Pré fi LE GMP. Pré fi LE MOTEUR A PISTON cycle 4 temps ADMISSION COMPRESSIONECHAPPEMENTEXPLOSION...

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LE GMP

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LE MOTEUR A PISTONcycle 4 temps

ADMISSION COMPRESSION ECHAPPEMENTEXPLOSION DETENTE

(COMBUSTION)

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Pré fi

Gr

Ga

Gp

Pompe de reprise

Commande de richesse

Commande de puissance

NC

o

Arrivée d’essence

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Pré fi

Injecteur d’essence

échappementadmission

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LE CARBURATEUR A INJECTION

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UTILISATION DE LA SOURCE D’ ENERGIE

Énergie = carburant +comburant

Rapport idéal 1/15 ( 1gramme de carburant pour 15 grammes d’air)

optimal entre 1/17 et 1/12 (qc)

Ce rapport à une influence sur la puissance délivrée par le moteur

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PU

Qc + riche

A

BCPU/Qc maxi

PU maxi

1/15 1/12

Enveloppe de détonation

Pré fi

1/15B

1/12A

C

1/15B

1/12A

C

L’ EGT (température échappement) est l’image de QC

Consommation spécifique (cs)

Pré fi

Puissance ( couple x vitesse de rotation)

Nombre de Tours moteur

N m

axi

Théorique

Réelle

Pré fi

puissance

Nombre de Tours moteur

Pression admission max75%

65%

N max

Pré fi

PUISSANCE EN FONCTION DE L'ALTITUDE

0

20

40

60

80

100

120

140

160

180

200

FT*1000

CV

- 3.3 % par 1000 ftà 6000 ft il reste 80 %à 10000 ft il reste 67 %

Pré fi

Notion de rendement d’un moteur

1 litre de carburant =32 000 000 Joules

36 l/heure = 32.000.000 *36 / 3600sec =320 000 watts (435 cv)

Mais 45% perdus dans l’échappement

15% perdus à travers les parois

7% perdus par combustion incomplète3% nécessaires à l’entraînement des accessoires

Il reste donc 30% soit 96000 W (130 cv)

70%

Pré fi PA

%PU

N

con

so

Pré fi

F

Vh

Va

L’HELICE

F = m x (Vh – Va)

L’hélice est un accélérateur d’air

Pré fi

hélicehélice réacteurréacteur

10%10%

20%20%

30%30%

40%40%

50%50%

60%60%

70%70%

80%80%

90%90%

100%100%

10001000 20002000

Rendement propulsifRendement propulsif

Vitesse en Vitesse en km/h km/h

L’HELICE

2 VhVh+ Va

R =

Pré fi

Pré fi

xa hélice =couple résistant que le moteur est chargé de vaincre

Fxa est la poussée de l’hélice = débit massique air x vitesse de ce débit (R) (Quantité de mouvement)

Fonctionnement aérodynamique à vitesse avion = 0

RA Fxa

XAxa hélice VRcalage

xa avion

D n\60

R

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Lorsque l’avion avance V> 0

L’incidence est fonction de n et Vp

xa hélice

Vp/n

xa avion

Le débit d’air massique et la vitesse de ce débit (R) sont fonction de l’incidence

donc aussi de la poussée

Dn\60

RA

VR

R

RAVR

R

Pré fi

VP\n

D2 n/60

R

VR

Le calage varie le long de la paleAfin que

D1 n\60

R

VRVR

Pré fi

VP\n

D2n /60

VR

VP\n

Si la vitesse de l’avion augmente fortement ( à calage identique)

l’incidence devient négative l’hélice entraîne le moteur n ?

