M88, histoire... et tout ce que vous savez !

[clem200]

Il y a 18 heures, ThincanKiller a dit :

 

Relis mes postes c'est tres clair: 500kg manquant au projet initial, lenteur du developement, le topique amelioration des flux internes ayant disparu de la masse (faible) des infos qu'on peut trouver sur le sujet depuis ECO.

 

Un projet français donc. On est pas con mais on manque d'argent, rien de nouveau ^^

Modifié le 20 mars 2019 par clem200

[ThincanKiller]

58 minutes ago, FATac said:

Ce qui n'empêche pas le A-5 Vigilante d'avoir été conçu sans et de les avoir reçu en correctif sur les 36 derniers produits.

 

Les LEX ca ne sont que l'evolution des surfaces augmentatrices placees en amont des sources de portance principales, ca, ca date d'avant guerre, appeles ca canard, strakes ou autre.

Les Americain en ont etudie les effets sous la forme de "strakes" pour eviter les problemes d'une solution qu'ils n'aimeient pas beaucoup (canards), mais pour en utiliser les characteristiques deja connues depuis longtemps. 

Si le Vigilante a ete modifie par la suite, c'est simplement parceque malgres tous les dispositifs d'augmentation de portance qu'il possedait, les ecoulements n'etaient pas aussi controles ni efficace qu'ils le desiraient.

 

Quote

Je ne sous-estime pas les aérodynamiciens de l'époque, qui ont travaillé comme des forcenés et ont exploré tous azimuts, mais si l'intention avait été là, le cahier des charges du Vigilante étant ce qu'il est, les LEX auraient été présents dès les premiers dessins.

 

Et pourquoi ca? Il ne sortait pas des bureaux d'etude de Northrop...

Il a beneficie de ces etudes, tres probablement par le biais de NACA, mais ca n'est pas North American qui se sont penches sur le sujet avant meme le premier vol du A5 ou du F-5 mais bien Northrop.`

 

Quote

Et je le maintiens, leur ajout ultérieur est un correctif empirique : "on a vu que ça marche, on a même une idée relativement précise de comment ça se passe, on teste, on valide et on adopte" - contrairement à la démarche de conception retenue plus tard, avec l'expérience qui est davantage "on veut obtenir tel ordre de grandeur dans l'effet, quelles dimensions et quelle géométrie devons nous adopter ?".

 

Qu'ils aient utilise cette solution seulement apres le debut de la production de l'avion en donne ne rien a la solution en question une nature empirique, c'est tres simple, depuis le milieu des annees 30 on sait qu'une source tourbillonaire en amont des ailes en augmente la portance et ameliore l'ecoulement, le probleme du Vigilante a basse vitesse etant de cet ordre, c'etait la meilleure solution possible apres tout ce qu'ils avaient utilise, L-M a rogne les LEX de leur dessin conceiptuel d'origine pour gagner du poid, dans cette optique on peut parfaitement comprendre que chez North American, on ai pu tarder a les ajouter au dessin originel.

Dans le meme topique, tu peut aussi dire la meme chose du KFIR, Mirage IIIS, Mirage IIING, 4000 etc, mais ca touche aussi le F-22 et le Rafale, et ca a commence avec les strakes du KFIR et KFIR C1, on ne parle pas du Milan dont la solution ne s'est pas montree aussi eficace que meme les Strakes du KFIR, en grande partie a cause le leur position basse et en avant des entrees d'air.

Quand North American les ont ajoute, Northrop et NACA avaient deja publie le resultat de leur recherches, comme c'est de coutume dans les US, les autres constructeurs en beneficient plus tard, sauf dans le cas de licenses les en empechant, javoue ne pas connaitre l'histoire du Vigilante a ce point, mais si ils ont rencontre les problemes quotes ci et la, tu peut etre sur qu'a un moment ou un autre, NACA a ete implique.

32 minutes ago, clem200 said:

Un projet français donc. On est pas con mais on manque d'argent, rien de nouveau ^^

C'est exactement mon propos.

j'ajouterais que ca a eu un effet positif vu la qualite de l'aerodynamique que nous ont pondu les inges de Dassault...

Modifié le 20 mars 2019 par ThincanKiller

[PolluxDeltaSeven]

Non mais vous vous foutez de moi?

Je cite le nom d'un piaf simplement pour dire que mettre 3 réacteurs dans un avion d'arme ça a déjà été envisagé (j'aurais mieux fait de parler des Falcon et bizjets triréacteurs si j'avais su), et vous commencez à partir sur l'histoire du programme A-5, l'origine des LEX et ce qu'on servait à la cantine de Northrop dans les années 60 ?!?!?

Prochain message hors sujet et je ferme ce sujet! A force il va plus en rester beaucoup d'ouverts pour traiter des équipements du Rafale !!!!

[clem200]

Il y a 3 heures, ThincanKiller a dit :

j'ajouterais que ca a eu un effet positif vu la qualite de l'aerodynamique que nous ont pondu les inges de Dassault...

Aucun rapport en fait. Le Rafale A vole en juillet 1986, le M88 est fixé à 75kN en septembre 1987

[ThincanKiller]

18 minutes ago, clem200 said:

Aucun rapport en fait. Le Rafale A vole en juillet 1986, le M88 est fixé à 75kN en septembre 1987

On va se faire appeler Jules, mais le A n'a presque rien a voir avec les Rafales de serie, et la qualite de l'aerodynamique des avions Dassault en date pas des Rafale, je suggere qu'on en fasse les comparaisons dans le topique Rafale...

Pour en revenir au sujet, j'avais cru comprendre que ce contrat DGA etait (aussi) destine au M88, meme pas, c'est reserve apparament au programme SCAF.

 

Quote

France’s Délégation Générale pour l’Armement (DGA) has granted Safran a 2019-2024 contract of €115 million ($131 million) to study the architecture of the combustor and high-pressure turbine of the new engine. Thrust will be higher than that of the M88, so Safran will have to design new alloys for blades able to resist temperatures of over 2,000 degrees C, compared with the 1,850 degrees currently encountered in the M88.

 

A noter qu'on sait faire 2.100K/1826.85C depuis PHT (1988), a l'epoque, le slide de la PDF fesait mention d'une amelioration de l'aerodynamique interne, sans doute appliquee sur les 4E apres validation avec le programme TCO, mais pas d'amelioration future anoncees pour le M88 qui pourait quand meme beneficier des travaux sur la termodynamique de l'ONERA, je constate au passage qu'on parle de SAFRAN comme des "designers" de ces nouveaux materiaux, alors que toutes les etudes sont faites par ONERA. 

La métallurgie numérique  16/09/2012

Modifié le 20 mars 2019 par ThincanKiller

[clem200]

il y a 11 minutes, ThincanKiller a dit :

On va se faire appeler Jules, mais le A n'a presque rien a voir avec les Rafales de serie, et la qualite de l'aerodynamique des avions Dassault en date pas des Rafale, je suggere qu'on en fasse les comparaisons dans le topique Rafale... 

Nous ne sommes pas hors sujet, nous parlons du rapport entre le porteur et le moteur.
Je fais juste remarquer que le Rafale A volait avant même que Dassault Aviation ne connaisse la puissance définitive du M88. Jusqu'en 1987 on ne savait pas encore si il développerait 70,75 ou 85 kN.
Quand au Rafale A on peut en parler ailleurs certes, mais il fige tout de même la configuration général de l'avion.

Modifié le 20 mars 2019 par clem200

[Teenytoon]

il y a 48 minutes, ThincanKiller a dit :

On va se faire appeler Jules, 

Arthur, pas Jules. Parce que pendant la guerre, les allemands avaient fixé le couvre-feu à 20h. 

Acht uhr en allemand. Si tu depassais l’horaire les sentinelles allemandes te gueulait dessus en te rappelant l'heure limite « Acht uhr ! Acht uhr ! »

Tu te faisais appeler Arthur...

Modifié le 20 mars 2019 par Teenytoon

[ThincanKiller]

37 minutes ago, clem200 said:

Quand au Rafale A on peut en parler ailleurs certes, mais il fige tout de même la configuration général de l'avion.

 

Les Mirage IIING et 4000 aussi, ouvre le topique comparant les deux, tu aura peut etre des surprises.

Le A n'etait qu'un demonstrateur dessine autour du F404, l'inverse etant impossible sans modifier la cellule du Rafale de serie, et il me semble que SNECMA a demontre le M88 a 8t avant de ramener la poussee du moteur de serie a 7.5, ce qui me fait dire que par rapport au concepte Rafale comme etant envisage par M.Dassault, ils se sont retrouve charette de 500kg de poussee.

Par la suite on a bien vu ou les progres devaient etre fait vu qu'ils y ont bosse avec des ateliers differents comprenant la termo et l'aerodynamique, ce qui a mon avis aurait du etre fait avant meme que l'avion de serire n'arrive en escadron.

Modifié le 20 mars 2019 par ThincanKiller

[TarpTent]

Il y a 1 heure, ThincanKiller a dit :

On va se faire appeler Jules, mais le A n'a presque rien a voir avec les Rafales de serie, et la qualite de l'aerodynamique des avions Dassault en date pas des Rafale, je suggere qu'on en fasse les comparaisons dans le topique Rafale...

