NEFE ( New European Fighter Engine) Moteur du NGF / SCAF

[HK]

8 hours ago, johnsteed said:

La MTOW sera de ~32T pour la marine et l'armée de l'air. Éventuellement une future version à 35 T réservée à l'armée de l'air avec des bidons externes.

~13T de cellule, ~11T de carburant interne et 8T de charges

On peut aussi partir d’estimations paramétriques à partir du Rafale, F-15 etc. 3 configurations principales à définir:

1) Combat air air

Le rapport poussée poids souhaité sera d’au moins 1.1 avec ~500kg de missiles air air et ~22% de carburant (fuel fraction). Donc avec des moteurs de 12t, la masse au combat ne devra pas dépasser 2x12t /1.1 = 21.8 tonnes. Le carburant nécessaire sera de 22% x 21.8t = 4.8 tonnes. Et la masse à vide ne devra donc pas dépasser 21.8t-4.8t-0.5t = 16.5 tonnes.

2) Pénétration longue distance

Le ratio de carburant souhaité sera d’au moins 40% avec ~3,000kg d’armements air-sol & air-air. Donc avec une masse à vide de 16.5t, le carburant interne nécessaire sera (16.5t+3t)/(1-40%)*40% = 13 tonnes. Et la masse au décollage de 16.5t + 13t +3t = 32.5 tonnes.

3) Emport maximal

La masse maximale au décollage ne pourra pas dépasser ~2.4x de la masse à vide. Donc avec une masse à vide de 16.5t, la masse maxi au décollage sera de 2.4x16.5t = 39.5 tonnes. Et la charge militaire maximale sera de 39.5t - 16.5t - 13t = 10 tonnes.

Bref avec des moteurs 12t, l’objectif sera une cellule de <16.5t à vide, ~13t de carbu interne, et jusqu’à 10t de charge militaire ou de carbu externe.

Si les moteurs ne font que ~10t, avec ces mêmes calculs donnent une cellule de <13.5t à vide, ~11t de carbu interne, et jusqu’à 8t de charge militaire, pour une masse maxi au décollage de 32.5t.

Conclusion: je retrouve tes chiffres, mais avec des moteurs de 10t. Si on peut faire mieux et atteindre 12t tant mieux, mais même avec des moteurs de 10t le SCAF pourrait être performant… le plus dur sera de tenir le devis de masse qui sera assez serré (13.5t à vide c’est beaucoup moins que les chasseurs furtifs US et Russes).

Modifié le 16 janvier 2022 par HK

[wagdoox]

Il y a 4 heures, HK a dit :

Conclusion: je retrouve tes chiffres, mais avec des moteurs de 10t. Si on peut faire mieux et atteindre 12t tant mieux, mais même avec des moteurs de 10t le SCAF pourrait être performant… le plus dur sera de tenir le devis de masse qui sera assez serré (13.5t à vide c’est beaucoup moins que les chasseurs furtifs US et Russes).

Entre f22 et nfg, il y aura 40 ans d’ecart, en dry la difference est de 7 tonnes. 

le rafale fait aussi bien en charge que le f35 ou le f18sh avec 3 et 4 tonnes en moins. 

les russes ont toujours eu des productions « lourdes », les economies de carbu, ils s’en foutent, ca coute rien pour eux. Ca reste vrai pour les americains mais moins. L’optimination de la masse est moins poussé chez eux que chez nous (ca reste un point cle pour tout le monde). 
 

bref, je pense que c’est possible que dassault en a particulierement conscience et que tout sera fait pour tendre vers ca quite a reduire l’ambition donc la mtow. 

 

[LePetitCharles]

@Bon Plan

"Oui, la température c'est pour le rendement (il faut une source froide : le milieu ambiant et une source chaude, ici la partie chaude du réacteur. Plus l'écart entre les deux est grand plus ton rendement est bon.  C'est par exemple pour cela qu'un moteur de voiture sera plus efficace en hiver qu'en été tous autres paramètres identiques). Pouvoir fonctionner plus chaud permet de faire un réacteur plus petit, plus léger."

Est ce que cela veut dire qu'un moteur plus orienté "rendement" que "taille" sera plus sensible à une perte de puissance sur les théâtres d'opérations chaud ?

