Compte rendu final du projet
Projet Bee-plane
-Recenser et valider les hypothèses moteurs : 2xTP400 + 1xCFM56 -Bee-plane quadri-turbopropulseur - Panne moteur au décollage
BOBIN Etienne GUTH Julie
HOUPLON Anaïs VERRIEST Aurélie 4 A S 2
Table des matières Recenser et valider les hypothèses moteurs ...... 4 Introduction ...... 5 1) Objectifs de conception ...... 5 2) Spécifications pour les avions civils ...... 5 3) Limites physiques du vol ...... 5 4) Opérabilité ...... 6 5) Manœuvres à risque et incidents ...... 6 II. Etude des moteurs à l’aide de tableaux récapitulatifs ...... 7 III. Calcul d’une mission du Bee-Plane ...... 8 Introduction : ...... 8 1) Classe de poussée et masse maximale de carburant ...... 8 2) Consommation horaire globale à 0/0 ...... 9 3) Phase de décollage ...... 9 4) Phase d’accélération et de montée ...... 10 5) Deuxième phase de montée ...... 12 6) Distance maximale que peut parcourir l’avion ...... 14 Conclusion ...... 15 Conclusion : ...... 19 Bee-plane quadri-turbopropulseur ...... 20 Introduction ...... 21 I. Définition du Cahier des Charges ...... 21 a) Fonctions principales ...... 21 b) Fonctions de services ...... 21 II. Motorisation : Turbopropulseurs ...... 22 1) Qu’est-ce qu’un Turbopropulseur ? ...... 22 a) Principe de fonctionnement d’un turbopropulseur ...... 22 b) Avantages et inconvénients ...... 22 c) Liste des quadri-turbopropulseurs ...... 23 d) Liste des turbopropulseurs Pratt et Whitney ...... 24 Conclusion ...... 26 Panne moteur au décollage ...... 27 I. Détermination des pentes en fonction des segments au décollage ...... 28
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1) Définition des segments ...... 28 2) Pentes réglementaires pour le Bee-Plane ...... 28 II. Impact de la panne moteur ...... 29 1) Description des effets indésirables ...... 29 2) Impact sur la traînée...... 30 III. Calculs des pentes ...... 31 1) Démonstration ...... 31 2) Application au Bee-plane ...... 32 3) Cas particuliers ...... 33 Conclusion ...... 34 Conclusion générale ...... 35 Annexes ...... 36
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Introduction
Nos projets s’inscrivent dans la démarche de préconception du Bee-Plane. Nous nous sommes concentrés sur le volet motorisation de ce projet ainsi que quelques problématiques associées. Nous avons choisi de travailler sur 3 sujets différents. Le premier, recenser et valider les hypothèses moteurs, est l’élément central de notre étude. Nous y avons effectué tous les calculs permettant d’estimer les performances du Bee-Plane lorsqu’il dispose de deux TP400 et d’un CFM56. Il va nous permettre d’obtenir des données utiles pour les deux autres sujets. Le second sujet, Bee-Plane en version quadri-turbopropulseur, représente une alternative à la première motorisation. Elle a pour but de diminuer la consommation du Bee-Plane. Le troisième sujet, panne moteur au décollage, permet de vérifier que le Bee-Plane respecte la réglementation et dispose de bonnes performances au décollage.
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Recenser et valider les hypothèses moteurs GUTH Julie et BOBIN Etienne
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Introduction
Le but de notre étude est de faire la liste des caractéristiques du TP400, du CFM56 et du Sam146 puis d’effectuer des calculs de performance afin de voir si ces moteurs conviennent effectivement au Bee- Plane.
I. Comment choisir la motorisation d’un avion ?
1) Objectifs de conception Nous avons commencé par faire une liste non exhaustive des critères majeurs concernant le choix d’un moteur :
Les performances doivent augmenter La consommation et le bruit doivent diminuer La sécurité doit être assurée La fiabilité doit être améliorée Les coûts de possession doivent baisser Le poids doit être réduit Le coût d’achat doit être le plus faible possible La possibilité d’avoir un TP400, moteur militaire à l’origine, dans le civil au sein de compagnies aériennes internationales doit être étudiée
2) Spécifications pour les avions civils Le cahier des charges des avions civils est caractérisé à l’aide des données suivantes :
Spécification avions par rapport au moteur Rayon d’action Charge marchande Temps de montée Poussée en fin de montée Taux de montée moteur en panne Capacités d’évolution
Dans la suite de notre projet, nous allons essayer de calculer ces données. Elles nous permettrons ensuite de déterminer si les moteurs choisis pour l’instant correspondent bien à nos attentes.
3) Limites physiques du vol
1-Point fixe (1013 hPa ; 288K) 2-Décollage (1013 hPa ; 288K) 3-Fin de montée (411 hPa ; 258K) 4-Croisière (411 hPa ; 258K)
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4) Opérabilité L’opérabilité est la capacité du système propulsif à fonctionner dans l’ensemble :
du domaine de vol (alt., Mach) contractuel du domaine de fonctionnement : angle manette, prélèvements d’air et puissance des environnements : incidence, dérapage des évènements : vent, ingestions en fournissant les performances spécifiées dans le cahier des charges.
5) Manœuvres à risque et incidents
1. Ingestion oiseaux et corps étrangers 2. Distorsion (vent de travers) 3. (Re-)Démarrage 4. Accélération Décélération Reprise 5. Power Management, vieillissement et dispersion moteur 6. Prélèvements d’air et de puissance 7. Ingestion d’eau et de grêle 8. Atmosphère chaude
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II. Etude des moteurs à l’aide de tableaux récapitulatifs
Hypothèses moteurs Sam146 CFM56-3c1 Caractéristiques générales ------Type Double flux Double flux Longueur 2.20m 2.36m Diamètre 1.22m 1.60m Masse 1708kg 1950.50kg Composants ------Compresseur 1+3BP 6HP 1+3BP 9HP Chambre de combustion Annulaire Annulaire Turbine 1HP 3BP 1HP 4BP Performances ------Poussée maximale 76.84kN 104,53kN Ratio global des pressions 23.8 30.6 Taux de dilution 4.43 6 Consommation spécifique de carburant / 0.5544 kg/(daN.h) Rapport poussée sur poids 5.3 5.5
Hypothèses moteurs TP400 Caractéristiques générales ------Type Turbopropulseur triple-corps Longueur 3,5m Diamètre 0,92m Masse 1890kg Composants ------Compresseur 11 étages : 6 HP et 5 MP Chambre de combustion / Turbine 5 étages : 1 HP, 1 MP et 3 BP Performances ------Poussée maximale 111.2kN Ratio global des pressions 25:1 Taux de dilution 0.8 Consommation spécifique de carburant 0.3852 kg/(daN.h) Rapport poussée sur poids 6
Nous avons réalisé les deux tableaux ci-dessus à l’aide d’informations trouvées sur les sites des fabricants ou Wikipedia. Les poussées maximales et les consommations spécifiques de carburant sont nécessaires aux calculs des performances du Bee-Plane, nous nous sommes donc appliqués à vérifier leur véracité en cherchant plusieurs sources.
