tentatives revenant de temps à autre de la part d’inventeurs dont l’imagination n’est bridée par aucune connaissance thermodynamique importune.

    L’injection d’eau ne se fait pas dans le cylindre, mais en amont au sein du flot d’air compressé avec énergie. Cet air est fortement échauffé par la compression, ce qui en réduit la densité et donc réduit l’effet densificateur du compresseur. C’est pourquoi l’on fait souvent passer l’air compressé dans un radiateur spécial refroidisseur (« intercooler ») avant de l’admettre dans les cylindres. L’injection d’eau, substance dont la vaporisation consomme une chaleur très importante, refroidit donc elle aussi avec énergie l’air compressé, faisant office d’intercooler intermittent.

    Ainsi l’injection d’eau refroidit-elle d’abord l’air compressé en augmentant sa densité à pression égale, chargeant alors les cylindres d’une masse plus forte de mélange explosif.

    Ce n’est pas tout. L’eau est coupée de moitié de méthanol, ou alcool méthylique, qui l’empêche de geler dans son réservoir en altitude. Là ne s’arrêtent pas les vertus du méthanol. C’est un bon antidétonant qui permet dès qu’il est employé de faire travailler plus dur le compresseur, accroissant la pression d’admission sans cela limitée par la détonation.

    L’eau se trouve être le corps présentant la plus forte chaleur de vaporisation ; on gagne à en conserver une forte proportion dans le fluide MW 50 pour mieux refroidir l’air compressé.

    Le MW 50 n’est cependant pas l’agent favorisant la puissance à très haute altitude. On ne l’emploie pas très au-dessus de l’altitude de rétablissement : refroidir de l’air compressé est bien ; mais lorsque la pression d’admission maintenue depuis le sol se met à baisser faute d’air, il est plus utile d’apporter un surcroît d’air venant d’ailleurs que de l’atmosphère. Le dispositif GM 1 prend alors le relais.

    L’oxygène se stocke aisément sous forme d’oxyde nitreux maintenu liquide sous une pression modérée. Sa formule N2O en fait donc une sorte d’air de complément riche d’un tiers d’oxygène (1/5 dans l’air réel). L’oxyde nitreux est en outre est de synthèse endothermique ; il restitue tout seul de l’énergie supplémentaire en se décomposant dans le cylindre.

    Le GM 1 ajouteur d’oxygène embarqué transforme les appareils qu’il équipe en avions partiellement anaérobies. Le moteur conserve alors encore une bonne puissance plus haut que « l’altitude d’époumonement » des compresseurs, l’altitude où ceux-ci ne compriment plus que de l’oxygène extérieur devenu trop rare. Le moteur à 12500 mètres dispose encore de 1740 chevaux grâce au GM 1, alors qu’il n’en aurait guère qu’un millier sinon.

    Le Ta 152H passait pour avoir en virage de combat serré à haute altitude le plus beau comportement jamais vu pour sa sorte d’appareils. Il faut entendre par là : possibilité à haute altitude de tourner sec sans décrocher ; possibilité de tourner sec sans perdre exagérément ou bien vitesse, ou bien hauteur ; vitesse ascensionnelle accrue.

    Un avion à son plafond absolu n’a plus aucune possibilité de manœuvre : une seule vitesse possible, aucun virage. Tout mouvement des commandes fait perdre de la hauteur. Volons plus bas de cinq cents mètres : l’avion dispose d’une plage de vitesses sensible, car l’élargissement de cette plage n’est pas du tout linéaire en s’approchant ou s’éloignant du plafond. Le plus gros de l’élargissement est obtenu presque tout de suite sous le plafond ; deux mille mètres sous le plafond la plage des vitesses de vol possibles est quasi normale. Un avion capable d’un plafond supérieur de deux mille mètres à celui d’un autre (allongement et moteur adapté) demeure donc passablement maniable là où son concurrent plus classique n’est plus bon à rien.

    Le grand allongement d’aile nécessaire au bon comportement en haute altitude pèse lourd en poids de structure, un facteur défavorable aux mêmes altitudes. Si toutefois l’on spécialise l’intercepteur pour la haute altitude au détriment de la basse, on peut sacrifier le facteur de charge supportable par l’aile. Cela revient à sacrifier au profit du poids la résistance aux g de la structure de l’aile allongée. Pourquoi ? En haute altitude le facteur de charge élevé devient difficile à atteindre pour des avions rapides à la vitesse de décrochage élevée dans l’air raréfié. Qui décroche volets rentrés à 200 km/h au niveau de la mer le fait à 400 km/h à 12000 mètres ; il faudrait alors 1200 km/h (trois fois plus) pour virer sous 9 g ; cela est impossible à un avion d’architecture subsonique. Il devient alors inutile à la structure de l’intercepteur subsonique d’être bâtie pour supporter des manœuvres dont sa cible est incapable.

    Nous n’avons cependant pas d’élément sur le facteur de charge supportable par le Ta 152H ; nous ne suggérions qu’une possibilité. L’avion d’ailleurs est plutôt un peu lourd.

     

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    Curtiss P-40

    Un auteur réputé nous sert une longue monographie du Curtiss P-40 en expliquant que s’il n’a jamais été machine vraiment brillante, c’est qu’il lui manquait un profil laminaire pour devenir véritablement un grand chasseur. Analysons cette affirmation.

    Le P-40 était muni d’une aile à profil NACA 2215 à l’emplanture (profil de 15% d’épaisseur relative de la série 22) diminuant en 2209 à l’extrémité (9%). Il s’agit de profils classiques mis au point vers 1930 pour les avions modernes du temps.

    Les profils anciens type guerre de 14 étaient très minces et très creux à l’intrados. C’étaient là deux préjugés. La minceur était supposée nécessaire à une faible traînée, et le creux à une forte portance : comme un volet de courbure abaissé donne un surcroît de portance tout en conférant au profil un creux évident.

    Malheureusement la grande minceur d’un profil interdisait d’y passer un longeron assez fort pour tenir les efforts du vol. On recourait alors le plus souvent au biplan : la forte distance entre deux ailes fortement liées par mâts et câbles remplace la hauteur des longerons internes, impossible à passer dans le profil mince. On faisait aussi des monoplans à aile très mince laidement haubanée dessus et dessous par câbles. Les profils creux donnent par ailleurs des ailes sujettes à de fortes torsions, d’où encore le volume de la voilure biplane bien liée pour leur résister efficacement.

    On s’aperçut pourtant dès les dernières années de la guerre (Fokker, Junkers) que des profils épais sans creux portaient davantage en tordant moins. Le monoplan sans haubans pouvait naître.

    On mit au point dans les années 20 et 30 foule de profils modernes variablement épais, dont les plus célèbres sont ceux du NACA. Le NACA 23012 de 1933 est probablement le profil le plus employé de toute l’histoire de l’aviation, jusqu’en URSS. Il est si bon que votre serviteur n’a pas craint d’en munir son propre aéroplane volant depuis 2002, adoptant ce vieux monsieur de 79 ans.

    Revenons au P-40 à profil 2215. Le coefficient de traînée minimum de ce profil, le fameux Cx, avoisine 0,0065. Il importe peu que nous n’ayons pas défini préalablement le Cx ; la valeur donnée est équivalente pour l’ensemble des profils modernes de cette époque.

    On sait que le P-51 de North American fut en 1940 le premier chasseur muni d’une aile à profil laminaire, plus évolué. Un profil est dit laminaire lorsque l’écoulement de l’air à sa surface reste dépourvu de turbulence depuis le bord d’attaque jusque assez loin le long de la corde : 40 ou 50%. Il se met à turbuler ensuite. L’écoulement sur les profils classiques ne reste laminaire que sur un quart au mieux de leur corde.

    L’effet de cet écoulement plus régulier sur les profils laminaires est de réduire leur Cx d’environ 0,0065 à quelques 0,0045. La traînée de forme d’une aile de même surface est réduite dans la même proportion, ici 30%.

    Il reste à voir ce que la traînée de forme de l’aile représente dans la traînée totale de l’avion. Elle est souvent moindre que le reste des traînées de forme du reste de l’avion et de son radiateur. En outre la traînée induite de l’aile est absolument inchangée si le profil est modifié, passant de classique à laminaire ; elle ne dépend que de l’allongement. Il est vrai qu’à vitesse maximum la traînée induite est une fraction faible du bilan.

    Considérons un P-40 possédant une aile de 22 mètres carrés à profil classique 2215/2209 (emplanture/extrémité). Il atteint 580 km/h à 4600 mètres où le moteur fournit 1150 chevaux. Des calculs que nous ne détaillerons pas déterminent dans ces conditions une traînée totale de 450 kg, dont 150 kg sur le poste de la traînée de forme de la voilure.

    Réduisons-là de 30% pour l’abaisser à 105 kg en donnant par hypothèse au P-40 un profil laminaire. La traînée diminuée de 45 kg représente donc un gain de 10% sur le total de l’avion.

    La loi qui fait croître la vitesse maximum à la racine cubique de la baisse de traînée, nous permet d’en déduire un accroissement de vitesse maximum de 19 km/h.

    Le lecteur décidera s’il en aurait résulté un vraiment grand chasseur. Le Spitfire jusque dans ses dernières versions disposait d’un profil classique.

