Conférences Groupe Île-de-France 2014-2015insaquitaine.weebly.com/uploads/1/1/3/9/11390476/hs... · 2018. 9. 7. · Michel Cazalens, SAFRAN, Centre de Recherches et Technologies

3AF – Groupe Île-de-France Association Aéronautique et Astronautique de France

6 rue Galilée – 75016 Paris Tél 01 56 64 12 30 - Fax 01 56 64 12 31

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Conférences Groupe Île-de-France

2014-2015

Comptes-rendus – n°2

Aéronautique & Astronautique

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2 3AF/GrIdF –HS02/décembre 2016

Association Aéronautique et Astronautique de France 6 rue Galilée 75016 Paris

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Président : Paul KUENTZMANN

Vice-Président & Comité Jeunes : Gérard LARUELLE

Trésorier- gestion des membres : Fanny BOUCHER

Secrétariat : Françoise RICCI

Conférences & Blogs : Nicolas BÉREND

Vice-Président & Gazette Groupe IdF : Patrick GILLIÉRON

Ont participé à l’élaboration de ce document :

Paul KUENTZMANN – rédaction des comptes-rendus

Francis HIRSINGER et Patrick GILLIÉRON – éditeurs

Page de couverture - crédit photo : CFM International



3AF/GrIdF –HS02/décembre 2016 3

Avant-Propos

Depuis sa création, en mai 2007, le Groupe Île-de-France organise régulièrement des conférences

publiques, certaines en partenariat avec des commissions techniques 3AF ou avec d’autres

organisations. Paul KUENTZMANN, notre nouveau Président de Groupe, a réalisé un travail

considérable de rédaction de comptes-rendus de ces conférences qui ont été régulièrement diffusés

dans la Gazette du Groupe. Ces comptes-rendus très détaillés constituent en même temps un excellent

résumé de ces conférences et une synthèse des sujets traités. Ils permettent aux personnes qui n’ont

pas eu l’opportunité d’assister à ces conférences de prendre connaissance de manière très pertinente

des thèmes abordés, élargissant ainsi l’impact de ces présentations à l’ensemble des membres d’Île

de France.

Devant la variété et l’intérêt de ces conférences, le Bureau du Groupe Île-de-France a jugé utile de

regrouper en un seul document, sous forme d’un recueil, les comptes-rendus des conférences passées.

La forme retenue est une fréquence biennale. Un premier recueil a été diffusé en mars 2014, couvrant

les conférences organisée en 2012 et 2013. Le présent recueil regroupe les conférences des années

2014 et 2015.

Nous en profitons pour remercier tous les conférenciers d’avoir bien voulu faire partager leurs

connaissances et leur expertise sur des sujets bien différents, parfois pointus, mais toujours

passionnants.

L’équipe de rédaction



Sommaire

Jessica FLAHAUT - La planète rouge -Tour d’horizon des plus grandes découvertes martiennes… et de ses plus

grands mystères ………………………………………………………………………………….................... 6

Michel CAZALENS, François FALEMPIN - Application du concept « Continuous Detonation Wave

Engine » à la propulsion aéronautique et spatiale ………………………………………………………… 9

Michel KOUMPANIETZ - De l’oiseau à l’avion ………………………………………………………….. 12

Jean HERMETZ, Nicolas BÉREND - Le lancement spatial aéroporté - Du concept à la démonstration

technologique ……………………………………………………………………………………….….... 15

Jean HERMETZ, Bernard ROBIC - Le tout électrique dans l’aviation - Perspectives à long terme et

applications à court terme …………………………………………………………………………………… 19

Angelica LEAL - Que fait l’homme dans un avion dit « sans pilote » ? ……………………………….. 22

Frédéric-Léopold TOGNELLA - Science, sports, technologies dans l’espace ……………………… 25

Jacques RENVIER - L’histoire du CFM56 - Une histoire d’hommes et d’innovations …………........ 29

Bruno CHANETZ - 100 ans de souffleries depuis Eiffel ……………………………………………........ 35

Récapitulatif des Conférences Île-de-France de 2012 à 2015 ……………………………………………... 40


La planète rouge

Tour d’horizon des plus grandes découvertes martiennes

… et de ses plus grands mystères

Jessica Flahaut, Université Libre d’Amsterdam

15 mai 2014, Mairie du 15ème

(Conférence organisée par le groupe Île-de-France de la 3AF)

La planète Mars est un monde fascinant que Jessica Flahaut, géologue de formation, s’est proposée de nous faire

découvrir au travers des découvertes réalisées ces dernières décennies et des questions en suspens qui l’entourent.