Pour en revenir au sujet, j'avais cru comprendre que ce contrat DGA etait (aussi) destine au M88, meme pas, c'est reserve apparament au programme SCAF.

 

A noter qu'on sait faire 2.100K/1826.85C depuis PHT (1988), a l'epoque, le slide de la PDF fesait mention d'une amelioration de l'aerodynamique interne, sans doute appliquee sur les 4E apres validation avec le programme TCO, mais pas d'amelioration future anoncees pour le M88 qui pourait quand meme beneficier des travaux sur la termodynamique de l'ONERA, je constate au passage qu'on parle de SAFRAN comme des "designers" de ces nouveaux materiaux, alors que toutes les etudes sont faites par ONERA. 

La métallurgie numérique  16/09/2012

 

Sur ce coup-là, je fais largement confiance à Prof.566 quand il nous rappelle qu’au banc, le réacteur approche les 2300 / 2400 K.

Ça n’en dit pas plus sur sa durée de vie et sa viabilité pour un usage opérationnel, mais il est par contre certain que Safran continue d’étudier les alliages pour ces hautes températures (d’une manière ou d’une autre en contact avec l’Onera) ainsi que les flux.

Le 19/03/2019 à 12:27, prof.566 a dit :

Bien plus au banc du plateau de Saclay (ajoute facile 300-400K)

 

Pour revenir sur la question que j’avais posé plus haut, Safran travaille manifestement d’ores et déjà par ailleurs avec les imprimantes 3D : il est pour moi évident qu’une partie des problématiques à résoudre pour le nouveau réacteur passera par l’impression de certaines pièces en 3D, en utilisant des alliages très particuliers. Ce sera un des gros défis de ce réacteur que de pouvoir industrialiser la production de ces alliages, et autant que faire se peut par fabrication additive.

Modifié le 20 mars 2019 par TarpTent

[rendbo]

il y a 9 minutes, Teenytoon a dit :

Arthur, pas Jules. Parce que pendant la guerre, les allemands avaient fixé le couvre-feu à 20h. 

Acht uhr en allemand. Si tu depassais l’horaire les sentinelles allemandes te gueulait dessus en te rappelant l'heure limite « Acht uhr ! Acht uhr ! »

Tu te faisais appeler Arthur...

Oh mais le pire c'est que c'est vrai ! 

http://www.linternaute.fr/expression/langue-francaise/250/se-faire-appeler-arthur/

[ThincanKiller]

24 minutes ago, TarpTent said:

Sur ce coup-là, je fais largement confiance à Prof.566 quznd il nous rappelle qu’au banc, le réacteur approche les 2300 / 2400 K.

Ça n’en dit pas plus sur sa durée de cie et sa viabilité pour un usage opérationnel, mais il est par contre certain que Safran continue d’étudier les alliages pour ces hautes températures (d’une manière ou d’une autre en contact avec l’Onera) ainsi que les flux.

 

 

 

 

 

 

SAFRAN ont autre chose a faire que de se substituer a ONERA dans le domaine de la recherche de laboratoire, la ou ils bossent, c'est plus sur les applications des resultats de ces etudes au niveau industriel, les aliages et meme l'aerodynamique etant tout d'abord etudies et developes par ONERA avant d'etre valides par SAFRAN, mais a l'origine c'est bien ONERA qui en est a la base, c'est leur boulot.

Tous les progres fait dans les programmes M88 succesifs sont passes par cette methode, d'autant plus qu'ONERA etudie aussi les outils numeriques necessaires a faire progresser le tout.

La métallurgie numérique  Des moteurs virtuels plus réalistes  Un pas de plus dans la modélisation de l’écoulement dans les compresseurs de turbomachines

ONERA lifts the veil on 70 years of its history: 1996 to the present day - A period of major changes  Transition in the late 1990s

Recent Studies at Onera on Superalloys for Single Crystal Turbine blades

Pour les 2400K on passe par les aliages ET l'aerodynamique, y-compris celle qui permet le refroidissement des aubes.

Modifié le 20 mars 2019 par ThincanKiller

[clem200]

il y a 23 minutes, ThincanKiller a dit :

Les Mirage IIING et 4000 aussi, ouvre le topique comparant les deux, tu aura peut etre des surprises.

Aucun rapport

il y a 24 minutes, ThincanKiller a dit :

Le A n'etait qu'un demonstrateur dessine autour du F404, l'inverse etant impossible sans modifier la cellule du Rafale de serie, et il me semble que SNECMA a demontre le M88 a 8t avant de ramener la poussee du moteur de serie a 7.5, ce qui me fait dire que par rapport au concepte Rafale comme etant envisage par M.Dassault, ils se sont retrouve charette de 500kg de poussee.

Non, puisqu'il a volé avec un M88 à la place gauche en 1989

[Shorr kan]

à un moment il a été question de moteurs à cycle variable, et il a été question aussi d'un prétendu retard français sur ce type de moteurs.

Je me suis alors rappelé un article, le tout 1er que j'ai lu sur le sujet, qui parle du cycle variable. J'ai lancé une recherche rapide pour retrouver le titre exact et c'est l'article entier  que j'ai retrouvé !

Originellement, il a été publié dans un Science et Vie de 1989 (de l'époque où la revue était encore bonne) et relayé par ce site (à visiter) : http://le-pointu.aviatechno.net/images.php?image=36&dir=7 

Instructif et surtout montre que la SNECMA est plutôt pionnière.

 

Citation

Deux français inventent le réacteur de l'an 2000 

 

Science & Vie N°866, Novembre 89, page 94

Américains, Soviétiques, Japonais, Britanniques et Français ont tous dans leurs cartons un projet d'avion supersonique de deuxième génération, celui qui doit remplacer et faire mieux que le Concorde. Cependant la pièce maîtresse de cet appareil, et la clé de son succès, c'est le moteur. Or, jusqu'ici, on ne savait pas grand-chose de ce moteur, sinon qu'il serait vraisemblablement « à cycle variable ». Aujourd'hui, en France, on en a une idée beaucoup plus précise.
par Serge BROSSELIN

Lorsque, au mois de mars dernier (1), nous avons révélé les grandes lignes de l'ATSF (avion de transport supersonique futur) étudié par les ingénieurs d'Aérospatiale pour succéder au Concorde, nous précisions que, si l'élaboration de la cellule était très avancée, les moteurs, eux, étaient encore « dans les limbes ». En fait, on ne savait pas si l'on utiliserait un réacteur double-flux ou un moteur à cycle VARIABLE. La Société nationale d'études et de construction de moteurs d'avions (SNECMA), après s'être penchée sur la première de ces deux solutions et avoir présenté un projet fort séduisant, le M-6743, avait plus ou moins délaissé le double-flux pour se tourner vers le cycle variable, formule à laquelle commençaient à s'intéresser les grands motoristes mondiaux.

Aujourd'hui, la situation s'est clarifiée. D'une part, il est à peu près certain que les supersoniques de seconde génération - donc l'ATSF - seront équipés de moteurs à cycle variable. D'autre part, deux ingénieurs de la SNECMA viennent de concevoir un moteur de ce type, qui, bien que susceptible d'améliorations, constitue d'ores et déjà une solide base de travail.

Avant de nous livrer à un examen détaillé de ce nouveau propulseur, voyons de quoi l'on est parti et quels itinéraires obligés on a du emprunter. Le point de départ, bien entendu, c'est le Concorde, auquel on ambitionne de donner un successeur plus performant. Or, si l'on analyse les causes de l'échec commercial du supersonique franco-britannique (lequel est équipé de quatre réacteurs Olympus simple flux), on en distingue quatre principales :

La distance maximale franchissable est insuffisante. L'appareil est capable de faire des vols, directs Paris-New York ou Londres-New York, mais, compte tenu de la réserve de carburant qu'il doit impérativement conserver dans ses soutes pour le cas d'un éventuel déroutement, il ne peut pas relier Francfort à New York, par exemple.

La capacité d'emport en passagers - ou, si l'on préfère, le nombre de places - est également insuffisante : 128 seulement.

La consommation est trop importante : elle est de 10kg par passager et par 100km, alors que, sur un Boeing 747, elle n'est que de 3,2kg.

Enfin, à maintes reprises, le Concorde a essuyé le reproche d'être trop bruyant, et son image de marque en a quelque peu souffert.

Tirant les leçons de ce quadruple constat, tous les constructeurs qui s'intéressent au supersonique de l'an 2000 en ont dressé une sorte de portrait robot répondant aux caractéristiques suivantes : l'appareil devra être capable d'emporter environ 250 passagers et de franchir sans escale des étapes de 12000km (tout en conservant une réserve de carburant pour un éventuel déroutement). Sa consommation ne devra pas dépasser 5,7kg/passager/100km, et il devra être plus silencieux que son prédécesseur. C'est à partir de ces données que les quatre grands motoristes occidentaux (Rolls-Royce, Pratt Et Whitney, General Electric et la SNECMA), de même que leurs homologues soviétiques et japonais, se sont mis au travail.