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    B-47 et Vulcan

    Voici deux bombardiers très similaires en termes de masse totale et de rayon d’action. Ils sont en réalité très dissemblables en dépit de ce qu’ils pèsent tous deux 90 tonnes en charge et franchissent l’un et l’autre un peu plus de 6000 km d’un coup d’aile. Cette ressemblance justifie qu’on se penche sur ce qui les rend très différents malgré toutes leurs similitudes.

    Sans doute l’allongement faible de l’aile faussement delta du Vulcan B2 donne-t-elle à l’avion moins de finesse que la voilure effilée du B-47, mais la plus grande sobriété des réacteurs à double flux du Vulcan compense.

    Leur vitesse en palier est à peu près la même puisque la nettement plus forte poussée du Vulcan ne l’empêche pas de rester subsonique du fait de sa formule aérodynamique à aile épaisse ; l’un et l’autre volent à mach 0,9.

    Tout change en matière de vitesse ascensionnelle et surtout de plafond. Le Vulcan est donné pour 20000 mètres tandis que le Boeing ne dépasse guère 12000. Le Boeing tient l’air encore dans un fluide quatre fois moins dense qu’au niveau de la mer, mais le Vulcan en fait autant dans une atmosphère 14 fois plus ténue qu’à zéro mètre.

    Voici les chiffres du Vulcan : 246 kg/m² pour 90,7 tonnes et une aile vaste de 368 m². C’est une charge alaire faible pour un appareil de ce tonnage ; elle donne au niveau de la mer une vitesse minimum voisine de 190 km/h. A 20000 mètres dans un air 14 fois moins dense, on multiplie par racine de 14 et trouve une vitesse de décrochage de 710 km/h ou mach 0,66. L’avion peut donc croiser à mach 0,8 ou 0,9 sans frôler les ennuis.

    Pour le B-47E : 89,9 tonnes et 132 m² de voilure ; une charge de 681 kg/m² donnant une vitesse de décrochage sans volets (le Vulcan en delta n’en a pas) de 320 km/h au niveau de la mer. Elle passe à 640 km/h à 12000 mètres, le double. Elle serait de 1200 km/h à 20000 mètres, chiffre supersonique et impossible. Sa seule charge alaire maintient donc le Boeing aux altitudes « basses », indépendamment des autres facteurs comme finesse et poussée disponible.

    Ses 16 tonnes de poussée procurent au B-47 un rapport de poussée de 0,18. Les 36 tonnes de poussée du Vulcan lui donnent un rapport de 0,40, plus que double de celui du Boeing. Quoique le Vulcan puisse se sustenter dans l’air de densité 1/14, il ne pourrait s’y maintenir avec la poussée modeste du Boeing : de ses 16 tonnes de poussée à zéro mètre ne resterait presque rien à 20000 mètres. Les 36 tonnes du Vulcan au niveau de la mer lui laissent au contraire à 20000 mètres un résidu de poussée suffisant.

    Nous pensons par ailleurs que la vitesse de décrochage de 640 km/h à 12000 mètres du B-47 est encore sous-estimée. Cet appareil qui peut croiser encore à 300 km/h de plus, ne dispose probablement pas en haute altitude d’une telle plage de vitesses utilisable. Il est connu pour son phénomène de « coffin corner » déjà mentionné pour l’U-2 : une grande difficulté de pilotage entre le décrochage et le dépassement du mach limite, trop rapprochés.

     

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    Mirage IV et A3J Vigilante

    Voilà deux bombardiers légers mach 2 de morphologie aussi différente qu’il est possible, alors que leurs caractéristiques semblent avoir été déterminées par le même homme. Premiers vols en juin 1957 (Mirage) et août 1958.

    Le bombardier mach 2 français est léger parce que nos moyens l’étaient aussi. Le bombardier mach 2 étasunien est léger parce qu’il devait être embarqué sur porte-avions.

    La masse à vide du Mirage est 14,5 tonnes et celle du Vigilante 17 tonnes.

    Le carburant interne du Mirage est de 10,6 tonnes, celui du Vigilante 10,2 ou 10,8 tonnes selon sources. Les 2 bidons externes du Mirage contiennent 4 tonnes et les 4 bidons du Vigilante, 5 tonnes.

    La surface alaire du Mirage est 78 m² contre 70 au Vigilante ; les deux sont excessives…

    Celle du Vigilante est exagérée et pénalisatrice en pénétration à basse altitude, parce qu’on a voulu l’avion catapultable à masse maximum depuis un porte-avions à l’arrêt par vent nul et temps chaud. Or ce sont des conditions exceptionnelles. La surface alaire du Mirage est excessive parce que Dassault voulut faire un delta, ce qui rend impraticable l’hypersustentation ; ainsi que pour autoriser par une faible charge alaire la pénétration à très haute altitude ; mais cette forme d’attaque devait rapidement laisser place à celle en vol rasant où l’avion avec sa grande aile n’excelle dès lors plus autant.

    On pourrait avec tout cela s’attendre à une distance franchissable à peu près égale. Celle du Vigilante en convoyage l’emporte en fait de 20% sur celle du Mirage, avec 4800 km contre 4000 : ses réacteurs ont une consommation spécifique sans PC moindre dans la même proportion. Les deux valeurs sont 0,86 kg/kgp/h face à 1,05.

    Nous finirons ce tour du propriétaire des deux frères jumeaux en rappelant aux lecteurs de Buck Danny que la scène de Alerte atomique où l’on voit s’ouvrir les trappes de soute à bombe du Vigilante est une scène téméraire : il n’y eut de trappes. La bombe était censée expulsée en arrière, glissant par une ouverture dégagée entre les deux tuyères.

    Les deux avions sont bisoniques, mais je ne disserterai pas sur leur vitesse maximum : un Mirage IV n’a pas de vitesse maximum bien définie. La température d’arrêt à laquelle l’aluminium se défait de ses belles qualités mécaniques limite en principe la fougue du pilote, alors que les réacteurs ne demandent qu’à mieux faire.

    La température au sol se répercute sur celle de l’altitude : la vitesse correspondant à la température limite du métal variera selon le jour et l’heure ; la vitesse maximum changera aussi.

     

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    Blackburn Buccaneer / Cessna Cardinal

    On connaît le premier de ces deux avions, optimisé pour l’assaut lointain en vol rasant. Sa charge alaire très élevée est l’un des éléments de cette optimisation. Or le pont des porte-avions de sa Gracieuse Majesté n’a pas la longueur de ceux du pays de Buck Danny.

    C’est pourquoi le Buccaneer est muni d’un système de soufflage sur l’extrados de sa voilure, ainsi que sur l’intrados de son empennage. Ce dispositif complexe, son principe et son fonctionnement ont fait dans la presse aéronautique l’objet de diverses descriptions dont certaines sont si confuses que je souhaite ici mettre de l’ordre dans ces embrouillaminis sur papier glacé.

    La portance est due pour sa plus grande part à la vitesse à laquelle s’écoule le fluide ambiant sur l’extrados arrondi de l’aile, comme le montre l’expérience domestique de la cuiller sous le robinet (vide supra). Il « suffit » d’accroître la vitesse d’écoulement naturel de l’air sur l’extrados pour que l’aile soutienne l’avion à vitesse encore inférieure au chiffre auquel l’avion décrocherait en vol purement « naturel ».

    On prend les grands moyens : de l’air comprimé est prélevé sur les compresseurs des réacteurs, puis acheminé par des tubulures tout du long des bords d’attaque. Là, de fines fentes horizontales, toujours tout du long, l’envoient au ras des tôles recouvrir d’avant en arrière l’extrados d’une mince nappe d’air très véloce. Ainsi alimentée en air plus rapide que le vent seul de la vitesse de l’avion, l’aile se « croit » voler plus vite qu’elle ne fait réellement. Elle porte davantage ; ou plutôt elle porte autant, mais à vitesse réelle moindre.

    Le soufflage n’est pas appliqué à l’intrados : la fraction minoritaire de portance donnée par l’intrados dépend quant à elle du ralentissement de l’air sous la voilure.

    Le Buccaneer grâce au soufflage de sa voilure abaisse sa vitesse d’appontage d’au moins quinze noeuds.

    Il reste à examiner la raison du soufflage de l’empennage horizontal, appliqué précisément ici sous l’intrados.

    La portance s’applique au centre de portance, situé vers le tiers avant d’une aile à vitesse lente ; mais le centre de portance tend à reculer fortement lorsque sont abaissés les volets. Le centre de gravité de son côté n’a aucun motif à se déplacer. Le centre de portance passant alors franchement en arrière du centre de gravité, ce dernier tend à faire piquer l’avion. Il faut alors équilibrer ce moment piqueur au moyen de l’empennage, qui, de loin, doit pousser vers le bas la queue de l’appareil.

    L’empennage pour donner cette déportance, ou effort de portance dirigé vers le bas, doit comme toute voilure combiner une surface et une vitesse suffisante. On le braque pour cela bord de fuite vers le haut. Or la vitesse a notablement diminué du fait du soufflage de l’aile. On pourrait compenser par un agrandissement inhabituel de l’empennage, mais en lui donnant alors des dimensions et un poids prohibitifs. On agit plutôt sur lui comme sur l’aile, en lui amenant aussi de l’air de soufflage ; ainsi peut-il demeurer de petite taille.