 

@johnsteed

"Initialement le Rafale visait une masse à vide de 8,5T (contre 9,5T pour l'Eurofighter de l'époque, élément prétexte invoqué pour faire diverger les programmes, la réalité étant de préserver sa filière) pour deux moteurs de 7,5T. Or en général avec le temps les cellules prennent plus de masse que les moteurs ne poussent davantage. On se retrouve aujourd'hui avec 2x7,5T pour ~10 T à vide pour la cellule au lieu de 2x7,5T pour 8,5T. Ca commence à faire pas mal."

Autant je partage le concept autant je ne visualise pas où est la tonne et demi de surpoids : Dans l'ouverture du Point 3 des Rafale indiens et/ou l'intégration du viseur de casque ? Ca fait 1,5 tonne de plus ?

[DEFA550]

Il y a le poids prévu au cahier des charges, il y a le prototype qui sort de la chaîne d'assemblage avec tous les renforts et adaptations identifiées après études approfondies, et il y a les modèles de série équipés de leurs équipements de mission définitif.

Déjà, là, on est passé de 8500 kg théorique à un peu plus de 9 tonnes puis un peu moins de 10 tonnes. Et, depuis les F2, ça se maintient à peu près.

[FATac]

Accessoirement, le concurrent historique est aussi passé de 9,5 t à 11 t sans changer de motorisation, lui non-plus.

Il y a donc toujours 1 t d'écart entre les deux appareils, ce qui reste une différence significative et ne remet pas en cause l'argument de la différence de masse pour distinguer les programmes.

[Obelix38]

@wagdoox

Citation

le rafale fait aussi bien en charge que le f35 ou le f18sh avec 3 et 4 tonnes en moins.

les russes ont toujours eu des productions « lourdes », les economies de carbu, ils s’en foutent, ca coute rien pour eux. Ca reste vrai pour les americains mais moins. L’optimination de la masse est moins poussé chez eux que chez nous (ca reste un point cle pour tout le monde).

bref, je pense que c’est possible que dassault en a particulierement conscience et que tout sera fait pour tendre vers ca quite a reduire l’ambition donc la mtow.

Je me trompe peut-être, mais je pense aussi à deux autres explications possibles pour la proportion d'emports plus élevée et/ou la masse plus faible des productions Dassault (que j'ai lu ici il me semble) :

• La culture d'une aérodynamique plus poussée/optimisée pour compenser la plus faible poussée des productions nationales. Ce n'est plus le cas depuis au moins le M-88, mais la culture est toujours là.
• La parfaite maîtrise des commandes de vol, chère à notre fleuron national.

Bien sûr, pour que tout ça s'exprime pleinement, il faut au départ un cahier des charges réaliste . . . (ça s'applique à tout l'appareil, cellule, électronique, et bien sur moteurs)

[stormshadow]

Citation

Je me trompe peut-être, mais je pense aussi à deux autres explications possibles pour la proportion d'emports plus élevée et/ou la masse plus faible des productions Dassault (que j'ai lu ici il me semble) :

La culture d'une aérodynamique plus poussée/optimisée pour compenser la plus faible poussée des productions nationales. Ce n'est plus le cas depuis au moins le M-88, mais la culture est toujours là.

La parfaite maîtrise des commandes de vol, chère à notre fleuron national.

Bien sûr, pour que tout ça s'exprime pleinement, il faut au départ un cahier des charges réaliste . . . (ça s'applique à tout l'appareil, cellule, électronique, et bien sur moteurs)

Et l'aile Delta qui est structurellement bien plus efficace que les autre types d'ailes.

Pour la masse du NGF, on peut s'appuyer sur 2 références, le F22 et le F35:

F22 = 19.7T de masse à vide, 8.2T de carburant interne, 3.6T de moteur et emport interne de 8 missiles air-air

F35: 13.3T de masse à vide, 8.3T de carburant interne, 1.7T de moteur et emporte interne de 4/6 missiles air-air

Sachant qu'avec la plus grande efficacité structurel de l'aile Delta et les nouveaux matériaux et méthodes de conception/production (Prototype numérique,IA, impression 3D/etc...), on doit pouvoir faire bien mieux.

