[Graines d’Ingénieurs] Le meilleur système propulsif aéronautique ?

Dans Graines d’Ingénieurs, on aborde des notions d’ingénierie aéronautique sous le prisme de la vulgarisation scientifique, tout cela dans le but de mieux comprendre le fonctionnement des machines volantes.

Aujourd’hui, nous allons parler du rendement des systèmes propulsif et pourquoi le système propulsif idéal n’existe pas.


Préambule : Cet article va évoquer différents types de systèmes propulsifs aéronautique. Pour une meilleure compréhension de ce qui va suivre, il est conseillé de regarder la vidéo ci-dessous dans laquelle j’évoque les principales notions concernant le fonctionnement des machines susnommées.

L’évolution des techniques aéronautiques, et en particulier l’évolution technologique des systèmes propulsifs, laisse à penser que les découvertes dans cette discipline se sont faites de manière linéaire, incrémentale et tendent vers une amélioration constante rendant obsolète les technologies précédentes. Selon cette idée, on serait passé du moteur à pistons au turboréacteur et que cette évolution vers des domaines vitesse supérieurs rendrait inutile les moteurs à pistons. Mais vous pensez bien que cela est bien plus complexe…

Dans certaines branches de l’aéronautique, cette prémice est pourtant vraie. Dans le domaine de l’aviation commerciale de ligne, sur les avions long-courriers, nous avons en effet abandonné de manière définitive le moteur à pistons au profit du turboréacteur à la fin des années 1950. Mais comme nous allons le voir, le choix du système propulsif dépend du domaine de vitesse visé et de la mission de l’avion.

I- Rendement total des systèmes propulsifs à carburant fossile / biocarburants, à température et altitude fixée en atmosphère standard

Les systèmes propulsifs fournissent une certaine quantité d’énergie (capacité à produire un mouvement) utilisable, et cela, pendant une unité de temps : c’est leur puissance. Le rendement d’un système physique quelconque est le rapport entre la puissance fournie par l’utilisateur et la puissance utilisable fournie à l’utilisateur. Dans le cas d’un système propulsif aéronautique, la puissance fournie par l’utilisateur est congrue à la quantité de carburant utilisée en opération, et la puissance utilisable est la force de traction que fournit le système à l’avion afin de vaincre la traînée et avancer. La relation entre quantité de carburant utilisée et puissance est le pouvoir calorifique (ou chaleur de combustion), soit la quantité d’énergie que libère une unité de carburant lors d’une réaction de combustion. Cette propriété physique est intrinsèque à chaque carburant et le rendement du système propulsif dépend de ce pouvoir calorifique.

1- Les systèmes propulsifs, pas efficaces à 100%

Le rendement d’un système propulsif n’est jamais égal à 1 (ou 100% si on parle en pourcentages). Dans ce cas là, cela voudrait dire que toute la puissance délivrée par le combustible est convertie en énergie utilisable, impossible dans notre Univers à cause du Second Principe de la Thermodynamique, définissant l’irréversibilité des systèmes physiques réels. Car si un système était totalement réversible, cela voudrait dire que l’on pourrait recréer la réaction de combustion à rebours. Cela n’étant pas le cas, la notion d’irréversibilité rentre en jeu : des pertes sont possibles lors des réactions. Ces pertes quantifiables rendent le système irréversible et se déduisent alors de l’énergie injectée initialement. Donc la puissance récupérée en sortie du système propulsif sera forcément plus faible que la puissance délivrée par le combustible injecté.

Pour la suite des explications, scindons le système propulsif en deux parties : la partie moteur et la partie aérodynamique. La première produit une énergie mécanique de rotation et la seconde une force de traction par les lois de l’aérodynamique. Précisons que les cas du turboréacteur et du statoréacteur sont un peu à part du fait qu’aucune énergie de rotation n’est en jeu pour faire tourner un dispositif créant la force aérodynamique de traction (hélice aérienne ou rotor) et que celle-ci est due à la vitesse du flux d’air sortant du système. Cependant les pertes listées plus bas s’appliquent aussi en majorité.

2- Les pertes énergétiques dans le fonctionnement du système propulsif
Le systèmes propulsifs tels que les turbopropulseurs sont des machines complexes. On peut remarquer sur ce Rolls-Royce Dart RDa.7 Mk.21 la profusion de pièces tournantes qui sont autant de pertes par frottements sur le rendement total de la machine (© Aéro Seven)

Les pertes sur le rendement total d’un système propulsif, et précisément sur sa partie moteur, sont dues :

  • au fait que la réaction de combustion n’a pas un rendement de 100%. La combustion peut être incomplète par manque d’un des réactifs mais aussi par le caractère intrinsèque de la réaction.
  • au fait qu’il existe des frottements de parties mécaniques à l’intérieur du moteur. Les arbres en rotation dans un carter entraînent des frottements, des pièces mécaniques en rotation qui sont mal équilibrées peuvent provoquer des vibrations : tout cela engendre des pertes d’énergie. Ce problème est réglé dans le cas du statoréacteur.
  • au fait que certains moteurs sont reliés à des dispositifs de transmission de puissance (arbres, liaisons pignons, boîtes de réduction) entraînant des pertes d’énergie mécanique par frottement. Ces pertes sont remarquées sur les moteurs aéronautiques mettant en rotation des hélices aériennes ou des rotors.
  • au fait que sur les arbres primaires ou secondaires sont fixés des courroies ou pignons accessoires, mettant en rotation des éléments assurant les servitudes à bord de l’appareil (génération électrique et hydraulique, air conditionné…). Ces pièces utilisent une faible partie de l’énergie produite par la partie moteur, soustraite au rendement en plus des frottements que ces pièces provoquent.