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III. Calcul d’une mission du Bee-Plane
Introduction : Dans le cadre de notre projet « recenser et valider les hypothèses moteur du Bee-Plane » nous avons effectué le calcul d’une mission afin d’obtenir des données telles que la consommation, la distance franchissable, les poussées nécessaires durant les différentes phases de vol…
L’étude réalisée ci-dessous est basée sur les résultats du cours de performances aéronautiques de l’IPSA. Nous n’avons réalisé que peu d’hypothèses, cela nous permettant d’avoir un résultat précis.
Dans un souci de praticité, nos hypothèses concernant le Bee-Plane sont en vert. Ce sont ces données qui peuvent être modifiées en fonction de l’avancement du projet.
On considère le Bee-Plane dont la masse maximale au décollage est de 100 000kg. Il est propulsé par 2 turbopropulseurs et un turboréacteur.
Dans toute notre démarche, nous allons supposer que :
- Loi d’évolution de la consommation spécifique avec le Mach de vol :
- Les conditions de température et de pression statiques au sol (0/0) sont de 288,1K et de 101325 Pa - La croisière est réalisée à une altitude de 7000m et à un nombre de Mach de 0.53 (650km/h).
La notation i/j correspond aux conditions dans lesquelles nous nous plaçons : i représente l’altitude en mètres et j le Mach. 1) Classe de poussée et masse maximale de carburant
D’où :
Ceci est la poussée totale nécessaire au décollage. Il nous faut maintenant la pondérer pour estimer la poussée des 2 TP400.
La poussée maximale du CFM56 est de 104,53kN et la poussée maximale du Sam146 est de 76,84kN.
On en déduit l’enveloppe de poussée nécessaire des turbopropulseurs :
[312303-104530= ; 312303-76840= ] = [103800 ; 117700]
Nous avons besoin de turbopropulseurs avec une poussée unitaire comprise entre 103,8kN et 117,7kN.
Masse maximale de carburant embarquée par le Bee-Plane
Connaissant la masse maximale au décollage du Bee-Plane, nous pouvons calculer la masse maximale de carburant que peut embarquer cet avion :
Avec on obtient 26820 kg
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2) Consommation horaire globale à 0/0
Au décollage, le CFM56 et les 2 TP400 sont allumés. La consommation spécifique du CFM56 est de 0,5544 kg/(daN.h) et celle du TP400 de 0,3852 kg/(daN.h) (*Les deux valeurs proviennent de Wikipedia). Comme il est prévu d’utiliser un Sam146 avec la poussée d’un CFM56 et que nous n’avons, pour l’instant, pas de données concernant la consommation spécifique de ce moteur, nous avons choisi d’utiliser la consommation spécifique du CFM56 dans la suite des calculs.
Nous allons pondérer les consommations spécifiques afin d’obtenir la consommation spécifique globale.
D’où :
Cela nous permet de calculer la consommation horaire du Bee-Plane :
D’où : 3) Phase de décollage
Mach de vol atteint au moment du décollage
* La vitesse de l’avion provient du rapport ESTACA « Gestion de l’énergie à bord du Bee-Plane »
A la fin de la phase de décollage, la vitesse de l’avion étant de 61,72 m/s, le Mach de vol correspondant sera donc de :
√ √
D’où :
Poussée, consommation spécifique et consommation horaire à 0/0,18
Connaissant le Mach de vol atteint au moment du décollage, nous pouvons calculer la poussée du Bee-Plane :
[ ]
Nous avons puisque l’avion est toujours à altitude nulle (Z=0), d’où :
[ ]
D’où :
L’avion étant à altitude nulle (Z=0), la consommation spécifique est déterminée à partir de la formule donnée dans les hypothèses :
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D’où :
La consommation horaire de ce moteur sera donc de :
D’où :
Phase 1 : consommation horaire et consommation de carburant
La consommation de carburant sur cette première phase de mission étant calculée en faisant la moyenne des consommations horaires en début et fin de phase, nous avons :
D’où :
Connaissant la distance parcourue ( = 2 km) et la vitesse moyenne ( = 30,86 m/s) lors de cette première phase d’accélération, nous pouvons en déduire le temps ainsi que la consommation du Bee-Plane :
D’où :
Et donc :
D’où 4) Phase d’accélération et de montée
Profil de vol choisi
Le profil de vol choisi comporte tout d’abord une phase d’accélération où l’altitude varie peu, passant de 0 à 2000 m afin d’éviter les obstacles proches du sol, puis une phase de montée à iso- vitesse jusqu’à l’altitude de croisière de 7000 m.
Poussée, consommation spécifique et consommation horaire à 2000/0,512
La phase 2 de la mission correspond donc à une phase d’accélération où l’altitude passe de 0 à 2000 m. Connaissant l’altitude, il nous faut déterminer le Mach de vol qui nous permettra de calculer la poussée et la consommation spécifique.
Sachant que la montée (phase 3) est ensuite réalisée à iso-vitesse et connaissant le Mach de vol atteint en fin de montée à 7000 m ( , nous allons en déduire le Mach de vol atteint en fin de phase d’accélération à 2000 m d’altitude.
A 7000 m, on a: √ √ 170,5 m/s
La température statique Ts(Z) étant donnée par les tables :
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T(Z = 7000 m) = 257,65 K T(Z = 2000 m) = 275,15 K
Et donc à 2000 m : √ √
D’où :
La poussée du turboréacteur civil sera alors de :
[ ]
D’où
On remplace :
[ ]
D’où :
L’altitude n’étant plus nulle (Z = 2000 m), la consommation spécifique est calculée en deux temps pour tenir compte de l’influence de l’altitude et de l’influence du Mach de vol :
√ √
Puis
D’où :
La consommation horaire de ce moteur sera donc de :
D’où :
Phase 2 : distance parcourue
La distance parcourue en projection par rapport au sol va dépendre de la vitesse moyenne de l’avion, de l’angle de montée et du temps nécessaire à cette montée.
La vitesse moyenne
L’angle de montée est calculé à partir de :
D’où :
La pente de montée est de 3,1 m/s (* pente=2,7% de la vitesse par réglementation)
Il nous faudra pour passer du sol à 2000 m.