Afin de bien comprendre les problèmes que doit résoudre un motoriste, il faut savoir que tout système de propulsion doit assumer des tâches variées, dont chacune correspond à une phase de vol. Or, pour un avion supersonique, le profil d'un vol type se décompose de la façon suivante :

le décollage ;

la montée subsonique ;

la montée transsonique (au voisinage de la vitesse du son), puis supersonique (après passage du mur du son), cette dernière prenant fin à l'altitude de 55 000 pieds, soit environ 17 000 mètres ;

la croisière proprement dite, qui peut durer plusieurs heures et s'effectue toujours selon une pente légèrement ascendante (elle commence à 56000 pieds et s'achève généralement à 60 000 pieds). Si l'avion se maintient à de telles altitudes, c'est parce que, plus il vole haut, meilleur est son rendement aérodynamique, et plus faible sa consommation de carburant. S'il adopte une trajectoire faiblement montante, c'est parce que, à mesure que ses réservoirs se vident, il s'allège et peut prendre une position plus « cabrée », ce qui renforce la portance ;

enfin, dernière phase, la descente supersonique, puis subsonique, suivie de l'atterrissage.

Au regard de cette dissection d'un vol type, disons tout de suite que ce qui était demandé aux motoristes, c'était de combler les lacunes du réacteur du Concorde dans les phases du décollage, de la montée subsonique et supersonique et de la descente. Car, pour ce qui est de la croisière, l'Olympus franco-britannique (développé conjointement par Rolls-Royce et la SNECMA), bien que conçu il y a un quart de siècle, demeure tout à fait performant.

Comment, se demandera le profane, un moteur peut-il être excellent en certaines circonstances et médiocre en d'autres ? La réponse est simple : parce que la polyvalence est incompatible avec les lois fondamentales de la thermodynamique. Lorsqu'un moteur a été optimisé pour une phase de vol bien précise (l'évolution à grande vitesse et à haute altitude, par exemple), il est automatiquement moins efficace dans les autres secteurs (le vol subsonique ou le vol à basse altitude). Certes, on peut toujours se rabattre sur une solution de compromis, mais, en ce domaine comme en bien d'autres, ce n'est pas en ménageant la chèvre et le chou que l'on parvient au meilleur résultat. En l'occurrence, au moteur le plus compétitif.

Pour apprécier le rendement d'un réacteur, les thermodynamiciens utilisent quatre critères :

La poussée. Elle s'exprime par la formule P=m(Vs-Vo)+mcVs, dans laquelle « m » représente le débit massique d'air, c'est-à-dire la quantité d'air qui traverse le moteur, y subissant au passage le cycle classique compression - combustion - détente - éjection ; « Vo » la vitesse qu'a l'air au moment de son entrée dans le réacteur ; « Vs » la vitesse de l'air à la sortie du réacteur ; « mc » la masse de carburant consommée, assortie de sa vitesse d'éjection (Vs).

La poussée spécifique. C'est la poussée obtenue par unité de masse éjectée. En fait, ce paramètre exprime la relation existant entre la poussée effective et la quantité d'air qu'il a fallu accélérer pour obtenir cette poussée. Ainsi l'on peut très bien avoir une forte poussée effective avec une faible poussée spécifique : il suffit dans ce cas de débiter une très grande quantité d'air. Mais l'on peut aussi obtenir une forte poussée effective avec un faible débit d'air : on a alors une poussée spécifique de valeur très élevée. Cette dernière situation se rencontre couramment sur un moteur simple-flux.

La consommation spécifique. Il s'agit d'un critère fondamental, dont découlent tous les autres paramètres ayant trait à la consommation, à savoir : la consommation distance (Cd), la consommation horaire (Ch) et la consommation par passager et par 100km. La Cs s'exprime en kilos de carburant consommés en une heure pour entretenir une poussée de 1 décanewton (soit environ 1 kilogramme force).

Le taux de dilution. Ce critère ne s'applique qu'aux moteurs double-flux. Il représente le rapport entre le flux primaire et le flux secondaire. Par exemple, un taux de dilution égal à zéro signifie, soit que le moteur est un simple-flux, soit qu'il fonctionne en simple-flux. Un taux de dilution de 1 indique que la quantité de flux secondaire est égale à celle du flux primaire ; un taux de 2 ou de 3, que le débit massique de flux secondaire est 2 ou 3 fois plus important que celui du flux qui traverse la partie centrale du moteur.

Ces bases ayant été précisées, voyons maintenant ce que l'on attend d'un moteur dans les différentes phases de vol. Au décollage, ce qui importe avant tout, c'est d'arracher au plus vite l'avion du sol. Pour cela, il faut que la poussée soit la plus forte possible. Si l'on se reporte à l'équation de poussée citée plus haut P=m(Vs-Vo), on constate qu'il y a, théoriquement, deux moyens de renforcer p : soit en augmentant m, c'est-à-dire le débit massique, soit en majorant le binôme Vs-Vo par une élévation sensible du terme Vs5, c'est-à-dire de la vitesse d'éjection des gaz. Dans la pratique, c'est à la première de ces solutions que l'on se rallie, et cela pour deux raisons. En premier lieu, parce que, à poussée donnée, le rendement propulsif est meilleur quand on accélère à faible vitesse une grande quantité d'air, que lorsque l'on accélère à grande vitesse une faible quantité d'air. En second lieu, parce que le bruit au décollage est fonction de la huitième puissance de la vitesse des gaz à la sortie de la buse d'éjection. On a donc tout intérêt à minimiser le terme Vs5 et à gonfler le terme m. En résumé, au décollage ce que l'on recherche, c'est un fort débit d'air et une vitesse d'éjection raisonnable. Or, cela n'est possible qu'avec un moteur double-flux.

En croisière supersonique, phase qui occupe en moyenne les deux tiers du temps d'un vol, ce que l'on attend en priorité d'un système de propulsion, c'est une faible consommation et le maintien d'une vitesse élevée. Pour économiser le carburant, on fera évoluer l'avion le plus haut possible (entre 17000 et 18000 mètres), car, nous l'avons dit, c'est à haute altitude que son rendement aérodynamique est le meilleur ou, si l'on préfère, que sa finesse est maximale (la finesse étant le rapport du coefficient de portance sur le coefficient de traînée : Cz/Cx).

En ce qui concerne la vitesse, elle est fonction de la poussée. Mais, au niveau où se trouve l'appareil, il n'est pas question de brasser de grandes quantités d'air. On recherchera donc la forte poussée spécifique en accélérant vigoureusement une faible masse d'air. Bref, pour la croisière supersonique, le moteur idéal, c'est le simple-flux.

Venons-en à présent aux phases intermédiaires. On observe là encore que les services que l'on attend d'un moteur sont très divers, pour ne pas dire opposés. Lors de la montée, par exemple, ce qui prime, c'est la poussée, afin que l'appareil atteigne le plus rapidement possible l'altitude où son rendement aérodynamique est optimal. En vol subsonique, c'est-à-dire pendant les périodes d'attente ou en cas de déroutement, ce sont au contraire la poussée réduite et la faible consommation spécifique qui prévalent. D'autant plus que les réserves de déroutement, qui constituent en fait un « poids mort » (auquel toutefois on doit parfois la vie !), sont calculées en fonction d'un vol à l'économie, c'est-à-dire à poussée restreinte et à vitesse subsonique.

On le voit, la motorisation d'un supersonique est une affaire fort complexe. Les différentes phases de vol requièrent des modes de propulsion si dissemblables qu'en réalité ce n'est pas un, mais deux, voire même trois types de réacteurs qu'il faudrait : un simple-flux pour la croisière, un double-flux pour le décollage et un hybride des deux précédents, qui modulerait le taux de dilution lors de la montée et de la descente.

Face à ces exigences, les ingénieurs de la SNECMA envisagèrent d'abord, ainsi que nous le signalions au début de cette étude, d'équiper l'ATSF de réacteurs double-flux. Certes, il s'agissait d'un compromis, mais celui-ci était relativement avantageux dans la mesure où le double-flux offre des performances satisfaisantes au décollage et en montée, et une consommation spécifique correcte en vol supersonique. De plus, avec un tel moteur, le bruit au décollage devrait, en principe, être sensiblement moins élevé que celui du Concorde.

Cependant des études en soufflerie, menées en coopération avec l'Aérospatiale et l'ONERA (2), montrèrent que la réalisation d'un tel réacteur, pourtant simple de conception, soulevait un insoluble problème en forme de dilemme. En effet, ou bien il respectait les normes sur le bruit, mais il était alors trop gros ; ou bien il avait une taille raisonnable, mais il était alors trop bruyant.

Cela mérite une explication. Rappelons-nous que, pour diminuer le bruit, en particulier au décollage il suffit de réduire la vitesse d'éjection des gaz. En compensation, et pour avoir une poussée suffisante, il est nécessaire d'accroître la masse d'air éjectée, donc d'augmenter le débit du flux secondaire. Mais ce flux secondaire n'entre pas dans le réacteur : il circule autour de lui, canalisé par une paroi extérieure, et ne rejoint le flux primaire que dans la tuyère d'éjection. On comprendra facilement que, plus l'espace entre le réacteur et la paroi extérieure sera grand, plus la masse de flux secondaire disponible sera importante, et plus le taux de dilution (proportion de flux secondaire par rapport au flux primaire) pourra être élevé. Or, la réduction du bruit dépend précisément de l'ampleur du taux de dilution. Il s'ensuit qu'un moteur « silencieux » est forcément un moteur « ventru » (les spécialistes disent que son maître couple, c'est-à-dire son diamètre maximal, est important).