Cependant, un moteur est inclus dans un système plus large : le système propulsif. Celui-ci exerce une force aérodynamique permettant l’avancement de l’appareil et utilise l’énergie de rotation procurée par le moteur pour actionner un rotor ou hélice (hors cas cités précédemment). Ainsi des pertes aérodynamiques sont à compter dans le rendement total et sont dues :

  • à la limite transsonique de l’hélice aérienne dans le cas des groupes motopropulseurs et des turbopropulseurs (voir vidéo sur les Systèmes propulsifs aéronautiques)
  • au fait que la conversion du couple de rotation en couple aérodynamique n’est pas une réaction réversible, dans le cas des systèmes utilisant l’hélice aérienne.
  • au fait que, dans le cas des turbomachines, le rendement les conversion de la quantité de mouvement en pression et inversement soient des réactions irréversibles.
  • au fait que, dans le cas du turboréacteur et du statoréacteur, la vitesse du jet n’est pas totalement utilisée pour donner la force de poussée à l’appareil pour son avancement.
3- Les rendements totaux de différents systèmes propulsifs

Ainsi, prenant en considération toutes les pertes listées précédemment, on peut connaître le rendement total des différents systèmes propulsifs :

  • Le moteur à combustion interne a un rendement en sortie d’arbre d’environ 25% lorsqu’il est en régime idéal. Pour compléter le système propulsif, il faut une hélice aérienne, dont le rendement propulsif maximal se situe entre 75 et 80% (prenons la valeur moyenne pour la suite de calcul : 77,5 %). Prenons le cas simple d’un avion de loisir (vitesse de rotation hélice faible et pas de boite de réduction), nous obtenons le rendement total du système propulsif par le produit des rendements. Ainsi, un moteur à combustion interne 4 temps sur un avion de loisir a un rendement total moyen de 19,4%. 
  • Le rendement propulsif maximal du turboréacteur simple-corps et simple-flux est de 75%, et 70% pour un turboréacteur simple-corps double-flux. En nous épargnant les calculs des différents rendements liés aux échanges thermiques et aux conversions qui ont lieu dans cette turbomachine, on détermine en fin de course que le turboréacteur a un rendement total compris entre 20 et 25% (rendement total moyen : 22,5%).
  • Le rendement du turbopropulseur est plus élevé que celui du turboréacteur bien que celui-ci soit une turbomachine.

Face à ces résultats, nous pourrions rester perplexes et penser que les ingénieurs aéronautique n’ont rien compris, que leurs machines ne fonctionnent pas ou peu. Or, celles-ci équipent les appareils aéronautiques depuis que le moteur s’est invité dans les aéronefs, à la croisée du XIXe et du XXe siècle… Les rendements exprimés ici sont des rendements totaux, et représentent la conversion de la puissance apportée par le carburant en force utilisée pour faire avancer l’appareil porteur du système propulsif dans la masse d’air. Mais le rendement qui intéresse les ingénieurs aéronautiques et qui montre l’efficacité réelle du système propulsif n’est heureusement pas celui-ci.

II- Rendement propulsif, à température et altitude fixée en atmosphère standard

Le rendement le plus intéressant à étudier en termes d’optimisation d’un aéronef est le rendement propulsif de son système de propulsion. En effet, c’est celui-ci permet de jauger si la puissance délivrée par le système propulsif est convertie efficacement en force de traction. Le rendement propulsif évolue avec la vitesse de l’aéronef. Car plus un aéronef va vite, plus il pourra brasser d’air par son système propulsif et s’en servir comme appui pour son avancement. A partir d’une certaine vitesse cependant, ce rendement chute drastiquement. Nous allons étudier les différents systèmes propulsifs et faire une synthèse globale de l’étude.

1- Systèmes propulsifs utilisant une hélice aérienne
Remarquons sur cette hélice Mercure montée sur Morane-Saulnier AI la forme bombée du profil de la pale, analogue aux profils d’aile d’avion (© Aéro Seven)

L’hélice aérienne a un rendement propulsif maximal de 80%. Ce pic maximal est atteint lorsque l’appareil évolue à Mach 0.4 (soit 490 km/h au niveau de la mer en Atmosphère Standard). L’hélice aérienne a des pales adoptant le profil d’aile rencontré sur un avion, ce profil génère une force d’aspiration vers l’avant qui est une force calculable comme la portance d’une aile d’avion. Cette portance s’écrit sous cette équation : Rz = ½ϱ.Cz.S.V². On observe que la portance (ou force d’aspiration du profil vers l’avant, donnant la traction) est proportionnelle au carré de la vitesse d’écoulement sur le profil de la pale de l’hélice. Ainsi, plus la vitesse de l’air sur les pales est élevée, plus la force produite sera grande. Cette augmentation de vitesse se fait de deux façons : en augmentant le régime du moteur mais surtout en augmentant la vitesse d’évolution de l’avion dans la masse d’air, d’où l’évolution croissante du rendement propulsif de l’hélice en fonction de la vitesse.

