J'ai également les mêmes infos. Les bon vieux diesel bien fumant sont bien mieux adaptés aux carburants alternatifs qui vont se développer (au passage, les diesels modernes sont bien plus emetteurs que leurs ancêtres de NOx, respirez à plein poumon derrière et vous sentirez).
Sinon il y a aussi une piste assez prometteuse qui devrait prendre pas mal d'essor c'est le carburant de synthèse (procédé fisher tropsh) fabriqué à partir du gaz de pyrolyse de la biomasse (du bois pour faire simple). On pourrait même faire tourner un diesel avec directement de l'huile de biomasse pyrolysée à basse température mais là encore c'est pas pour un HDI ...
Effectivement, je pense que le colza est une piste prometteuse pour tous les diesels issus de l'automobile qui ont des pompes classiques.
Pour ce qui est de l'usure des pompes, le premier critère reste toujours... la qualité de la filtration!
Pour les moteurs aéronautiques diesels (Deltahawk, Dair, Wilksch... ) dont les pompes classiques sont prévues pour le JET A1 qui n'est pas aussi lubrifiant que le gazole, le colza ne devrait pas poser de problèmes non plus.
Le gros avantage du diesel, c'est que même si la pompe et les injecteurs ont un taux de fuite prohibitif, le moteur ne fait plus sa pleine puissance, fume noir, mais... ne vous laisse pas tomber!
Par contre, l'article d'Aviasport d'aviasport sur l'avion biplace qui a fait son premier vol équipé d'un moteur diesel PSA DV4 1,4 litre 16 soupapes dévelopant 92 chevaux, m'a mis mal à l'aise... D'autant plus mal à l'aise qu'à quelques pages de là, il y avait un article sur le manque de fiabilité du TAE de 1,7 litre qui développe 135 CV.
C'est vrai qu'un diesel turbocompressé a ceci de merveilleux qu'il suffit de pousser un peu la pression de suralimentation pour pouvoir brûler plus de carburant et augmenter la puissance en proportion pour un coût en poids de zéro!
On se prend à rêver... Mais les lois de la mécanique sont incontournables :
- plus de puissance dans le même volume ça fait des températures pistons et culasses plus élevées (oui, avec un bon intercooler, on arrive à les abaisser de quelques degrés, mais ça ne compense pas tout...)
- plus de puissance au même régime ça fait plus de couple et donc plus de contraintes dans les manetons, bielles, vilebrequin...
Le moteur Mercedes a beau être certainement un des mieux construits parmi les petits diesels automobiles, à près de 80 CV par litre de cylindrée, il atteint (et probablement dépasse) la puissance maximale qui permet d'assurer la fiabilité nécessaire pour un avion léger. Et une rupture de vilebrequin ou de bielle, c'est autre chose qu'une perte de puissance !
(Bien sûr, on devrait toujours pouvoir se poser dans un champ, mais contrairement à un planeur ou à un ULM qui a une vitesse d'atterrissage limitée, un avion n'est pas conçu pour aller aux vaches)
Sortir 92 CV d'un 1400 cm3 (et même 1360cm3 si je ne me trompe pas), c'est encore flirter avec les 67 CV par litre de cylindrée...
Et ça m'amène à une autre réflexion : Puisque le moteur diesel PSA n'est pas sensé être plus lourd que de Continental d'origine, quel besoin avait-on de passer de 65 à 92 CV?
L'inflation généralisée de la puissance en aviation légère se traduit par une augmentation du coût de carburant (à technologie comparable), mais dans le cas présent ça mène surtout à des risques de défiabilisation.
Limité à 65 CV (tout simplement par une hélice de pas réduit) le moteur PSA serait à 48 CV par litre de cylindrée, c'est à dire à la limite de 50 CV/ litre sous laquelle on trouve les moteurs "stationnaires" dont l'usage est plus proche de celui d'un avion (puissance élevée pendant des heures à régime constant) que celui d'une voiture (puissance supérieure à 60% limitée à quelques secondes, moyenne entre 20 et 30%).
Pour des motorisations d'avions plus puissantes (100 à 110 CV) mieux vaudrait prendre une plus grosse "gamelle", comme le superbe moteur Honda de 2,2 litres en aluminium mince (et donc pas trop lourd) qui développe 140 CV sur une voiture.
Et si on veut vraiment se faire tirer par 180 CV, il existe de gros V6 de 3,5 litres... ou le Deltahawk qui est un peu cher pour un amateur, mais vraiment fait pour voler.
En moteur d'automobile, on peut même trouver un V8 de 6,5 litres qui développe facilement 300 CV à 3000 T/min et 200 CV à 2000 T/min (plus de 700 Nm de 1800 à 3000 T/min !)
C'est le General Motors/ISUZU "Duramax" (LB7 et ses dérivés qui équipent, entre autres, le... Hummer H1 et H2) - Hummer France est même susceptible de le fournir, ainsi que ses pièces détachées...
Ce moteur pèse dans les 300 kg. Ce n'est pas léger, mais ramené à sa puissance ou à sa cylindrée, c'est encore fort honorable, d'autant qu'il pourrait être équipé d'une hélice en prise directe...
Mais là encore, ne s'éloignerait-on pas quelque peu de l'aviation "légère" amateur où la qualité de la conception et de la réalisation de la cellule permet voler pour le plaisir avec une puissance (et donc un coût de carburant!) limités?