Mais ce qui est bon pour l'atténuation du bruit ne l'est pas pour l'aérodynamique. En effet, en augmentant le volume du réacteur, on augmente aussi sa masse et sa traînée (sa résistance à l'avancement). Aussi est-on souvent amené à limiter le taux de dilution pour éviter que l'« embonpoint » du moteur ne devienne trop pénalisant. C'est ce qui s'est passé avec le double-flux élaboré par la SNECMA. Son étude en soufflerie a conduit ses concepteurs à fixer son taux de dilution à moins de 0,5 (0,46 exactement). Malheureusement, un taux aussi faible ne permet pas de satisfaire aux normes édictées en matière de puissance sonore, lesquelles limitent à 108 décibels le bruit au sol et à 107 décibels celui du survol des terres. Or, avec le M-6743 (désignation officielle du double-flux de la SNECMA), les niveaux atteints étaient respectivement de 110 et 111 décibels, et il n'y avait pratiquement aucun espoir de pouvoir gagner le peu qui manquait pour être en conformité avec la réglementation internationale.

D'où ce constat en forme de nécrologie rédigé en octobre 1988 par Claude Menioux, l'un des deux « pères » du moteur à cycle variable : « Dans l'état actuel de nos connaissances, et compte tenu des trente ans de recherches au plus haut niveau scientifique qui ont été menées sur ce sujet, il y a peu d'espoir d'aboutir, pour les moteurs à double-flux, à la mise au point d'un silencieux de jet efficace, capable de fonctionner dans un environnement sévère, escamotable en croisière pour ne pas pénaliser les performances, avec une masse et un encombrement raisonnables. La seule voie praticable consistait donc à rechercher des moteurs d'une architecture nouvelle, afin de concilier deux impératifs apparemment contradictoires : faible vitesse d'éjection au décollage et faible maître couple. »

C'est précisément sur la voie de ces « architectures nouvelles » que s'était engagée la SNECMA depuis que l'impasse à laquelle conduisait le M-6743 était devenue manifeste. Et tant qu'à faire, puisqu'il fallait innover, mieux valait étudier un moteur qui ne fut plus un compromis, mais qui se montrât capable de répondre de façon adaptée aux exigences spécifiques des différentes phases de vol. C'est ainsi que le motoriste français en vint à se pencher sur le moteur à cycle variable. Aujourd'hui, deux des ingénieurs de la firme, mm Menioux et Loisy, en proposent une formule qui a le double mérite de devancer la concurrence et d'être particulièrement ingénieuse.

Ce réacteur, le MCV-99, dont les brevets viennent d'être déposés, a pour principale originalité de réunir deux moteurs dans le volume d'un seul. Comment ? En glissant la partie flux secondaire au sein même du système primaire, et non plus à la périphérie de ce dernier comme sur le M-6743. Il en résulte que le diamètre maximal (le maître couple) de l'ensemble n'excède pas celui d'un simple-flux classique .

Voyons plus en détail comment s'articulent les différents éléments. La partie monoflux débute, immédiatement derrière la bouche d'entrée d'air, par deux compresseurs : un compresseur BP (basse pression), qui commence à comprimer le fluide entrant, et un compresseur HP (haute pression) qui porte le taux de compression au voisinage de 14-15. Chacun de ces compresseurs est mu par une turbine située derrière la chambre de combustion (3).

Vient ensuite la portion la plus révolutionnaire du nouveau réacteur, celle où s'est exprimée toute l'astuce de ses inventeurs. En sortant du compresseur HP, l'air, fortement comprimé, n'occupe plus qu'un volume restreint. Il peut donc être acheminé vers la chambre de combustion par un conduit de faible section. Du fait de ce resserrement, un vaste espace libre se trouve dégagé, que les deux ingénieurs français ont mis à profit en y installant le compresseur du flux secondaire ainsi que sa turbine d'entraînement. Et pour ne pas accroître le diamètre du moteur, ils ont imaginé de faire pénétrer l'air destiné à ce flux par des entrées latérales situées à hauteur du compresseur HP.

Ainsi, en logeant l'admission et la compression du flux secondaire dans la portion ou le diamètre du système primaire est le plus faible, ils sont parvenus à réaliser un double-flux dans le volume d'un simple-flux.

Ajoutons, pour être complet, que la turbine qui anime le compresseur du flux secondaire est alimentée par de l'air prélevé sur le flux primaire, au niveau du conduit allant du compresseur HP à la chambre de combustion. Cette ponction d'environ 10 % ne pénalise pas le cycle primaire. Enfin, comme la plupart des réacteurs actuellement en service, le MCV-99 sera doté d'inverseurs de poussée, dont la fonction est de réduire la distance de roulage lors des atterrissages.

Après la description statique des différents éléments de ce nouveau moteur, dont la poussée maximale avoisinera les 25 tonnes, examinons son fonctionnement dans les diverses phases d'un vol type.

Au decollage, le MCV-99 fonctionne en double-flux. Les ouïes latérales par où pénètre l'air qui va constituer le flux secondaire sont donc grandes ouvertes. En se mélangeant dans la buse d'éjection au flux primaire, le flux secondaire, beaucoup moins rapide (puisqu'il a subi une moindre compression et n'est pas passé par une chambre de combustion), va ralentir la vitesse de sortie du jet et, du même coup, abaisser sensiblement le niveau sonore du moteur.

En vol subsonique, le taux de dilution, qui est de 1,1 au décollage, est encore augmenté. Comme les ouïes qui alimentent le circuit secondaire ne peuvent laisser entrer qu'une quantité d'air limitée, le supplément est apporté par l'ouverture d'un clapet situé dans l'entrée d'air principale, immédiatement devant le compresseur BP. Acheminé par une veine ad hoc jusqu'au compresseur du flux secondaire, cet air permet de porter le taux de dilution à 1,4 ou 1,5.

Mais si l'on veut vraiment optimiser le rendement d'un réacteur, il ne suffit pas de distribuer correctement l'air entrant, il faut aussi se préoccuper des conditions de sa sortie. C'est pourquoi le MCV-99 est doté, dans sa tuyère, d'une buse d'éjection à section variable, dont l'ouverture modulable est réglée sur le débit des flux. Plus le taux de dilution est important, plus l'orifice de sortie est grand. Ainsi, en vol subsonique, l'ouverture est maximale, et cela jusqu'à la vitesse de Mach 0,9.

L'accélération transsonique et la montée supersonique sont incontestablement les phases les plus complexes. A partir de Mach 0,9 et jusqu'à Mach 1,3, le taux de dilution est progressivement abaissé pour être ramené à une valeur d'environ 0,2. Pour cela, les ouïes d'admission d'air secondaire sont graduellement refermées jusqu'à Mach 1,3, puis totalement obturées entre Mach 1,1 et Mach 1,4. Ne reste alors ouvert que le clapet avant, qui tient lieu de prise d'air supplémentaire en vol subsonique. Comme le débit d'air secondaire est devenu beaucoup moins important, la quantité de flux prélevé sur le circuit primaire pour alimenter la turbine secondaire est elle-même abaissée, passant de 10 à 5 %. Par un effet de cascade, la turbine tournant moins vite, le compresseur secondaire travaille lui aussi au ralenti, envoyant moins de flux secondaire vers la tuyère. Conséquence : le taux de dilution chute et le débit massique général s'abaisse. Enfin, pour les raisons évoquées ci-dessus, la buse à section variable située à l'arrière de la tuyère se resserre, de façon à réduire le diamètre de sortie des gaz.

Comme on peut le constater, la grande différence entre un double-flux classique et un moteur à cycle variable réside dans le fait que le premier fonctionne selon le principe du tout ou rien (il marche en double-flux ou en simple-flux, un point c'est tout), alors qu'avec le second on peut moduler le taux de dilution et doser ainsi l'effet double-flux.

L'accélération supersonique jusqu'à la vitesse normale de croisière, c'est-à-dire le passage de Mach 1,3 à Mach 2,4, s'accompagne également d'une modification importante du cycle thermodynamique. Ce que l'on recherche alors, c'est une poussée plus forte, mais avec un débit massique plus faible (donc avec une vitesse d'éjection très élevée). Pour cette raison, à partir de Mach 1,3, le MCV-99 fonctionne en simple-flux. L'alimentation en flux primaire de la turbine secondaire est interrompue, et le clapet d'admission d'air secondaire est fermé. Pourtant le circuit secondaire n'est pas totalement privé d'air, puisqu'un autre clapet, plus grand que le précédent et situé encore plus en avant dans l'entrée d'air principale, va s'ouvrir, livrant passage à de l'air extérieur qui va traverser tout le système secondaire (mais, cette fois, sans être accéléré puisque le compresseur secondaire n'est plus entraîné par sa turbine).