Chasseur embarqué Hawker Sea Fury Mk.60, possédant une hélice Rotol à 5 pales (© Aéro Seven)

Pour augmenter le rendement théorique d’une hélice aérienne à une vitesse donnée, on peut aussi augmenter sa surface. Cette augmentation de surface peut se faire sur la longueur avec des hélices à grand diamètre, mais aussi en augmentant le nombre de pales. Ainsi, de l’hélice bipale, on peut passer à un nombre de pales impressionnant comme les hélices 5 pales montées sur certains chasseurs de la Seconde Guerre mondiale, ou plus récemment des hélices pouvant atteindre 8 pales (Airbus A400M).

Cependant, plus le diamètre de l’hélice est grand, plus la vitesse en bout de pale sera élevée. L’appareil rentrera alors plus vite dans un domaine de vol où l’hélice sera en phase transsonique.

Traînée totale d’un profil d’aile en fonction de la vitesse de l’avion porteur. Pour une hélice, la vitesse d’entrée dans le transsonique se fait aux alentours de Mach 0.64 (© Aéro Seven)

Lorsque l’hélice est dans ce mode de fonctionnement, des ondes incidentes se forment sur le profil, caractérisant l’entrée du bout des hélices dans un domaine de vitesses supérieur à la vitesse du son dans l’air. Ces ondes vont entraîner une nouvelle forme de traînée aérodynamique, la traînée d’onde, qui va s’ajouter à la traînée déjà générée par l’hélice en domaine subsonique. Cette augmentation subite de traînée (traînée d’onde, de décollement et due aux effets de viscosité de l’air) va faire chuter très fortement le rendement propulsif. La traînée symbolisant une perte aérodynamique.

Ce point de forte diminution du rendement se situe aux alentours d’une vitesse avion de Mach 0.64 (soit 800 km/h au niveau de la mer en Atmosphère Standard). Ainsi, la plage de fonctionnement idéal d’une hélice aérienne se situe, en vitesse avion, entre Mach 0.4 et Mach 0.6.

2- Turboréacteur
Le Sukhoï Su-22M4, un avion de classe Mach 2, possède un cône avant évitant le pompage de son turboréacteur à haute vitesse (© Aéro Seven)

Le rendement propulsif du turboréacteur dépend de son architecture. Dans le cas des turboréacteurs simple-corps simple-flux, le rendement propulsif atteint son maximum de 75% pour une vitesse avion de Mach 1.5. La chute de rendement après cette vitesse est due à la vitesse du flux d’air qui est trop élevée, entraînant le décrochage des étages de compresseur. Ce décrochage des étages est appelé pompage aérodynamique et rend le turboréacteur inopérant et impossible à rallumer tant que la vitesse n’est pas passée en dessous de Mach 1. Le pompage peut être prévenu par une géométrie spécifique du manche à air qui va générer à vitesse supersonique des ondes de choc incidentes qui vont baisser la vitesse du flux d’air entrant par perte d’énergie. D’autres solutions peuvent être utilisées comme les cônes d’entrée d’air ou les souris. Un système plus évolué consiste à utiliser des entrées d’air à géométrie variable comme sur le F-14 ou Concorde (voir Bref Historique sur Mirage IV A et Concorde, Partie V, paragraphe 1).

Le Rolls-Royce Trent 900, monté sur Airbus A380-800, a une soufflante de presque 3 m de diamètre et un taux de dilution de 8.7 (© Aéro Seven)

Dans le cas des turboréacteurs simple-corps double-flux, le rendement maximal propulsif de 70% est atteint à Mach 0.8. Cette augmentation de rendement plus rapide que le turboréacteur simple-corps simple-flux est due à la caractéristique même du turboréacteur double-flux : une grande partie du flux d’air passe par la partie froide du système. On peut quantifier la masse d’air passant par la partie froide pour une unité de masse passant par la partie chaude par le taux de dilution. Par exemple, pour un turboréacteur ayant un taux de dilution de 8.7, pour 1 kg d’air passant par la partie chaude, 8,7 kg passent par la partie froide.

Étant donné que sur les turboréacteurs double-flux actuels la majorité du flux d’air passe par la partie froide, ce flux subit moins de pertes dues au cycle thermodynamique ayant lieu dans la partie chaude. Moins de pertes implique un rendement plus élevé. Cependant, la chute du rendement se fait à vitesse plus faible que pour le réacteur simple-corps simple-flux du fait d’un pompage possible des ailettes de la soufflante adoptant un profil différent que les étages de compresseur et étant d’allongement beaucoup plus grand.

