Propulsion des aéronefs

Il existe plusieurs façons d'accélérer une masse d'air pour obtenir un effet propulsif :

• On défléchit (accélération vers le bas) une masse d'air. Dans le cas de l'aile portante, on a un effet propulsif quand la résultante aérodynamique passe en avant de la verticale et fournit alors une poussée ; c'est le cas de avions et planeurs en descente[2].
• On accélère faiblement une veine d'air de grande section : Exemples : hélice d'avion, rotor d'hélicoptère.
• On accélère fortement une veine d'air de faible section : Exemple des turboréacteurs à simple flux et de leurs dérivés (statoréacteur…).

Les soufflantes carénées, les turbopropulseurs, propfans les turboréacteurs à double flux sont des dispositifs intermédiaires entre l'hélice « pure » et le statoréacteur « pur ».

Le moteur-fusée est un cas particulier, ce moteur emportant son propre comburant et ne nécessitant pas le dioxygène de l'air extérieur pour fonctionner. On parle de moteur « anaérobie », alors que tous les moteurs cités précédemment sont de type « aérobie ».

La postcombustion, dispositif très présent sur les avions militaires, n'est en aucun cas un système de propulsion. Elle ne pourrait en effet assurer seule la propulsion d'un aéronef, si elle n'était pas systématiquement associée à un turboréacteur.

Dans les turboréacteurs à double flux (turbofans), on appelle « taux de dilution » le rapport entre la masse d'air du flux froid et celle du flux chaud.

Pour exemple, dans un turboréacteur à double flux, le flux « chaud » est tout simplement celui qui contient les gaz issus de la combustion du mélange air/carburant, qui se produit dans la partie souvent désignée « cœur » du moteur. Le flux « froid » est celui issu du canal secondaire du moteur, qui contourne le cœur du moteur et ne subit aucune combustion.

Les moteurs listés ci-dessous ont été classés en fonction de leur taux de dilution, en considérant, par analogie, que le flux traversant l'hélice d'un moteur à hélice est un flux « froid ». Cet ordre ne correspond pas à celui du développement historique.

Le Packard V-1650 Merlin, moteur V12 qui propulsait le P-51 Mustang, d'une puissance de 1 650 ch.

Le moteur à piston a permis le premier vol propulsé. Le moteur du Wright Flyer de 1903 avait 4 cylindres en ligne. Certains des premiers avions étaient équipés de moteurs en étoile rotatifs : le vilebrequin était fixe et l'ensemble moteur + hélice était en rotation. Cette solution améliorait le refroidissement mais créait un couple gyroscopique préjudiciable à la manœuvrabilité de l'avion. Les avions militaires des années 1940 utilisaient des moteurs V-12 refroidis par eau, comme les Rolls-Royce Merlin équipant les P-51 Mustang, ou des moteurs en étoile fixes à deux rangées de 7 ou 9 cylindres refroidis par air, comme les très célèbres R-2800 Double Wasp qui ont équipé les P-47 Thunderbolt. Les avions commerciaux des années 1950 étaient équipés de ces moteurs en étoile avec jusqu'à quatre rangées de 7 cylindres pour les plus puissants (3 550 ch).

Le développement du moteur à piston de grande puissance pour l'aéronautique s'est achevé à la fin des années 1950, avec l'arrivée du turboréacteur. Actuellement le moteur à piston n'équipe plus que les avions légers et quelques hélicoptères très légers destinés aux loisirs et aux sports (exemple : Robinson R22).

Détail sur les tubulures d'échappement propulsives d'un P-51D Mustang.

Colomban MC-10 « Cri-Cri », appareil très léger doté de deux moteurs à deux temps de 15 ch chacun.

Le moteur à piston utilisé en aéronautique est le plus souvent un moteur thermique à quatre temps, généralement à allumage commandé. Il existe des moteurs deux temps, plus légers, utilisés par les parapentes et les ultra-légers motorisés (ULM), comme le Colomban MC-10. Afin de diminuer le poids, le bloc est réalisé dans des alliages à base d'aluminium et le refroidissement se fait par air.

• Les moteurs à deux temps sont le plus souvent des bicylindres en ligne ; on rencontre aussi des monocylindres de faible puissance, et plus rarement des trois cylindres ;
• Les moteurs à quatre temps comportent 4 ou 6, parfois 8 cylindres disposés à plat afin de ne pas diminuer la visibilité. Les cylindres sont opposés deux par deux, ce qui permet un bon équilibrage vibratoire et réduit la longueur du vilebrequin par rapport à un moteur à cylindres en ligne. Ce sont des moteurs de grosse cylindrée unitaire ; les régimes de rotation étant modérés, de l'ordre de 2 400 à 2 700 tr/min, les hélices sont entraînées en prise directe la vitesse étant ajustée en faisant varier le pas de l'hélice. La mise au point de moteurs Diesel automobiles légers et puissants (à turbocompresseur) a rendu possible, à partir des années 2000, l'adaptation de ces moteurs sur des avions légers. Il a également existé des moteurs en V, en H ou en X (voir l'article : « Architecture des moteurs à pistons »).