Mars est la première planète extérieure à la Terre, un peu plus petite que celle-ci, et elle est supposée posséder une

structure interne similaire « différenciée », c’est-à-dire constituée d’un noyau, d’un manteau et d’une croûte. Elle

possède deux satellites naturels Phobos et Deimos qui pourraient être des astéroïdes capturés. Son atmosphère est

très ténue (pression au sol de 600 Pa contre 105 Pa pour la Terre) et elle est composée pour l’essentiel de gaz

carbonique. Mars tourne sur elle-même en un peu plus de 24 heures et autour du soleil en 2 ans environ, sur une

orbite elliptique et avec de fortes variations d’obliquité à l’origine de changements climatiques.

L’étude des planètes utilise quatre outils principaux :

les observations depuis la Terre, qui ont débuté pour Mars au début du 17ème siècle (Cassini) ;

l’analyse d’échantillons (météorites), la composition des gaz piégés qu’elles renferment permettant

d’identifier leur origine ; les météorites martiennes sont rares (une centaine), comme celle découverte à

Tissint (Maroc) en juillet 2012 ;

la modélisation ;

les missions spatiales.

Les missions spatiales vers Mars ont accompagné la conquête spatiale et ont connu un nombre relativement élevé

d’échecs comme le montre la figure 1.


Figure 1 – Un bilan des missions spatiales martiennes

Le premier survol de Mars avec prises photographiques est à mettre à l’actif de Mariner 4 (1965) et le premier

atterrissage sur Mars a été réalisé par Viking 1 (1976). Les premières informations recueillies ont fait craindre que

Mars ne soit un monde totalement désertique et stérile. Les cartographies élaborées ultérieurement à partir des

données des orbiteurs Viking et Mariner 9, ont mis en évidence une géographie tout à fait spécifique, illustrée par

exemple par l’Olympus Mons, un ancien volcan culminant à 26 km de hauteur, et le Valles Marineris, un canyon

de 4000 km de long et de 10 km de profondeur, ainsi que par des traces géologiques (par exemple des réseaux de

vallées asséchées) laissant penser que Mars a été dans le passé le siège de puissants écoulements. Le premier rover

martien a été le robot Sojourner de la mission Pathfinder en 1996.

Ces premières missions ont été suivies par 4 orbiteurs (Mars Global Surveyor – de 1996 à 2006 –, Mars Odyssey

– à partir de 2001 –, Mars Express – à partir de 2003 – et Mars Reconnaissance – à partir de 2005) et par un lander

(Phoenix – 2008) et 3 rovers (deux Mars Exploration Rovers – à partir de 2004 – et Mars Science Laboratory – à

partir de 2012). Les données accumulées par ces différents engins automatiques ont permis de porter un nouveau

regard sur la géologie de Mars.

L’une des plus grandes découvertes a été la mise en évidence de minéraux hydratés à la surface de Mars : argiles,

sulfates et carbonates, ce qui laisse supposer que l’eau a été présente en grande quantité dans les temps anciens.

Les sulfates sont particulièrement abondants et ont été découverts par les trois rovers Opportunity, Curiosity et

Spirit, leur formation remonterait à 3,7 milliards d’années, lorsque le climat martien était chaud et humide avant

de devenir froid et sec ; ce changement climatique, qui s’est étalé sur plusieurs millions d’années, n’est pas encore

expliqué. Compte tenu de la présence d’eau dans le lointain passé sur Mars, les recherches ont été plus récemment

orientées vers la vie sur Mars et c’est l’une des principales missions confiées à Curiosity, le dernier rover à s’être

posé sur la planète rouge (août 2012). À cette fin, Curiosity comporte une panoplie d’instruments très sophistiqués

récapitulés sur la figure 2 ; l’instrument Chemcam a été réalisé par la France et renseigne sur la composition

élémentaire des roches par LIBS (Laser Induced Breakdown Spectroscopy).


Figure 2 – L’instrumentation de Curiosity

Le périple de Curiosity a maintenant dépassé un an et a analysé une multitude de roches de compositions variées,

parfois extrêmes. La caméra HIRISE en orbite a mis en évidence des structures géologiques originales autour du

site d’atterrissage : un lit asséché de rivière, un « point triple » géologique. À d’autres endroits, cette caméra a très

haute résolution (25cm/px) a capturé des images d’avalanches, de dunes mouvantes, de nouveaux cratères

d’impact, de figures de dégivrage de glace de CO2 et de tornades. Une autre surprise résultant de mesures

astronomiques effectuées depuis la Terre a été la détection de concentrations très faibles de méthane dans certaines

zones de la planète, sans qu’il soit pour l’instant possible de donner une explication à cette présence.