3- Différents systèmes propulsifs pour différents domaines de vitesse

Nous remarquons alors une certaine constance dans les systèmes propulsifs aéronautiques : leur rendement total se situe aux alentours des 20% et leur rendement propulsif est dans la fourchette de 70-80%. Cependant, ces rendements propulsifs ne sont que des maximums, atteints pour des vitesses différentes selon la technologie utilisée. Au vu de l’étude qualitative menée plus haut, nous pouvons tracer l’évolution du rendement propulsif de différentes machines en fonction du nombre de Mach du flux d’air en avant de ces mêmes machines :

On remarque sur cette étude qualitative, pour des conditions atmosphériques standardisées et au niveau de la mer, que les systèmes propulsifs listés ont un rendement propulsif équivalent, mais pour des domaines de vol différents (© Aéro Seven)

Ainsi, même si les systèmes propulsifs à hélice aérienne tels que le turbopropulseur ou les groupes motopropulseurs (GMP) ont le rendement propulsif le plus élevé des machines étudiées, ils demeurent très limités en domaine de vitesse. En effet, leur plage d’efficacité maximale est bornée entre Mach 0.4 et Mach 0.6, n’autorisant pas leur utilisation pour des appareils à grande vitesse tels que les avions de ligne long-courriers.

Le Viking Air DHC-6 Twin Otter 400 transporte 19 passagers sur 1400 km et est équipé de deux turbopropulseurs P&WC PT6A (© Aéro Seven)

Cependant, leur utilisation demeure possible pour des avions de faible tonnage réservés au loisir et à la voltige mais aussi pour des applications de travail aérien ne requérant pas de haute vitesse (lutte anti-incendie, surveillance, épandage agricole…). Ces systèmes propulsifs à hélice peuvent aussi être utilisés pour le transport commercial civil sur de courtes distances : l’utilisation du turbopropulseur qui a le meilleur rendement total et propulsif permet aux compagnies aériennes exploitantes d’avions turbopropulsés de faire des économies de carburant sans impacter les passagers sur la différence de temps de vol entre deux aéroports proches (rayon d’action maximal d’environ 1500-2000 km). Enfin, dans le domaine militaire, il peut être utilisé sur des avions de transports polyvalents tels que l’Airbus A400M ou le Lockheed C-130 Hercules pour son efficacité propulsive, sa faible consommation de carburant et le fait que la vitesse ne soit pas un impératif pour ces appareils.

Le CFM LEAP-1A30 est un turboréacteur consommant 2 fois moins que ceux des années 1950, et consommant 15% de moins que la génération précédente (© Aéro Seven)

Du côté des turboréacteurs, historiquement, le turboréacteur simple-corps simple-flux était utilisé pour toutes les missions requérant des avions à haute vitesse. C’est pour cette raison qu’il fut utilisé autant dans l’aviation civile que dans l’aviation militaire dans la propulsion d’avions de chasse de classe Mach 2. Cependant, avec la mise au point et la mise sur le marché du turboréacteur double-flux, le marché civil a abandonné le turboréacteur simple-flux. La différence de consommation était nette, et à raison. L’efficacité propulsive de ces machines étant plus élevée dans la plage de vitesse des avions de transports subsoniques (bornée à Mach 0.77-0.85) que celle du turboréacteur simple-flux. Ainsi, on préfèrera l’utilisation du turboréacteur double-flux en aviation commerciale et ce choix se justifie par la grande économie de carburant engendrée permettant, au choix, de consommer moins sur un même trajet, ou bien même d’avoir une distance franchissable plus grande avec la même quantité de carburant à bord. Cependant, pour les applications militaires, on préfèrera le turboréacteur simple-flux du fait de sa plus grande plage de fonctionnement efficace.

III- Rendement propulsif en fonction de l’altitude et de la température ambiante

Depuis le début de cet article, nous avons utilisé implicitement l’hypothèse d’une étude à altitude fixée, proche du niveau de la mer et en Atmosphère Standard (température et masse volumique évoluant avec l’altitude suivant une décroissance normalisée). Cependant, l’efficacité propulsive des systèmes propulsifs dépend des conditions de la masse d’air dans laquelle ils évoluent, du fait de leur principe de fonctionnement : ils utilisent la réaction sur l’air afin de générer la force de traction de l’appareil porteur. Ainsi, si les paramètres caractérisant la masse d’air, que sont sa température et sa pression (et sa masse volumique), évoluent alors les qualités propulsives des systèmes aussi. Discriminons deux variations possibles que peuvent connaître les systèmes propulsifs : la variation d’altitude d’utilisation et la variation de température au niveau de la mer.

1- Rendement propulsif et altitude
Graphique montrant la décroissance de la masse volumique en fonction de l’altitude en atmosphère standard (© Aéro Seven)

L’Atmosphère Standard est un modèle définissant l’atmosphère terrestre, et est une approximation des interactions thermodynamiques et de l’évolution des paramètres physiques au sein de celle-ci. Cette approximation est tout à fait légitime et est utilisée tous les jours en aéronautique, ne serait-ce que pour donner une référence altimétrique aux avions volant dans l’espace aérien supérieur (vols commerciaux notamment). L’Atmosphère Standard répond à trois hypothèses :

  • Atmosphère sèche (humidité relative supposée à 0%)
  • Atmosphère au repos (on suppose un vent nul)
  • Décroissance normalisée de la température entre 0 et 11000 m suivant cette loi : perte de 6,5°C tous les 1000 m d’altitude.