    Cependant le soufflage cette fois concerne l’intrados, puisque la fonction d’équilibrage du plan de profondeur nécessite une portance à l’envers, dirigée vers la mer.

    Il est très possible aussi qu’une autre raison réclame le soufflage de l’empennage. Une hypersustentation très puissante dévie vers le bas avec tant d’énergie l’air qui contourne l’aile, qu’elle peut placer l’empennage dans une situation de mauvaise alimentation en air. On voit aussi que les réacteurs doivent durant l’approche continuer à tourner à bon régime pour donner leur débit d’air comprimé. Une panne à ce moment laisse la voilure en déficit de portance à vitesse inférieure à ce qui serait nécessaire sans soufflage : la chute est assurée.

    Le lecteur se demande ce que le quadriplace léger Cardinal vient ici faire. Sur cet avion à aile haute on a voulu bien dégager les vues en projetant le pilote aussi vers l’avant que possible, bien plus que sur les autres Cessna. Le résultat est bon, mais en contrepartie de cette avancée de l’équipage, du moteur et du centre de gravité par rapport à l’aile, il faut un empennage horizontal capable de fortement déporter, fortement porter à l’envers. Aussi voit-on sur cet empennage une chose très peu banale : une belle fente de bord d’attaque à l’envers, moyen statique simple de « soufflage » de l’intrados.

     

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    Mirage IV et ravitaillement en vol

    La force de frappe à ses débuts a essuyé des critiques d’à peu près partout. Les réactions hostiles d’ordre politique sont légitimes ; celles qui reposent sur des ignorances techniques le sont moins. Analysons l’une d’elles.

    Nous voulons parler de la faiblesse majeure de notre bombardier atomique : le rayon d’action. Nous parlons du rayon d'action parce que la distance franchissable est très accessoire : l’équipage revient en France s’il peut, et s’il peut seulement. Le ravitaillement en vol était indispensable à l’aller comme au retour, mais celui du retour dans une France vitrifiée par les représailles restait illusoire. Nous employâmes l’avion ravitailleur du Strategic Air Command, le Boeing 707 transformé en la citerne volante subsonique KC-135. Nous n’en acquîmes cependant que douze contre les centaines employés aux Etats-Unis ; on doit constater l’esprit marchand hautement pratique du pays qui nous les vendit volontiers tout en blâmant vertement nos velléités atomiques autonomes.

    On a donc tenu le raisonnement suivant dans la presse du temps :

    « Le Mirage IV à la faible autonomie est incapable de remplir sa mission, car son ravitaillement en vol est impraticable. Se fera-t-il au-dessus du territoire contrôlé par l’ennemi ? Les deux avions ainsi accouplés sont particulièrement vulnérables ; c’est mission suicide. Se fera-t-il au-dessus des territoires amis ? Il est alors inutile ; si bien que tout le système basé sur ce bombardier aux griffes terriblement courtes est surtout fait pour notre satisfaction morale… »

    Voilà un raisonnement imparable en apparence. Attachons-nous à le mettre en pièces.

    Les bases de Mirage IV sont où elles sont ; les avions en cas de guerre ne sont pas basés juste derrière le front, reculant avec lui jusqu’à la décision de leur emploi. La distance entre la base et le front peut représenter mille kilomètres sur lesquels il n’y a rien d’absurde à ravitailler.

    Par ailleurs le Mirage n’attaquera pas l’URSS en ligne droite depuis ici en survolant tout du long le théâtre continental des opérations surchargé d’ennemis. Il le contournera plutôt en passant par les régions scandinaves ou méditerranéennes ; l’avion ravitailleur prendra le risque acceptable de s’y risquer aussi. Le plein complet sera refait juste avant l’assaut final, et en un point plus éloigné de la France que la ligne de front (s’il y en a encore une à ce moment-là).

    Voyons après ces considérations géographiques, les motifs techniques.

    Le ravitaillement a lieu en altitude moyenne et haut subsonique. Atteindre une dizaine de mille mètres et mach 0,9 depuis le décollage consomme un carburant très supérieur à ce qu’exige une fois en croisière le parcours de la même distance horizontale. Le ravitaillement répare ainsi l’investissement en énergie cinétique (passer de l’arrêt à mach 0,9) et potentielle (monter trente tonnes à dix mille mètres).

    Le décollage en charge aidé par une batterie de JATO souligne la poussée modérée des réacteurs. Il n’est pas certain, sauf à disposer de tous les éléments techniques sur l’avion, que pour décoller à masse tout à fait maximum il aura toujours et par toute température les moyens d’atteindre sa vitesse d’envol sur des pistes de longueur réaliste. C’est une autre raison de ravitailler en vol pour compléter le plein.

    Se pose enfin la question plus subtile du centrage. Le Mirage IV est bourré de carburant dans ses moindres recoins ; or il n’existe aucune raison a priori pour que remplir de pétrole chaque centimètre cube intérieur donne un équilibrage aérodynamique correct de la machine. L’avion (c’est encore affaire d’en savoir exactement les caractéristiques) n’est donc pas nécessairement décollable avec tout son pétrole possible à bord : le décollage se fait à vitesse « faible » où sa gouverne de profondeur ne peut pas nécessairement équilibrer le possible décentrage dû au remplissage complet de pétrole. Il peut en revanche en aller autrement une fois lancé en vol rapide, où les gouvernes peuvent travailler davantage, au prix temporaire naturellement d’une forte traînée.

    Il serait complètement exclu d’atterrir et plus généralement de voler à basse vitesse en fort décentrage. Il n’en va pas de même en vol rapide où l’efficacité des gouvernes permet ce qu’elle ne permet plus à basse vitesse : tenir la machine en ligne de vol en dépit d’une forte instabilité naturelle. Attention ! Nous n'affirmons pas que le Mirage IV est décentré lorsque tous ses volumes intérieurs sont remplis de pétrole ; nous n'en savons rien ; nous observons seulement qu’il s’agit d’une hypothèse plausible dont nous explorons les conséquences.

     

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    René Leduc

    Nous venons de revoir la superbe série télévisée de Daniel Costelle sur l’histoire de l’aviation tournée dans les années 1970. Un mélancolique épisode en est l’abandon un peu avant 1960 des extraordinaires avions expérimentaux à statoréacteur de René Leduc.

    Tragique abandon, comme celui du Griffon de même formule ? Le document attribue à René Leduc une opinion bien tranchée sur les officiels qui décidèrent l’arrêt de ses essais : « Dans la vie, les microbes finissent toujours par gagner ».

    La formule est aussi belle qu’elle est hautaine ; faut-il l’accepter vraiment sans nuance ?

    René Leduc préconisait déjà le statoréacteur au milieu des années 1930. Il avait l’idée d’en munir pour le mener à 900 km/h, un chasseur à hélice à propulsion mixte dont le moteur classique assurerait le décollage et la croisière économique.

    C’est que le stato alors était certainement possible à construire, tandis que les premiers et bien faibles turboréacteurs ne purent être faits qu’un peu plus tard. L’avion rapide, si on l’avait construit alors, ne disposait pas du choix : il lui fallait nécessairement un statoréacteur.

    Vinrent l’après-guerre, les années 1950 et les turboréacteurs de forte poussée. Leduc travaillait toujours sur le statoréacteur, mais ce moteur avait une rude concurrence dans le turbo : décollage autonome ; consommation bien plus modérée au moins en subsonique ; pas d’extinction à faible vitesse.

    Le stato dès lors n’avait plus que l’intérêt du domaine de vol où il excelle et bat le turbo : le mach multiple à haute altitude. Un avion aussi spécialisé a-t-il un intérêt militaire ? Poser la question est y répondre.

    Nous connaissons pourtant une exception. Le J58 du SR-71 est agencé en combiné turbo/stato comme furent nos glorieux Griffon et Leduc 022, quoique. Très spécialisé, le SR-71 n’est concevable que dans une aviation de nation très riche.

    Des raisons analogues condamnaient le Trident. Ce magnifique appareil peu cher ne devait sa vitesse bisonique qu’à sa batterie de fusées, seul moyen à l’époque de la conception du Trident de lui donner assez de poussée. Hélas ! La consommation démentielle des fusées le réduisait strictement au rôle d’intercepteur exclusif, avion de nation riche encore.

    A peine le Trident volait-il, que la fusée vorace n’avait plus de supériorité suffisante sur les réacteurs puissants apparus pendant ce temps. Leur consommation dix fois moindre avec PC, cinquante fois moindre à sec, permettait de motoriser des chasseurs cette fois polyvalents, les seuls qui eurent un avenir.

     

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    Fairchild A-10

    Cette machine parfaitement optimisée dans son rôle de destructeur de chars soviétiques sous le plafond bas et dans le relief boisé de l’Allemagne de l’Ouest, est remarquable par son faux « retour en arrière » en matière de vitesse : voilà un biréacteur apparu au milieu des années 70 qu’on aurait vingt ans plus tôt jugé scandaleux : faire une aile archaïque droite, longue, épaisse, au lieu d’un coupe-papier moderne en forte flèche, court et effilé ! Sacrifier des centaines de km/h ! et ceci au prétexte d’efficacité, pour virer court entre deux vallons encaissés afin d’aligner avec efficacité dans son viseur un char ennemi … au lieu d’être capable d’à peine l’apercevoir aux commandes d’un engin ultra-performant…!