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La distance parcourue en projection par rapport au sol est donc de :
D’où :
Phase 2 : consommation horaire et consommation de carburant
La consommation de carburant sur cette deuxième phase de mission étant calculée en faisant la moyenne des consommations horaires en début et fin de phase, nous avons :
D’où :
Et donc :
D’où : 5) Deuxième phase de montée
Poussée, consommation spécifique et consommation horaire à 7000/0,53
La phase 3 de la mission correspond à une phase de montée de 2000 à 7000 m.
Connaissant l’altitude (Z = 7000 m) et le Mach de vol ( ), il nous est facile de calculer la poussée et la consommation spécifique.
La poussée du Bee-Plane est alors de :
[ ]
Donc
On remplace : [ ]
D’où :
est la poussée nécessaire au vol en croisière. Afin de savoir si nous pouvons bien couper le CFM56 en début de croisière, nous allons calculer la poussée la poussée délivrée par les 2 TP 400 à 7000m.
( ) ( ) ( ) ( )
D’où :
Conclusion : , nous pouvons couper le CFM56 pendant la deuxième phase de montée et pendant phase de croisière car la poussée nécessaire au vol est inférieure à celle délivrée par les 2 TP400.
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Afin de constater l’impact du fonctionnement ou non du CFM56 sur les performances, nous allons réaliser 2 séries de calculs. Celle avec le CFM56 en fonctionnement sera notée en gris.
L’altitude n’étant plus nulle (Z = 7000 m), la consommation spécifique est calculée en deux temps pour tenir compte de l’influence de l’altitude et de l’influence du Mach de vol :
√ √
Puis :
D’où :
√ √
Puis :
D’où :
La consommation horaire du Bee-Plane est donc de :
D’où :
D’où :
Phase 3 : distance parcourue
La distance parcourue en projection par rapport au sol va dépendre de la vitesse moyenne de l’avion, de l’angle de montée et du temps nécessaire à cette montée.
La montée étant réalisée à iso-vitesse, la vitesse moyenne est égale à 170,5 m/s.
L’angle de montée est calculé à partir de :
D’où :
Hypothèse : La pente de montée est de 3,1 m/s (pente=2,7% de la vitesse par réglementation)
Il nous faudra pour passer du sol à 2000 m à 7000 m.
La distance parcourue en projection par rapport au sol est donc de :
D’où :
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Phase 3 : consommation horaire et consommation de carburant
La consommation de carburant sur cette troisième phase de mission étant calculée en faisant la moyenne des consommations horaires en début et fin de phase, nous avons :
D’où :
D’où :
Et donc :
D’où :
Et donc :
D’où : 6) Distance maximale que peut parcourir l’avion
Compte tenu de la masse maximale de carburant que peut embarquer le Bee-Plane qui a été estimée à 26820kg et du carburant consommé durant les phases 1, 2 et 3, la quantité de carburant restant pour la phase 4 de croisière, si l’on néglige les phases de descente et d’atterrissage, est de :
D’où :
D’où :
La consommation horaire par moteur étant de 7474 kg/h, nous en déduisons une durée de vol en croisière de :
La vitesse étant de 170,5 m/s, la distance parcourue en croisière par l’avion sera de :
D’où :
La distance maximale que peut parcourir l’avion sera donc de :
D’où :
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La consommation horaire par moteur étant de 6505 kg/h, nous en déduisons une durée de vol en croisière de :
La vitesse étant de 170,5 m/s, la distance parcourue en croisière par l’avion sera de :
D’où :
La distance maximale que peut parcourir l’avion sera donc de :
D’où :
Conclusion Afin de mieux visualiser les résultats obtenus, nous les avons disposés sous forme de tableaux, de courbes et de graphiques.
Mise en évidence des phases de vol par points de transition. D’abord avec l’appui du turboréacteur sur les phases 1 à 4 puis sur les phases 1 à 2.
Turboréacteur et turbopropulseurs sur les phases 1 à 4.
Point par point Avec turboréacteur 0/0 0/0,18 2000/0,512 7000/0,53 CS [kg/(daN.h)] 0,4416 0,512 0,668 0,640 CH [kg/h] 13791,3 13559 11716 7474 F [N] 312303 260243 175396 116786
Figure 1: Evolution du Bee plane en altitude et en distance parcourue au sol suivant ses phases de vol
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Turboréacteur et turbopropulseurs sur les phases 1 à 2 puis turbopropulseurs seuls.
Sans turboréacteur 0/0 0/0,18 2000/0,512 7000/0,53 CS [kg/(daN.h)] 0,4416 0,512 0,668 0,557 CH [kg/h] 13791,3 13559 11716 6505 F [N] 312303 260243 175396 116786
Figure 2: Evolution du Bee plane en altitude et en distance parcourue au sol suivant ses phases de vol
Selon nos hypothèses, nous pouvons remarquer que le fait de couper le turboréacteur permet d’augmenter nettement la distance franchissable (2260.9km contre 1996.6km). Soit un gain de 264.3km, c’est-à-dire plus 11.7%, représentant par exemple la distance d’un Lyon –Marseille en gain de parcours.
Notre avion peut donc franchir 2260,9 km soit plus que la distance séparant Paris de Reykjavik. Ceci correspond à une distance projetée sur le sol. Il faudra ajouter des marges afin de nous conformer à la réglementation, notre distance franchissable s’en verra diminuée.
Figure 3: Exemple de la distance franchissable du Bee Plane
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Données par phase de vol
Avec turboréacteur Avec turboréacteur Sans turboréacteur 1 2 3 4 3 4 CH [kg/h] 13675 12638 9111 6505 9595 7474 L [km] 2 74,9 275 1909 275 1645 V [m/s] 30,86 116,1 170,5 170,5 170,5 170,5 t [s] 64,8 645 1613 3:06:36 1613 2:40:48 C [kg] 246,15 2264 4082 20228 4299 20011 Evolution des différentes caractéristiques suivant les phases de vol (comparatifs)
Evolution de la consommation horaire en fonction de la phase de vol 16000 14000
12000
10000 8000
6000 CH (turboréacteur phase 1 à 4) CH CH [kg/h] 4000 CH (turboréacteur phase 1 à 2) 2000 0 0 1 2 3 4 5 Phases de vol
Nous observons ci-dessus une nette baisse de la consommation horaire lorsque le turboréacteur est coupé. En effet, elle passe de 7474kg/h à 6505kg/h : 1t de carburant est économisée par heure de vol en croisière.
Evolution de la distance parcourue en fonction de la phase de vol
4
3 Distance de chaque phase (turboréacteur phase 1 à 2) 2
Phases devol Distance de chaque phase (turboréacteur phase 1 à 4) 1
0 500 1000 1500 2000 2500 Distance parcourue [km]
Nous observons que la distance parcourue pendant la croisière passe de 1645km à 1909km. Cela correspond à un gain de 264km soit une augmentation d’environ 10% de la distance franchissable.
