Une motorisation diesel a t'elle ete envisagee sur le CP320?

[Bee Gee]

Une seule question :

Pourquoi, au cours des 60 années d’évolution des turbomachines aéronautiques, cela n’a jamais été réalisé ???

Il doit bien y avoir une raison (trop lourd, trop compliqué, trop volumineux…)

Je crois que tu as donné les réponses: pour que ce soit intéressant il faudrait que le gain en puissance surcompense la prise de poids, ensuite il faut loger tout ce beau monde... et il faut surtout rester fiable, ne jamais jamais sacrifier la fiabilité et la sécurité pour tout autres considérations en aéronautique !! Le meilleur avion, c'est la meilleur compromis, par forcément le dispositif qui donne le meilleur rendement qui serait au détriment d'un tas d'autres paramètres. Et puis il ne faut pas oublier que la sortie d'échappement d'un turboprop participe à la propulsion, en effet la poussée résiduelle est loin d'être négligeable dans le bilan de propulsion, c'est à ce niveau qu'il y aurait peut être à optimiser.

Quand à la PT6 ce qui a fait son succès c'est la fiabilité extraordinaire de ce moteur, sa protection naturelle contre le givrage et l'ingestion de corps étranger, malgré qu'au niveau rendement elle ne soit pas la mieux placée ( le flux inversé n'est pas l'idéal),... MAIS toujours le fameux compromis,... et le client ne s'y trompe pas.

L'usage du turbo réacteur sur des avions régionaux est hérétique, malheureusement il faut ausi prendre en compte l'aspect commercial, pour le public avion à hélice = vieil avion = dangereux, un jet ça fait plus sérieux, c'est débile mais c'est ainsi ! par contre sur les longs courrier il n'est plus ausi évident que le turboprop serait vraiment supérieur à la dernière génération de turboréacteur à fort taux de dilution,... dont le fan BP ressemble de plus en plus à une hélice carenée. Et puis il faudrait accepter de passer de mach .80 (Airbus) .85 (747) à mach 0.70 au mieux, on y viendra peut être, mais sur le marché actuel un constructeur qui présenterait un 500 place turboprop mach .70 serait certain de prendre une bâche monumentale, c'est ainsi !

[cp1315]

Et puis il ne faut pas oublier que la sortie d'échappement d'un turboprop participe à la propulsion, en effet la poussée résiduelle est loin d'être négligeable dans le bilan de propulsion, c'est à ce niveau qu'il y aurait peut être à optimiser.

Salut Gee Bee

Tu es sur de toi ?

Je ne vais pas ressortir mes cours de leurs cartons mais il me semblais que sur un turboprop, la turbine de travail utilise quasiement toute la puissance et qu'il ne reste plus grand chose à l'echappement.

Laurent

[Bee Gee]

Hello,

Bien entendu la turbine de travail récupère une grande partie de l'énergie des gaz, mais pas entièrement, le reliquat donne la poussée résiduelle qui va dépendre des caractéristiques du turboprop.

Par exemple le RR Tyne qui équipe le C160 transall fait une puissance de ~ 5600 HP + 500 kg de pousée résiduelle, ce n'est pas si négligeable...

[cp1315]

Hello,

Bien entendu la turbine de travail récupère une grande partie de l'énergie des gaz, mais pas entièrement, le reliquat donne la poussée résiduelle qui va dépendre des caractéristiques du turboprop.

Par exemple le RR Tyne qui équipe le C160 transall fait une puissance de ~ 5600 HP + 500 kg de pousée résiduelle, ce n'est pas si négligeable...

Salut

500 Kgs peut etre, mais combien pousse le RR Tyne de 5600 HP ?

J'ai cru voir qu'il poussait 84.000 Livres, soit 38.000 kilos, avec 500 kilos de resisuel, cela ne fait que 1.31% !!!!

Sur un turbopropo de 100 CV, la residuelle ne sera que de 1,31 kilos !!!! Si bien entendu les proportion sont les memes.

Donc elle doit etre plus que negligeable non ?