Ce maintien d'un semblant de flux secondaire en régime monoflux a deux explications. Tout d'abord, à la vitesse à laquelle évolue l'avion dans cette phase de vol, il est à craindre que trop d'air ne pénètre dans le circuit primaire. En détournant une partie par le circuit secondaire, on évite tout engorgement. Ensuite, cet air dérivé remplit une mission d'utilité thermique : en effet, vu sa très basse température, il refroidit efficacement le moteur primaire, qui, très sollicité, a tendance à s'échauffer. Ajoutons que, n'étant pas accéléré, ce filet de flux secondaire, en parvenant dans la tuyère, ne modifie en rien le fonctionnement monoflux du moteur.

Dernière question : quand ce réacteur sera-t-il prêt ? Sans doute pas avant le prochain millénaire. Selon l'état-major de la SNECMA, il pourrait équiper le successeur du Concorde aux alentours de 2005.

Science & Vie n° 858.

L'Office national d'études et de recherches aéronautiques est un grand laboratoire d'Etat spécialisé dans la recherche aéronautique et qui travaille en étroite collaboration avec les constructeurs. L'ONERA conduit des études dans des domaines très variés : aérodynamique, résistance des matériaux, optronique, élaboration des codes de calcul, etc.

Actuellement, des études sont menées qui visent à remplacer les deux compresseurs et les deux turbines par un système compresseur-turbine unique.

Le réacteur à cycle variable : un double-flux dans le volume d'un simple-flux

Le flux primaire. L'air extérieur est aspiré devant le cône d'entrée (1) et comprimé par les quatre étages du compresseur basse pression (2) puis par les deux du haute pression (3). Il est admis ensuite dans les chambres de compression primaires (4) et secondaires (5) où il participe à la combustion mélange au carburant. Les gaz brûlés (flèches violettes), au volume et à la pression fortement augmentés, sortent à grande vitesse par la tuyère (6) pour fournir la poussée.

Le flux secondaire. L'air frais est soit aspiré de l'extérieur par des ouïes (7) disposées en anneaux autour de la nacelle, soit dérivé (8) par des clapets dans l'entrée d'air principale. Il est comprimé par des compresseurs différents (9) puis se mélange aux gaz brûlés sans participer activement à la combustion. A la fin de leur parcours, gaz du flux primaire et air comprimé du flux secondaire mélangés s'éjectent par la tuyère. Les turbines sont entraînerais par les gaz qui les traversent avant de s'éjecter par la tuyère, elles entraînent à leur tour les compresseurs correspondants. Ainsi, les turbines basse pression (10) entraînent les compresseurs basse pression (2), les turbines haute pression (11), les compresseurs haute pression (3), et la turbine (12) adjacente à la chambre de combustion secondaire entraîne le compresseur (9) du flux secondaire.

Au décollage, pour s'arracher le plus vite au sol, il faut une poussée maximale. Mais avec un niveau de bruit le plus bas possible, pour satisfaire aux normes en vigueur. La solution consiste à éjecter une masse de gaz la plus grande possible avec une vitesse de sortie la plus faible possible. Pour cela le réacteur fonctionne en double flux ; les flux primaire et secondaire décrits ci-dessus fonctionnant simultanément. On a donc une grande masse de gaz faiblement accélérés.

En vol subsonique (approche, attente avant l'atterrissage, ou déroutement). L'avion ayant une vitesse plus grande qu'au décollage, un surplus l'air arrive à l'admission. Ce qui permet de renforcer l'alimentation (8) du flux secondaire et obtenir une poussée accrue.

En accélération transsonique et en montée supersonique. La vitesse de l'avion a augmenté (autour de Mach 1), et donc celle de l'air à l'admission (Vo). Pour éviter une surcompression, le cône d'entrée du réacteur est avancé (12), réduisant la section d'admission. Toujours dans le même but, s'ouvrent dans l'avant de la nacelle des écopes d'où est réévaluée vers l'extérieur une partie de l'air admis (13). Une faible partie de cet air est prélevée pour alimenter le flux secondaire, alors que les ouïes en anneaux (14) sont progressivement fermées. De 1,5, le rapport flux secondaire/flux primaire tombe progressivement à 0,2. En effet, comme la vitesse de l'avion dépend de la vitesse d'éjection des gaz par la tuyère, pour atteindre les vitesses supersoniques on a progressivement inversé le choix fait pour le décollage : d'un fort débit de gaz (grands volumes) faiblement accélérés, on passe à un faible débit (petits volumes) fortement accélérés. Parallèlement, la section de la buse d'éjection (15) se resserre. Mais pour l'instant, il faut conserver un peu de flux secondaire qui participe, au niveau des chambres de combustion secondaires, à l'échange thermodynamique moteur et à la poussée. Car on ne peut encore, à ce stade tirer toute la puissance nécessaire des seuls gaz du flux primaire.

En vol supersonique, le flux secondaire est définitivement supprimé, et le réacteur fonctionne en simple flux (comme Concorde). La buse d'éjection, dans la tuyère, est à sa section minimale (15) ; la vitesse de sortie des gaz, à son maximum, emmène l'avion jusqu'à Mach 2,4. Une partie de l'air admis circule bien autour du moteur (en pointillés), mais comme fluide de refroidissement et pour éviter un engorgement du flux primaire.

 

[ThincanKiller]

9 minutes ago, clem200 said:

Aucun rapport

Non, puisqu'il a volé avec un M88 à la place gauche en 1989

 

 

 

Pas trop difficile a faire vu que le M88 est moins volumineux que le F404, et si tu lisait mes postes avec plus d'attention, tu aurait remarque que j'avait precise Rafale "de serie", pas le A, lui etait dessine autour du moteur le plus volumineux, donc le F404.

Un F404 ne se monterait pas dans un Rafale de serie sans modifications importantes.

8 minutes ago, Shorr kan said:

à un moment il a été question de moteurs à cycle variable, et il a été question aussi d'un prétendu retard français sur ce type de moteurs.

Je me suis alors rappelé un article, le tout 1er que j'ai lu sur le sujet, qui parle du cycle variable. J'ai lancé une recherche rapide pour retrouver le titre exact et c'est l'article entier  que j'ai retrouvé !

Originellement, il a été publié dans un Science et Vie de 1989 (de l'époque où la revue était encore bonne) et relayé par ce site (à visiter) : http://le-pointu.aviatechno.net/images.php?image=36&dir=7 

Instructif et surtout montre que la SNECMA est plutôt pionnière.

 

 

Tres bonne trouvaille, merci!

Quote

La poussée spécifique. C'est la poussée obtenue par unité de masse éjectée. En fait, ce paramètre exprime la relation existant entre la poussée effective et la quantité d'air qu'il a fallu accélérer pour obtenir cette poussée. Ainsi l'on peut très bien avoir une forte poussée effective avec une faible poussée spécifique : il suffit dans ce cas de débiter une très grande quantité d'air. Mais l'on peut aussi obtenir une forte poussée effective avec un faible débit d'air : on a alors une poussée spécifique de valeur très élevée. Cette dernière situation se rencontre couramment sur un moteur simple-flux. 

 

C'est le topique qui me semble le plus prometeur (mais n'etant pas specialiste on peut toujours me corriger) quand aux possibilites de faire evoluer le M88 dans le future sans avoir a redessiner la cellule.

Modifié le 20 mars 2019 par ThincanKiller

[clem200]

il y a 36 minutes, ThincanKiller a dit :

Pas trop difficile a faire vu que le M88 est moins volumineux que le F404, et si tu lisait mes postes avec plus d'attention, tu aurait remarque que j'avait precise Rafale "de serie", pas le A, lui etait dessine autour du moteur le plus volumineux, donc le F404.

Oui oui si tu veux ... On tourne en rond Il n’empêche que le lien "bonne aéro du Rafale" et "snecma est un motoriste en retard" n'existe pas

[ThincanKiller]

40 minutes ago, clem200 said:

Oui oui si tu veux ... On tourne en rond Il n’empêche que le lien "bonne aéro du Rafale" et "snecma est un motoriste en retard" n'existe pas

C'est ton opinion mais avant d'en formuler un, il faut tout d'abord avoir tous les faits en main.

J'ai dit et repete que les aerodynamiciens de Dassault etaient top, du fait qu'ils ont toujours eu a compenser pour le manque de hoooomph relatif des moteurs SNECMA, ce que les concurent ont rarement eu a faire, surtout les constructeurs US, le Rafale de serie en est le meilleur example, mais il n'est pas le seul dans la famille pour sa generation.

Je n'ai jamais dit "snecma est un motoriste en retard", jai toujours dit et repete que le developement du M88 etait lent et que par rapport a ce qui etait envisage a la conception du Rafale, il manquait 500 kg au M88, j'atribue ca au manque de budget et a la facon dont les budgets ont ete aloues aux constructeurs, en particulier leur demandant une participation (ce qui limite leur possibilites dans le temps), sans prendre en compte le retard pris par le programe Rafale lui meme.

Si tu en arrive a comprendre ce que tu a ecrit a partir de ca, je n'y suis pour rien, moi je ne tourne pas en rond, je ne fait que constater que le M88 n'a pas recupere les 500kg de poussee en question et que l'accent a ete mis sur le cout, la consomation spercifique et la fiabilite au detriment de la poussee, ce qui fait du moteur, au niveau performances, compare aux systemes et armements, le parent pauvre du programme, question de compromis, du aux budgets.