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Evolution du temps de phase de vol en fonction de la phase de vol 200,0 180,0 160,0
140,0
120,0 100,0 Temps par phase de vol (turboréacteur phase 1 à 4) 80,0 Temps[min] Temps par phase de vol 60,0 (turboréacteur phase 1 à 2) 40,0 20,0 0,0 1 2 3 4 Phase de vol
De même que pour la distance parcourue, le temps de vol en croisière va augmenter. Nous passerons de 2h40 à 3h06 soit un gain de 26 minutes de vol.
Evolution de la vitesse en fonction de la phase de vol 700,0
600,0
500,0 400,0 300,0
200,0 Vitesse Vitesse [km/h] 100,0 0,0 1 2 3 4 Phases de vol
Dans notre étude nous avons considéré que la vitesse de vol est indépendante de la mise en route ou non du turboréacteur afin de pouvoir étudier son influence sur la consommation en vol.
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Evolution de la consommation par phase de vol 25000
20000
15000 C (turboréacteur phase 1 à 4) 10000 C (Turboréacteur phase 1 à 2)
5000
0 1 2 3 4 La consommation par phase de vol est sensiblement la même dans les 2 cas.
Sur ces différents graphiques, nous pouvons constater que la consommation horaire ne cesse de diminuer en fonction de la phase de vol, ce phénomène étant encore plus amplifié avec l’arrêt du turboréacteur sur les phases 3 et 4. Cette diminution de consommation permet ainsi à l’aéronef de parcourir plus de kilomètres en vol.
La phase de vol principale, la croisière, dure entre 2h40 et 3h06 suivant allumage ou non du turboréacteur pendant les phases 3 et 4. De plus l’appareil consomme 75.42% de son carburant en vol, paramètre clé de nos résultats.
Conclusion : Nous confirmons l’intérêt d’interrompre le turboréacteur sur les phases d’iso-vitesse et de croisière, ainsi que le bon choix des moteurs pour l’ensemble des phases (poussée et consommation en adéquation avec notre cahier des charges).
Cette configuration moteur est validée.
Points à développer ultérieurement :
- Impact du surplus de poussée en croisière sur la baisse de consommation - Impact des réserves réglementaires sur la distance franchissable - Impact de la vitesse de vol sur la consommation : on pourrait rechercher à quelle vitesse de vol le TP400 offrirait le meilleur rendement
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Bee-plane quadri-turbopropulseur HOUPLON Anaïs
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Introduction
Le Bee-Plane est un projet futuriste aux objectifs ambitieux. Il s’agit d’un avion moyen-courrier ayant des caractéristiques proches de celles de l’Airbus A321. Il dispose d’une capacité de 200 passagers avec un fuselage détachable. Les deux principaux intérêts de cet avion sont de réduire au maximum les coûts opérationnels (divisés par 2) et de diminuer son empreinte écologique et environnementale.
Le but de cette étude est de proposer une motorisation différente du projet actuel, à savoir 2 turbopropulseurs TP-400 et 1 turboréacteur central pour la phase de décollage. L’idée est donc de chercher la motorisation la plus adaptée au cahier des charges du Bee-Plane. Dans cette étude, nous chercherons à motoriser le Bee-Plane avec 4 turbopropulseurs existants. Il s’agit donc d’effectuer un travail comparatif sur tous les turbopropulseurs puis de trouver celui qui répond le mieux au cahier des charges du Bee-Plane.
I. Définition du Cahier des Charges
a) Fonctions principales
Fonctions de Principales Critères Niveau Flexibilité
Nombre de moteurs 4 F0 FP1 : Type de moteurs Turbopropulseur F0 Nombre de Mach 0,53 F1 Assurer la motorisation Poussée moteur unitaire 78,076kN F1 Autonomie 2h30-3h F1 FP2 : Distance franchissable 2 000 km F1 MTOW 100t F1 Assurer des performances Vitesse de croisière 300 à 800 km/h F1 Altitude de croisière 7 000m= 21 200ft F1 Poussée nécessaire au décollage 312,303kN F1 Poussée nécessaire au vol 116,786kN F1
b) Fonctions de services
Fonctions de Services Critères Niveau Flexibilité
FS1 : Bruit -6dB F2 Réduire les émissions sonores FS2 : NOx et autres émissions -60 à 80% F2 Réduire l’impact environnemental Consommation spécifique -15 à 20% F1 Emissions CO2 -50% F2
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II. Motorisation : Turbopropulseurs
1) Qu’est-ce qu’un Turbopropulseur ? Un turbopropulseur est un système de propulsion dont l'énergie est fournie par une turbine à gaz. La poussée principale est obtenue par la rotation d'une hélice multi-pales. Il est particulièrement adapté aux avions dont la vitesse de croisière est comprise entre 300 et 800 km/h. Au-delà de cette vitesse, la baisse du rendement aérodynamique de l'hélice, lié à l'écoulement transsonique ou supersonique en bout de pale, conduit à préférer le turboréacteur.
a) Principe de fonctionnement d’un turbopropulseur
Le turbopropulseur est une turbomachine dont le mode de fonctionnement est proche de celui d'un turboréacteur cependant leur conception est diamétralement opposée. Le but d’un turbopropulseur est la mise en rotation d'un arbre moteur tout en perdant le minimum d’énergie dans les gaz d’échappement.
Le turbopropulseur est un réacteur dont la turbine entraîne une hélice. Il est généralement double- corps, c’est-à-dire qu'il dispose de deux turbines en sortie qui font tourner deux arbres coaxiaux. La première turbine est reliée au compresseur, la seconde à l'hélice. Le rendement d’un turbopropulseur est supérieur à celui d’un turboréacteur, mais son utilisation est limitée à Mach 0,7 et 8 000 mètres d'altitude. C'est le mode de propulsion optimal pour les avions de transport commerciaux sur des distances courtes.
b) Avantages et inconvénients
Avantages :
Economies de carburant Baisse de 10% d’échappement des gaz Meilleur rendement qu’un réacteur classique
Inconvénient principal :
Diminution de l’efficacité des hélices aux vitesses supersoniques et à haute altitude
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c) Liste des quadri-turbopropulseurs
Ci-dessous, nous avons la liste des quadri-turbopropulseurs. Une première sélection est faite en fonction des MTOW (masse maximale au décollage). Les moteurs surlignés en vert sont susceptibles de convenir au Bee-Plane. Ils seront ensuite étudiés de manière plus poussée.