Laurent

[Bee Gee]

J'ai cru voir qu'il poussait 84.000 Livres, soit 38.000 kilos,

Ca me parait être très très fortement exagéré !, avec 2*38 tonnes de poussée, le Transall qui pèse env 50 tonnes au décollage serait capable de grimper à la verticale et d'accélérer mieux qu'un Rafale, on en est très loin !

La traction d'une hélice dépend de la vitesse de déplacement de l'engin et du rendement de l'hélice, celles du Transall sont certes bien adaptées au décollage...., un petit calcul permettrait d'avoir une estimation de la traction totale il suffirait de connaitre la distance de roulement et la vitesse d'envol...

[FAUVET Damien]

Bonjour à tous,

Philippe, effectivement, mon réacteur est très proche de l’ASTAFAN, dérivée de différents modèles d’Astazou (avec le calage variable en moins cependant). Ce petit moteur était très performant, avec une poussée variant entre 700 et 1050 Kg selon les modèles. La Conso spé était de 0,3 kg/kgp/h au sol et 0,7 environ à mach 0,5. Le taux de dilution était de 9 (je suis à 16). Petite précision technique : Turboméca était obligé d’utiliser le calage variable pour le fan de l’Astafan, car dérivé du turboprop Astazou à turbine liées, donc turbomachine fonctionnant à vitesse constante et couple variable…moi, j’utilise une turbine libre, donc pas besoin de calage variable.
2 Astafan avaient été montées sur un bimoteur Cessna Aéro-commander, en remplacement des Lycomings…je crois que cet avion avait été transcendé par l’installation des Astafan, il volait plus vite, plus haut, et coûtait beaucoup moins cher à exploiter.

Comme je le disais plus haut, les réacteurs protos sont en fabrication, j’ai donc pu prendre le temps de dessiner (toujours avec l’aide d’experts SNECMA) un corps HP optimisé, avec un taux de compression doublé et une T° devant turbine portée à 900°C (1000°C est envisageable, car le fondeur avec qui je traite est capable de mouler des super alliages en cire perdue pour pas trop cher… ).

Cela amènera la conso du TS 420 à 0,64 kg/kgp/h, et là, ça devient très intéressant (monté sur un Orion ou un BD5-J)…idem pour le turboprop avec une Cs de 0,4 kg/kW/h .

Pour l’estimation de la poussée obtenue avec un turboprop, Rolls Royce donne la petite recette suivante : il faut multiplier la puissance sur arbre en ch par 1,2 pour obtenir la traction en kg (c’est de l’à peu près).

La poussée résiduelle des turboprops n’est pas négligeable, car elle figure dans les fiches de caractéristiques propulsives de ces moteurs : elle n’est donc pas négligée par les constructeurs. Elle peut représenter jusqu’à 10% de la poussée totale…

[cp1315]

La poussée résiduelle des turboprops n’est pas négligeable, car elle figure dans les fiches de caractéristiques propulsives de ces moteurs : elle n’est donc pas négligée par les constructeurs. Elle peut représenter jusqu’à 10% de la poussée totale…

Ok, on est donc loin des 1%, Gee Bee avait raison donc !!!!!

Vivement la suite Damien

Laurent

[Bee Gee]

Bee Gee pas Gee Bee !

Plaisanterie à part ces 10% sont intéressants bien sûr au décollage, mais surtout en croisière du fait que la traction d'une hélice décroit sensiblement comme la vitesse (aux variations de rendement près). Comme toujours un avion est un compromis, il faut choisir les points d'optimisations et limiter les dégats dans les autres domaines

Quand aux turboprop en général, ils ont transformé littéralement les avions préalablement équipés de piston (Queen Air >> King air, Pilatus PC6, Piper navajo >> Cheyenne) les exemples ne manquent pas, gain de masse important sur la masse à vide, potentiel et fiabilité bien meilleurs, facilité d'entretien et de mise en oeuvre, performances transfigurées, surtout sur les bimoteurs en cas de panne d'un moteur. on change de monde, sans parler des hélicoptères dont le dévellopement a explosé grâce aux turbomoteurs.

Jusqu'à présent il est probable que personne ne s'est vraiment intéressé à l'aviation légère dans ce domaine, sans doute faute de marché attractif, d'où l'intérêt du projet de Damien...