RA

VR

Pré fi

Zone de fonctionnement Zone de fonctionnement pour laquelle le rendement pour laquelle le rendement

est acceptableest acceptable

Rendement =Rendement =puissance restituéepuissance restituée

puissance absorbéepuissance absorbée

0,850,85

VVavionavion

hélice à calage fixe hélice à calage fixe

RENDEMENT

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Puissance moteur

PA max

PA 75%

N maxi N

Puissance absorbée par l’hélice

100

kt

50 k

t

0 kt

Adaptation hélice moteur

Hélice

Moteur

Pré fi

0,850,85

VVavionavion

Pour une hélice Pour une hélice donnée, il n ’y a donnée, il n ’y a qu’une seule plage qu’une seule plage de vitesse avion de vitesse avion pour laquelle le pour laquelle le rendement est rendement est acceptable.acceptable.

Grand pasGrand pas

Petit pasPetit pas

Pré fi

0,850,85

Variation du pas =Variation du pas = Plage de vitessesPlage de vitesses

à rendement acceptableà rendement acceptable

VVavionavion

Petit pasPetit pas Grand pasGrand pas

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le régulateur Schéma de principe Schéma de principe

d ’un régulateur d ’un régulateur hydraulique.hydraulique.

Huile sous Huile sous pressionpression

RéservoirRéservoird’huiled’huile

CommandeCommande

HéliceHélice

Ici en position Ici en position d ’équilibre . . .d ’équilibre . . .

Ressort Ressort de de

rappelrappel

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LES EFFETS MOTEURS

Le moteur et l’hélice ont pour but de fournir la traction nécessaire, mais ils provoquent des effets secondaires qui ont une influence sur l’assiette,l’inclinaison et la symétrie du vol.

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EFFET SUR L’ASSIETTE

COUPLE CABREUR OU COUPLE PIQUEUR

A chaque variation de la puissance, le pilote observera un effet sur l’assiette.

A vitesse stabilisée:

•Une augmentation de la puissance tend à faire cabrer l’avion.

•Une diminution de puissance tend à faire piquer l’avion.

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Vsh1N1

Za

Mg

Zae

Vsh2

N2> N1

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EFFET SUR LA SYMETRIE DU VOL/ SOUFFLE HELICOIDAL

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EFFET SUR LA SYMETRIE DU VOL/ SOUFFLE HELICOIDAL

L’écoulement de l’air est hélicoïdal dans le sillage de l’hélice. Cet effet est d’autant plus important que le régime est fort et la vitesse est faible(cas du décollage par exemple).

Pour contrer cet effet le constructeur a généralement recours à un calage inverse de la dérive verticale par rapport à l’axe longitudinal et ce pour une vitesse de croisière normale.

Augmentation du régime:ROTATION en lacet à ? Bille à ?

Diminution du régime: ROTATION en lacet à ? Bille à ?.

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EFFET SUR L’INCLINAISON

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EFFET SUR L’INCLINAISON

Le couple de réaction, opposé au couple moteur,tend à créer une rotation autour de l’axe du moteur de l’avion (inclinaison) en sens inverse de la rotation de l’hélice.

Cet effet est peu sensible sur les avions modernes.

L’avionneur y remédie le plus souvent par un calage différentiel des ailes (d’où une modification de l’angle d’incidence et par conséquent une portance différente de chaque aile pour une vitesse donnée;en général la vitesse de croisière). i

i

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H

EFFETS GYROCOPIQUE

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EFFETS GYROCOPIQUE

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Vavion

Vavion

N

N

L’incidence de la pale descendante est supérieure à celle de la pale montante

Vavion

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CERTIFICATION

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POURQUOI ?

ASSURER UN NIVEAU MINI DE SECURITE ACCEPTABLE PAR TOUS LES PAYS ( OACI

Le critère d’appréciation retenu est que le pilote utilisateur est un pilote moyenayant reçu une bonne formation de base, qu’il connaît bien son manuel de vol mais n’a ni habileté particulière, ni entraînement exceptionnel.