    Nous avons promis de vous présenter les avantages des obus en uranium qui équipent en option le canon antichar de 30 mm du A-10. L’uranium est un métal de l’apparence de l’acier, mais sa densité de 18 (contre 8 pour l’acier) rend singulièrement plus massifs les objets où il remplace le fer. Un obus fait en uranium est ainsi d’un poids considérable malgré son petit calibre. L’uranium soumis à un traitement métallurgique approprié acquiert les qualités mécaniques d’un très bon acier. Il s’agit naturellement de l’uranium appauvri, c’est-à-dire débarrassé de son isotope 235 seul utile à la fission nucléaire. L’uranium appauvri est presque un déchet industriel ; sa valeur est faible.

    On suppose que l’obus d’acier ou l’obus d’uranium ont même vitesse initiale en sortie de l’arme, ce qui est à peu près vrai. Qu’arrive-t-il ensuite ?

    L’obus lourd ayant même forme que l’obus léger subit de l’air ambiant le même freinage aérodynamique. Or étant lourd et allant à même vitesse, il emporte beaucoup plus d’énergie cinétique : son freinage par l’air est plus lent ; il conserve à chaque distance de la bouche une vitesse résiduelle plus forte. L’impact est ainsi plus violent.

    Le tir à distance donnée est plus précis avec une correction de hauteur moindre : le temps de trajet du projectile étant plus bref, la flèche de la trajectoire est moindre. Or on a vu en Irak des chars atteints depuis trois kilomètres de distance et trois kilomètres d’altitude.

    Qui doute de l’importance du freinage aérodynamique sur petit obus peut se rappeler que la portée dans le vide d’un projectile partant à 1000 m/s est de 100 kilomètres ; sa portée maximum réelle dans l’air n’atteint même pas 10 km pour un calibre de 30 mm. Au bout de 500 mètres un obus de calibre 25 mm parti à 800 m/s est déjà ralenti à 650 m/s (source : Camille Rougeron, l’aviation de bombardement), soit 150 m/s perdus en 2/3 de seconde. Cela fait de la part de l’air un freinage voisin de 22 ou 23 g : la traînée du projectile vaut 22 ou 23 fois son poids.

    Une fois le projectile en uranium commençant à pénétrer un blindage d’acier, l’échauffement dû au choc fond l’acier et l’uranium avec une certaine aisance. En effet le mélange des deux métaux fond à température plus basse que chacun des deux métaux isolément : le gros du projectile glisse en quelque sorte au sein de l’alliage liquide comme un suppositoire dans la glycérine. Il perfore donc épais pour son calibre.

    L’uranium pulvérisé en millions de gouttelettes pénètre dans le char. C’est un métal pyrophorique à la façon du magnésium ; il flambe tout aussi bien dans l’oxygène de l’air intérieur du char, ajoutant ses effets à ceux de sa charge explosive proprement dite.

    Il faut bien être un écologiste obtus pour discuter ces étonnants avantages !

     

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    Avez-vous remarqué comment au terme de près d’un siècle de beaux avions, nous en croisons de plus en plus souvent de surprenants sur le plan de l’esthétique ? Que pensez-vous du chasseur F-35 et du monomoteur d’affaires Extra 400 ? Assurément les Britanniques ont depuis fort longtemps conçu en faveur de l’efficacité de nombreuses machines à la grâce très discutable ; le mirobolant Spitfire lui-même devient pataud au sol sur son train déployé ; les capots avec filtre tropical le défigurent franchement. Mais l’Angleterre aujourd’hui a de sérieux rivaux partout.

    Les ingénieurs ont vite compris dès les années 1920 que le gain de performances dû à un dessin soigné des lignes de leurs créations valait qu’on se donne souvent la peine de manier le pistolet plus que la règle droite, et d’usiner des pièces complexes au lieu d’élements diversement rectangulaires.

    On n’en finirait plus d’énumérer les chefs d’œuvre esthétiques parmi les avions les plus performants, du monomoteur léger au quadriréacteur élégant. Conformément à ce que nous souffle l’intuition, le dessin le plus harmonieux a très souvent été à l’origine des plus belles vitesses : « les beaux avions volent bien ».

    Nous vivons cependant désormais à l’ère de l’optimisation universelle. Cette psychopathologie de la perfection vaut à notre époque des règles morales invivables, des contraintes ravageuses, des millions d’emploi dépourvus du moindre intérêt, aussi bien que la disparition du caractère des choses. Ainsi par exemple le caractère d’une motocyclette provient-il d’un ensemble de défauts objectifs ; la moto parfaitement linéaire dans ses comportements et dans son bruit d’aspirateur est d’une brillante fadeur. Les pièces de monnaie frappées au XIXème siècle par des coins d’acier médiocre étaient drapées d’un somptueux moiré satiné (le « velours de frappe »), parce que sous les chocs répétés l’acier médiocre se fissurait sur toute sa surface à l’échelle du micron ; le progrès nous donna des aciers parfaitement durs qui ne frappent plus que des monnaies renvoyant le soleil comme des miroirs. La maison neuve dépourvue de coins et recoins inutiles et biscornus ne laissera aucun souvenir d’enfance magique et attendri. Ses vitres de verre flotté rigoureusement plan ne valent rien en regard des carreaux anciens de verre soufflé, dont les ondulations déforment poétiquement le reflet du passage des nuages, et le balancement des arbres.

    La perfection n’est qu’ennui.

    L’optimisation est une dégénérescence morale ainsi qu’une dégénérescence de la créativité : l’optimisation totale n’aboutit par définition qu’à des monotypes. Perverse, elle élimine toute satisfaction artisanale et individuelle : l’avion de course dessiné par ordinateur est de toute façon insurpassable. Un hasard heureux fait que le coursier Nemesis se trouve par exception être beau.

    Le temps donc est passé, où l’ingénieur galbant d’un œil d’esthète des lignes harmonieuses, s’y retrouvait en termes d’aérodynamisme. S’il s’avère possible de grignoter encore deux pour cent de finesse en tordant les lignes au mépris du coup d’œil, on les tordra. Nous avons cité en début de chapitre le F-35 et l’Extra 400, deux machines à l’esthétique vraiment étonnante, mais on observe dans l’ensemble de la production la multiplication des appareils diversement bulbeux, dotés de boursouflures et de variations brutales de formes et de lignes. L’amateur de beaux objets ne s’y retrouve pas plus que l’amateur de vieilles pierres n’est heureux d’habiter une maison optimisée pour la récupération d’énergie solaire et d’eau de pluie. Une époque est derrière nous, parce que de l’assemblée des citoyens naît une sourde volonté fataliste, une vision collective du bien et du profitable, qui n’est pas celle des individualités qui la composent.

     

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    Comme tant d’autres livres étrangers à caractère technique, les romans d’aviation écrits en anglais et traduits donnent une forme particulière de plaisir au lecteur : l’amusement devant la terminologie technique « traduite ». Nous limiterons ici le plaisir à quelques remarques sur la traduction française d’une célèbre Troisième Guerre mondiale en mille pages.

    La traduction excelle véritablement dans le rendu littéraire des dialogues et de l’action. Elle s’est attaché l’assistance d’un sous-marinier pour donner en français la terminologie technique correcte à propos de la grosse part de guerre sous-marine contenue dans ce gros livre. Mais pour l’aéronautique ?

    - Le Crusader et le Backfire sont équipés de fusées arrière qu’ils allument lorsque nous autres jugerions à propos d’allumer la PC.

    - Une pilote de convoyage (ferry pilot) menant des F-15 des Etats-Unis en Europe enrage de tenir ce rôle de pilote de ferry-boat.

    - Un F-15 aux ailes nues n’a plus pour seule arme de bord que son « chargement complet de vingt mike-mike ». Le traducteur a le droit d’améliorer la compréhension du lecteur par des notes de bas de page. On pouvait préciser ici qu’il s’agit du canon fixe de 20 mm.

    - « l’aileron de queue ».

    - Une expression comme « the pilot handled his controls » le pilote manipula ses commandes est en effet traduite ainsi… mais sans à propos. Il ne fallait tout simplement pas traduire. Cela ne se dit pas. « le pilote vira, plongea… », etc.

    « Les F-18 étaient de notoriété publique à court de carburant » au bout d’un bref temps de combat. Rien moins que la notoriété publique acquise en quelques minutes à l’autre bout du monde ! Notoriously short of fuel ne veut pas dire que les avions étaient de notoriété publique à court de carburant, mais que le F-18 est connu pour son emport de pétrole trop restreint.

    Finissons néanmoins par l’une des plus « belles » réussites de la traduction d’anglais, celle du livret de la série Osprey consacré aux premiers Spitfire, bataille d’Angleterre incluse.