Conversions: 11 000SHP = 8 203 kW et 1ch = 736 W
Nom de l’avion Motorisation Poussée MTOW unitaire Airbus A400M Atlas EuroProp International TP400-D6 8 203 kW / Lockheed AC-130 Allison T56-A-15 3 700 kW / Antonov An-10 Ivchenko Al 20k 2 953 kW 55,1t Antonov An- 12 Ivchenko Al 20k 2 953 kW 61t Antonov An 22 Kouznetsov NK-12 11 000 kW 250t Antonov An-70 Ivtchenko Progress D27 10 300 kW 133t Armstrong Whitworth Armstrong-Siddeley AS.1 Mamba Mk 743 kW 20,4t A.W. 55 Apollo 504 Boeing XB-55 Allison T40 4 122 kW 76,4t Bristol Britannia Bristol Proteus 2 775 kW 88,915t Lockheed C-130 Hercules Allison T-56-A-15 ou Rolls-Royce AE 3 164 kW 79,380t 2100 Douglas C-133 Pratt & Whitney T30-P-9-W 5 586 kW 130t Cargomaster Iliouchine Il-18/-20/-22 Ivtchenko Al-20M 3 125kW 64t Lockheed EP-3 Allison T56-A-14 3,45 kW 64,4t Lockheed HC-130 Allison T56-A-15 3 613 kW 70,307t Lockheed L-100 Hercules Allison 501-D22A 3 362 kW 70,308t Lockheed MC-130 Allison T56 3 613 kW 69,750t Lockheed WP-3D Allison T56 A14 3 386 kW 63,4t Hurricane Hunter Lockheed P-3 Orion Allison T-56-A-14 3 613 kW 64,41t Potez 840 Turboméca Astazou 477 kW 8,9t Shaanxi KJ-200 Pratt & Whitney Canada PW150B 3 782 kW / Tupolev Tu-95 Kouznetsov NK-12-M 10 885 kW 188t Tupolev Tu-114 Kouznetsov NK-12 11 000 kW 173,5t Tupolev Tu-126 Kouznetsov NK-12-MV 10 889 kW 165,55t Tupolev Tu-142 Kuznetsov NK-12MP 10 889 kW 185t
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d) Liste des turbopropulseurs Pratt et Whitney
Nous avons commencé par étudier la possibilité d’équiper le Bee-Plane avec des moteurs Pratt & Whitney. En effet, ceux-ci sont les plus faciles à obtenir. Ils ont une bonne fiabilité et des rendements intéressants.
Il existe 2 types de turbopropulseurs chez Pratt & Whitney les PT6A et les PW100/150.
Catégorie de Catégorie de puissance puissance Vitesse thermo Hauteur Largeur Longueur mécanique de l’hélice (puissance (pouces) (pouces) (pouces) (puissance (max, tr/min) équivalente sur l'arbre) sur l'arbre) PT6A 600 à 1075 500 à 900 1 900 à 2 200 21 à 25 21,5 61,5 à 64 (A-11 à A-140) PT6A 1 000 à 1 400 850 à 1 050 1 700 à 2 000 22 19,5 66 à 72 (A-41 à A-62) PT6A 1 400 à 1 900 700 à 1 700 1 700 à 2 000 22 19,5 69 à 75.5 (A-64 à A-68)
Catégorie de Catégorie de puissance puissance Vitesse de thermo Hauteur Largeur Longueur mécanique l’hélice (puissance (pouces) (pouces) (pouces) (puissance (max, tr/min) équivalente sur l'arbre) sur l'arbre) Série PW150 6 200 5 000 1 020 44 30 95 Série PW127 3 200 2 750 1 200 33 26 84 Série 3 000 2 400 1 200 33 26 84 PW123/124 Série PW120 2 400 2 100 1 200 31 25 84 Série PW118 2 180 1 800 1 300 31 25 81
Grâce aux deux tableaux précédents, nous avons pu dresser la liste des moteurs susceptibles de convenir au Bee-Plane.
Modèle Puissance Longueur Largeur Hauteur PW150A 5 071 SHP 95,40’’ 30,20’’ 43,50’’ PW127J 2 750 SHP 84’’ 26’’ 33’’ PW127F PW127G 2 920 SHP 84’’ 26’’ 33’’ PW123B 2 500 SHP 84’’ 26’’ 33’’
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III. Comparaison des moteurs Moteurs Soviétiques : Kouznetsov
Références NK-12 NK-12-M NK-12-MV NK-12MP NK-12MA Diamètre 5,6m 5,6m 5,6m 5,6m 6,2m Poids / / 1 155 kg / / Puissance / 8 948 kW 11 033 kW / 11 185 kW Cette série de moteurs fait partie des plus puissants turbopropulseurs avec le Progress D-27 et l’Europrop TP400-D6.
Moteurs Pratt & Whitney :
Références PW150A T30-P-9-W/ T-34-P3 Diamètre 43.50 '' (hauteur) 857 mm Poids / 1,175 t Puissance 5071 SHP 5 586 kW / 4,476 kW Autres moteurs :
Références EuroProp International Ivtchenko Progress D27 TP400-D6 Diamètre 5,3 m 4,5 m Poids 1,890 t 1,65 t Puissance 11 000 SHP (8 203 kW) 14 000 SHP (10 440 kW)
IV. Conversion des poussées
Moteur SHP kN kN kW ch 0 ft 21 200ft Produit en croix TP400-D6 11 000 105 75,00 8 203 11 145 Kouznetsov 14751 140,80 100,57 11 000 15 000 NK-12 Ivtchenko Progress 13812 131,84 94,17 10 300 14 000 D27 Pratt & Whitney 7491 71,50 51,07 5 586 7 590 T30-P-9-W Kouznetsov 14596 139,33 99,52 10 885 14 790 NK-12-M Kouznetsov 14603 139,39 99,57 10 890 14 795 NK-12-MV Kuznetsov 14603 139,39 99,57 10 890 14 795 NK-12MP Pratt & Whitney 5 071 48,41 34,58 3782 5 140 PW150A
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Les différentes poussées sont obtenues à l’aide d’un produit en croix. En effet, il n’existe pas de relation permettant de passer des Shaft Horse Power aux Newton. Cette méthode n’est pas la plus précise mais elle nous permet d’obtenir une estimation fiable.