En outre, l’atmosphère étant une couche d’air entourant la Terre et ayant pour fin la limite des 800 km au-dessous de la surface (fin de l’exosphère), celle-ci pèse sur le sol. Cette pression correspond à 10 t/m², soit la pression atmosphérique standard qui, traduite dans une unité plus familière pour les météorologues et pilotes, donne une pression de 1013,25 hPa. Si on représente cette atmosphère sous la forme d’une colonne d’air, on peut observer un gradient de pression : plus on monte en altitude, plus on perd en pression. Il en va alors de même pour la masse volumique de l’air, soit la quantité de molécules dans l’air (comprenons la masse de ces molécules) par unité de volume.

Les systèmes propulsifs utilisant la réaction sur l’air : plus ils agissent sur un grand nombre de molécules par unité de temps, plus leur efficacité propulsive sera élevée. Comprenons : plus on monte en altitude, plus il sera difficile pour un système propulsif de « brasser de l’air » et de produire une force tractive avec un rendement satisfaisant. Cette altitude de perte d’efficacité diffère d’un système à l’autre.

On remarque sur ce Tupolev Tu-95 les hélices contrarotatives regroupées par paires sur les nacelles de turbopropulseur (© Wikimedia Commons – AviaWiki)

Les systèmes propulsifs les plus lésés par cette perte d’efficacité en altitude sont les systèmes utilisant une hélice aérienne. A partir de 8000 m d’altitude, le rendement propulsif des hélices commence à chuter. Pour voler plus haut, il faut délivrer une puissance plus élevée au niveau du système propulsif, avoir des hélices à meilleur rendement propulsif ou alors, s’appuyer sur une architecture d’hélice contrarotative à haut rendement : deux hélices coaxiales tournant dans des sens inverse de rotation, fournissant un meilleur rendement propulsif.

Ce système, très difficile à mettre au point, est notamment utilisé sur deux appareils développés par l’avionneur soviétique Tupolev :

  • Le Tupolev Tu-114 : l’avion de ligne à turbopropulseur le plus rapide au monde (870 km/h)
  • Le Tupolev Tu-95, avion de la même famille que le Tu-114 : l’avion à turbopropulseur le plus rapide au monde toute catégorie (925 km/h) et ayant le plafond opérationnel le plus haut (13 716 m)
Un MiG-25RB, version de reconnaissance et bombardier, analogue au Ye-266M (© Alex Beltyukov)

Du côté des turboréacteurs, l’efficacité propulsive à haute altitude permet des applications autant civiles pour le transport aérien que pour les appareils militaires. Cependant, bien que capable de propulser la plupart des avions aux alentours des 20 000 m, une limite à ces systèmes a été trouvée à l’occasion de l’exploration scientifique des hauts domaines de vitesse à hautes altitudes. Lors de différentes tentatives de records d’altitude pour un avion à réaction, il n’était pas rare qu’au-dessus des 25 000 m le turboréacteur subisse un pompage aérodynamique faute d’un flux d’air suffisamment riche. Citons pour exemple le Ye-266M, un MiG-25RB remotorisé qui réussit a établir le record actuel d’altitude pour un avion à réaction à 35 230 m, dont le réacteur s’est éteignit lors du record et qui continua son vol sur une trajectoire balistique, montant uniquement grâce à son inertie. La seule manière d’atteindre des altitudes plus élevées est d’utiliser des systèmes propulsifs anaérobies : le moteur-fusée.

Nous remarquons ainsi que le rendement propulsif diminue avec l’altitude, et dépend du système utilisé. Mais nous allons voir que même dans un des meilleurs points de fonctionnement d’un système propulsif, à altitude au niveau de la mer, des pertes de rendement propulsif peuvent avoir lieu.

2- Rendement propulsif et température ambiante, au niveau de la mer

Même au niveau de la mer, un système propulsif peut voir son rendement propulsif chuter. Encore une fois, la cause est la masse volumique de l’air, qui peut varier localement au gré des changements de conditions météorologiques. Les conditions n’étant jamais celles définies par l’Atmosphère Standard, il est possible que la masse volumique de l’air diminue par augmentation de la température. En effet, si on définit la température comme le degré d’agitation moléculaire, et prenant en compte le fait que plus un gaz est chaud, plus il aura tendance à « prendre de la place » ; on peut dire que plus la température au sol augmente, plus il y aura d’espace entre les molécules : la masse volumique de l’air aura diminué.

On a dit plus haut que plus la masse volumique diminue, moins le système propulsif considéré sera efficace. Cette variation de masse volumique au niveau du sol peut ainsi se traduire par une perte de rendement, même dans les conditions jugées les plus favorables. La dégradation de rendement se traduit par la difficulté à atteindre la poussée maximale en procédure de décollage, et donc par l’allongement de la distance de décollage. A l’inverse, si la température est plus faible que celle définie au niveau du sol en Atmosphère Standard, la distance de décollage sera plus faible, la masse volumique de l’air étant plus élevée.