Alors la, BRAVO
Voila un expose rondement mene que meme un manche en mecanique (comme moi...) arrive a comprendre. Tout ca est tres encourageant !
Il semble que des adaptations de moteurs diesels voitures aient vu le jour a plusieurs reprises en france et en Europe...avec plus ou moins de succes. Les retours d'experience sont parfois difficiles a obtenir. Dommage, car nous sommes nombreux a nous interesser a cette alternative qui devrait nous permettre de voler moins cher... ou de continuer a voler tout cour.
A quand le developpement de maniere collective d'un moteur de 100 cheveaux d'origine automobile, qui pourrait etre adapte a un grand nombre d'avions en CNRA ? Ce Honda 2.2 semblerait pouvoir faire l'affaire
Qui plus est, un montage identique sur plusieurs machine devrait permettre d'accelerer les essais et d'obtenir un rapide retour d'experience.
N y a t'il pas la une occasion a saisir ? un defi a relever ? Les competences des uns et des autres donneront lieu a coup sur a un debat de qualite, qui doit pouvoir deboucher sur du concret.
Alors, qui est pour
En tous cas bravo Philippe pour ce brillant expose.
La turbine 90 CV utilisée sur quelques ULM (et même un banbi à train classique!) est une Garett (voir photo )
Il y a aussi la TEC95 (100 CV) développée par Berger engineering (suisse), mais 55 kg pour 100 CV, ce n'est pas mieux qu'un 2 temps (simonini)... en encore plus gourmand!
A priori le rendement des turbines augmente avec la puissance (effet d'échelle) autrement dit, la plupart des "petites" turbines consomment proportionnellement beaucoup de carburant.
En dessous d'une taille critique qui dépend de la durée du vol, de l'altitude, et de la nature du vol (voilure tournante ou fixe), la turbine est moins intéressante que le moteur à piston.
Actuellement, cette limite semble être environ à 250 CV pour un hélico et à 400 CV pour un avion à hélice.
D'autre part, le prix d'étude et d'outillage d'une turbine ne peut être amorti que sur une petite série (quelques milliers au mieux), alors que si on détourne un moteur d'automobile vers l'aviation, on profite de séries qui se chiffrent en millions... (ce qui est heureux car un programme de développement d'un nouveau moteur automobile coûte environ 1 milliard d'euros - Pas étonnant que bien que relativement cher, un jabiru ou un rotax soit simplissime comparé à un moteur d'automobile)
Fichiers joints
garrett 90HP turboprop.jpg (26.41 Kio) Vu 14886 fois
J'ai (enfin!) remis la main sur la revue "Ingénieurs de l'automobile" de Janvier-Février 2004 où l'article suivant me semble assez intéressant...
Je pense que ce moteur serait un bon candidat pour une version avionnée limitée à 100 - 110 CV (Disons 105 CV pour faire référence à un autre moteur très réussi...)
Je sais "YAPUKA", mais du Diéselis et du Delvion jusqu'aux développements sur base PSA 1,4l, ça a déjà été fait quelques fois... Alors ça devrait encore être faisable une fois de plus... non?
Comme je vois que ça parle turbine, je ne peux pas m'empêcher de mettre mon petit grain de sel...
Comme vous le savez, ou pas, je travaille actuellement sur le développement d’un turboréacteur destiné aux avions amateurs. Ce moteur étant un double flux/double corps, il est directement et TRES SIMPLEMENT transformable en turbo-propulseur (c’est prévu depuis longtemps d’ailleurs).
Avant de continuer, je veux juste apporter une petite rectification/précision concernant la citation de Philippe DEJAN :
« A priori le rendement des turbines augmente avec la puissance (effet d'échelle) autrement dit, la plupart des "petites" turbines consomment proportionnellement beaucoup de carburant.
En dessous d'une taille critique qui dépend de la durée du vol, de l'altitude, et de la nature du vol (voilure tournante ou fixe), la turbine est moins intéressante que le moteur à piston »
En fait, le rendement d’une turbomachine dépend UNIQUEMENT de son cycle thermodynamique (taux de compression et température en sortie de chambre de combustion), et du rendement de ces éléments constitutifs (compresseur, turbine, chambre de combustion…), et non pas de sa taille.
Il est vrai que les petites turbines, comme la Garrett ci-dessus, n’ont pas un bon rendement (elles ont une forte consommation de carburant au regard de la puissance fournie).
Pourquoi ?
Ces petites turbines sont dérivées d’APU d’avions de ligne ou de chasse, elle ne servent qu’a fournir de l’électricité quand les moteurs principaux ne tournent pas, ou, comme cette turbine Garrett, à démarrer le réacteur du bon vieux Crusader sans l’aide d’un groupe de park. La conso n’est donc pas le point crucial : elles doivent, par contre, être légères et pas chères. Garrett (et les autres) ne s’embêtent donc pas à réaliser une petite turbomachine ayant un cycle thermodynamique trop poussé : compresseur monoétage avec un faible taux de compression (3,5 bars), temp en sortie de chambre basse (700 à 750degC).
Je vous joint également l’abaque du parfait petit thermodynamicien, qui montre clairement les bénéfices d’un cycle thermodynamique optimisé par rapport au rendement thermique pur (avec comparatif par rapport au moteur diesel).