Il nous faut ensuite multiplier les poussées par 4 pour obtenir un quadri-turbopropulseur :
Moteur Poussée (kN) avec 4 moteurs Produit en croix Décollage Croisière TP400-D6 420 300 Kouznetsov NK-12 563,21 402,29 Ivtchenko Progress D27 527,37 376,69 Pratt & Whitney T30-P-9-W 286,01 204,29 Kouznetsov NK-12-M 557,32 398,09 Kouznetsov NK-12-MV 557,58 398,27 Kuznetsov NK-12MP 557,58 398,27 Pratt & Whitney PW150A 193,62 138,3
Nous observons dans ce tableau que les moteurs Pratt & Whitney n’ont pas une poussée suffisante pour assurer le décollage du Bee-Plane. Le TP400 semble être le meilleur compromis. Mais ce moteur étant à l’origine un moteur militaire, nous ne savons pas si des compagnies aériennes internationales pourront l’exploiter. Nous pouvons ensuite nous tourner vers les moteurs soviétiques mais ces moteurs sont bien plus anciens et risquent d’avoir des performances inférieures aux autres moteurs.
Conclusion
L’alternative d’un Bee-Plane en version quadri-turbopropulseurs semblait attrayante mais nous ne sommes pas sûrs qu’elle puisse être réalisée. Trois solutions s’offrent à nous :
Utiliser le moteur Pratt & Whitney PW150A et rajouter un turboréacteur. Mais utiliser 5 moteurs au lieu de 4 va augmenter de manière très significative les coûts d’achat, d’exploitation et de maintenance.
Utiliser le TP400. S’il est disponible pour une utilisation dans le civil c’est la meilleure alternative. La poussée est supérieure à celle dont nous avons besoin mais le fait de ne pas utiliser le moteur à pleine puissance permet de diminuer la consommation et d’augmenter la durée de vie du moteur.
Utiliser un moteur soviétique. Mais ces moteurs datent des années 50. Ils n’auront pas le rendement et la faible consommation que peuvent offrir des moteurs plus récents.
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Panne moteur au décollage VERRIEST Aurélie
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I. Détermination des pentes en fonction des segments au décollage
1) Définition des segments
Le décollage est divisé en quatre segments. Par définition, nous noterons V1, la vitesse de décision. Une fois cette vitesse dépassée, le pilote devra absolument décoller et l’avion devra être capable de tenir une pente donnée. Cette pente diffère en fonction du nombre de moteurs et du segment. Si cette dernière ne peut être respectée, la TOM (masse au décollage) doit être réduite.
Le premier segment débute à 35 pieds de hauteur. Le train d’atterrissage est déployé, les volets sont en position décollage et la vitesse V2 est affichée. Cette vitesse est la vitesse de sécurité en cas de panne moteur afin d’effacer d’éventuels obstacles. La poussée des moteurs est maximale. La fin de ce segment est marquée par la rentrée du train d’atterrissage.
Le second segment débute une fois le train d’atterrissage rentré. Les volets sont toujours déployés et la vitesse reste inchangée. La fin du segment est marquée par la rentrée des volets, à une hauteur d’au moins 400 pieds. Cette hauteur peut être augmentée en cas d’obstacles supérieurs à 400 pieds. Elle peut être prolongée jusqu’à 5 minutes, temps qui correspond à la durée limite d’utilisation des moteurs à puissance maximale. C’est le segment dont la pente est la plus restrictive.
Une fois cette altitude atteinte, le troisième segment débute. La vitesse est progressivement augmentée à V2 + 60-70kts puis les volets sont rentrés. La fin du segment correspond au moment où l’avion est en configuration de croisière à la vitesse de croisière.
La puissance des moteurs au cours du quatrième segment est la puissance maximale continue des moteurs, soit environ 80% de la puissance maximale au décollage.
2) Pentes réglementaires pour le Bee-Plane
Le Bee-plane a une masse maximale au décollage supérieure à 5700 kg et a la capacité d’emporter plus de 9 passagers donc d’après EU-OPS1 il est dans la classe de performance A – CS25.
Les pentes requises lors de la montée après le décollage pour un avion de classe A avec trois moteurs sont :
1er segment : 0,3%
2ème segment : 2,7%
3ème segment : 1,5%
4ème segment : 1,5%
Ces pentes doivent être impérativement respectées avec (N-1) moteurs.
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Voici un récapitulatif de la trajectoire après le décollage :
II. Impact de la panne moteur
1) Description des effets indésirables
A la suite de la panne d’un moteur:
la vitesse chute le nez de l’avion s’abaisse il y a un fort moment de lacet du côté du moteur en panne La perte d’un moteur diminue la poussée et augmente la traînée. Les deux sources de traînée supplémentaires sont dues :
- à l’hélice en drapeau dans le cas d’une panne du turbopropulseur : le régulateur de l’hélice va augmenter le calage des pales (environ 90°) jusqu’à ce que l’hélice ne tourne plus. Les pales sont alors dans le lit du vent et la traînée est à sa valeur minimale. Ceci réduit la résistance de l’hélice de 17%.
- aux efforts sur les commandes de vol qui contrent l’effet gyroscopique de l’avion résultant de la poussée asymétrique. Lors des calculs, nous prenons en compte la panne du moteur critique qui est la plus pénalisante concernant l’effet gyroscopique.
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Les hélices du Bee-Plane tournant dans le sens antihoraire, le moteur critique est le moteur gauche.
2) Impact sur la traînée
Suite à la panne d’un moteur au décollage, le coefficient de trainée s’exprime de la façon suivante :
2 Cx = Cx0 + Δ Cx0 train + Δ Cxo drapeau + Δ Cxo volets + ki Cz
Cx : coefficient de traînée de l’avion.
Cx0 : coefficient de traînée due aux frottements des éléments de l’avion. D’après la méthode de Hawe, il est égal à 0,024.
Δ Cx0 train : coefficient de traînée de frottement du train d’atterrissage.
Δ Cxo drapeau : coefficient de traînée de frottement de l’hélice en drapeau ou du turboréacteur en moulinet et des gouvernes braquées pour contrer l’effet gyroscopique
Δ Cxo volets : coefficient de traînée des volets en position décollage. k : coefficient = 0.033 i Cz : coefficient de portance de l’avion.
Données & hypothèses : Nous considérons que le Bee-plane est équipé de volets à double fente comme sur l’A321. Nous ferons l’hypothèse que le coefficient de portance du Bee-plane est de Cz = 3,05 au décollage puis de Cz = 1,4 après la rétraction des volets.
Cx = (0,024 + 7% + 5% + 4%) + 0,033 * (3,05)2
Le CFM56-3 a une poussée de 104,5 kN. Le Europrop TP400-D6 a une poussée de 111 kN (source : internet).
Le train en position sorti entraîne une augmentation de traînée de 7%. Les volets en position décollage entraînent une augmentation de traînée de 4%. Le moteur en panne entraîne une augmentation de traînée de 5%.