3- Synthèse

En guise de synthèse, on peut dire que les systèmes propulsifs aéronautiques étant des machines dont le fonctionnement est régi par le principe de réaction sur l’air, leur rendement propulsif est tributaire de la qualité du milieu. Ainsi, ces performances évolueront selon l’évolution des paramètres thermodynamiques de l’air que sont la température, la pression et la masse volumique. Ces caractéristiques de milieu, nous l’avons vu, évoluent avec l’altitude dans un modèle appelé l’Atmosphère Standard. Nous avons aussi vu qu’à une altitude proche du niveau de la mer, ces paramètres peuvent varier localement au gré des conditions météorologiques.

Depuis le début de cet article, nous nous sommes intéressé aux systèmes propulsifs à carburant fossile (et biocarburants) et à leur rendement, total et propulsif. Nous allons maintenant nous pencher sur le moteur électrique et ses différents rendements, et répondre à cette question de plus en plus posée dans le secteur de l’aérien : Le moteur électrique est-il le système propulsif idéal et le plus efficace ?

IV- Rendement du moteur électrique en aéronautique et énergie massique du système propulsif

Le secteur aérien est de plus en plus remis en question et connait de nombreux détracteurs. Ceux-ci pestent contre une industrie qui pourtant se renouvelle sans cesse. Preuve en est la diminution de moitié de la consommation des turboréacteurs depuis les années 1950, tout en augmentant leur poussée d’un facteur 2. Certains écologistes voudraient imposer une électrification totale du secteur aérien et l’imposer comme seul avenir possible de cette industrie. Bien que le moteur électrique soit présenté comme une solution miracle et comme un système au rendement époustouflant de 90%, il n’est en rien une solution, surtout pour les avions de très fort tonnage. Notre propos étant le rendement des systèmes propulsifs aéronautiques, penchons-nous sur le cas du moteur électrique et montrons pourquoi il n’est pas l’avenir du secteur aérien tout entier (en tout cas, avec les technologies dont nous disposons en 2020 et pour les dix prochaines années au moins).

1- Rendement total d’un système propulsif aéronautique électrique
Un des 6 moteurs de sustentation de 75 kW du drone VTOL Boeing Passenger Air Vehicule (© Aéro Seven)

Il est vrai que le moteur électrique a un avantage sur les moteurs utilisant des carburants fossiles : il ne dissipe que très peu de chaleur. Son rendement total théorique, moteur seul, est ainsi de l’ordre de 90%, soit 3,6 fois meilleur que le moteur à combustion interne 4 temps. Cependant, appliqué dans le cadre d’un système propulsif aéronautique, son rendement chute.

Les machines électriques utilisées en aéronautique sont des moteurs sans balais (brushless) à courant continu, pour les moins puissantes, ou des machines asynchrones pour des applications plus puissantes. Ces machines électriques ont besoin d’une électronique de commande afin d’être pilotés efficacement en vitesse de rotation. Cette électronique de commande est à très haut rendement, sans pour autant être efficace à 100%. En effectuant le produit du rendement du moteur électrique et de son électronique de commande (99,9%), on obtient le sous-rendement total de la machine électrique : 89,9%. Ensuite, pour obtenir le rendement total du système propulsif utilisant un moteur électrique, il faut ajouter à l’équation le rendement moyen de l’hélice aérienne (77,5%). Ainsi, on obtient le rendement total du système propulsif : 69,7%.

Par ailleurs, le moteur électrique faisant partie de la famille des GMP, il a un rendement propulsif de 80%. Cela signifie qu’avec un tel rendement total, les systèmes propulsifs électriques peuvent convertir plus d’énergie de rotation en énergie de propulsion, à énergie injectée égale. Cela signifie aussi qu’à force de traction égale, un appareil équipé d’un système propulsif électrique aura besoin pour fonctionner de moins d’énergie en entrée qu’un système utilisant des carburants fossiles (moteur à combustion interne 4 temps ou turbopropulseur). Mais si le moteur électrique n’est pas encore utilisé massivement en aéronautique, c’est parce que les batteries d’accumulateurs alimentant les moteurs électriques ne délivrent pas autant de puissance que le kérosène lors d’une réaction de combustion dans un système propulsif conventionnel.

2- Le point faible du moteur électrique : les batteries

Rappelons la notion de pouvoir calorifique d’un combustible. Pour le kérosène le plus utilisé en aéronautique (Jet A1), ce pouvoir calorifique est de 43,15 MJ/kg, soit 12 000 Wh/kg. Pour connaître l’efficacité énergétique globale d’un système propulsif, on peut faire appel à la notion d’énergie massique, c’est-à-dire l’énergie délivrée par le système par unité de masse. Plus cette énergie massique sera élevée, moins le système devra avoir une masse élevée et/ou une grande quantité d’énergie en entrée pour pouvoir délivrer une grande puissance. Le calcul de l’énergie massique délivrée par un système propulsif se fait par le produit entre le pouvoir calorifique (pour un combustible) / énergie massique (pour un batterie) de la source d’entrée et le rendement total du système propulsif :

  • Pour un turboréacteur de rendement total moyen 22,5% alimenté en kérosène aéronautique type Jet A1 de pouvoir calorifique 12 000 Wh/kg, l’énergie massique de ce système est de 2 700 Wh/kg.
  • Pour un moteur à pistons 4 temps d’un avion de loisir de rendement total moyen de 19,4% alimenté en Jet A1, l’énergie massique est de 2 328 Wh/kg. 