Pour commenter un peut ce diagramme, on peut voir qu’avec le cycle thermo de la Garrett (3,5 bars à 750degC), le rendement thermique pur de la machine est de 0,165 environ….pas terrible : cela donne un moteur avec une conso spécifique tournant aux alentours de 0,7 Kg/KW/h (si la turbine délivre 73,6KW, soit 100ch, elle consommera 51,5 Kg ou 64,4 L de kéro par H…petite gourmande !!!).
Les turbo-propulseurs actuels (Turboméca par ex) fonctionnent avec un cycle thermo à 10 bars et 1100degC, le rendement thermique passe alors à 0,33 (là, on est aussi bon qu’un moteur essence) : cela donne alors une conso spécifique de 0,3 Kg/KW/h…comme un Lycoming…mais avec un carburant coûtant 0,8 Euros/L, ET SURTOUT, ON A UN MOTEUR PESANT 140 Kg POUR 1600 ch (conte 800kg pour un piston à essence de même puissance...)
Alors pourquoi les constructeurs ne fabriquent-ils pas des petites turbines avec un cycle thermo à 10 bars et 1100degC ? Et bien parce que le saut technologique à réaliser est très important pour passer à de telles conditions de fonctionnement. Voici un aperçu des obstacles à franchir :
- L’aérodynamique d’abord, pour avoir un compresseur délivrant 8 à 10 bars, il faut passer en multiétages…donc un peu cher et complexe, mais faisable.
- La métallurgie ensuite, qui constitue la principale barrière. En effet, la turbine d’une turbomachine est l’élément le plus sollicité : elle tourne à des vitesses très élevées (les aubes subissent des efforts de plusieurs dizaines de milliers de fois la pesanteur), tout en étant soumises à des températures très importantes. Cette pièce, très critique, doit donc être fabriquée dans des super alliages réfractaires a base de nickel…mais ces alliages, même très performants, ne peuvent résister à des températures de plus de 1000degC.
La parade consiste donc à réaliser des aubes de turbines refroidies par circulation d’air (frais) prélevé sur le compresseur. Cette technique permet de fonctionner à 1450degC et 30 bars de pression sur les turboréacteurs moderne (GE90, CFM56, V2500, etc…). Le rendement thermique de ces moteurs est ainsi supérieur aux moteurs diesels, mais au prix d’une très grande complexité.
Pour en revenir à mon moteur, je fonctionne actuellement avec un cycle thermo comparable aux petites turbines Garrett. Si je dérive un turbo-prop de mon corps HP, il aura une puissance de 112,7 ch (83KW) et une conso spécifique tournant aussi à 0,7Kg/KW/h, mais il ne pèsera que 25Kg. Pour le coût du carburant par H de vol, cela revient sensiblement au même qu’un Lycoming, car le prix du kéro compense la sur-consommation.
CEPENDANT ! Comme les estimations de Philippe DEJAN semblent être les bonnes pour ce qui est du SCx d’une cellule de Saphir à réaction (SCx=0,2), et comme il faut toujours chercher à progresser, j’ai amélioré le design du moteur.
Le 2ème proto étant quasiment terminé, je vais le tester, puis le modifier.
Le cycle thermo sera porté à 6,6 bars et 900degC….cela donnera une conso spécifique de 0,64 Kg/Kgp/h pour le réacteur et 0,4 Kg/KW/h pour le turbo prop…
Un tel turbo prop pèsera environ 28 Kg pour 120ch et consommera 33L/h de jet A1 à 75% (66KW):
- Turboprop : 33x0,8=26,4 Euros de l’heure de jet A1 (poids du moteur : 28 Kg, pas de vibration, juste un doux sifflement…)
- Moteur à piston essence (Cs :0,3Kg/KW/h): 28x1,68=47 Euros de l’heure d’AVGAS (poids du moteur+hélice : 130 Kg)
NO COMMENT…(TBO turboprop envisageable : 3000h, prix : pas trop cher…moins qu’un O200 neuf)…
28 kg tout complet
Ca m'interesse, mais il va avoir un sacre grand pif mon "Diamant"
Surement pas tres joli, mais on s'y fera au turboprop (Quand je vois le nez d'un PC 7 cela me fait vomir ) mais quand on voit la facilite de l'Innodyn c'est génial.
On t'attends avec impatience.
Damien, apres tout ces échanges de messages sur le forum, ton projet reste t'il toujours le bi turbo reacteur sur cellule Saphir ou bien un seul turboprop ?
Le bi réacteurs neccessite une modification de la cellule du Saphir, pas le turboprop.
Un turbopropo sera plus facilement distribuable si il peut prendre la place d'un moteur à pistons sans trop de modifications non ?
Mais, car il ya toujours un mais, je me suis fixé un objectif, et les turboréacteurs sont la voie que je veux suivre, car le Saphir à réaction n'aurait été qu'un premier démonstrateur, just for fun on va dire.
L'application finale des ces réacteurs sera un avion resemblant à un Orion (peut-être même CDN et IFR...on peut rêver), et capable de croiser vite et haut...et pas cher. Et quand je dis pas cher, ça ne veux pas dire dans la gamme de prix des pocket jets actuels (Eclipse, Mustang, etc..) entre 1,2 et 5 M d'euros.