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III. Calculs des pentes
1) Démonstration En montée :
Equation de sustentation : P cos γ= Rz
Equation de propulsion : Tu = Rx + P sin γ
Comme les angles sont relativement faibles (inférieurs à 10°), nous pouvons simplifier les équations précédentes par linéarisation :
Equation de sustentation : P = Rz
Equation de propulsion : Tu = Rx + P sin γ
Or Rx = Tu + Δ Tu
sin γ = (γ en radians)
V = V . z
Or Rz = P = mg
Vz = V ( )
Donc, si γ faible : P (%) = 100 * ( )
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2) Application au Bee-plane
Exemple sur le 1er segment (2TP400 + 1 CFM56, 100T)
Cx = (0,024 + 7% Cx + 4% Cx + 4% Cx) + 0,033 * 3.052
Cx ~ 0,38
Cz = 3,05
La finesse lors du premier segment est de 7.9, trains et volets sortis.
1er cas : Panne du CFM56
P (%) = 100 * ( ) D’où : P (%) = 9,61 > 0,3
A la suite de la perte du CFM56, l’avion est en mesure de maintenir une pente de 9,61% et respecte donc la réglementation.
2ème cas : Panne d’un TP400
P (%) = 100 * ( ) D’où : P (%) = 8,96 > 0, 3
De même, nous constatons que la panne d’un TP400 nous permet de maintenir une pente de 8,96% ce qui nous permet de respecter la réglementation.
Nous allons effectuer les mêmes calculs pour les autres segments. Les paramètres modifiés seront : le coefficient de portance (CL) et le coefficient de traînée Cx dû à l’impact de traînée des volets, du train d’atterrissage et du moteur en panne. Cf Annexe 1 : Feuille de calculs
2 TP400 (100T) Finesse panne d’un TP 400 pentes requises (%) 1er segment 7,94 -1,49 0,3 2ème segment 8,45 -0,73 2,7 3ème segment 12,87 3,33 1,5 4ème segment 13,30 1,36 1,5
panne d’un pentes requises 2 TP400 (76T) TP 400 (%) 1er segment 2,02 0,3 2ème segment 2,78 2,7 3ème segment 6,84 1,5 4ème segment 7,09 1,5 2 TP400 + 1 CFM56 (100T) Finesse panne du TP 400 panne du CFM 56 pentes requises (%) 1er segment 7,94 8,96 9,61 0,3 2ème segment 8,45 9,72 10,37 2,7 3ème segment 12,87 13,78 14,43 1,5 4ème segment 13,30 9,72 10,24 1,5
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panne du 2 TP400 + 1 Silvercrest (100T) Finesse panne du TP 400 Silvercrest pentes requises (%) 1er segment 7,94 8,96 3,51 0,3 2ème segment 8,45 9,72 4,27 2,7 3ème segment 12,87 13,78 8,33 1,5 4ème segment 13,30 9,72 5,36 1,5
L’ajout d’un troisième moteur est indispensable pour respecter pentes minimales des segments 1, 2 et 4. Sans l’ajout d’un moteur d’appoint, la masse maximale au décollage serait de 76 tonnes, ce qui ne correspond pas au cahier des charges.
Nous constatons que le Bee-plane (2 TP400 + 1 CFM56) pourra être certifié avec une masse au décollage de 100 tonnes. Cependant, le CFM56 est surdimensionné. L’utilisation d’un Silvercrest, ayant une poussée de 50 kN est suffisant pour faire face à une panne d’un des TP400 au décollage.
3) Cas particuliers
Tous ces calculs ne tiennent pas compte des conditions particulières d’aéroports ; en effet, ceux-ci peuvent être situés en altitude par exemple ou dans des zones de températures extrêmes. Dans ces cas, les moteurs produiront moins de puissance et la masse maximale devra par conséquent être diminuée.
Nous constatons que d’après l’abaque ci- contre, plus l’altitude-pression et la température sont élevées, plus la masse maximale au décollage est restreinte.
Le segment calculé le plus contraignant
pour la configuration 2 TP400 et 1 Silvercrest est le second segment. Notre pente est de 4,3% pour une pente réglementaire à 2,7%. Cela nous laisse une marge suffisante face à une
augmentation de l’altitude-pression et de la température du terrain avant de devoir réduire la masse maximale au décollage.
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Conclusion
Les calculs montrent que le concept initial de deux TP400 et un CFM56 n’est pas optimal. Le CFM56 a une poussée comparable au TP400 mais l’apport de puissance à ajouter au décollage ne nécessite pas un tel moteur. Le mieux est d’opter pour un turboréacteur de poussée inférieure aux deux turbopropulseurs.
Le moteur Snecma Silvercrest répond à cette attente avec une poussée de 50 000N. Par ailleurs, il est bien moins encombrant qu’un CFM56 (environ 1000 mm de diamètre contre 1836 mm). Le Bee-Plane ne fonctionnera qu’avec les deux TP400 lors de la croisière et ce turboréacteur engendrera donc une traînée bien inférieure à celle d’un CFM56.
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Conclusion générale
L’étude de la motorisation du Bee-Plane nous a permis de prendre du recul sur nos cours de propulsion et de nous confronter à la réalité de la préconception d’un avion. Nous avons aboutis à des résultats satisfaisants. Le Bee-Plane est capable de voler avec deux TP400 et la poussée d’un CFM56, il pourra être certifié dans cette configuration. Concernant la version quadri- turbopropulseurs du Bee-Plane, nous sommes réservés. Cela semble être une bonne alternative mais il est nécessaire de se renseigner sur la disponibilité des moteurs. Une autre alternative à explorer est l’emploi d’un Silvercrest à la place de la poussée du CFM56.
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Annexes
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I. Recenser et valider les hypothèses moteurs Digramme de Gantt
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Webographie http://fr.wikipedia.org/wiki/Europrop_International_TP400 http://www.safran-group.com/site-safran/aerospatial/propulsion-aeronautique-et/moteurs-d- avions-militaires/tp-400-d6/ http://fr.wikipedia.org/wiki/PowerJet_SaM146 http://www.safran-group.com/site-safran/aerospatial/propulsion-aeronautique-et/moteurs-d- avions-civils/sam146/ http://fr.wikipedia.org/wiki/CFM_International_CFM56 http://www.safran-group.com/site-safran/aerospatial/propulsion-aeronautique-et/moteurs-d- avions-civils/cfm56/ http://www.cfmaeroengines.com/
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II. Bee-plane quadri-turbopropulseur Planning Prévisionnel Réel
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Bibliographie :
- http://www.bee-plane.fr/
- http://technoplane.hd.free.fr/MediaWiki/index.php/Main_Page
- http://www.nae.fr/wp-content/uploads/2012/09/Cahier-des-charges- Faisabilite-pour-Bee-Plane.pdf
- http://www.ifma.fr/webdav/site/ifma_web/shared/Ecole/Grands_RVs/cah ier%20des%20charges%20un%20avion%20un%20cocon.pdf
- http://technoplane.hd.free.fr/MediaWiki/images/4/43/Rapport_de_projet_ Bee-Plane_14_01_2014_vFinal_Tail_2013.pdf
- http://fr.wikipedia.org/wiki/Turbopropulseur
- http://fr.wikipedia.org/wiki/Cat%C3%A9gorie:Avion_quadrimoteur
- http://en.wikipedia.org/wiki/Turboprop
- http://fr.wikipedia.org/wiki/Turbopropulseur
- http://fr.wikipedia.org/wiki/Pratt_%26_Whitney
- http://www.lavionnaire.fr/MotorTurboProp.php
- http://lesmoteursdavion.lescigales.org/turbopropulseur.htm
- https://www.pwc.ca/fr/moteurs/pw150a
- http://fr.wikipedia.org/wiki/Europrop_International_TP400
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III. Panne moteur au décollage Annexe 1 : Feuille de calculs
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Annexe 2 : Diagramme de Gantt
Bibliographie
Mécanique du vol tome 2 (2007) ATPL-CPL 080, Institut Mermoz.