Le régime (la vitesse de rotation) élevé des moteurs deux temps impose le montage d'un réducteur mécanique entre le moteur et son hélice. Par contre, le régime plus faible des moteurs à quatre temps (2 500 à 3 000 tr/min) autorise un montage d'hélice en prise directe. Les moteurs Diesel récents sont des moteurs de cylindrée unitaire plus faible, à régime de rotation plus élevé, ce qui peut imposer le montage d'un réducteur entre le moteur et l'hélice.

Un Spitfire PR.XIX, doté d'hélices contrarotatives.

L'hélice transforme l'énergie mécanique du moteur en force propulsive. Le vilebrequin entraîne une hélice, qui accélère l'air d'environ 10 % en croisière (si l'avion vole à 200 km/h, la vitesse de l'air derrière l'hélice est de 220 km/h), mais beaucoup plus pendant la phase d'accélération au sol et en montée. La poussée produite par les gaz d'échappement peut s'ajouter à la traction produite par l'hélice si les sorties d'échappement sont bien orientées. On parle de « tubulures d'échappement propulsives ». Ce système était presque systématiquement installé sur tous les chasseurs de la Seconde Guerre mondiale.

Le rendement de propulsion est de l'ordre de 0,75 à 0,87 tant que la vitesse périphérique (somme de la vitesse d'avance et de la vitesse de rotation en bout de pale) reste en dessous de Mach 0,7. L'augmentation de la vitesse et de la puissance à transmettre oblige à limiter le diamètre, augmenter le nombre de pales et à faire varier le calage des pales (pas variable) en vol. Les avions légers ont des hélices bipales de 1,50 à 2 m de diamètre, pour des puissances de l'ordre de 80 à 160 ch. Les plus gros moteurs à pistons ont des hélices à 4 pales, parfois 5, d'un diamètre allant jusqu'à 4,20 m (Chance Vought F4U Corsair, moteur Pratt & Whitney R-4360). Certains appareils ont même été dotés d'hélices contrarotatives (Version PR.XIX du Supermarine Spitfire).

Schéma du turboréacteur à simple flux.

Les premiers turboréacteurs construits après la Seconde Guerre mondiale ont été des turboréacteurs « purs » à simple flux et monocorps : une seule turbine entraînait le compresseur, et la totalité du flux d'air traversait le corps du réacteur. Pour des raisons d'efficacité de la compression, il devint nécessaire de séparer le compresseur en deux parties, basse pression et haute pression, tournant à des vitesses différentes. On a alors mis au point des turboréacteurs simple flux double corps : la première turbine actionnait le compresseur HP et la seconde le compresseur BP.

Le turboréacteur à double flux (voir ci-dessous) n'est pas toujours à double corps. Les anciennes générations possédaient un seul arbre pour entraîner les turbines BP et HP. Aujourd'hui, les réacteurs à double flux possèdent généralement deux, voire trois corps, afin de permettre des vitesses de rotation différentes pour les étages des compresseurs BP et HP, voire les compresseurs BP, MP et HP pour les modèles triple corps.

Le turboréacteur à simple flux a été utilisé sur tous les types d'avions développés à partir de la fin de la Seconde Guerre mondiale. Son faible rendement en régime subsonique, ainsi que les normes antibruit, l'ont fait peu à peu disparaître en faveur du réacteur à double flux pour les avions commerciaux. Le rendement de propulsion maximum de 75 % est obtenu à des vitesses supérieures à Mach 1,5. Il continue donc à équiper les avions militaires (intercepteurs en particulier) qui ont besoin de bonnes performances de vitesse à toutes les altitudes, bien que des turboréacteurs double flux aient également commencé à en remplacer un bon nombre dans ce domaine d'emploi.

Schéma d'un turboréacteur à double flux (ou turbofan).

Ce type de moteur, appelé aussi couramment « turbofan », voire « turbosoufflante », associe un turboréacteur « pur » (à simple flux), à travers lequel circule le flux primaire, le flux chaud, à une roue à aubes désignée « soufflante » qui entraîne le flux concentrique secondaire, le flux froid. Le rapport entre flux froid ou flux secondaire et flux chaud ou flux primaire est appelé taux de dilution. Les premiers turboréacteurs à double flux avaient un taux de dilution de 1,5 : 1, mais on dépasse maintenant des taux de 15 : 1. Dans un turbofan à fort taux de dilution, à pleine puissance - c'est-à-dire au décollage -, la soufflante produit environ 80 % de la poussée totale produite par le moteur.