Mais il est vrai que pour 80% des avions amateurs, le turbo-prop est plus avantageux (jusqu'a 300kts environ), et facile à installer.
Mon objectif prioritaire reste donc le turbo-réacteur, mais comme il y a 95% de pièces communes, et que je suis en train de fabriquer moultes prototypes (4 ou 5), je mènerai le développement de ces deux moteurs en parallèle : quand l'un sera finalisé, l'autre le sera aussi, idem pour une éventuel industrialisation et commercialisation (si il y a assez d'acheteurs potentiels...)
Les perspectives offertes par ton futur turbo-propulseur sont vraiment interressantes. Elles sont de nature a creer une petite revolution dans le monde de la construction amateur.
Et tout le monde sait combien les constructeurs amateurs sont nombreux tout autour de la planete.
Le fait que ce propulseur corresponde a la gamme des 100-120 HP lui promet un avenir brillant et, en ce qui me concerne je n'hesiterai pas a franchir le pas le jour ou il sera disponble sur le marche.
Tiens nous au courant au fur et a mesure du devellopement.
Bonjour, et merci pour tes encouragements Mael, ça fait plaisir !!!
Une petite précision sur mon précédent e-mail, car je ne veux pas faire de pub mensongère (de toute façon, rien ne vaudra l’épreuve de la réalité, car je ne veux pas prendre le chemin de tout ces projets « papier », qui promettent monts et merveilles, mais ne voient jamais le jour). Tous les chiffres que j’annonce sont des estimations.
Donc, je pense que la conso spécifique (Cs) de 0,4 Kg/KW/h que j’annonçais pour le turboprop est un peu optimiste…
Il faut plutôt tabler sur 0,5 kg/KW/h.
Les turboprops Turboméca des années 70 (Astazou, Bastan, etc… sur Nord 262 ou hélico Gazelle) ont une Cs de 0,4 pour le même cycle thermo que j’envisage d’utiliser, cependant, le rendement des éléments constitutifs est meilleur, car, à cette époque déjà, Turboméca avait mis le paquet sur la R et T en matière d’aérodynamique (donc bon rendement du compresseur, de la turbine, bonne maîtrise des jeux, etc…).
Une telle Cs, ou même inférieur, est tout de même envisageable, mais à quel prix ? Plus le moteur est sobre, plus il est compliqué à fabriquer, et donc cher…il faut trouver le bon compromis. Je pense que la Cs de 0,4 semble être la limite au delà de laquelle les technos à mettre en œuvre deviennent coûteuses.
Avec une Cs de 0,5, le turboprop est toujours plus économique en terme de coût à la pompe et de bilan de masse que le Lycoming... mais pas par rapport au Thielert, qui est un peut lourd, mais très sobre, et fonctionne au Jet A1…
Par contre, avec un turboprop ayant une Cs de 0,4, cela devient très intéressant au niveau du coût, mais surtout de la masse globale dédiée à la propulsion, surtout vis à vis du Lycoming (gain de 62 Kg sur la charge payante sur un avion pesant 800 Kg environ).
Comparatif, pour un avion avec 4h d’autonomie, entre :
- un turboprop de 73,6 KW en continu avec une Cs 0,54 Kg/KW/h (jet A1 : 0,8 E/L, densité 0,8 Kg/L) et pesant 28Kg
- un autre turboprop de 73,6 KW en continu avec une Cs 0,4 Kg/KW/h (jet A1 : 0,8 E/L, densité 0,8 Kg/L) et pesant 28Kg
- un Lycoming O-320 de 73,6 KW en continu avec une Cs 0,3 Kg/KW/h (100LL : 1,68 E/L, densité 0,7 Kg/L) et pesant 120 Kg
- un Thielert centurion1.7 de 73,6 KW en continu avec une Cs de 0,212 Kg/KW/h (jet A1 : 0,8 E/L densité 0,8 Kg/L) et pesant 134 Kg
Turboprop avec Cs= 0,5 Kg/KW/h:
Consommation : (0,5x73,6)/0,8 = 46 L/h
Coût à la pompe : 46x0,8 = 36,8 E/h
Masse de carburant à emporter : (0,5x73,6)x4 = 147Kg
Masse dédiée à la propulsion (moteur+carb+hélice) : 28+147+20 = 195 Kg
Turboprop avec Cs= 0,4 Kg/KW/h:
Consommation : (0,4x73,6)/0,8 = 36,8 L/h
Coût à la pompe : 36,8x0,8 = 29,44 E/h
Masse de carburant à emporter : (0,4x73,6)x4 = 118Kg
Masse dédiée à la propulsion (moteur+carb+hélice) : 28+118+20 = 166 Kg
Lycoming O-320 :
Consommation : (0,3x73,6)/0,7 = 31,54 L/h
Coût à la pompe : 31,54x1,68 = 52,98 E/h
Masse de carburant à emporter : (0,3x73,6)x4 = 88Kg
Masse dédiée à la propulsion (moteur+carb+hélice) : 120+88+20 = 228 Kg
Thielert centurion 1.7 :
Consommation : (0,212x73,6)/0,8 = 19,5L/h
Coût à la pompe : 15,6x0,8 = 15,6 E/h
Masse de carburant à emporter : (0,212x73,6)x4 = 62Kg
Masse dédiée à la propulsion (moteur+carb+hélice) : 134+62+20 = 216 Kg
Effectivement, je pense qu'il y a vraiment un bon potentiel de développement pour un petit turboprop, mais le plus sobre possible (bien évidemment)
Au vu des chiffres ennoncés, la formule Thielert est plus interressante non ?