Maintenant, vu la nature et le temps aloue au programe pour en arriver au 4E, je crois que ces remarques sont non seulement justifiees (je ne suis pas le seul a faire ce constat) mais peuvent aussi etre des bases d'interogation et de debats, a commencer par la question: Quel est le prochain niveau d'evolution pour le M88?

J'avais espere voir le contrat aloue a SNECMA profiter au M88 mais la TET a ete augmentee avec le programe TCO qui a mene au 4E, dans cette optique, il me semble peu probable qu'ils ne redessinent les parties chaudes pour un gain minimum, on risque donc d'en rester a 1850C TET, et a moins de voir d'autres solutions aportees, le M88 risque d'etre fige dans cette configuration pour un moment.

Modifié le 20 mars 2019 par ThincanKiller

[clem200]

il y a 15 minutes, ThincanKiller a dit :

C'est ton opinion mais avant d'en formuler un, il faut tout d'abord avoir tous les faits en main.

Certes. Mais tu dis ensuite cela : 

il y a 16 minutes, ThincanKiller a dit :

il manquait 500 kg au M88

Il me semble que c'est une opinion purement personnelle non ? Base de tout ce débat, mais aucunement sourcé et validé ? 

Article de presse, compte-rendu technique, citation de Dassault aviation, plainte de l'armée de l'air, historique de la SNECMA ? Le moindre bout de papier  disant que le moteur est moins puissant qu'annoncé initialement ? 

il y a 18 minutes, ThincanKiller a dit :

Je ne fait que constater que le M88 n'a pas recupere les 500kg de poussee en question et que l'accent a ete mis sur le cout, la consomation spercifique et la fiabilite au detriment de la poussee, ce qui fait du moteur, au niveau performances, compare aux systemes et armements, le parent pauvre du programme, question de compromis, du aux budgets.

Pour moi, cela fait du moteur un système qui convient à son plus grand client, l'armée de l'air française. 

Le problème que j'ai c'est le point numéro 2, c'est-à-dire que tu annonces que le moteur n'est pas assez puissant mais je ne comprends pas pourquoi

[ThincanKiller]

53 minutes ago, clem200 said:

Certes. Mais tu dis ensuite cela : 

Il me semble que c'est une opinion purement personnelle non ? Base de tout ce débat, mais aucunement sourcé et validé ? 

Article de presse, compte-rendu technique, citation de Dassault aviation, plainte de l'armée de l'air, historique de la SNECMA ? Le moindre bout de papier  disant que le moteur est moins puissant qu'annoncé initialement ? 

Pour moi, cela fait du moteur un système qui convient à son plus grand client, l'armée de l'air française. 

Le problème que j'ai c'est le point numéro 2, c'est-à-dire que tu annonces que le moteur n'est pas assez puissant mais je ne comprends pas pourquoi

 

Non, ca n'est pas une opinion, c'est un fait base sur les visions des characteristiques du Rafale par son concepteur, Marcel Dassault, je ne suis pas le seul ni a le savoir, ni a le dire.

Tu peut demander tout le materiel que tu veut, vu les changements qu'on a vu sur le Web au cours des annees, a commencer par toutes les archives d'epoque qui ont disparu, les infos qui ont ete classifiees apres leur publication, tu ne n'obtiendra pas grand chose, ca prouve simplement que tu a manque ce genre d'informations a l'epoque ou elle etait disponible.

Moi ca ne m'a pas echape, ni l'histoire du M88 et les commentaires de la SNECMA quand ils ont commence les essais du demonstrateur dont ils ont annonce la pousse a plus de 8t a une epoque sous la forme du M88-3 en particulier, la difference quotee a l'epoque etait un compresseur travaillant sous des pressions superieures, clairement, ca n'a rien a voir avec la version 9.5 dont ils disaient qu'elle necessitait une souflante de diametre superieur.

La version 8.5 etait donc deja non seulement a l'etude, mais ils savaient comment arriver a cette poussee, dans cet article ils en parlent comme etant deja en preparation avec des characteristiques connues, en comparaison avec la version 9.5/10.5t, ils auraient tres bien pu inclure ces changements dans le programe TCO et les integrer au 4E, pas be budget, pas de M88-3, on en reste au compromis 7.5t.

Je quote:

Quote

The variants are obtained by changing modules in the front or back of the high-pressure system, leaving the same core engine as the basic M88-2. Snecma opens M88 to new partners

On peut remarquer que le meme principe a ete aplique au programe TCO/4E.

 

L'Armee de l'Air fait un compromis necessaire, l'Armee de l'Air a un budget qui se reduit comme une peau de chagrin au cours des ans, l'Armee de l'Air doit faire avec et la cellule Rafale lui permet de faire avec un leger deficit de poussee dans certaines conditions de vol parceque son aerodynamique permet en grande partie de compenser.

Si tu te base sur les performances des concurents, en taux de montee et taux de virage soutenu, sans mentioner les performances en conditions hautes et/ou chaudes, la question ne se pose meme pas, les pilotes eux, disent qu'ils ne refuseraient pas un peu plus de puissance, pas qu'ils en ont assez dans toutes les conditions de vol, ca ne fait pas du Rafale un avion sous-motorise, seulement une motorisation juste suffisante.

Les limitations de l'avion que je viens de citer leur donne raison et sont bien connues, si SNECMA avait pu developer leur moteur de facon plus optimale, (M88-3), ils auraient peut etre 500kg de plus pour les memes performances en consomation et couts d'ulitisation, ca ne releve pas du domaine de l'impossibilite technique mais du manque de budget en question.

 

Modifié le 21 mars 2019 par ThincanKiller

[PolluxDeltaSeven]

Il y a 8 heures, ThincanKiller a dit :

J'ai dit et repete que les aerodynamiciens de Dassault etaient top, du fait qu'ils ont toujours eu a compenser pour le manque de hoooomph relatif des moteurs SNECMA, ce que les concurent ont rarement eu a faire, surtout les constructeurs US, le Rafale de serie en est le meilleur example, mais il n'est pas le seul dans la famille pour sa generation.

Je n'ai jamais dit "snecma est un motoriste en retard", jai toujours dit et repete que le developement du M88 etait lent et que par rapport a ce qui etait envisage a la conception du Rafale, il manquait 500 kg au M88, j'atribue ca au manque de budget et a la facon dont les budgets ont ete aloues aux constructeurs, en particulier leur demandant une participation (ce qui limite leur possibilites dans le temps), sans prendre en compte le retard pris par le programe Rafale lui meme.

Le Rafale de série est le meilleur exemple du fait que le design de Dassault compense la faiblesse des réacteurs de SNECMA ?!?! Faut pas pousser non plus ! Tu m'aurais dit le Mirage III, le Mirage F1 ou le Mirage 2000 à l'extrême limite, pourquoi pas, mais le Rafale je ne pense pas non ! Compare son ration poids/poussée à celui de ses concurrents, et le ratio poids/poussée des précédents Mirage à leurs concurrents respectifs et tu verras la différence!

Quand à tes 500kg qui manquent, à un moment donné il va soit falloir fournir des éléments autres que "ça a disparu du web", soit accepter, comme je l'ai déjà dit, qu'il s'agissait de voeux pieux de la Guerre Froide. TOUT LE MONDE à l'époque sortait des avions avec des moteurs destinés à évoluer dans le temps. Le M88 devait voir sa poussée augmenter, le EJ200 devait passer à 11t et avoir une poussée vectorielle  et devait équiper les Tornado en retrofit, et le F414 aussi devait pouvoir pousser plus fort de 15% avec le temps (c'est je crois le seul qui pourrait évoluer dans ce sens à l'avenir, c'est d'ailleurs le seul moteur qui ne date pas à proprement parler de la Guerre froide).
Mais le mur est tombé. Les motoristes n'ont pas pu récupérer de nouveaux contrats pour faire évoluer leurs moteurs. Et les forces armées ont eu comme priorité de faire autant avec moins de moyens, donc l'économie et la facilité de MCO l'ont largement emporté sur la puissance brute

Et si en plus on se rend compte que le design de Dassault fait qu'on a encore moins besoin de puissance brute que celui de Eurofighter ou de Boeing (le Super Hornet traîne comme un éléphant, c'est pour ça qu'ils veulent plus de puissance), alors on a clairement d'autres priorités que d'augmenter la poussée.

 

Il y a 8 heures, ThincanKiller a dit :

Moi ca ne m'a pas echape, ni l'histoire du M88 et les commentaires de la SNECMA quand ils ont commence les essais du demonstrateur dont ils ont annonce la pousse a plus de 8t a une epoque sous la forme du M88-3 en particulier, la difference quotee a l'epoque etait un compresseur travaillant sous des pressions superieures, clairement, ca n'a rien a voir avec la version 9.5 dont ils disaient qu'elle necessitait une souflante de diametre superieur.