    Nous vous livrons en vrac parmi d’autres curiosités : « le dépôt supérieur de combustible » (réservoir de fuselage) ; la « guerre étrangère » (la Drôle de Guerre) ; un « feu de dérive » (un tir sous déflexion, et non pas un feu de signalisation sur l’empennage vertical) ; « le canal de la Manche » (la Manche…) ; « coupole de voûte » (verrière) ; une « baisse du niveau des prestations » (gare aux mouvements sociaux ) ; « l’altitude de plus grande accélération » (altitude de rétablissement) ; « augmenter la puissance maximale de 2,2 à 4,4 kg » (?) ; « la puissance d’émergence » (d’urgence ? « emergency ») ; « Hispano-Suisse » (Hispano-Suiza) ; « la frette de l’hélice » (?) ; « réfrigération » (refroidissement) ; « puissance d’ascension » (vitesse ascensionnelle) ; « Spitfire à longue portée » ; « réservoir jetable » (largable) ; « vol de basse cote » (mystère complet) ; et enfin « l’hélice en bois taillé » des premiers Spit. L’hélicier a donc pensé à élaguer l’arbre, ainsi qu’à donner un profil aux pales plutôt que boulonner directement le tronc sur l’avion.

    Encore un pour la route ! Voici dans un Fana de l’Aviation la photo d’un Lisounov-2 (DC-3) au-dessus du relief avec cette légende : « Le plafond du Li-2 lui permettait de franchir les monts Oural ».

    Ou le légendeur ne se fait aucune idée sérieuse du plafond d’un genre d’avion, ou il oublie que l’Oural n’est guère plus haut que les Vosges.

     

    78

     

    Distrayons-nous à un exercice d’équations aux dimensions, au sujet de la consommation spécifique d’un réacteur. Elle s’exprime en kilogrammes de pétrole par kilogramme de poussée et par heure, où je vois deux unités non conformes à l’homogénéité des formules. Il faut remplacer par le newton le kilogramme de poussée, unité de force ; et par la seconde l’unité de temps qu’est l’heure.

    La consommation spécifique s’exprime donc en kilogrammes par newton et par seconde, abrégé en kg/N/s ou kg/N.s ; la force est de la forme MLT(-2), en sorte que le kg/N.s est de la forme :

    MM(-1)L(-1)T(2)T(-1)

    Elle se simplifie sous la forme : TL(-1), c’est-à-dire en secondes par mètre.

    Secondes par mètre est l’inverse de mètres par seconde : une consommation spécifique est ainsi l’inverse d’une vitesse. Nous laissons au lecteur la charge de rechercher le sens profond de cette remarque.

     

    79

     

    Correspondance entre unités métriques et anglaises

    Commençons pas observer que le nœud (kt) et le mille nautique ou mille marin ne sont pas des unités spécifiquement anglaises malgré l’abréviation généralisée « kt » pour knot. Le nœud est la vitesse d’un vaisseau parcourant à l’heure une minute d’arc de grand cercle terrestre. Un grand cercle faisant 40000 kilomètres et comportant 360 degrés de 60 minutes, la minute d’arc représente 1852 mètres. Le nœud vaut donc 1,852 km/h. Abréviation du mille nautique : « nm » dans les publications anglophones ; opinions variées dans les textes français.

    On appelle également nœud la longueur d’un arc d’une seconde de grand cercle, soit 32 mètres. Une vitesse d’un nœud fait parcourir 32 mètres par minute.

    Ainsi le nœud vaut-il presque 2 km/h et environ 0,5 mètre/ seconde.

    Les dimensions

    Le pied ne vaut nullement 1/3 de mètre (pourquoi en irait-il ainsi ?) malgré les nombreuses apparitions de ce type de conversion dans la plus célèbre des bandes dessinées d’aviation. Le pied vaut 0,3048 mètre.

    1 pied (foot, feet, ft) = 12 pouces = 30,48 cm

    1 pouce (inch, in) = 25,4 mm

    1 yard = 3 ft = 0,915 m

    1 mille terrestre ou statute mile = 5280 ft (pourquoi pas !) = 1609 mètres.

    Calibre .3 (0,3 pouce) = 7,62 mm ; calibre .303 = 7,7 mm ; calibre .5 = 12,7 mm.

    Vitesse : mille terrestre à l’heure (mile per hour, mph) = 1,609 km/h.

    Vitesse ascensionnelle : pied par minute (ft/mn). Par un caprice des chiffres, 1000 ft/mn = 5 m/s à 2% près, et 2000 ft/mn = 10 m/s. Ces valeurs rondes figurent sur les cadrans des variomètres ; voir vos simulateurs.

    Surface : le pied carré (square foot, sq.ft ) = 0,0929 mètre carré. 1 m² = 10,76 sq.ft.

    Poids : 1 livre (pound ; abréviation lb, du latin libra) = 453,6 grammes. 1 kg = 2,204 lbs.

    D’où en chiffres ronds : 1 tonne vaut 2200 livres, 5 tonnes 5500 livres, etc.

    Volume : 1 gallon anglais (imperial) = 4,54 litres. La similitude avec la valeur numérique de la livre (453,6) permet d’écrire : 1000 litres = 220 gallons, etc., ou bien 200 gallons = 900 litres.

    Le gallon étasunien vaut 3,78 litres.

    On ne saura jamais combien d’avions se sont abîmés dans les océans parce que le navigateur tout à ses soucis conjugaux a confondu statute mille et mille nautique, gallon anglais ou non ! Voir The High and the Mighty.

    100 km/h = 62 mph = 54 kt = 27,8 m/s

    200 / 132 / 108 / 55,5

    300 186 162 83

    400 249 216 111

    500 311 270 139

    600 373 324 167

    700 435 378 194

    800 497 432 222

    900 559 486 250

    100 mph = 161 km/h ; 100 kt = 185 km/h

    200 322 200 370

    300 483 300 555

    400 644 400 741

    500 805 500 926

    600 966 600 1111

    700 1127 700 1296

    800 1288 800 1482

    900 1448 900 1667

    mach 1 à 0 m = 1223 km/h = 760 mph = 660 kt

    mach 1 à 11 000 m et au dessus :

    1063 km/h = 660 mph = 574 kt

    (diminution linéaire entre le sol et 11 000 m).

    1000 ft = 305 m 6000 ft = 1829 m

    2000 610 7000 2134

    3000 915 8000 2414

    4000 1220 9000 2743

    5000 1524

    Pour la lecture rapide des altitudes en pieds traduites des valeurs métriques (avions allemands, français, etc., décrits dans les publications anglaises) :

    1000 m = 3 280 ft 6000 m = 19 685 ft

    2000 6 560 7000 22 965

    3000 9 840 8000 26 250

    4000 13 120 9000 29 525

    5000 16 400 10 000 32 800

    11 000 36 090

     

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    APPENDICE (APPLICATION)  :  QUESTIONS / REPONSES

     

    Plusieurs problèmes excèdent le niveau atteint en principe par le lecteur.

    Il convient de se méfier de celles des questions dont les réponses paraissent connues.

    Réponses après la dernière question. Il est conseillé de ne pas s’y rendre avant d’avoir tenté de répondre à tout, parce que cherchant une réponse on lira certainement sans le vouloir les réponses courtes à d’autres questions. Ou bien, faire lire les réponses par quelqu’un d’autre.

     

    QUESTIONS

     

    1. Vous vous trouvez dans l’obligation vitale de prendre le risque de décoller d’un terrain de longueur vraiment faible. Au-delà des deux bouts de piste, un immense plan d’eau calme. Vous allégez l’appareil au maximum, attendez la fraîcheur de l’aube, etc. La disposition des lieux interdit les artifices tels que commencer d’accélérer hors piste, pour prendre votre vitesse en décrivant un « L ». Quel braquage des volets choisissez-vous ? Pourquoi ?

    2. Le fondateur d’Aviasport se nommait Raymond Sirretta. Avez-vous déjà lu son patronyme dans un miroir ?

    3. Le chasseur Zéro s’appelle Zéro parce que :

    a) L’avion est appelé autrement au Japon, Zero étant est un sobriquet officieux méprisant donné par les Américains avant qu’ils comprennent ce qu’ils avaient face à eux (le surnom officiel en code du Pacifique étant selon versions « Hamp » ou « Zeke »)

    b) L’avion s’appelle Zéro au Japon ; le zéro, mot du pays, étant une variété d’aigle propre à l’archipel nippon. Le nombre « zéro » en japonais se dit autrement.

    c) Une autre raison.

    4. Toutes choses égales par ailleurs, dont la surface alaire et le poids, un allongement différent change-t-il la vitesse ascensionnelle ? Justifiez votre réponse.

    5. Outre la baisse de puissance du moteur en altitude, quel autre facteur contribue (toutes choses égales par ailleurs) à limiter le plafond absolu ? (on écarte la discussion sur le rendement de l’hélice, qui peut avoir très légèrement changé).

    6. Définissez convenablement (sinon académiquement) le rendement de l’hélice.

    Il s’agit seulement d’apprécier si le lecteur en comprend le sens, ou bien ne le perçoit que de façon brumeuse (constatation fréquente).

    7. Faut-il prononcer « Djim Bède » ou « Djim Bidi » ?

    8. Le centre de gravité d’un avion volant ailes parallèles au sol et ventre tourné vers le sol, suit une trajectoire ascendante qui présente à l’instant t un angle de 15 degrés sur l’horizontale. La voilure est calée à + 3 degrés sur le fuselage et le pilote voit le fuselage cabré de + 2 degrés par rapport à l’horizontale. Que ressent le pilote à l’instant t ?