Le moteur est plus lourd mais consomme beaucoup moins, ce qui au final compense sur la charge carburant à embarquer pour un voyage, sans compter le cout horaire, qui ecarte le choix du turboprop, presque deux fois plus cher.
Attention Damien, proposer un turboprop au meme prix qu'un O200, qui consomme deux fois plus qu'un moteur diesel, ne sera peut etre pas adopté par les constructeurs amateurs, à voir !!!
Il est certes leger, mais est ce le plus important ?
Et oui, les chiffres ne mentent jamais…le turboprop est entre le Diesel et le piston au niveau du coût à la pompe.
Mais il est incomparablement plus léger et fiable (on gagne tout de même 62 Kg par rapport au Lyco, et 50 Kg par rapport au Thielert, pour un coût à la pompe inférieur de 24 Euros/h par rapport au Lyco, et 14 Euros/h de plus que le Centurion 1.7…).
Mon point de vue perso sur le diesel Thielert Centurion 1.7 :
Il est vrai que ce moteur est léger pour un Diesel de 135 CV (1690 cc seulement)….très léger….trop peut être !!!! Résultat : plusieurs casses de vilebrequin… et les autorités Européennes qui exigent une revue de certification du moteur (re-balayage du dimensionnement des éléments critiques…ce qui n’est pas anodin pour un motoriste).
Le turboprop est LE moteur aéronautique par excellence (ah, je m’emporte là !), pour les vitesses inférieures à 300kts : on le retrouve sur tous les avions à hélice modernes ou non du Transall à l’A400M en passant par le Breguet Atlantic le Tupolev 95 les ATR, TBM 700, etc…car il est impensable de réaliser des moteurs à piston (essences ou diesel) FIABLES, légers, et pouvant fournir des puissances importantes !
Pour être raisonnable, je pense qu’un moteur diesel de 135ch devrait avoir une cylindré de 2500cc environ, mais il pèserait de 200kg…
Et nous n’avons pas parlé des perfos en altitude, ou le turboprop est Roi…
De plus, il n’existe qu’un type de moteur diesel, donc pas d’autre option qu’un avion de 135ch.
Donc, au risque de me répéter, je pense qu’en prenant le temps de faire quelque chose de propre, un petit turboprop spécialement développé pour les avions légers (pas dériver d’un APU, donc avec un cycle thermo correct), il y a un bon potentiel, même vis à vis du diesel (y a t’il beaucoup d’avions d’industriels avec des moteurs diesel ? Non, car pour être fiables, ils doivent être environ 20 à 30% plus lourds qu’un moteur essence aircooled…et donc 7 à 8 fois plus lourds qu’un turboprop…)
De toute façon, je développe ces moteurs par passion de la mécanique et des turbomachines, si ils intéressent d’autres personnes, tant mieux, si non, tant pis, je me serais bien amusé…
Le turboprop est LE moteur aéronautique par excellence
D'accord à 500%, le turboprop est le meilleur moteur d'avion et de très très loin, mais il faut qu'il soit bien adapté à la mission et l'utiliser comme tel, comme dit Damien un bon turboprop peut avoir un rendement très convenable ... à condition d'être utilisé "dans les tours", lorsqu'on s'écarte de l'optimal le rendement se casse vite la figure....
Pour être raisonnable, je pense qu’un moteur diesel de 135ch devrait avoir une cylindré de 2500cc environ, mais il pèserait de 200kg…
Je suis tout à fait d'accord avec ta limite "raisonnable" de puissance au litre de cylindrée... Qui correspond à 40 HP/litre en fonctionnement continu (équivalent de la croisière à 75% de la puissance maximale au niveau de la mer pour un Lycoming).
Par contre, le diesel turbocompressé permet sur une durée limitée (une minute par exemple) d'avoir un maximum d'urgence plus élevé pour décoller un peu plus court... Ce dont le moteur à essence atmosphérique est incapable.
80 kg/ litre de cylindrée correspond aux diesels d'automobile à 4 temps. Le cycle à deux temps permet de faire nettement mieux :
Le Deltahawk par exemple (on va finir par croire que je possède des actions chez eux : CE N'EST PAS LE CAS !) fait 150 à 200 HP pour un peu moins de 3500 cm3, mais pèse moins de 180 kg...
C'est vrai que le turboprop est Roi en altitude, mais avec un turbocompresseur et un compresseur volumétrique en série, le diesel fait déjà nettement mieux que le moteur à essence atmosphérique.
Tu dis qu'il n’existe qu’un type de moteur diesel, donc pas d’autre option qu’un avion de 135ch. Pas pour les amateurs! Il y a au moins 3 autres constructeurs : Dair (100 CV) Wilksch (120 et 160 CV) et DeltaHawk (150, 180 et 200 CV)
Il n'empèche que la turbine a plein de qualités : poids, fiabilité et, si je ne me trompe pas, la capacité de brûler toutes sortes de combustibles liquides et gazeux d'origine pétrolière ou pas... Et là ni le diesel ni le moteur à allumage ne peuvent rivaliser.
Ce dernier point pourrait finir par intéresser bien des gens... (par force !)
