GMP Notions de puissance, couple, rendement
Le groupe motopropulseur ou GMP est de façon générale constitué d’un moteur à combustion interne qui transmet sa puissance à une hélice, celle-ci assurant la force de traction à l’avion. On se limite ici aux moteurs dits « à explosion », ceux-ci équipant les appareils de faible puissance, tels que rencontrés dans les aéro-clubs.
Puissance délivrée par le moteur
Energie / puissance associée au carburant
Les carburants utilisés à majorité en aviation légère sont de type essence:
- les essences type « AVGAS » (= aviation gasoline), telles que la 100 LL et l’UL 91
- les essences type « MOGAS » (=motor gasoline), telles le SP 95 et SP 98
L’énergie que peuvent fournir ces essences lors d’une combustion dans un moteur est exprimée par leur pouvoir calorifique inférieur ou PCI. Celui-ci montre une valeur moyenne de 42 MJ / kg ce qui correspond à environ 30 MJ / litre (en considérant une densité de 0.72).
En se rappelant que 1 kWh = 3.6 MJ, 1 litre d’essence fournit une énergie de 8333 Wh soit une puissance de 8333 W en moyenne pour la combustion d’un litre en 1 heure.
Exemple: le moteur d’un DR 400 consommant en croisière 25 litres / heure reçoit une puissance d’entrée due à la combustion de 8333 x 25 = 208325 W soit 279 hp (1 hp= 746 W)
Puissance fournie
Le moteur transforme l’énergie chimique de combustion en une énergie mécanique. La déperdition inévitable d’une partie de cette énergie chimique sous forme de chaleur fait que la puissance mécanique de sortie reste toujours inférieure à la puissance d’entrée.
On définit un rendement du moteur comme suit: η = Travail fourni par le moteur / PCI ou plus simplement η = puissance fournie / puissance d’entrée
La puissance mécanique a pour valeur P = C . ω avec C : couple en N.m et ω : vitesse de rotation en rad/s.
Le couple représente la « force » que l’arbre de sortie du moteur génère pour vaincre la charge (= couple résistant) qui est lui est imposée . Pour une même puissance, il existe, sur l’aspect théorique, une infinité de valeurs de couple et de vitesse de rotation.
Mais suivant les valeurs respectives de C et ω , le rendement du moteur n’est pas le même. Il peut, pour une même puissance fournie, augmenter avec le couple jusqu’à une valeur optimum du couple au delà de laquelle la tendance s’inverse.
On peut citer comme exemple ce qui se passe sur une automobile en terme de consommation. Pour une même vitesse (par exemple 90 km/h), et donc une même puissance nécessaire, il est préférable de sélectionner le rapport de boite de vitesse le plus faible (par exemple la 5ème) plutôt qu’un rapport plus élevé (par exemple la 3ème). La vitesse de rotation du moteur sera plus faible, donc le couple plus fort et la consommation de carburant moindre.
Puissance et couple en fonction de la vitesse de rotation.
La puissance maximum délivrée ainsi que le couple maximum varient avec la vitesse de rotation. On représente ces variations par des courbes Pmax = f(RPM) et Cmax = f(RPM).
Elles sont souvent groupées dans un même graphique.
L’allure de ces courbes est très variable. La figure 1 montre une allure type. La puissance est proportionnelle au régime. Le couple croît, présente un maximum plus ou moins étalé puis décroît.
Cas du moteur Lycoming O 235 L
Ce moteur équipe les DR 400 / 120.
Les données de puissance obtenues en fonction du régime de rotation et pour différentes pressions d’admission sont présentées sur l’abaque du constructeur en figure 2 (niveau de la mer, température standard).
La puissance maximum délivrable, avec une pression d’admission (PA) de l’ordre de 29″ est de 118 hp à 2800 t/mn.
On peut constater que, toujours avec une PA maximum (« plein gaz »), la puissance obtenue diminue pour des régimes de rotation inférieurs. Par exemple, à 2400 t/mn, la puissance est de 105 hp.
A PA maximum, le régime diminue quand la charge demandée au moteur augmente (cas d’une montée plein gaz au décollage), celui-ci ne disposant pas de réserve de puissance d’entrée nécessaire pour maintenir le régime moteur.
La figure 3 montre les courbes de puissance et de couple maximum établies à partir des données de la figure 2. Il n’y a cependant pas de valeurs pour des régimes inférieurs à 2200 t/mn.