Le rendement de propulsion maximum de 70 % est obtenu vers Mach 0,8. Il est proportionnel au taux de dilution. Lorsqu'un avion vole à Mach 0,8, l'air ne circule pas à la même vitesse sur l'ensemble de la structure et des phénomènes transsoniques peuvent se produire. Les vitesses de l'ordre de Mach 0,8 - 0,9 sont donc devenues la norme pour la quasi-totalité des avions de transport civil, ce qui explique le grand développement de ce type de propulseur.

Des dérivés de ces moteurs, les turbosoufflantes à engrenages et propfans, misent sur des taux de dilution toujours plus élevés pour permettre d'obtenir des poussées importantes et des consommations plus faibles.

Un F404 avec la postcombustion allumée.

La postcombustion consiste à pulvériser du carburant dans l'échappement chaud d'un turboréacteur classique, phénomène qui produit une grande flamme et un important gain de poussée (+ 150 % dans certains cas). Elle est utile au décollage pour réduire la distance de décollage et augmenter la vitesse de montée, pour accélérer rapidement en combat ou pour atteindre les régimes supersoniques. La consommation spécifique du turboréacteur lorsqu'il active sa postcombustion est toutefois très élevée; son usage qui se fait en général sur une courte durée est réservé aux avions militaires, exception faite du Concorde et du Tupolev Tu-144.

Bien que considérée parfois comme étant un statoréacteur installé derrière un turboréacteur classique, elle n'est absolument pas un système de propulsion, car le statoréacteur possède une zone d'étranglement pour créer la pression nécessaire à son fonctionnement, alors que la postcombustion n'en a pas et se contente d'utiliser des gaz déjà incandescents pour y injecter et brûler du carburant supplémentaire. En fait, lorsque la PC est activée, la tuyère du turboréacteur se déploie au maximum pour diminuer la contre-pression produite à l'échappement[3], ce qui est exactement l'inverse de l'effet recherché dans un statoréacteur[Note 2].

L'Argus As 014 d'un V-1.

Le pulsoréacteur est un réacteur sans éléments tournants, dont la géométrie permet de produire une poussée modeste mais réelle. L'entrée d'air de certains modèles de pulsoréacteurs comporte des volets d'obturation pour diriger les gaz brûlés vers la sortie. C'est le cas des moteurs Argus As 014 qui propulsaient les missiles V1 utilisés pendant la Seconde Guerre mondiale (les V2 utilisaient un autre type de propulseur : un moteur-fusée à carburant liquide). D'autres pulsoréacteurs sont formés d'un simple tube coudé, respectant des proportions géométriques permettant une résonance qui entretient un cycle injection + échappement / combustion. Le moteur doit être amorcé par une injection d'air comprimé donnant la vélocité initiale au flux.

Depuis, des aéromodélistes l'ont utilisé avec succès en vol, sur des modèles il est vrai atrocement bruyants. Il n'y a pas d'avion utilisant ce type de réacteur actuellement, bien que l'on parle parfois d'un projet de moteur à très haute vitesse pour avion espion développé aux États-Unis et en Australie^{[réf. nécessaire]}.

Le moteur-fusée emporte son comburant et son carburant sous forme de poudre (propergol solide) ou de liquides (ergols). Comme il n'utilise pas l'oxygène de l'air comme comburant (anaérobie), il peut aussi fonctionner en dehors de l'atmosphère. La durée de fonctionnement étant très réduite, il n'est utilisé en aéronautique que pour la propulsion de missiles. De nombreux avions militaires ont aussi été équipés dans le passé de moteurs-fusées d'appoint pour le décollage ou pour l'interception en vol (avion Mirage). Ceci devait leur conférer une puissance initiale plus élevée visant à économiser le carburant nécessaire à leur mission. Les avions modernes sont maintenant presque tous équipés de systèmes de ravitaillement en vol, ce qui permet de prolonger les durées des missions et d'augmenter les distances franchissables / rayons d'action et rendent les moteurs-fusées d'appoint obsolètes.

Un seul chasseur à propulsion par moteur-fusée a été mis en service dans l'histoire de l'aviation, le Messerschmitt Me 163 Komet. Il ne tenait l'air que dix minutes sur sa propulsion, le reste du vol étant effectué en plané jusqu'à sa base. Il était extrêmement dangereux à utiliser, et fit plus de ravages dans son propre camp que chez l'ennemi...