Au-delà des découvertes déjà effectuées et des questions encore sans réponse, il est important de rappeler que Mars

n’a pas comme la Terre une tectonique de plaque, ce qui l’assimile à un enregistrement géologique unique datant

de 3,7 milliards d’années en moyenne. Des roches très anciennes (plus de 4.2 milliards d’années) devraient donc

se trouver au fond de Valles Marineris mais atterrir au fond de ce profond canyon dépasse les possibilités des

technologies spatiales actuelles. La géologie des exoplanètes est une science jeune et, malgré les progrès enregistrés

les dernières décennies, il reste un immense travail à faire qui sera poursuivi dans les prochaines années par les

missions Exomars (Europe), MAVEN puis MSL2020 (Etats-Unis) et MOM (Inde) ; quant à l’homme sur Mars, il

faudra sans doute encore attendre. Seule une faible partie de la surface martienne a été explorée et elle se situe

surtout à l’équateur. Il y a eu incontestablement dans un lointain passé de l’eau sur Mars. L’évolution du climat

martien est encore incomprise et iI n’est pas non plus possible de se prononcer sur le sujet de la vie sur Mars. La

question d’une géologie active sur Mars reste en outre ouverte. Donc les recherches doivent impérativement se

poursuivre.

A l’issue de sa brillante conférence, Jessica Flahaut a répondu avec précision aux différentes questions qui lui ont

été posées. Qu’elle soit à nouveau remerciée pour nous avoir fait partager sa passion de la géologie martienne. PK


Application du concept « Continuous Detonation Wave

Engine » à la propulsion aéronautique et spatiale

Michel Cazalens, SAFRAN, Centre de Recherches et Technologies

François Falempin, MBDA

26 septembre 2014, CNES, Salle de l’Espace

(conférence co-organisée par la commission technique Propulsion

et le groupe Île-de-France de la 3AF)

La combustion par détonation, c’est-à-dire associée à une onde de choc, présente théoriquement un avantage par

rapport à la combustion par déflagration dans la mesure où la combustion se fait à volume constant et non à pression

constante comme dans les chambres de combustion conventionnelles. Ceci peut être prouvé en première

approximation par une analyse de cycle, en comparant le cycle de Brayton au cycle d’Humphrey. Cette

comparaison laisse espérer un gain de performance, en termes de consommation spécifique ou d’impulsion

spécifique, de 15 à 25 %, toutes choses égales par ailleurs.

Différents systèmes de propulsion ont été développés par le passé en utilisant la combustion par détonation. Le plus

connu est le PDE (Pulsed Detonation Engine), il a fait l’objet de nombreux travaux expérimentaux et théoriques

sans toutefois avoir débouché opérationnellement. Une autre variante utilise une onde de détonation en rotation

dans une cavité cylindrique (RDE), elle présente des caractéristiques intéressantes et fait l’objet de cette conférence.

Ce concept a été inventé par le Laventiev Institute of Hydrodynamics (LIH) de Novosibirsk. Il a donné lieu à

différentes recherches dans le monde :

aux Etats-Unis, sous contrat de l’AFRL, chez Pratt & Whitney et à l’Université d’Arlington ;

en Pologne, au Japon et en Chine ;

en France sous l’impulsion de MBDA et de SAFRAN avec des travaux conduits au laboratoire PPRIME

de Poitiers et ICARE d’Orléans en particulier ; trois brevets ont été pris par MBDA.

Une brillante introduction à la thermodynamique des systèmes de propulsion a été donnée par Michel Cazalens.

L’orateur s’est attaché, en reprenant les bases fondamentales de la thermodynamique, à montrer l’existence possible

de deux régimes de combustion, la déflagration et la détonation, et à démontrer ce qui les différencie. Le tableau 1

résume les principales différences.

Tableau 1 – Différences entre déflagration et détonation


La structure de la zone de combustion, un choc suivi d’une déflagration, a été mise en évidence. Un point important

mis en exergue est que le choc ne reste pas plan mais s’organise en cellules dont la dimension caractéristique joue

un rôle important dans le dimensionnement de la chambre de combustion. Il est aussi à noter que la simulation

numérique a aidé à comprendre la physique d’un RDE ; en fait, il y a un mélange intime des zones de détonation

et de zones de déflagration. Des principes de base du dimensionnement ont été déterminés (F. Bykowski et al.,

2006) mais le dimensionnement reste un art difficile en raison des couplages existant entre les grandeurs physiques

(pression, température, richesse du prémélange) et la dimension caractéristique des cellules ; il existe une valeur

minimale du débit surfacique injecté pour entretenir la combustion.