    9. Un avion filant à grande vitesse en palier très au-dessous de son plafond, réduit soudain complètement les gaz et grimpe ainsi en chandelle verticale jusqu’à vitesse nulle. Il emporte en soute une charge notable. A-t-il intérêt à la larguer au préalable, ou à un autre moment particulier, s’il veut atteindre toujours sans moteur la plus haute altitude possible ? On suppose le temps d’ouverture de la soute sans effet sur la traînée.

    10. Tandis que les riches Américains pensèrent durant la guerre manquer de duralumin et inventèrent quelques machines militaires en bois (planeurs d’assaut, XP-77, bimoteur école Curtiss), les Allemands cernés de tous côtés, soumis au plus sévère blocus, ne manquèrent jamais de dural. Pourquoi ?

    11. Un avion à train fixe disposant d’une longueur de piste plate illimitée décolle pour s’attaquer au record du monde de distance. Il présente les braquages de volets : 10, 20 et 40 degrés, et bien entendu zéro. Lequel choisit-il ?

    13. Pourquoi tant de biplans parmi les avions du début du XXème siècle ?

    14. Puisque l’avion qui décroche plonge sous l’entraînement du poids considérable de son moteur, les avions à moteur propulsif plongent certainement de la queue au décrochage. Ils doivent en devenir irrécupérables sans doute, car les ailes et les empennages fonctionnent bien mal en marche arrière. De telles machines semblent donc inquiétantes. Donnez votre avis.

    15 Approchant du sommet d’une boucle (en positif) serrée, le pilote serre un peu plus et décroche dynamiquement juste au sommet. A quoi ressemble la trajectoire du centre de gravité dans les premiers instants qui suivent ?

    16. On enseigne qu’une aile est sustentée aux trois quarts (environ) par la dépression d’extrados et au quart par la surpression d’intrados. Expliquez pourquoi cet article de foi est fort discutable.

    17. Un Mirage III croise en rase-mottes. Le pilote tire sèchement sur le manche. Qu’a-t-il de bonnes chances d’arriver ?

    18. Pourquoi l’effet propulsif des gaz d’échappement du même gros moteur à pistons est-il très intéressant sur un chasseur et très peu sur un gros transport poussif ? en supposant bien entendu le même pot d’échappement ?

    19. Une balle de ping-pong bien frappée mais dirigée en l’air commence par aller sensiblement droit à grande vitesse, puis tombe brusquement sous l’effet d’un freinage intense qui brise sa trajectoire au mépris des phénomènes balistiques ordinaires ; la courbe décrite ne ressemble plus du tout à une parabole même amortie par l’air. Pourquoi ? (il n’est pas nécessaire d’envisager un « effet » sur la balle).

    20. Est-il statistiquement plus dangereux pour la vie de voler en avion léger ou en ULM ?

    21. Un rédacteur d’un mensuel d’aéronautique légère s’enthousiasme d’avoir exhumé les documents relatifs à l’aéronef motorisé le plus simplissime des années cinquante : un hélicoptère monoplace sans roues ni carrosserie dont le rotor absolument libre, dispensé d’anticouple, est entraîné par la réaction de tuyères en bouts de pales. Dans ces tuyères, de l’eau oxygénée pure (hors de prix, et qui dans une baignoire dissout son homme avec ses cuirs en deux minutes ; accident survenu dans la cabine d’un Me 163 dont les réservoirs fuyaient) se décompose toute seule en vapeur crachée à grande vitesse.

    La consommation vertigineuse limite à peu de minutes l’autonomie ; mais ne peut-on espérer des progrès techniques abaissant la consommation à des valeurs acceptables ?

    22. Citez un aéronef français capable de voler sur la lune dépourvue d’air.

    23. Après le vol dans les années 80 d’un avion solaire à photopiles (sans accumulateur) de Pontoise à Londres, un journaliste déclarait : « Voici 80 ans les frères Wright volaient moins bien que cet engin-là ; donc, dans 80 ans ou avant, des Jumbo solaires franchiront les océans comme un 747 aujourd’hui ».

    Donnez votre opinion argumentée.

    24. Un pigeon d’un tiers de kilogramme plane en perdant un mètre d’altitude par seconde. Quelle puissance lui faudrait-il pour tenir le palier à la même incidence en supposant qu’elle agisse à travers un propulseur de rendement 0,75 ?

    25. Quelle preuve les passagers d’un vol de nuit dans les nuages ont-ils que le pilote n’a pas tourné une boucle durant le voyage ?

    26. Après un vol qui s’est en dépit du danger avéré sans combat, un B-52H en panne de carburant et planant sans moteur à finesse maximum va manquer de dix mètres le seuil de piste. Les terroristes (les ennemis des Américains) ont miné le terrain en avant du seuil, démonté les cartouches des sièges et coincé les écoutilles. Tout est rentré, train compris, quitte à atterrir sur le ventre. Vous avez le pilote à la radio ; que lui suggérez-vous ? (On suppose que vous êtes du côté de la démocratie.)

    27. Combien de g peut tenir en virage soutenu sans perdre d’altitude un chasseur de 2000 chevaux qui en exige un minimum de 300 pour tenir l’air en palier normal sous 1g ?

    28. La finesse maximum en plané d’un avion ne varie pas avec les changements de poids de l’appareil : si la finesse est 10, l’avion perd 100 m par kilomètre même si l’on double son poids.

    En virage à 60° d’inclinaison l’avion « pèse » aussi deux fois son poids ; le résultat est en tout cas le même pour l’aile qui doit également donner le double de portance ; la vitesse de décrochage est dans les deux cas multipliée par racine de 2.

    Si le virage est en plané, la finesse maximum reste-t-elle aussi la même ? (la distance parcourue étant alors mesurée le long de la courbe)

    Note à l’intention des puristes : la finesse est le rapport portance/traînée dans tous les cas. Elle n’est le rapport distance franchie/hauteur perdue que si le vol est « normal » en ligne droite, sans facteur de charge. C’est donc de manière abusive, quoique commode, que nous parlons encore de finesse pour définir l’angle de plané sous facteur de charge.

    29. Un avion en panne de moteur doit faire demi-tour en vol plané.

    Il ne s’agit évidemment pas d’un demi-tour sur panne après décollage, manœuvre à rejeter dans presque tous les cas ; mais notre avion doit cependant faire un demi-tour (pour ne pas tomber sur une ville, par exemple) tout en perdant le moins de hauteur possible dans la manœuvre.

    Est-il plus intéressant de virer à faible inclinaison avec faibles facteur de charge et traînée, mais long trajet, ou bien de virer avec forte inclinaison, facteur de charge et traînée élevés mais trajet court ?

    30. Il faut davantage de portance pour monter que pour demeurer en palier, et davantage pour demeurer en palier que pour descendre. Commentez cette observation de simple bon sens.

    31. Quel aéronef vole constamment au-dessus de son plafond absolu ?

    32. Certains jugent qu’une piste en pente légèrement ascendante favorise l’envol en formant un tremplin « projetant » en quelque sorte l’appareil vers le haut ; il invoquent à cet égard les porte-avions anglais et russes dont l’extrémité du pont d’envol est nettement incurvée vers le haut. Ce dispositif a précisément pour objet l’élimination du recours à la catapulte. Quelle est votre opinion ?

    33. Le problème ici posé ne relève pas de la technique mais de la démocratie.

    Tous les propriétaires de machines peu coûteuses ne sont pas désireux de placer des milliers d’euros dans un dispositif anticollision qu’on rendrait obligatoire : ils font valoir qu’il ne se tue pas en moyenne un pilote par an pour cause de collision, ce qui relègue le dispositif onéreux au rang de système d’un rapport coût/efficacité lamentable.

    Ils peuvent lors s’entendre répliquer (expérience vécue) : « C’est possible, mais je ne veux pas raisonner en statistiques. Il y a un danger que je veux voir éliminer par les textes, et me référer aux statistiques en effet empêcherait de le faire »

    Quelles remarques de nature démocratique inspire cette façon de voir ?

    34. Complétez l’aphorisme : « L’altitude au-dessus de lui et la piste derrière lui sont… »

     

    REPONSES

     

    1. Vous n’êtes pas tombé dans le piège de la réponse irréfléchie : « Je décolle avec un cran : c’est la plus efficace manière de décoller, puisqu’on m’a toujours enseigné à faire ainsi ».

    Vous braquez les volets au maximum parce qu’ils donnent alors la plus faible vitesse minimale de sustentation, laquelle est atteinte avec le minimum de roulage.

    Une fois en l’air, l’avion montera bien plus poussivement que s’il n’avait qu’un cran de volets ; mais aucun obstacle n’est devant. Il fallait donc bien braquer les volets au maximum.

    Il arrive, rarement, que les volets possèdent un dernier cran auquel ils portent moins qu’à l’avant-dernier. Ils sont alors simplement de meilleurs aérofreins ; dans le cas qui nous intéresse on se limitera donc à l’avant-dernier cran.

    3. Réponse : c). L’avion remonte à l’année 1937 qui est l’année 2600 du calendrier nippon. On a donc adopté le principe fréquent, qui consiste à nommer une arme selon son année de création : MAS 36, AA 52…

    Zéro ne se disant pas zéro en japonais, l’avion est appelé autrement dans son pays.