La version 8.5 etait donc deja non seulement a l'etude, mais ils savaient comment arriver a cette poussee, dans cet article ils en parlent comme etant deja en preparation avec des characteristiques connues, en comparaison avec la version 9.5/10.5t, ils auraient tres bien pu inclure ces changements dans le programe TCO et les integrer au 4E, pas be budget, pas de M88-3, on en reste au compromis 7.5t.

En fait, tu confonds potentiel technique et réalités opérationnels. SNECMA n'a jamais caché que le M88 pouvait donner naissance à une famille de réacteurs pouvant pousser jusqu'à 11t. Et ils n'ont jamais caché que le M88 format Rafale pouvait pousser plus fort. C'est un choix des forces de maintenir la poussée actuelle pour améliorer d'autres caractéristiques (montée en régime, fiabilité, coûts, consommation). Pour le coup, ce n'est même pas un manque de budget parce qu'on aurait très bien pu arrêter de chercher à diminuer les coûts pour booster la puissance max! C'est donc bien une question de choix, ce qui laisse entendre qu'il ne manque pas 500kg de poussée au M88. Si ça manquait réellement, l'ADLA et la MN auraient fait ce choix là plutôt que celui du MCO facilité.

SNECMA n'a ainsi jamais fait mystère qu'une variante du M88 à 8,3t était relativement "facile" à obtenir à partir du moteur actuel. Par contre ça ferait dégringoler sa fiabilité à ce qu'elle était au début du Rafale F1. Pour des pays qui volent peu, qui volent toujours chez eux ou qui ont l'habitude des moteurs russes, c'est peut-être pas un soucis. Pour nous qui cherchons avant tout à faire des OPEX, c'est pas intéressant du tout.

Histoire de comparer, voici les rapports poids/puissance des différents moteurs des avions de combat contemporains au Rafale (j'y inclus ta proposition
F404: 7,8
M88: 8,52
F414: 8,9
M88 (+500kg) : 9,1
M-88 (8,3t) : 9,25
EJ200: 9,28

Ce qu'on remarque, c'est que si on veut pousser 500kg de plus, voire à 8,3t, il faut dépasser le niveau technique des américains et se rapprocher des performances du EJ200.
Ce qu'on ne remarque pas, parce que le ration poids/poussée ne nous le montre pas, c'est que nous sommes DÉJÀ au niveau des américains ou des Européens. Le M88 pousse moins fort que le EJ200, mais son taux de compression est plus adapté aux missions d'attaque et au vol basse altitude. Sa poussée est comprise entre celle du F404 et du F414 américains, mais il permet une accélération bien meilleure que ces deux designs. Etc etc.

Tout ça pour dire quoi?
Que le M88 avec 500kg de plus, c'était possible, oui, avec BEAUCOUP plus d'argent investit. Mais si ça devait être fait sans compromis sur les autres caractéristiques du moteur, ça aurait voulu dire que la France aurait demandé à la SNECMA un niveau d'investissement bien supérieur à celui des autres programmes de motoristes occidentaux. Ça aurait voulu dire que pour compenser le "manque" que tu sembles le seul à mettre en avant, il aurait fallu qu'on consacre une part bien plus importante du budget dédié au programme d'avion de combat dans la motorisation que n'importe lequel de nos concurrents.
Désolé, mais moi j'achète pas.

Comme je l'ai dis, et je le répète une dernière fois: OUI un M88 avec 500kg de plus était envisagé au "départ" du programme, mais PAS pour une installation de base sur le Rafale. C'était une évolution incrémentale future du moteur, au même titre que le F414 plus puissant ou que le EJ200 à 11t. C'était dans les petits papiers, parce qu'on était du temps de la Guerre froide et qu'on avait vu la poussée du M53, du F100 et du F110 augmenter avec le temps et que ça le faisait bien de communiquer là-dessus.
Donc non, y'a pas de "manque". On peut avoir du "mieux", oui, c'est sûr. Mais c'est aux opérationnels de décider dans quoi ce mieux doit être investit. Et jusqu'ici ça n'a pas été dans la poussée accrue.

 

[mgtstrategy]

tout ça pour . se rendre compte dans quelques semaines que les Rafale Qataris ont un M88 8.3T 

[DEFA550]

il y a 35 minutes, PolluxDeltaSeven a dit :

Ce qu'on remarque, c'est que si on veut pousser 500kg de plus, voire à 8,3t, il faut dépasser le niveau technique des américains et se rapprocher des performances du EJ200.

Performance apparente de l'EJ-200 obtenue par sa simplicité. Un étage de moins sur le compresseur et pratiquement aucun étage à géométrie variable, ça aide à gagner du poids et donc à gonfler artificiellement le rapport poids/poussée.

C'est acceptable sur un moteur optimisé pour la HA en supersonique avec un flux d'air bien propre. Mais si tout le monde met des étages variables pour arranger le flux d'air, c'est bien parce que s'en passer implique de s'accommoder d'inconvénients lorsque les circonstances sont moins optimales.

Bref, se rapprocher des performances véritables de l'EJ-200, techniquement on y est déjà si on fait abstraction de son architecture assez spécifique.

[PolluxDeltaSeven]

il y a 14 minutes, mgtstrategy a dit :

tout ça pour . se rendre compte dans quelques semaines que les Rafale Qataris ont un M88 8.3T 

Ce qui sera tout à fait possible, si c'est ce que le client a choisi et s'il a payé pour. Ça ne voudra pas dire pour autant qu'il manque de la poussée aux appareils français actuels. Et si le besoin français évolue, grand bien leur fasse!

Je cherche une comparaison, mais c'est un peu comme si on disait qu'il manquait des CFT et des missiles AIM-54 au F-15A originel simplement parce que le constructeur évoquait le fait que l'appareil pouvait évoluer jusque là (ce que certains entendent comme le plein potentiel de l'appareil, ce qui est faux). Bah non, c'est pas parce que MDD a prévu dès le départ que le F-15 puisse recevoir des CFT qu'il lui en manquait systématiquement. Au final, le F-15E (et les F-15C basés dans le grand nord) finiront par recevoir des CFT, et le Phoenix n'aura jamais été intégré sur F-15

il y a 1 minute, DEFA550 a dit :

Performance apparente de l'EJ-200 obtenue par sa simplicité. Un étage de moins sur le compresseur et pratiquement aucun étage à géométrie variable, ça aide à gagner du poids et donc à gonfler artificiellement le rapport poids/poussée.

C'est acceptable sur un moteur optimisé pour la HA en supersonique avec un flux d'air bien propre. Mais si tout le monde met des étages variables pour arranger le flux d'air, c'est bien parce que s'en passer implique de s'accommoder d'inconvénients lorsque les circonstances sont moins optimales.

Bref, se rapprocher des performances véritables de l'EJ-200, techniquement on y est déjà si on fait abstraction de son architecture assez spécifique.

oui oui, tout à fait. Je n'ai pas voulu entrer dans les détails pour ne pas refaire ton topic M88 vs EJ200, mais l'idée est là.
Le niveau technologique, on l'a. Après on a fait des choix différents, et si on pousse pas autant que certains, on fait mieux plein d'autres trucs. Vouloir que le M88 fasse tout et n'importe quoi, c'est attendre des ingé de la SNECMA qu'ils fassent mieux que tous les autres constructeurs réunis avec moins de pognon. Faut peut-être pas abuser non plus :D

[ARPA]

Il y a 9 heures, ThincanKiller a dit :

C'est ton opinion mais avant d'en formuler un, il faut tout d'abord avoir tous les faits en main.

Ce qui n'est clairement pas ton cas.

Citation

J'ai dit et repete que les aerodynamiciens de Dassault etaient top, du fait qu'ils ont toujours eu a compenser pour le manque de hoooomph relatif des moteurs SNECMA, ce que les concurent ont rarement eu a faire, surtout les constructeurs US, le Rafale de serie en est le meilleur example, mais il n'est pas le seul dans la famille pour sa generation.

Comme je te l'ai déjà dis, Dassault a eu la réputation de s'adapter au manque de puissance grâce à son premier chasseur à réaction qui était propulsé comme ses concurrents par un réacteur étranger.

S'adapter à un "manque de puissance", ce n'est pas forcement combattre les lacunes du motoriste, c'est aussi optimiser ce qu'on a. Faire du travail de qualité c'est toujours une bonne chose.

Citation

Je n'ai jamais dit "snecma est un motoriste en retard", jai toujours dit et repete que le developement du M88 etait lent et que par rapport a ce qui etait envisage a la conception du Rafale, il manquait 500 kg au M88, j'atribue ca au manque de budget et a la facon dont les budgets ont ete aloues aux constructeurs, en particulier leur demandant une participation (ce qui limite leur possibilites dans le temps), sans prendre en compte le retard pris par le programe Rafale lui meme.

On ne peut pas dire qu'un moteur manque de puissance quand il fait ce qu'on lui demande de faire. En fait, tu reproches à l'équipe Rafale d'avoir trop bien fait son travail.

SNECMA a fait un petit réacteur de 75 KN (comme on lui a demandé) mais ils ont prévu de la marge au cas ou les autres partenaire du GIE Rafale fassent de la merde et qu'il faille augmenter la puissance pour compenser.