Modifié le 17 janvier 2022 par stormshadow

[Bon Plan]

Le 14/01/2022 à 10:40, DEFA550 a dit :

@PatrickDu calme, tu déformes tout.

Le coeur (parties chaudes) du M88 est capable de fournir l'énergie thermique pour un moteur dérivé de la classe des 11 T. Déjà ça ne serait pas un M88 mais quelque chose d'autre, ensuite si tu change la turbine alors tu n'utilises plus un coeur de M88-2 (déjà bien retravaillé avec le M88-4E)

Je ne suis pas sur du tout que les M88-2, -3 et -4 auraient partagé le même coeur.   Même technologie, oui, mais le diamètre du coeur aurait été croissant. 

Le 14/01/2022 à 18:30, johnsteed a dit :

Dans mes souvenirs, pas trop le temps de retrouver les sources, le M88 pouvait être décliné sur une gamme de poussée allant de 7,5T à 11T. La plage optimale se situait entre 7,5 et 9T. Au delà de 11T il vaut mieux concevoir un autre moteur pour être plus optimal.

J'ai un souvenir très précis de ca.

Il n'y avait de prévu que 3 versions : -2, -3 et -4   pas de -5...

et la poussée c'était 7T5,  9T,  10T5    Jamais entendu parler à l'époque de 11T.  Mais il est vrai que la technologie a évolué et que ces targets auraient pu grimper.

Modifié le 17 janvier 2022 par Bon Plan

[DEFA550]

Mais si on peut augmenter arbitrairement le diamètre du coeur sans toucher à la technologie, pourquoi mettre un plafond de verre à 11T, peu ou prou celui qui aurait été atteint avec le M53-PX3 et son architecture préhistorique ?

Le fond de l'argument, c'est bien l'équilibre entre trois parties interdépendantes : compresseur HP, chambre de combustion et turbine HP dans leur configuration originelle, à l'epsilon près.

[Obelix38]

Si on augmente la taille du réacteur sans augmenter la taille des parties chaudes (même cœur) on a plus de poussée mais avec un taux de dilution plus élevé, donc potentiellement plus de poussée en subsonique, mais pas bien plus en supersonique, non ?

Modifié le 17 janvier 2022 par Obelix38

[stormshadow]

Citation

Mais si on peut augmenter arbitrairement le diamètre du coeur sans toucher à la technologie, pourquoi mettre un plafond de verre à 11T, peu ou prou celui qui aurait été atteint avec le M53-PX3 et son architecture préhistorique ?

Avec 11T de poussée, Le M53-PX3 aurait une poussée spécifique équivalente au M88 alors qu'il est beaucoup moins évolué !!!!!!

[pascal]

Citation

Avec 11T de poussée, Le M53-PX3 aurait une poussée spécifique équivalente au M88 alors qu'il est beaucoup moins évolué !!!!!!

Oui mais ...

Il est 40% plus long, 80 % plus lourd et d'un diamètre 30% >

Là où tu mettrais un M53-PX3 tu installera 2 M88 poussant dans leur version actuelle 30% de plus que les 11 T du PX 3 ... Il n'y a aucun gain ...

Si maintenant tu construis un biréacteur avec deux PX-3 tu n'es plus dans la classe des appareils de 10 t mais dans celle d'un appareil des 15 t et tu retombes sur le concept du M 4000 autrement dit un nouvel avion plus lourd et plus cher.

De surcroît le M53 est optimisé pour la HA quand le M88 est plutôt optimisé pour les basse couches le Rafale ayant été conçu comme un appareil polyvalent certes mais à dominante tactique.

Bref on parle à tous points de vue de choses différentes

[Hirondelle]

il y a 34 minutes, stormshadow a dit :

Avec 11T de poussée, Le M53-PX3 aurait une poussée spécifique équivalente au M88 alors qu'il est beaucoup moins évolué !!!!!!

Une poussée identique, pas une «poussée spécifique » qui mesure la puissance obtenue en fonction de la consommation, crois-je comprendre.

[DEFA550]

@stormshadow Le -PX3 c'était plutôt autour de 105 kN, mais là n'est pas vraiment la question. L'objection de @Bon Plan laisse entendre qu'on ne peut pas faire grossir le coeur du M88 suffisamment pour dépasser les 110 kN (plafond publié par SNECMA), alors qu'on y était quasiment avec une technologie dépassée sur le M53.