Il existe trois types d’applications potentielles du concept RDE pouvant bénéficier des avantages généraux

démontrés suivants :

cycle thermodynamique plus favorable en théorie ;

fonctionnement quasi-stationnaire possible : il n’y a pas d’oscillations de poussée à basse fréquence,

seulement des oscillations à haute fréquence (15 à 30 kHz) ;

écoulement stable et axial en sortie de chambre, à vitesse supersonique modérée (Mach = 1,5 à 1,9), pas

de couple généré par le fonctionnement ;

possibilité de régler la pression dans certaines limites en agissant sur le débit surfacique du prémélange ;

initiation unique du fonctionnement, ce qui n’est pas le cas du PDE.

Les trois applications potentielles présentées par François Falempin et Michel Cazalens ont été :

le moteur-fusée-cryotechnique (CDW Rocket ou CDWRE) ;

le statoréacteur (CDW Ramjet) ;

le turbofan (CDW Turbofan).

Le CDW Rocket est peut-être le nouveau concept le plus abordable du point de vue technologique, il a fait l’objet

de simulations numériques au laboratoire ICARE et d’une expérimentation chez MBDA sur une chambre de

diamètre 100 et en utilisant le couple oxygène-hydrogène (figure 1). Des points intéressants ont été mis en

évidence :

la possibilité de fonctionner à pression modérée (10 bar) après un allumage à faible pression ambiante

(travaux du LIH) ;

une performance plutôt encourageante (Is = 480 s ± 5 %) ;

la capacité de réaliser une poussée vectorielle en pilotant l’injection des ergols ;

l’intérêt d’utiliser des structures type C/SiC pour résister aux flux thermiques très élevés dans la zone de

détonation.

Ce type de moteur pour étage supérieur de lanceur serait intéressant pour une alimentation par réservoirs

pressurisés, en se passant d’une turbopompe, car cette solution permettrait, en liaison avec une faible pression de

chambre, d’utiliser au mieux les ergols stockés. Il s’agirait d’une solution robuste et à faible coût adaptée à un

lanceur léger. Cependant ni l’ESA, ni le CNES ne prévoient pour le moment un tel développement.


Figure 1 – Comparaison entre prévisions numériques et résultats expérimentaux

pour un CDWRE oxygène-hydrogène

Le CDW Ramjet pourrait tirer avantage d’une chambre plus courte que celle d’un statoréacteur conventionnel et

d’un démarrage à plus bas Mach (autour de 1,5), limitant ainsi la dimension de l’accélérateur intégré, ainsi que

d’un meilleur rendement de combustion. Le combustible serait un hydrocarbure endothermique. Cette solution

conviendrait à la propulsion d’un missile de croisière Mach 4+.

L’intégration d’une chambre de combustion CDW dans un turbofan (CDW Turbofan) est peut-être moins

immédiate que pour les deux précédentes applications puisque la chambre de combustion est placée entre un étage

de compresseur et un étage de turbine. Néanmoins, la possibilité de réduire le taux global de compression est

attractif ; de plus, il a été démontré (travaux du LIH) la possibilité de réduire la formation des NOx, ce qui représente

un gain environnemental intéressant. Le premier étage de turbine devra être supersonique. A priori, il sera difficile

de viser un fonctionnement au ralenti, ce qui amènera vraisemblablement à un moteur hybride.

MBDA est actuellement en train de réaliser une ligne d’essai et un démonstrateur de grandes dimensions (diamètre

350) pour essayer un CDWE dans des conditions aérobies représentatives.

Cette conférence a parfaitement marié les aspects fondamentaux et les applications, elle a par conséquent passionné

l’auditoire et prouvé qu’il existe des voies d’innovation pour les systèmes propulsifs aérospatiaux. PK


De l’oiseau à l’avion

Michel Koumpanietz

7 octobre 2014, Mairie du 15ème

(conférence organisée par le groupe Île-de-France de la 3AF)

Dès le 19ème siècle, les humains se sont inspirés des oiseaux pour voler, comme en témoignent les tentatives

suivantes :

Jean-Marie Lebris développe en 1857 une barque volante ;

Clément Ader, s’inspirant des chauves-souris, fait voler en 1890 un engin Eole propulsé par un moteur à

vapeur entraînant une hélice dont les pales ressemblent à des plumes rémiges ; ce vol de 50 m ne sera pas

homologué, seul subsistera le mot avion dérivé du latin avis ;

Otto Lilienthal réalise en 1891 de nombreux vols de planeurs et de planeurs motorisés, en essayant d’imiter

le vol de la cigogne.