Et puis tant que les vols sont courts (école de base, remorquage de planeurs, motoplaneurs, parachutisme, etc ) ce qui reste la majorité des vols en club, la masse de carburant à emporter n'est pas trop pénalisante alors que le gain de masse sur le moteur est réellement payante (avion plus petit, trainant moins et donc un rapprochement des consommations à mission comparable.)
Pour faire simple : Je crois vraiment que le diesel a un avenir en aviation légère.
Mais ce n'est pas la panacée, il y a de la place pour des alternatives comme la turbine et le moteur électrique. Alors Damien, continue de développer ta turbine. Elle devrait intéresser pas mal de monde en version turboprop et aussi quelques personnes en version réacteur. (Ceux qui comme moi on rêvé de chasseurs quand ils étaient petits - pas de Spitfire ou de Mustang, mais de Mirage 3 et de F104...)
A propos, histoire de relancer le débat sans fin avec Gregaroulettedequeue : ces avions qui m'ont fait rêver étaient incontestablement des chasseurs même s'ils avaient des trains tricycles, et pas le nez en l'air (du moins au sol!)
Merci pour tes encouragements BEE GEE, cela me fait très plaisir (surtout quand ça vient de quelqu'un qui à plusieurs milliers d'heures de vol sur pistons, turboprops et réacteurs...). Et tu as également raison de préciser que le turboprop, comme toute turbomachine d'ailleurs, possède son rendement optimal à 100% de sa puissance, et en dessous de 90% le rendement commence à s'écrouler. Mais ce n'est pas gênant, car il suffit de dimensionner le turboprop pour que la puissance en croisière corresponde à cette plage, et de pousser la puissance à 105 ou 110 % au décollage (c’est le cas sur bien des turbomachines).
Philippe. Merci aussi pour tes encouragements, car ce développement exige énormément de temps et d’énergie…ce n’est pas toujours facile, mais je suis également convaincu que le jeu en vaut la chandelle.
Effectivement, le diesel est vraiment bon, car avec des Cs tournant à 0,22 Kg/KW/h, bien peu de turboprops (aucun à ma connaissance) ne peuvent rivaliser, car les meilleurs turboprops tournent à 0,25 Kg/KW/h (mais ils font 1500 à 5600 ch).
Les turbines capables de rivaliser et de dépasser le rendement thermique du diesel en terme de rendement thermique sont les corps HP des turboréacteurs modernes (1350 degC et 35 bars de P2/P1)…mais avec des technos métallurgiques et de fabrication très complexes.
Les premières petites turbines ayant un rendement acceptable sont les LTP de Garrett ainsi que les Allison 250, mais elles font 300 à 400 ch, pour une Cs de 0,35 Kg/KW/h environ.
Il n’existe rien de ce genre dans les 100 à 200 ch (l’Innodyn doit avoir une Cs de 0,55 environ).
Je vais bien entendu continuer le développement des turboprop et turboréacteurs, en les optimisant au fur et à mesure (le proto du HP doit tourner dans 2 ou 3 mois), et un moteur complet en fin d’année (un turboprop je pense, car stratégiquement plus intéressant). Je me laisse ensuite 1,5 à 2 ans pour optimiser et essayer tout cela (turboprop et turbofan) dans le temps, histoire de faire quelque chose de bien...
L’avantage de pouvoir brûler n’importe quoi pour une turbine est effectivement un grand atout, surtout pour le futur, car tout y passe : du kéro au fuel lourd en passant par l’alcool, l’huile de colza, le gaz de ville, l’hydrogène…et même le charbon pulvérisé chez EDF….
Etant moi-même un agent EDF travaillant pour l'équipement du parc thermique à flamme, je peux confirmer qu'on a effectivement essayé dans les années 60 de brûler du charbon pulvérisé dans des turbines à combustion... Mais qu'on a pas insisté longtemps!
General Electric à fait traverser les Etats-Unis à un train dont la locomotive était mue par une turbine industrielle qui brûlait du charbon pulvérisé. Le rendement énergétique (25%) était très intéressant comparé à celui des locomotives à vapeur (5 à 10%). Le train qui était parti rapidement, a rejoint sa destination au pas et quand la turbine à été démontée, on a trouvé qu'après 6000 km parcourus, il manquait jusqu'à 40% de la corde des aubes de la turbine de détente!
Le charbon contient des minéraux incombustibles particulièrement abrasifs... Auxquels les turbines ne résistent pas bien longtemps.
Par contre, on a pas renoncé au couple charbon turbine à combustion, mais par le biais d'un GICC (gazéifieur intégré à un cycle combiné) :
L'idée est de gazéifier le charbon dans un réacteur chimique (un gros gazogène alimenté au charbon, à l'oxygène et à la vapeur d'eau). Le gaz produit est brûlé dans une turbine à combustion qui entraine un alternateur.
La température d'échappement des fumées de la turbine à combustion (600 °C environ) est suffisante pour produire de la vapeur qu'on détend dans une turbine à vapeur qui entraine un second alternateur. On profite aussi de la chaleur produite par le gazéifieur pour faire un peu plus de vapeur à turbiner.
Une partie de l'électricité produite sert à extraire de l'air, l'oxygène nécessaire au gazéifieur qui consomme aussi une partie de la vapeur produite.