[stormshadow]

Citation

Une poussée identique, pas une «poussée spécifique » qui mesure la puissance obtenue en fonction de la consommation, crois-je comprendre.

Poussé spécifique = poussée divisé par le débit d'air

[wagdoox]

Il y a 13 heures, Obelix38 a dit :

Je me trompe peut-être, mais je pense aussi à deux autres explications possibles pour la proportion d'emports plus élevée et/ou la masse plus faible des productions Dassault (que j'ai lu ici il me semble) :

• La culture d'une aérodynamique plus poussée/optimisée pour compenser la plus faible poussée des productions nationales. Ce n'est plus le cas depuis au moins le M-88, mais la culture est toujours là.
• La parfaite maîtrise des commandes de vol, chère à notre fleuron national.

Bien sûr, pour que tout ça s'exprime pleinement, il faut au départ un cahier des charges réaliste . . . (ça s'applique à tout l'appareil, cellule, électronique, et bien sur moteurs)

Pour le premier oui, ca se tient. 
Les commandes de voles qui faudra m'expliquer....

[DEFA550]

Pour la masse, Dassault a souvent dit qu'un avion se vendait au kilo ; Plus il est léger, moins il coûte cher.

[Bon Plan]

Le 16/01/2022 à 12:06, LePetitCharles a dit :

@Bon Plan

"Oui, la température c'est pour le rendement (il faut une source froide : le milieu ambiant et une source chaude, ici la partie chaude du réacteur. Plus l'écart entre les deux est grand plus ton rendement est bon.  C'est par exemple pour cela qu'un moteur de voiture sera plus efficace en hiver qu'en été tous autres paramètres identiques). Pouvoir fonctionner plus chaud permet de faire un réacteur plus petit, plus léger."

Est ce que cela veut dire qu'un moteur plus orienté "rendement" que "taille" sera plus sensible à une perte de puissance sur les théâtres d'opérations chaud ?

 

@johnsteed

"Initialement le Rafale visait une masse à vide de 8,5T (contre 9,5T pour l'Eurofighter de l'époque, élément prétexte invoqué pour faire diverger les programmes, la réalité étant de préserver sa filière) pour deux moteurs de 7,5T. Or en général avec le temps les cellules prennent plus de masse que les moteurs ne poussent davantage. On se retrouve aujourd'hui avec 2x7,5T pour ~10 T à vide pour la cellule au lieu de 2x7,5T pour 8,5T. Ca commence à faire pas mal."

Autant je partage le concept autant je ne visualise pas où est la tonne et demi de surpoids : Dans l'ouverture du Point 3 des Rafale indiens et/ou l'intégration du viseur de casque ? Ca fait 1,5 tonne de plus ?

Tous les moteurs sont sensibles a une perte de puissance dès lors que la température extérieure s'accroit.  Et plus il a le coeur chaud et moins il souffrira (je simplifie à l'excès : imagine un coeur chaud a 100°C et un autre à 200°C.  Augmenter la température extérieure (le milieu froid) de 10° fait perdre 10% au premier et que 5% au second).

 

Rafale à 8T5 : J'ai pas souvenir de cette masse là. Mais plutôt de 9T - 9T5, et avec des réacteurs qui était des "enveloppe" de F404 de F/A 18 qui ne poussait pas 7T5 à l'époque.   Il y avait dés le départ une marge en partant sur 7T5.

Et c'était l'objectif pour la version C.  Or la version C pure jus n'existe pas pour raison économique : le C est fait de l'avant du M et de l'arrière du B.  Pas de quoi l'optimiser en masse.

Enfin l'aérodynamique du Rafale est jugée exceptionnelle.  Tout comme celle du Mirage 2000 avant lui.  C'est l'ADN de Dassault qui fait des choses propres (et qui a toujours été habitué à des réacteurs moins puissants que les fab américaines du moment).

Il y a 1 heure, DEFA550 a dit :

@stormshadow Le -PX3 c'était plutôt autour de 105 kN, mais là n'est pas vraiment la question. L'objection de @Bon Plan laisse entendre qu'on ne peut pas faire grossir le coeur du M88 suffisamment pour dépasser les 110 kN (plafond publié par SNECMA), alors qu'on y était quasiment avec une technologie dépassée sur le M53.