Dans le cas des systèmes propulsifs aéronautiques usuels à carburant fossile, on peut dire que les énergies massiques sont du même ordre de grandeur. Concernant le moteur électrique, la source d’énergie est une batterie d’accumulateurs. Ces batteries ont, pour l’instant, une très faible énergie massique : elles ne délivrent que peu d’énergie utilisable au regard de leur masse. En clair : ces dispositifs sont encore trop lourds pour une utilisation aéronautique poussée. Faisons un récapitulatif des énergies massiques concernant les batteries conditionnées (accumulateurs chimiques + éléments structuraux) de type lithium-ion, les seules batteries à « haut rendement » actuellement commercialisées :

  • En 2015, l’énergie massique de ces batteries était aux environs de 100 Wh/kg
  • Avec les évolutions venant du secteur automobile notamment (batteries développées pour les voitures Tesla), on peut estimer une énergie massique moyenne des batteries de 200 Wh/kg.
  • Les industriels tablent, à l’horizon 2025, sur des batteries lithium-ion d’énergie massique proche des 500 Wh/kg

Ainsi, concernant les systèmes propulsifs électriques, les énergies massiques sont respectivement de 69,7 Wh/kg pour des batteries d’ancienne génération, 139,4 Wh/kg pour des batteries actuelles et 348,5 Wh/kg pour des batteries nouvelle génération à l’horizon 2025. A moins d’une rupture technologique, les systèmes propulsifs électriques sont des dispositifs vraiment non concurrentiels face aux systèmes actuellement utilisés en aéronautique puisque ces systèmes ont une énergie massique 18 à 36 fois moins élevée que le turboréacteur et le moteur à pistons (7 fois moins à l’horizon 2025).

3- Un avenir tout de même pour ces systèmes propulsifs et leur utilisation
Pipistrel Alpha Electro présenté au Salon International de l’Aéronautique et de l’Espace 2019 (© Aéro Seven)

En dépit de tout ce qui précède, et bien que l’électrification totale du secteur aérien soit impossible, le moteur électrique a un bel avenir devant lui dans ce domaine. Car pour des aéronefs dont la masse de la charge utile est très faible devant la masse de carburant emportée, il est possible de remplacer le moteur à combustion interne et le carburant par un moteur électrique plus léger et des batteries. Cela a été fait notamment par le constructeur slovène Pipistrel et son avion d’école et de loisir Alpha Electro, dont l’utilisation en France dans les aéro-clubs est encouragée par la Direction Générale de l’Aviation Civile (DGAC) et la Fédération Française Aéronautique (FFA). Parmi les avions légers à faible-moyen rayon d’action et dévolus à des missions « commuter », certains ont été remotorisés électrique comme le Tecnam P-Volt (sur base de P2012) ou le Cessna Grand Caravan électrique. Enfin, certains avions comme le Piper M modifié de ZeroAvia, utilisent des piles à combustible à l’hydrogène plutôt que des batteries pour alimenter les moteurs électrique de propulsion.

Le concept de taxi-volant développé par Airbus, le Vahana, est propulsé par 8 moteurs électriques orientables (© Aéro Seven)

Citons enfin parmi les missions possibles pour aéronefs électriques, les taxis volants. De nombreuses entreprises se sont lancées dans ce domaine, même les plus grands avionneurs au monde que sont Airbus et Boeing. Le but de ces appareils est de proposer des mobilités intra-urbaines se passant de la voiture, avec un bruit réduit. Ces machines sont toutes propulsées par des moteurs électriques orientables afin de décoller et atterrir à la verticale. Compte-tenu du caractère même des mobilités visées, nul besoin d’une grande autonomie et donc de batteries lourdes. Ces futurs appareils sont déjà présents dans les salons aéronautiques et ont pour nom Airbus Vahana, Boeing Passenger Air Vehicule ou Hyundai S-A1…

V- La mission comme condition du choix du système propulsif

Nous l’avons compris, le système propulsif idéal n’existe pas. Il est impossible d’avoir le meilleur rendement propulsif ou total pour toute altitude, vitesse et régime moteur. Ce rendement peut être vu comme une fonction de plusieurs variables, connaissant un point de fonctionnement optimal représentant une plage de fonctionnement où la consommation sera minimale ET la force de traction maximale.