    4. La vitesse ascensionnelle est proportionnelle à l’excédent de puissance. L’excédent de puissance est la différence entre la puissance maximum du moteur et le minimum de chevaux indispensables à tout juste tenir l’air sans monter ni descendre. L’allongement accru diminuant la traînée, surtout au faible badin de montée, réduit d’autant la puissance minimale nécessaire à simplement tenir le palier ; l’excédent de puissance est donc accru d’autant : la vitesse ascensionnelle à poids égal augmente donc (un peu).

    5. Le plafond est atteint lorsque la baisse de puissance du moteur dans l’air raréfié réduit à zéro l’excédent de puissance. L’excédent de puissance est ce qui dépasse le minimum nécessaire à tenir l’air en palier à la vitesse où cette puissance nécessaire est la plus faible. Cette vitesse est celle que nous avons déjà souvent citée pour valoir 120% de la vitesse de décrochage.

    En altitude dans un air moins dense, la polaire de l’appareil est décalée (et dilatée) en bloc vers des vitesses réelles plus élevées (mais aux mêmes badins). La traînée de l’avion à sa vitesse de puissance minimum n’est ainsi pas accrue, mais la vitesse correspondante l’est. La puissance requise pour tirer un avion étant égale au produit de sa traînée (restée la même) par sa vitesse réelle (accrue) s’est donc accrue. L’avion ayant ainsi en altitude besoin de plus de chevaux qu’au niveau de la mer pour simplement tenir le palier, son excédent de puissance diminue plus vite avec l’altitude qu’il ne diminuerait seulement par la baisse de puissance du moteur. Deux facteurs défavorables concourent ainsi à limiter le plafond. La perte de puissance du moteur est cependant de loin le facteur principal.

    6. Le calcul aérodynamique détermine pour chaque cas de vol quelle puissance est nécessaire. Le moteur en pratique doit donner davantage : au contraire d’une roue qui transmet à peu près tout le mouvement, l’hélice en dissipe une part sous forme d’énergie injectée dans l’air qu’elle refoule ; cette part demeure sans effet sur les besoins de l’avion.

    Le rendement de l’hélice est égal au rapport sans dimension de la puissance qu’elle restitue utilement, sur la puissance que lui fournit le moteur au même moment. Une hélice à pas fixe adaptée à la croisière rapide aura un rendement voisin de 80% en croisière et de 55 à 60% à la meilleure vitesse de montée.

    7. L’aviateur anglophone dira naturellement « Bidi » en considérant un peu narquoisement le plouc prononçant « Bède ». Or « Bède » est légitime puisque francisé depuis longtemps. Il s’agit d’un célèbre érudit anglais, le moine Bede, ayant vécu au 8ème siècle. On le nomme en français : Bède le Vénérable. Les deux prononciations sont donc permises.

    8. La corde de référence de l’aile est cabrée à 2 + 3 = 5 degrés sur l’horizontale. L’avion dans son entier monte à 15 degrés. La voilure est manifestement frappée d’un vent relatif qui « tombe » sur son extrados avec un angle de 15 – 5 = 10 degrés vers le bas. Il est en facteur de charge négatif malgré l’apparence de vol sur le ventre. Le pilote ressent un facteur de charge négatif, la tête aspirée vers le ciel et subissant les déplaisants effets de l’afflux sanguin.

    9. Si l’avion tirait sa chandelle dans le vide, il n’y aurait absolument aucune différence : l’avion d’une part et sa charge d’autre part, même liés, peuvent être regardés comme montant chacun de son côté. Dans l’air, l’avion montant à la verticale (aucune portance) rencontre à l’évidence une traînée identique dans le cas où il emporte sa charge à l’intérieur et dans le cas où elle a été expulsée. S’il largue sa charge, la même traînée le ralentira plus vite puisqu’il sera plus léger ; il disposera de moins de masse, et donc à même vitesse de moins d’énergie cinétique à dépenser pour lutter contre la traînée. L’avion a intérêt à ne pas larguer sa charge interne.

    10. La chasse et la flak faisaient pleuvoir tous les jours le dural sur l’Allemagne.

    11. Il n’en choisit aucun. Décollant pour un record de distance, il est chargé autant que le rend possible la puissance disponible. Le décollage sera très tangent. Tout braquage de volet entraîne un besoin de puissance plus grand pour tenir l’air, ce qui réduit le poids soulevable. On rappelle avoir précisé que la piste est longue autant qu’on veut.

    13. Par préjugé apparemment, on avait très peu travaillé sur les profils épais avant les années 1920. Les innombrables biplans de cette époque ont pratiquement tous des ailes très minces. Un tel profil ne peut recevoir un longeron suffisamment haut pour prendre les efforts de flexion jusqu’à l’emplanture, non plus que les efforts de torsion importants sur ces ailes creuses. La poutre formée par les deux plans raidis par une collection de mâts et de câbles supporte au contraire ces efforts avec facilité, à tel point que la voilure biplane est au total plus légère.

    14. Lourd moteur ou légères ailes, tout dans le vide tombe au même rythme. Si le vide se faisait à l’instant où l’avion décroche après avoir été amené très lentement à son assiette de décrochage, il s’enfoncerait dans la posture où il a décroché. Au décrochage la portance ne tombe pas à rien, puisqu’en disparaît seulement la (majeure) part donnée par l’extrados. La petite part donnée par l’intrados subsiste, mais il se trouve qu’elle s’applique plus en arrière sur l’aile que la part d’extrados. Ce qui reste de portance s’exerce donc plus loin en arrière que ne s’exerçait la totalité avant le décrochage ; il se crée de la sorte par rapport au centre de gravité un moment piqueur ; il fait basculer en avant le nez d’un avion qui se trouvait correctement équilibré avant le décrochage. Que le moteur soit ici où là ne change rien à cette explication purement aérodynamique. Les avions propulsifs font abattée comme les autres.

    15. Il n’est pas question de raconter que l’avion choit du sommet pour aller fermer le « D » dont la première moitié de la boucle avait formé le côté arrondi.

    Plus de portance ! Or ici la portance, toute positive qu’elle soit, est dirigée vers le centre de la boucle, donc vers le bas. Elle fait office de force centripète. La force centripète effacée, l’avion prend la tangente. Le début de sa trajectoire est balistique, bout de parabole presque horizontal, pilote en apesanteur tête en bas.

    16. Il s’agit d’une confusion entre la répartition des pressions, et son effet mécanique. Un vide relatif règne sur l’extrados : cela fait ventouse ; mais qu’est-ce que faire ventouse ? Si l’on pense que c’est une « aspiration », on est dupé par une apparence : effet d’un vide partiel, l’aspiration, n’est qu’une apparence. Le vide est incapable de produire aucun effet mécanique ni de porter quoi que ce soit, car le néant ne fait rien. La surpression d’intrados au contraire porte physiquement bel et bien ; elle porte tout. Elle n’est peut-être égale qu’au quart de la charge alaire, mais ce n’est pas la faute de la surpression d’intrados si l’atmosphère de l’autre côté a réduit la force avec laquelle elle presse l’extrados vers le bas…

    17. La gouverne de profondeur du delta braquée vers le haut agit sur tout le bord de fuite en volet négatif. La portance un bref instant baisse d’abord considérablement, et l’appareil est envoyé par terre.

    18. Prenons un exemple réel puisé dans la littérature : le moteur Nakajima « Homare » de 1600 chevaux à 6000 mètres s’y voit donner par ses échappements une poussée additionnelle de 68 kg de poussée.

    Supposons ce moteur monté sur un chasseur capable de 720 km/h ou 200 m/s. Admettons un rendement de l’hélice de 80% ; elle restitue utilement 1600 x 0,8 = 1280 chevaux ou 942000 watts. La traction est alors : 942000 W/ 200 m/s = 4710 newtons ou 480 kg de poussée.

    Il s’y ajoutent les 68 kg de poussée de l’échappement. C’est un supplément qui entre pour 12,4% dans la somme des deux. Sa perte se traduirait par une chute de vitesse de l’ordre de 4% ou 28 km/h.

    Montons à présent le même moteur sur un transport lent volant au tiers de la vitesse précédente, soit 240 km/h. Le même nombre de chevaux permettra à une hélice adaptée à la nouvelle vitesse de donner cette fois une traction de 1440 kg, devant quoi la poussée d’échappement de 68 kg ne représente plus grand-chose.

    19. Selon son nombre de Reynolds, c’est-à-dire selon sa vitesse, une même sphère possède deux Cx différents malgré sa forme inchangée. Ils dépendent de ce que l’écoulement se décolle avant ou après le maître-couple. Le vol rapide de la balle correspond au meilleur Cx et sa vitesse lente après freinage aérodynamique, au Cx au contraire le plus fort. La transition se produit après un certain commencement de ralentissement. La transition entre les deux branches diversement freinées de la trajectoire n’est naturellement visible que sur une sphère de très faible densité.

    20. On se tue un peu moins en ULM à l’heure de vol (1), mais on perd en avion une moins grande proportion de pilotes entre le premier janvier et le 31 décembre. Cela vient de ce que le pilote-type vole en avion trois à quatre fois moins en moyenne que s’il fait de l’ULM. Assurer la sécurité aérienne en s’abstenant de voler : une idée d’avenir parfaitement conforme aux conceptions sécuritaires, administratives, judiciaires et écologiques de notre belle société.