Dassault a fait un avion léger adapté aux 75 KN du M88, mais il a prévu un emplacement réacteur un peu plus important que celui du M88 au cas ou que SNECMA fasse de la merde et ait besoin de plus de place. Dassault avait aussi prévu que ses équipementiers fassent de la merde et qu'il faille utiliser des équipements en Pod, rajouter des CFT.... donc avoir une configuration nettement plus lourde acceptant un réacteur plus gros.

Et les équipementiers sont arrivés à faire leur travail. On n'a pas besoin d'utiliser la plupart des points d'emport pour des nacelles extérieures. On a même certains équipements particulièrement performant (nos Mica qui remplacent deux type de missiles)

Oui on aurait pu avoir un Rafale qui prend du poids, qui a donc besoin de réacteur plus puissant pour faire le même travail. On aurait pu dire qu'on fait un avion plus gros que les autres avec de gros réacteurs... mais ce serait plus cher pour exactement la même chose. Un réacteur plus puissant, ça consomme plus donc ça coûte plus cher. Si pour le même progrès/budget, on peut réduire la masse du réacteur ou réduire la consommation donc la masse du carburant emporté à autonomie égale

 

D'ailleurs tu reproches tellement au GIE Rafale d'avoir trop bien fait leur travail que tu oses dire que le rapport poussée/poids du Rafale est inférieur à la concurrence. C'est vrai, mais uniquement si on considère des versions lourdes donc nettement plus performante que la concurrence ou alors il faut comparer avec des avions comme les Su34, B2 voire Tu160... Le Rafale est à la fois plus petit (si on regarde sa masse à vide, sa consommation...) et plus gros (si on regarde sa masse maximale, sa charge utile, son autonomie, ses performances...) que les avions qui te servent de références.

Et puis, si tu reproches au Rafale de manquer de puissance... c'est dans quels conditions ? Mon exemple con du B52 qui utilise les moteurs de l'AGM-28 au décollage pourrait être appliqué pour les Rafale si tu leur reproches d'avoir des M88 dont il manque 5KN lors des décollage avec 2 SCALP.

il y a 2 minutes, mgtstrategy a dit :

tout ça pour . se rendre compte dans quelques semaines que les Rafale Qataris ont un M88 8.3T 

Le pire c'est que c'est tout à fait possible. Un M88 de 8,3 T pourrait améliorer le Rafale, c'est indiscutable.

Mais le principe de dire que SNECMA (et/ou la France par manque de budget) fait de la merde en se contentant d'un M88 de 75 KN et que le Rafale a "besoin" d'avoir un réacteur plus puissant face à une concurrence qui fait moins bien c'est clairement une méthode de troll.

Avec des réacteur de 8,3 tonnes, le Rafale serait vraiment redoutable en configuration légère. En configuration lourde, on pourrait envisager une version de 27 tonnes de masse max. Maintenant, est-ce que c'est utile, c'est une autre question. Si le but des gros M88 est de transporter des bidons de carburant, l'intérêt reste très relatif.

[PolluxDeltaSeven]

Il y a 1 heure, ARPA a dit :

D'ailleurs tu reproches tellement au GIE Rafale d'avoir trop bien fait leur travail que tu oses dire que le rapport poussée/poids du Rafale est inférieur à la concurrence. C'est vrai, mais uniquement si on considère des versions lourdes donc nettement plus performante que la concurrence ou alors il faut comparer avec des avions comme les Su34, B2 voire Tu160... Le Rafale est à la fois plus petit (si on regarde sa masse à vide, sa consommation...) et plus gros (si on regarde sa masse maximale, sa charge utile, son autonomie, ses performances...) que les avions qui te servent de références.

Pourtant il suffit de faire le calcul pour voir que le rapport poussée/poids du Rafale est excellent. Ce qui compte, pour une comparaison juste, c'est d'une part le poids à vide et éventuellement le poids avec une configuration identique. Le mieux serait de prendre en compte le profile de vol et la consommation spécifique, mais bien souvent on se contente de comparer avec 2/3 ou 3/4 du plein interne.

Bon j'avais détaillé pour tous les appareils, mais j'ai perdu mon texte suite à une erreur. En gros, à vide le ratio poussée/poids du Rafale est de 1,55 contre 1,6 pour le F-22 et le Typhoon (mais j'ai été gentil, j'ai pas pris en compte les récent alourdissement du Typhoon). Tous les autres appareils occidentaux ou russes sont derrières. Donc bon, pour un appareil qui manque de puissance, on repassera.

[ThincanKiller]

On ‎3‎/‎21‎/‎2019 at 11:45 AM, PolluxDeltaSeven said:

Pourtant il suffit de faire le calcul pour voir que le rapport poussée/poids du Rafale est excellent. Ce qui compte, pour une comparaison juste, c'est d'une part le poids à vide et éventuellement le poids avec une configuration identique. Le mieux serait de prendre en compte le profile de vol et la consommation spécifique, mais bien souvent on se contente de comparer avec 2/3 ou 3/4 du plein interne.

Bon j'avais détaillé pour tous les appareils, mais j'ai perdu mon texte suite à une erreur. En gros, à vide le ratio poussée/poids du Rafale est de 1,55 contre 1,6 pour le F-22 et le Typhoon (mais j'ai été gentil, j'ai pas pris en compte les récent alourdissement du Typhoon). Tous les autres appareils occidentaux ou russes sont derrières. Donc bon, pour un appareil qui manque de puissance, on repassera.

 

 

 

 

 

 

Non moi je ne repasse pas sur le fait qu'il est du domaine publique qu'en condition chaudes et hautes, ils manque de puissance ni que les pilotes en parlent aussi, l'aerodynamique de l'avion permet donc bien de compenser un manque relatif de pousee, jusqu'a un certain point.

Quand au materiel qui disparais du web, stp trouves moi le rapport d'essais en vol original, non tronque, ou les commentaires fait sur les essais a haute incidences comprenant de maneuvres PS, bonne chance avec ca.

 

On ‎3‎/‎21‎/‎2019 at 10:07 AM, ARPA said:

Le pire c'est que c'est tout à fait possible. Un M88 de 8,3 T pourrait améliorer le Rafale, c'est indiscutable.

 

 

 

C'est evident non? 8.5t ils savent faire depuis que le M88-2 a tourne au banc, en 1988:

 

Quote

We get the greater thrust simply by changing one component. The M88-3 is fitted with a slightly higher pressure compressor. On the other hand, the M88-4, which will have a thrust rating between 95kN and 105kN, requires a much larger fan, a new low-pressure turbine, and a new afterburner. It's meant for heavier single-engine fighters." 

The variants are obtained by changing modules in the front or back of the high-pressure system, leaving the same core engine as the basic M88-2. 

FLIGHT INTERNATIONAL, 24 September 1988  

 

 

Donc on en reviens a ce que je dis depuis le debut, SNECMA aurait parfaitement pu produire un M88-3 avec 8t de poussee si le budget aloue au programme et la facon dont il a ete reparti (constructeurs devant payer une pourcentage) l'avaient permis.

Techniquement, ils savent faire un moteur de cette poussee et si ils avaient ete libre de developer un M88 de 8t depuis le debut, on n'aurait pas les memes limitations dans les domaines de vol ou ca se voit le plus, il tournerait avec le Typhoon en soutenu et monterait aussi vite, avec l'avantage d'une capacite de carburant interne superieure.

L'aerodynamique ca n'est pas un outil miraculeux, ca compense jusqu'a un certain point et ce point la, face a la concurence top (Typhoon/F-22), ca cantone notre Rafale dans un domaine de vol plus reduit que si il etait equipe de moteur poussant 500kg de plus, et je ne parle meme pas de 8.3 ou 8t5 comme certains, mais du devis d'origine tel qu'envisione par son concepteur, qui ne prenait pas en compte la moindre notion mystique pour faire ses calculs...

 

 

Quote

Mais le principe de dire que SNECMA (et/ou la France par manque de budget) fait de la merde en se contentant d'un M88 de 75 KN et que le Rafale a "besoin" d'avoir un réacteur plus puissant face à une concurrence qui fait moins bien c'est clairement une méthode de troll.

 

Tu me trouve un de mes commentaire disant CA, si c'est ce que tu as compris, tu n'a pas lu ce que j'ai ecrit.

 

On ‎3‎/‎21‎/‎2019 at 9:38 AM, DEFA550 said:

Performance apparente de l'EJ-200 obtenue par sa simplicité. Un étage de moins sur le compresseur et pratiquement aucun étage à géométrie variable, ça aide à gagner du poids et donc à gonfler artificiellement le rapport poids/poussée.

C'est acceptable sur un moteur optimisé pour la HA en supersonique avec un flux d'air bien propre. Mais si tout le monde met des étages variables pour arranger le flux d'air, c'est bien parce que s'en passer implique de s'accommoder d'inconvénients lorsque les circonstances sont moins optimales.

Bref, se rapprocher des performances véritables de l'EJ-200, techniquement on y est déjà si on fait abstraction de son architecture assez spécifique.

Tout a fait d'accord, on fait meme mieux cote T.E.T, on peut aussi bien en dire autant de la cellule et de l'aerodynamique du Typhoon.

Modifié le 25 mars 2019 par ThincanKiller