Bien que le système propulsif idéal absolu n’existe pas et n’existera jamais, il existe pour chaque avion un système propulsif idéal. Pour le connaître, il faut expliciter clairement la mission de l’appareil et la gamme de vitesse et d’altitude visée, fonction de cette mission. Ainsi, jamais il ne nous viendra à l’idée, avec les technologies actuelles, de propulser un intercepteur avec un moteur à pistons entraînant une hélice aérienne… on recourra plutôt au turboréacteur simple-flux, plus apte à voler à haute altitude et haute vitesse sans que le rendement propulsif ne chute trop pour impacter significativement la mission.

Même si l’on peut voir dans le moteur électrique une solution, cela serait oublier toutes les considérations liées au rendement propulsif de telles machines, ainsi que l’énergie massique encore faible des batteries actuellement utilisées dans les différents champs de l’industrie. Comme il est rappelé plus haut, gardons-nous de fermer la porte à ces technologies qui peuvent servir à décarboner une partie de l’aviation, notamment l’aviation générale. Mais gardons-nous tout autant de l’ériger comme une réponse à tous les maux. Même si cela peut paraître politiquement incorrect, mais c’est un fait, le turboréacteur en aéronautique et les carburants fossiles (ou biocarburants) qui lui sont associés ont encore de beaux jours devant eux, faute d’une rupture technologique dans le domaine des batteries d’accumulateurs.

Pour conclure et basculer sur le sujet de l’aviation verte, force nous est de constater que de nombreux mythes entournent les systèmes propulsifs aéronautiques, et même l’aéronautique en général. On peut croire naïvement certaines choses, comme l’existence du système propulsif parfait, ou l’évolution impossible ou réfutée de l’industrie aéronautique. Mais il faut savoir revenir sur les faits scientifiques avant de penser avec le cœur, qui lui n’est pas fait pour ça. En ces temps où le secteur de l’aérien est sous le feu des critiques, en plus d’être affaibli par la crise sanitaire mondiale du Covid-19, il convient poser à plat les faits, établir des liens pertinents, afin d’avoir une vision d’ensemble et tirer une conclusion scientifiquement acceptable…

 


Écrit par Dénys KARAKAYA (Professeur Axton Seven)

 

Un grand merci à Mme Camille KOSSMANN, enseignante en mécanique de vol à l’IPSA Paris, d’avoir relu mon article et suggéré quelques modifications.

 


Sources

Cet article a été écrit d’après mon expérience dans le monde professionnel dans une entreprise fabriquant des machines électriques pour le secteur aéronautique et de la défense, et d’après les connaissances acquises lors de mes études d’ingénierie aéronautique à l’IPSA Paris (cours d’électrotechnique de 1ère année de cycle ingénieur, cours de thermodynamique et de transferts thermiques, cours d’aéronautique générale) et des cours que j’ai reçu pour devenir enseignant aéronautique titulaire du Certificat d’Aptitude à l’Enseignement Aéronautique. Les sources bibliographiques et webographiques utilisées pour l’écriture de cet article sont les suivantes :

Sources généralistes :

BONINI, J. (2018). Une nouvelle architecture de système propulsif : l’Open Rotor (Conférence), RAeS Paris Branch, 13/11/2018, Ivry-sur-Seine (FRA).

du Puy de Gynoe, T., Palys, Y., Lepourry, P., Mechain, D., Besse, J. (2018). Initiation à l’Aéronautique : 7e édition, Toulouse : Cépaduès éditions

Houssin, D. Kalaydijan, F. Coron, A-F. Jeuland, N. Mangin, P. Viguié, J-C. (2019) Biocarburants avancés : quel avenir dans les transports ? (Conférence – Table ronde), IFP Energies Nouvelles, 26/06/2019, Paris (FRA).

« Groupes propulseurs » In. PIGAILLEM, C. (2008). Aéro-Encyclopédie [cédérom]. Volez!.

« Propulsion des aéronefs » In. Wikipedia, l’encyclopédie libre. [en ligne], (page consultée le 18/11/2020) https://fr.wikipedia.org/wiki/Propulsion_des_a%C3%A9ronefs

Rendement du moteur électrique et énergie massique :

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FUTUREMAG. (2014). Voler à l’électrique, FUTUREMAG, Arte, 14 min.

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monsieur bidouille. (2018). Une batterie Tesla, ça dépote ? – densité énergétique. [en ligne], (page consultée le 10/11/2020) https://www.youtube.com/watch?v=cjR5iWpdWGE&ab_channel=monsieurbidouille

SCHNEIDER, M. (2015). Aviation électrique : le nouvel âge des pionniers, Arte, 53 min.

Avions légers et taxis aériens électriques :

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Aurora Flight Sciences. PAV – Passenger Air Vehicle. [en ligne], (page consultée le 18/11/2020) https://www.aurora.aero/pav-evtol-passenger-air-vehicle/

Duclos, F. (2020). Premier vol pour un Cesnna Grand Caravan électrique (vidéo). Air Journal [en ligne], (page consultée le 10/11/2020) https://www.air-journal.fr/2020-05-29-premier-vol-pour-un-cesnna-grand-caravan-electrique-video-5220510.html

LAPIROT, O. (2015). Le futur à tire-d’aile, Science & Vie, Hors-série n°40, p.82-87.

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