JAR (règlements de certification)

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JAR 23 avions légers

Masse inférieur ou égal à 2730 kg

Résistance structurale ( Cf domaine de vol)

Performances ( décollage ,pente montée, décrochage, atterrissage ect)

Maniabilité (sur les 3 axes)

Stabilité (sur les 3 axes)

Exemples

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JAR 23 49 VSO ne doit pas être supérieure à 61kt

JAR 23 65 la pente de montée ne doit pas être inférieur à 8.3% à VI pas inférieur à 1.2 VS1 (cd std)

JAR 23 77 en API la pente de montée ne doit pas être inférieur à 3.3% configuration atterrissage VI 1.3 VSO

JAR23 157 à 1.2 vs1 (décollage) on doit pouvoir passer de 30° d’un côté à 30° de l’autre en 5 sec maxi à 1.3 VSO (atterrissage) en 4 sec maxi

etc.…

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DOMAINE DE VOL

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A

BC

contraintes

déformation relative

Fatigue des matériaux:

Qualité d'un matériau soumis à des efforts

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Métal ferreux:

En théorie pas d'incidence sur la durée de vie s'il est soumis à des contraintes proches des limites élastiques

Métal non ferreux:

(aluminium par exemple) Il existe toujours un nombre de cycles qui, en fonction de la contrainte, conduit à la rupture.

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contrainte

Un avion dont la structure est en métal non ferreux a un potentiel de vie

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Avant la rafale:

N = Za / mg = 1 . donc:

Za = PN = Za + Za 1

Après la rafale

LA RAFALE

P

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La rafale :

Dès l'apparition de la combinaison foyer marge statique permet de récupérer la valeur d'incidence d'origine.

La valeur de la rafale ne peut pas être mesurée par le pilote, le constructeur garantit la cellule en tenant compte d'une rafale moyenne à une vitesse donnée: la V N O .

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Le braquage d'une gouverne va provoquer une contrainte.

Le constructeur va déterminer une vitesse maximale à laquelle on peut amener une gouverne en butée et obtenir le facteur de charge maxi. C'est la vitesse de manœuvre:

C'est la V A

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LE FACTEUR DE CHARGE (n)

EN VIRAGE = 1/cosinus

RAFALE VERTICALE ( = 1 + - k V mg

EN RESSOURCE = 1 + v² / rg ou 1 +V gvitesse d’exécution de la ressource)

RAFALE HORIZONTALE (v) = 1 + - v / V

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Le flutter:

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Apparition de vibrations de fréquence F1

Flexion à la manière de la

règle

Soit une aile que l'on tire vers le bas et que l'on relâche brutalement:

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Oscillations de fréquence F2

Soit une aile que l'on tord par l'extrémité de la voilure et que l'on relâche brutalement:

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A une certaine vitesse de déplacement, les 2 fréquences de vibrations deviennent égales

L'énergie est importante , rupture de type explosif

1

2

34

6

5

7

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Le flutter peut être aggravé par le flottement des gouvernes

1

2

3

Flottement des gouvernes

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L'équilibre statique dans cette exemple se fait en fixant une masse d'équilibrage sur l'aileron

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EN VOL , LORSQUE LES MESURES RECOUPENT LES CALCULS ETABLIS, ON DEFINIT ALORS UNE VITESSE MAXIMUM EXEMPTE DE FLUTTER .

C'EST LA V N E (fonction de VD)

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Le constructeur va déterminer :VS0 et VS1 à n = 1 de la manière ci-dessus décélération 1kt /s

Vitesse de décrochage

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VA = pour n = 3.8

VC = vi maxi en turbulence rafale 15.m/s et n maxi

VB pas utilisée en JAR 23

VD = 1.25 de VC rafale 7.5 m/s vi maxi démontrée sans flutter ni vibration

VNE < 0.90 VD

VNO < 0.89 VNE

VFE > = 1.4VS1 lisse ou 1.8 VSO (la plus grande de ces valeurs)

VSO < = 61 kt

RESUME DES VITESSES

Pré fi

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Pré fi

Pré fi

Pré fi

DIAGRAME DE VOL JAR 23

VNO<VCVNE<VD