On se sera mal compris alors.

Je dis qu'entre un réacteur de 7.5T et un de 11T ce n'est pas le même coeur : mêmes technologies OK, mais le diamètre est à adapter, donc pas le même coeur.

[DEFA550]

"Snecma obtained full development funding for the M88 in 1987. Since then the M88-2 has been developed, say Snecma, on time and 15 per cent under budget. Today, the M88 is planned to cover thrusts from 50 to 105 kN (11,250 to 23,600 lb st) using an essentially common core."

http://www.air-defense.net/forum/topic/5422-m88-histoire-et-tout-ce-que-vous-savez/page/4/?tab=comments#comment-363862

 

[Obelix38]

@wagdoox

Citation

Les commandes de voles qui faudra m'expliquer....

Pour moi, la gestion de la charge et d'éventuelles dissymétries sous fort AoA ainsi que la gestion du largage des charges lourdes (changement instantané du centre de gravité), c'est grâce aux commandes de vol qui doivent compenser (là c'est l'aérodynamique qui compte peut-être le plus) sans pour autant sur-compenser (là c'est le savoir-faire des CdV qui compte le plus).

[Bon Plan]

Il y a 2 heures, DEFA550 a dit :

"Snecma obtained full development funding for the M88 in 1987. Since then the M88-2 has been developed, say Snecma, on time and 15 per cent under budget. Today, the M88 is planned to cover thrusts from 50 to 105 kN (11,250 to 23,600 lb st) using an essentially common core."

http://www.air-defense.net/forum/topic/5422-m88-histoire-et-tout-ce-que-vous-savez/page/4/?tab=comments#comment-363862

 

"essentially common core".    C'est pas "common core".

Ca etaye ma thèse du même contenu technologique, mais avec un effet d'echelle à chaque fois.   

Un moteur de Honda VFR800 de 2015 et de VFR1200 de 2015 c'est à chaque fois un 4 cylindres, même architecture, mais c'est pas les mêmes moteurs.

[wagdoox]

il y a 38 minutes, Obelix38 a dit :

@wagdoox

Pour moi, la gestion de la charge et d'éventuelles dissymétries sous fort AoA ainsi que la gestion du largage des charges lourdes (changement instantané du centre de gravité), c'est grâce aux commandes de vol qui doivent compenser (là c'est l'aérodynamique qui compte peut-être le plus) sans pour autant sur-compenser (là c'est le savoir-faire des CdV qui compte le plus).

Si les commandes de vols ne permettent pas ca, c'est la sécurité du vol tout court qui est remis en question. 

[DEFA550]

@Bon Plan Pinaille sur la liste des références si tu veux, ça ne change rien sur le principe. La turbomachine M88 dans sa définition actuelle (dimensions, volumes, taux de compression, températures, marges de fonctionnement, etc) permettrait d'aller jusqu'à 110 kN. Pour aller au delà il faut la redéfinir (= développer un nouveau moteur complet). C'est ça que signifie "essentiellement le même noyau".

[Bon Plan]

@DEFA550 je crois que tu as tort.  Sinon développer la version que les émirats voulaient un temps aurait été une sinécure.

Mais bon, faute d'argument décisif on va en rester là.

[emixam]

il y a 42 minutes, Bon Plan a dit :

@DEFA550 je crois que tu as tort.  Sinon développer la version que les émirats voulaient un temps aurait été une sinécure.

Mais bon, faute d'argument décisif on va en rester là.

Il me semble que les soucis pour le M88-EAU étaient :

- le moteur était en lui même "facilement" dévelopable, même même si c'est simple ça à un coût que les EAU ne voulais pas prendre en charge.

- le moteur de 9T désiré entraînait des modifications sur le Rafale (entrée d'air , centre de gravité je ne sais plus). Encore une fois c'était possible mais ils ne voulaient pas en assumé le coût.

 

Les Émiratis étaient trop exigeants, ils voulaient une version améliorée et spécifique mais sans la payer, voilà pourquoi le M88 survitaminé n'a pas vu le jour (et que le rafale a atterri à Abou Dhabi avec 10 ans de retard).