Pour complêter le tableau, on peut ajouter qu'on a un meilleur rendement en mettant le gazéifieur sous pression, notamment à l'aide d'une partie de l'air comprimé par la turbine à combustion.
Le GICC est une véritable usine à gaz (au sens propre comme au sens figuré), chère à construire et à entretenir, qui ne s'adapte pas facilement aux variations de charge, mais c'est aussi la machine qui transforme le charbon en électricité avec le meilleur rendement (50% environ).
Le GICC ne peut pas être transposé en moteur d'avion. Par contre Il serait peut-être possible d'utiliser des turbopropulseurs en cycle combiné :
Imaginons un biturbopropulseur "normal" avec une hélice sur chaque aile) dont on détournerait les échappements pour produire de la vapeur dans une chaudière de récupération située dans le fuselage. Cette vapeur serait détendue dans une turbine à vapeur située dans le nez de l'avion, et qui entrainerait une troisième hélice. La vapeur serait ensuite condensée dans un aérocondenseur situé juste derrière la turbine à vapeur et refroidi par le vent relatif. En s'y prenant bien, cet aérocondenseur pourrait même être thermopropulsif. Il ne manquerait plus que la pompe alimentaire attelée pour renvoyer l'eau condensée dans la chaudière.
Toute cet équipement aurait un poids, mais un cycle combiné permet de récupérer une moitié de puissance supplémentaire par rapport au cycle simple. Autrement dit, on passe dans les installations industrielle de 40% à 60% de rendement - c'est à dire qu'on fait beaucoup mieux que les meilleurs diesels lents qui sont à 47%. (OUI, c'est bien moi qui dit qu'il y a des turbines qui surclassent les diesels ! ).
Pour un avion très long courrier, le gain sur la masse de carburant finirait par dépasser la masse d'équipement supplémentaire...
Pour montée rapide en puissance, il faudrait un peu chahuter les turboprops, mais pour une réduction rapide de la puissance, il est toujours possible d'envoyer la vapeur directement au condenseur, voire à l'atmosphère... ou de sortir des aérofreins.
A quand un avion qui fasse un vrai tour du monde incontestable (revenir au point de départ après avoir survolé l'antipode, ou mieux après avoir survolé les deux pôles) sans escale et avec des turbines?
Si j'ai bien compris, tu veux utiliser l'energie calorifique des gaz d'echappement du turboprop pour produire de la vapeur qui elle meme fera tourner une turbine vapeur attelée à une helice ?
Quell est la temperature des gaz d'echappement d'un turboprop ?
Tu as bien compris, Laurent, c'est bien de la réccupération de l'énergie calorifique contenue dans la chaleur des turboprops dont il est question.
Sur les turbines industrielles (dites "Heavy Duty") de 20 à 280 MW le rendement est de 37% environ et la température des fumées de 600°C, ce qui permet de faire de la vapeur haute pression (165 bars) à 565°C (valeurs typiques) pour un rendement global de cycle combiné compris entre 55 à 60%.
Sur les turbines aérodérivées de 25 à 45 MW, (turbines dérivées de réacteurs d'avions civils de 10 à 20 tonnes de poussée) , le rendement est un peu plus élevé (de l'ordre de 40%) mais la température plus basse des fumées 480°C environ fait que le rendement global en cycle combiné n'est pas meilleur que pour les "Heavy Duty".
Pour des petits turboprops dans la gamme des 600 à 1800 CV, la température en sortie de la chambre de combustion doit être plus faible que dans les réacteurs de 10 à 20 tonnes de poussée, par contre la turbine exploite peut-être un peu moins complètement la détente que les turbines qu'on utilise au sol pour entraîner des alternateurs. Grosso-modo, je pense qu'on ne devrait pas être loin des 400 à 500°C (Damien pourrait sans doute être plus précis...)
Même si la température d'échappement des turboprops de dépassait pas 400°C, il y aurait encore de quoi récupérer pas mal de puissance, surtout en altitude où la faible température de l'air permettrait d'atteindre un bon vide au condenseur. Je pense qu'avec deux turboprops de 1000 CV chacuns, on pourrait récupérer environ 800 CV supplémentaires (calcul à la louche !)
Un des multiples problèmes d'une telle application, c'est que je ne vois aucun CP susceptible de banc d'essai...
Effectivement, j'avais déjà pensé au cycle combiné dont tu parles Philippe, mais en montant une 2ème turbine accouplée à la turbine libre, pour avoir toute la puissance sur un même arbre.
Un tel cycle permet en effet de surclasser les meilleurs diesels en terme de conso spécifique. Et en se débrouillant bien, le poids peut rester inférieur à un diesel, car avec un cycle thermo comme celui que j'envisage pour mes prochains protos, le rapport masse/puissance du turboprop peut descendre à 0,19 kg/ch, soit 22,8 kg pour un turboprop de 120 ch.
En se donnant une limite de 100 kg, un turbomoteur à cycle combiné, cela laisse 77,2 kg pour la 2ème turbine, la chaudière, l'échangeur et les équipements...cela est peut être réalisable, en utilisant des céramiques...
Le principal problème est qu’il faut transporter de la vapeur à 100 ou 150 bars dans un aéronef, avec des composants optimisés au niveau poids (chaudière)…à voir au niveau sécurité.