Il est également indiqué les courbes d’équi-puissance pour différents valeurs, celles-ci étant de la forme C = P / ω.
Rendement au régime de croisière 75 % ( régime : 2500 t/mn) :
(soit une puissance fournie de 89 hp)
- La consommation est de 25 l/h ce qui donne une puissance d’entrée de 279 hp (calculé plus haut).
→ η = 89 / 279 = 0.32
Important !
Il faut surtout retenir que, lorsqu’on parle d’un avion équipé d’un moteur de puissance « X hp », celle-ci est la puissance « nominale » qui correspond à ce que peut délivrer le moteur à un certain régime de rotation, ce dernier étant quasiment le régime maximale admissible. Ici, la puissance nominale (ou de référence) du moteur Lycoming O 235 L est 118 hp à 2800 t/mn. Plein gaz, ce régime peut être atteint en palier, et évidemment en descente, mais pas dans une phase de vol en montée, lorsque l’avion est équipé d’une hélice à calage fixe dont celui-ci (choisi comme compromis pour les phases de vol à différentes vitesses) n’est pas optimum pour les vitesses faibles. Le couple résistant induit par le calage est tel qu’il entraîne une vitesse de rotation plus faible.
Dans le cas d’un aéronef équipé d’une hélice à calage variable, et quand celle-ci est positionnée en angle de calage minimum (= « plein petit pas ») on peut obtenir en montée un régime moteur très proche du régime de définition de la puissance nominale, sous réserve d’un avion peu chargé et d’une pente de montée par trop forte.
En ce qui concerne le DR 400 / 120, le régime en montée initiale après décollage est de l’ordre de 2400 t/mn (avec une hélice à calage fixe de pas 54″). La puissance fournie n’est plus que d’environ 105 hp. Ces valeurs sont évidemment annoncées dans les conditions standard à Zp = 0 et diminuent lorsque l’altitude-pression ou la température deviennent supérieures au standard.
→ Le pilote ou l’élève-pilote doit avoir pleine conscience de ceci et ne pas raisonner à partir de la puissance nominale avancée par le constructeur.
D’autant plus que ceci concerne uniquement le moteur. L’hélice, dont la fonction est de générer une force de traction, possède, comme tout système de transmission de puissance, un rendement (donc obligatoirement inférieur à 1). La conséquence est que la puissance dite « utile » en sortie d’hélice va encore être dégradée, comme ce qui est expliqué en suivant.
Hélice
Courbe de rendement
Le rendement d’une hélice (ŋh) n’est pas constant et dépend de ses caractéristiques (diamètre, angle de calage), de la vitesse de rotation et de la vitesse de déplacement de l’avion sur sa trajectoire.
Ceci est exprimé par la courbe en figure 4, qui correspond (approximativement…) à une hélice Sensenich 74DM6 (D = 1.88 m, pas = 60″). Celle-ci est conçue pour les moteurs Lycoming O-290 et O-320 de 125 à 165 Hp.
J est le paramètre de fonctionnement de
l’hélice (Advance ratio), ayant pour
valeur V / N.D, avec :
V : Vitesse d’avancement de l’hélice (vitesse avion)
D : diamètre
N : vitesse de rotation
Cas du DR 400 / 120 en montée initiale après décollage
La courbe en figure 5 présente la puissance utile (Pu = Pm . ŋh) lors de la montée, en considérant un régime constant de 2450 t/mn (puissance sortie moteur Pm = 107 cv), sur la plage de vitesse 85 – 130 km/h.
Jusqu’à 130 km/h, la puissance utile reste inférieure à 70 cv (69 hp).
→ On est très loin, dans cette phase délicate que constitue le décollage, de la valeur de 118 hp présentée comme puissance de « référence » du moteur.
Sur des moteurs plus puissants (en général à partir de 180 hp de puissance nominale), l’utilisation d’hélice à calage variable permet de maximiser la puissance utile au décollage. En réduisant le calage des pales, et pour une même puissance affichée, le régime de rotation augmente, le rendement hélice est optimisé, ce qui permet de récupérer de la puissance et ainsi améliorer les performances de montée (Vz).
En résumé: la chaîne de rendement
Dans l’exemple ci-dessus, le rendement final du système est donc de 67 / 279 = 0.24, soit 76 % de perte d’énergie….