Performance Aeroplanes (2013) EASA ATPL Training, Jeppesen.
Modèle de longueur de piste au décollage-atterrissage, avions de transport civil (2006), Elodie Roux.
Performance and Design of the Airbus A320, Analysis of a Subsonic Aircraft (2009), M De Gernon, Mme La Vecchia, M Rigaldo.
Aircraft Design: A Conceptual Approach, Fourth Edition (2006), JS Przemieniecki.
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IV. Résumés de reunion
Résumé réunion téléphonique 1
Date : vendredi 14/02/14 17h
Noms de participants :
GUTH Julie HOUPLON Anaïs VERRIEST Aurélie BOBIN Etienne Coordinateur: Xavier DUTERTRE
Début du projet : 2012 Date de notre projet : mi-février-mi-avril 2014.
Noms des 3 projets :
Recenser et valider les hypothèses moteur : 2xTP400 + 1xCFM56 Bee-plane quadri-turbopropulseur Panne moteur au décollage Nos sources : Wiki + serveur. Appareil : taille A321 (dépose + recharge), environ 220 pax Version de base: bi turbopropulseur 2xTP400 + 1xCFM56 Polyvalence 4 turbopropulseurs : low cost Masse globale 100 tonnes A321 environ 91 tonnes MTOW Hercule C130 < MTOW Bee Plane (d’où puissance insuffisante).
TRL2 page 2 Habit (dont nacelle turbofan arrière). Basket (dont cockpit).
A faire pour la réunion téléphonique prochaine :
Powerpoint 3-4 pages Croquis moteurs Tableaux
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Résumé réunion téléphonique 2
Date : vendredi 06/03/14 13h30
Noms de participants :
GUTH Julie HOUPLON Anaïs BOBIN Etienne Coordinateur: Xavier DUTERTRE
Recenser et valider les hypothèses moteur : 2xTP400 + 1xCFM56
Faire attention aux trajectoires d’éclatement disque compresseur HP par rapport aux organes vitaux MTOW : 100 tonnes Valider régulièrement les hypothèses que l’on prend. Valider la puissance du moteur arrière Sam146 avec 30 ou 40% de poussée en plus. Bien valider la puissance, l’énergie et la propulsion. Pas de Catia. Avoir une bonne vision des puissances que l’on a besoin. Confirmer la vitesse de croisière avec les 2 TP400, 650 km/h environ dans l’option de perdre du temps en vol et en gagner au sol. Pour la prochaine réunion:
Planning Répartition des tâches
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Résumé réunion téléphonique 3
Date : mercredi 19/03/14 18h15
Noms de participants :
GUTH Julie BOBIN Etienne Coordinateur: Xavier DUTERTRE
Recenser et valider les hypothèses moteur : 2xTP400 + 1xCFM56 Rajouter dans les objectifs :
le coût d’achat la capacité d’avoir un TP400 dans le civil (compagnies aériennes internationales) Projet du Bee-Plane en version quadi-turboprop
Démarche OK Axes de réflexions : o Voir en fonction des moteurs si on peut faire voler un avion de 100T avec 4 turboprop -Oui -> bien -Non-> pas d’avion dans la gamme Avoir plus d’informations sur les résultats (mettre historique que le Powerpoint etc…) o Méthode : résultats intermédiaires à fournir Configuration : manque de données techniques o 4 moteurs P&W serait top
->Envoyer synthèse et liste des moteurs rapidement
Projet cas d'une panne au décollage
Cx et Cz dans les rapports de Centrale et de SupMéca récents (estimations) Mettre plus de détails pour comprendre la direction voulue o Donner informations sur procédures panne moteur -Doit-on continuer la montée? -Marges associées bi/tri moteur ? -CFM ou TP400 ->Bien mettre en avant les contraintes et la bibliographie Pour la prochaine réunion:
Plus d’informations techniques Mettre messages clés par sous projets (choix techniques etc…) Commencer par le planning
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Résumé réunion téléphonique 4
Date : mardi 01/04/14 17h30
Noms de participants :
GUTH Julie BOBIN Etienne HOUPLON Anaïs VERRIEST Aurélie Coordinateur: Xavier DUTERTRE
Recenser et valider les hypothèses moteur : 2xTP400 + 1xCFM56 Vcroisière=747 km/h validé par Monsieur Dutertre Altcrisière=21 000ft
Voir l’impact sur la consommation d’une vitesse de 50km/h supérieure. 1er groupe : d’où viennent les hypothèses 2ème groupe : les faire varier
Bien documenter les calculs, sources et les expliquer et lister les hypothèses. Faire Excel avec les étapes (feuilles séparées suivant les hypothèses). Rejoindre calcul par rapport aux paramètres du 1er groupe (tableau). Faire comprendre à quelqu’un extérieur Pourquoi l’on fait ça ? Paramètres
Meilleure conso en medium range. Projet du Bee-Plane en version quadri-turboprop
Projet cas d'une panne au décollage
Pour la prochaine réunion-> oral final:
1 synthèse : Planning Objectifs Résumé des résultats de chaque sous-groupe Pour la soutenance :
Possibilité d’envoyer une présentation préliminaire la semaine prochaine (semaine du 7 avril). Serveur Word + PDF par mail Soutenance :
une dizaine de pages Isoler les problèmes et les principales solutions Ajouter de la valeur ajoutée
BOBIN Etienne | GUTH Julie | HOUPLON Anaïs | VERRIEST Aurélie
BOBIN Etienne | GUTH Julie | HOUPLON Anaïs | VERRIEST Aurélie