Pour ce qui est des températures des gaz en sortie du moteur, voici quelques chiffres concernant l’Astazou XIVC1 de Turboméca, qui possède un cycle thermo très proche de mes futurs protos (enfin, j’espère pouvoir y arriver…). Les valeurs d’EGT de ce turboprop de 839 ch, et pesant 166Kg (tout équipé, avec réducteur), sont les suivantes :
Takeoff : 839 ch, EGT = 585 deg C
Max cont : 786 ch, EGT = 540 deg C
Au régime max continu, la température des gaz est donc de 540 deg C en sortie du moteur. A ce régime, la Cs est déjà très correcte : 0,35 kg/kW/h.
Un tel moteur converti en cycle combiné aurait de très bonnes perfos je pense !!!
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 sais que dans les années 60, les ricains ont essayé des intercoolers montés en fin de compresseur, sur des gros turboprops de patrouilleurs maritimes, afin d’en améliorer le rendement. Mais ce n’est pas de la même chose dont on parle. Ici, c’est l’équivalent de l’échangeur monté entre un turbocompresseur et un moteur à piston, et pas un cycle combiné.
Il faudrait calculer la surface d’échange de la chaudière et du condenseur pour avoir une idée des masses en jeux…
L'usage des céramiques a été envisagé pour des échangeurs air/air et air eau sur des Turbines à combustion en cycles plus ou moins exotiques notamment pour des applications marine (militaire, bien sûr) comme des vedettes lance-missile. Sur le papier, c'est super, sauf que pour faire un échangeur il faut multiplier les tubes côte à côte, et que les ceramiques sont fragiles. A la moindre fissure sur un tube sous pression, c'est l'éclatement de celui-ci, et les débris de ce premier tube font comme un "strike" au bowling ! (il ne reste que de petits débris...)
Un bon compromis entre masse et résistance mécanique semble être le titane. En tube dudgeonés à chaque extrêmité, ça reste abordable... (en tout cas moins cher que les céramiques!)
Pour que la vapeur haute pression ne représente pas trop de masse et de risques, il faut qu'elle soit confinée dans une zone la plus compacte possible. Par contre, le volume du condenseur, qui ne supporte que la pression atmosphérique, est moins critique.
Mettre une turbine à vapeur sur le même arbre qu'une turbine à combustion, c'est un classique pour les centrales électrique. En bon français, on appelle ça un "Single Shaft" (Sic). Ce montage permet de réduire l'investissement : Un seul alternateur, un seul transfo, etc... Par contre, on ne peut pas dire que la souplesse de conduite y gagne. Pour un propulseur, la charge que représente une hélice à pas variable faciliterait sûrement la stabilité en vitesse.
A condition de faire vraiment compact pour la partie HP, on pourrait peut-être même l'appliquer à un réacteur double flux...
Pourquoi ne l'a-t-on pas fait avant?
Avant 1950, l'aviation civile en était restée au moteur à piston.
Quand le turbopropulseur est arrivé, il a d'abord fallu en faire une machine fiable et abordable.
Ensuite, ce n'était plus d'actualité...
La première raison est malheureusement évidente, même si rétrospectivement ça semble quasi-criminel : Pendant presque trente ans, le prix du pétrole n'a cessé de baisser en Dollar constant (Je crois me souvenir d'un cours de 2,65 US$ par baril juste avant qu'il ne s'envole à 36 US$ par baril en 1973) Tout développement un peu couteux pour économiser le carburant ne pouvait être justifié que par la distance franchissable, et le turboprop n'était plus à la mode : les réacteurs c'était "l'avenir" - même si Tupolev prouvait le contraire avec les performances époustoufflantes de son quadriturbopropulseur à hélices contrarotatives...
Un autre détail, mais qui a son importance : Jusqu'à la fin des années 80, la métallurgie du titane n'était vraiment maitrisée industriellement que par les soviétiques... Pour la petite histoire, la CIA a dû monter une ribambelle de sociétés-écrans pour acheter à l'URSS le titane nécessaire à la fabrication des... SR71!
Enfin, il y a une autre difficulté : Les turbines à vapeur supportent très mal les paquets d'eau liquide. Il faut donc un séparateur eau/vapeur très éfficace et/ou une vapeur très surchauffée pour ne pas avoir de problème sur un avion soumis aux turbulences.
Damien, tu fais référence au Turboméca "Astazou". Si mes souvenirs sont bons, Turboméca en avait tiré un réacteur à très fort taux de dilution dont on pouvait faire varier l'incidence des aubes de la soufflante. Toujours si mes souvenirs sont exacts, ce moteur l'"Astafan" poussait dans les 780 kilos en consommant la même chose, voire même moins, qu'un seul des réacteurs de 400 kg de poussée du Morane Paris ou du Fouga Magister !
Il va sans dire qu'un tel moteur aurait pu transfigurer ces deux avions (en monomoteur enfin économique pour le Morane Paris et en avion d'entrainement enfin puissant pour le Fouga) sans parler des avions qu'on aurait pu développer autour de ce moteur et de ses descendants...
Pourquoi voit-on plus de PT6 que d'"Astafan"? Il me semble que la raison est plus commerciale que technique... mais en un sens, ton réacteur me semble bien être le petit cousin de l'Astafan.
(au passage, les diesels modernes sont bien plus emetteurs que leurs ancêtres de NOx, respirez à plein poumon derrière et vous sentirez).