    Comme quoi l’hyperréglementation « avion » comparée à la réglementation ultra-légère des ULM n’est pas inutile en dépit de son apparente impuissance à restreindre le danger à emploi égal : elle sauve des vies à travers son coût répercuté sur celui, dissuasif, des heures de vol.

    (1) Les chiffres sont voisins et susceptibles de fluctuer considérablement d’un an sur l’autre du fait du petit nombre absolu d’événements concernés.

    21. Il n’existe aucun espoir de voir l’énergie donnée par la dissociation de l’eau oxygénée croître en fonction de nos aspirations. Le rendement de la tuyère qui la transforme en énergie cinétique, donc en vitesse des gaz échappés, n’a pas grand-chose à gagner quels que soient les progrès fort marginaux à espérer de l’aérodynamique intérieure des tuyères. La traînée de profil des pales diminuera peu et ne représente qu’une fraction faible de leur traînée totale. Le reste est constitué de leur traînée induite, qui ne peut être abaissée quand il s’agit de fournir une sustentation donnée. Bref, l’hélicoptère en question restera l’exercice de style qu’il est depuis cinquante ans.

    22. Le Sud-Aviation « Ludion » qui a volé en 1968, engin monoplace ADAV sustenté quelques dizaines de secondes par fusées.

    On peut ajouter hors de France la ceinture-fusée de Bell. L’engin lunaire LEM en revanche n’a la poussée que pour léviter sur la lune, mais non sur la Terre de pesanteur sextuple.

    23. L’argumentaire du journaliste est un exemple typique d’irréflexion. L’avion Wright a volé dès que la technique a permis l’envol d’un avion à pétrole. L’avion solaire a volé dès que la technique a permis l’envol d’un avion solaire : la technique minimum permettant de faire voler un avion solaire est celle de 1980, non de 1900 : c’est donc la même que celle du Jumbo.

    Existe-t-il encore pour l’avion à pétrole un potentiel de perfectionnement (aérodynamique, rendement propulsif, matériaux…) capable de faire du Jumbo de demain en comparaison de l’actuel, ce qu’est le 747 actuel en comparaison du biplan Wright ? Certainement pas ! Le Jumbo solaire n’a donc aucune raison d’exister un jour parce qu’un philosophe s’est bercé d’illusions sans fondement.

    Techniquement, on notera qu’un avion tapissé de photopiles convertissant 100 % de la lumière reçue en électricité, ne disposera jamais de plus d’un kW par mètre carré tapissé : ce chiffre est celui de la puissance du rayonnement solaire. On a fait voler à 70 km/h un monoplace dérivé des machines de vol musculaire avec deux ou trois chevaux (rendement des photopiles voisin de 10 %, ou cent watts au mètre carré tapissé) ; or un avion de ligne en croisière réclame pour voler une petite centaine de kW au mètre carré de voilure.

    La montée est encore autrement exigeante en puissance.

    24. Un poids de 75 kg descendant d’un mètre par seconde produit (si par exemple il entraîne un arbre au moyen d’un câble passant sur une poulie) une puissance valant un cheval par définition. Un pigeon qui descend à cette vitesse et pèse le 1/225ème de 75 kg (1/3 de kg) dissipe ainsi en remuant l’air une puissance de 1/225ème de cheval. Avec un propulseur de rendement 0,75 un pigeon mécanique aurait besoin pour tenir le palier sans monter d’un moteur de 1/225ème de cheval divisé par 0,75, soit 1/169ème de cheval ou encore 4,35 watts.

    25. Aucune.

    26. Vous lui conseillez de tirer le canon de queue. Il fonctionnera douze secondes en fournissant environ une tonne de poussée : débit de masse multiplié par vitesse initiale des obus. L’avion fait dans les 90 tonnes et 20 de finesse : sa traînée vaut donc 4,5 tonnes. Une tonne de poussée relèvera la finesse apparente à 90/(4,5 – 1) = 26.

    27. A forme et surface alaire égales, donc en considérant un avion extérieurement inchangé, la puissance minimum nécessaire à tenir le vol croît à l’exposant 3/2 du poids de l’appareil. Il importe peu que ce poids soit réel ou apparent, dû au facteur de charge. Le rapport de 2000/300 vaut 6,67. Ce chiffre est la puissance 3/2 de 3,54. Le chasseur peut soutenir jusqu’à épuisement du combustible ou du pilote un virage permanent sous 3,54 g.

    28. Non :la finesse maximum au long du virage est divisée par le facteur de charge.(1)

    Considérons le cas du virage incliné de 60° où le poids apparent vaut deux fois le poids réel.

    Un planeur dont on double le poids réel conserve sa finesse. Sa traînée (à incidence égale) est doublée, mais la pesanteur en faisant descendre son poids double fournit un travail double, qui compense la traînée double.

    Il n’en va pas de même lorsque le doublement du poids n’est pas réel mais seulement apparent : la pesanteur n’a pas plus de poids réel à faire descendre, ne produit pas deux fois plus de travail, et ne compense pas la traînée accrue. La finesse max le long du virage incliné de 60° est moitié de la finesse max du catalogue.

    (1) Attention : nous entendons ici finesse comme le rapport de la distance franchie sur la hauteur perdue (en anglais « glide ratio ») et non comme le rapport portance/traînée (anglais : L/D ou lift/drag ratio), qui ici n’aura pas changé.

    29. Le problème est complexe ; c’est le plus ardu du questionnaire.

    A l’extrême, une inclinaison suffisamment faible entraîne une longueur de virage en plané excédant nécessairement ce que permet la finesse avant qu’on touche terre. Est-ce à dire qu’il faille a contrario virer très incliné ? Ou bien la fonction passe-t-elle par un extremum pour une inclinaison donnée ? La réponse est qu’elle y passe, pour l’inclinaison 45°. C’est l’inclinaison qui fait perdre le moins de hauteur en virage plané. A noter qu’à 10°, 20°, etc., d’inclinaison, on perd la même hauteur qu’à 80°, 70°, etc.

    Si la réponse peut sembler simple, sa démonstration ne l’est pas. Le résultat est ici donné sans preuve.

    30. Elle est commune, mais risible. Il faut un petit surcroît de portance pour le temps très court mis à passer du palier à la pente de montée ; c’est-à-dire qu’il faut une force momentanée pour accélérer l’avion, au sens de la question n°3 : faire varier non la vitesse au compteur, mais faire varier sa direction.

    La portance est par définition perpendiculaire à l’aile. Supposons un avion dont l’hélice tire assez fort pour le faire grimper à 45°. Le poids est équilibré par la composition géométrique de deux forces égales et chacune inclinée à 45 degrés de la verticale : la portance et la traction d’hélice. Un dessin montre que dans ce cas chacune de ces deux forces doit simplement valoir 71 % du poids (la traction de l’hélice doit en fait être majorée de la valeur de la traînée). Allons à l’extrême : en montée verticale soutenue, le poids est équilibré par la seule traction. Il suffit en montée verticale d’une portance nulle ; il faut aux angles de montée intermédiaires une portance moindre qu’en palier.

    C’est ainsi qu’en montée, la portance est généralement moindre qu’en palier.

    En descente, la même inclinaison de la portance sur la verticale fait qu’elle est cette fois encore inférieure au poids, certes… mais le complément est assuré par la composante verticale de la traînée, si bien que l’avion reste encore soutenu par une force résultante égale à son poids. Que la portance ici soit inférieure au poids découle d’une tout autre raison que la vision candide exprimée dans la proposition analysée : ce n’est pas à cause d’une portance inférieure au poids que l’avion descend.

    31. Le planeur.

    32. Réellement rencontrée en effet, cette opinion est inepte, conformément à la première impression qui est ici la bonne. L’avion sur une piste en montée consomme une part de puissance à se hisser en restant au sol, et donc accélère moins vite pour atteindre sa vitesse d’envol. La comparaison avec le tremplin du porte-avions est inappropriée.

    Le tremplin incliné d’environ 30° du porte-avions n’est qu’au bout de la piste plane d’accélération sans catapulte. L’avion parvenu au bout du navire n’a pas atteint sa vitesse minimale de sustentation, et devrait depuis un pont plat normal tomber à l’eau. Le tremplin projette en l’air un appareil encore insuffisamment sustenté ; il lui communique ainsi une composante verticale de vitesse. L’avion-projectile dispose ainsi d’un répit de quelques secondes pour continuer d’accélérer sous la poussée de ses moteurs.

    Si l’angle terminal du tremplin vaut 30°, la vitesse verticale est la moitié de la vitesse de l’avion. Le pilote subit force g dans la transition plat/bout du tremplin.

    33. a). La préférence donnée au sentiment sur les données réelles relève du principe de précaution : on combat un danger possible quoique minime, en dépensant hors de proportion. Or le principe de précaution par sa nature même ne connaît aucune limitation, et se poursuit jusqu’à l’absurde. Le sentiment face à la statistique est un choix déplorable.

    b). Plus grave : tout le monde peut s’entendre sur les données objectives, alors que suivre son sentiment pose immédiatement la question de la légitimité de votre sentiment face au mien. La démocratie est foulée dès qu’un choix est ainsi fait. C’est analogue à la laïcité : elle sert à empêcher la démocratie d’être reniée dès qu’une loi basée sur une théologie plutôt qu’une autre est promulguée.

    34. «  …les deux choses au monde les plus inutiles pour un pilote »

     

     


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