Il faudra attendre le 17 décembre 1903 pour que soit réalisé le premier vol humain par Orville Wright. S’en suivront

un certain nombre de recherches de forme (Santos Dumont, 1906) avant qu’apparaissent les premiers avions

capables de décoller, d’atterrir et de manœuvrer en reprenant certains éléments constitutifs des oiseaux tels que

l’attachement des ailes à un corps central et leur pivotement, un profil d’aile arrondi, une queue et un gouvernail.

Viendront ultérieurement des ailerons, des profils pleins, des dispositifs permettant d’éviter le décollement de

l’écoulement (bec de bord d’attaque sur un avion, aileron canard pour un avion, alule pour un oiseau), des

dispositifs de bord de fuite pour l’hypersustentation, des gouvernes pour contrôler le tangage et le roulis et pour

tourner. Il existe une analogie entre avions et oiseaux en ce qui concerne l’existence de parties fixes et de parties

mobiles avec une grande différence cependant : chez l’oiseau, tout est mobile, que ce soient les différentes plumes

des ailes et de la queue ou le corps, et les déformations sont continues et importantes.

Il existe de nombreuses variétés d’oiseaux mais un fond commun répond à quatre besoins essentiels :

se nourrir ;

se reproduire ;

se défendre ;

répondre aux attentes de la nature (le colibri est par exemple un acteur de la pollénisation).

Suivant l’oiseau considéré (figure 1), on peut observer des différences importantes quant aux caractéristiques des

ailes utilisées pour se mouvoir dans l’air. Différents types de vol sont mis en œuvre par les oiseaux comme le vol

battu (battement des ailes) et le vol plané ou d’appui. Les ailes sont plus ou moins larges ou allongées, certaines

ailes possèdent des plumes à leurs extrémités (à l’image des winglets des avions), certains oiseaux ont des queues

fournies, d’autres moins. Différents types d’oiseaux ont été présentés lors de cette conférence avec de superbes

photos : l’aigle, la cigogne, le fou de Bassan, la frégate, le macareux, le pigeon. Les oiseaux nocturnes présentent

la particularité de voler très silencieusement, grâce à des plumes dont les bords sont terminés par des barbules et

ces oiseaux doivent être très manoeuvrants.


Figure 1 – Des surfaces alaires aux formes variées

Toujours dans la vision de comparer avions et oiseaux, l’orateur s’est attaché à identifier les ressemblances existant

dans les différentes phases de vol, en les illustrant des photos jointes oiseau-avion (figure 2) :

vol battu (canard) : à l’œil nu, l’homme a éprouvé de grandes difficultés pour comprendre ce mécanisme

; une analyse fine des photographies permet de voir qu’au moment où l’aile est en phase de descente,

l’inclinaison des plumes primaires (extérieures) joue un rôle prépondérant en fournissant la propulsion ;

décollage (macareux, cygne) : l’oiseau doit acquérir une vitesse pour développer de la portance initiale,

l’oiseau court sur le sol ou sur l’eau et se soulève puis bat des ailes pour passer progressivement en vol

battu ; le cormoran n’ayant pas de plumage étanche bat des ailes plus longtemps pour en chasser l’eau ;

les ailes se creusent en général et leurs extrémités s’abaissent ; il existe aussi une autre technique, le saut

dans le vide (macareux, mésange), des décollages d’urgence (goéland, aigle à queue blanche) pour

lesquels les ailes sont mises en avant à forte incidence et des décollages par disponibilité de portance (fort

vent avant) ;

virages : on observe que la tête et les yeux restent horizontaux pour fixer la ligne d’horizon, des coups

d’ailes latéraux peuvent être utilisés pour virer ; certains oiseaux tels que l’aigle royal peuvent prendre un

point d’appui sur le sol en virant pour attaquer une proie terrestre ;

arrêt d’urgence en vol : tout en avant ! ; le faucon peut se retourner de manière quasi-instantanée ;


Figure 2 – L’analogie des formes aérodynamiques

descente : il existe différentes techniques de descente, certaines utilisent les plumes de queue et

généralement la finesse (rapport de la portance à la traînée) est réduite ; le piqué du fou de Bassan est assez

spectaculaire puisque la vitesse peut atteindre 100 km/h, cet oiseau profilant alors ses ailes dans le

prolongement de son corps ;

approche de l’atterrissage : elle se fait de préférence face au vent ; les oiseaux relèvent les plumes tertiaires

pour que la queue joue son rôle de gouvernail ; le ralentissement peut être acompagné d’une transition de

la position horizontale à la position verticale (héron gris) ;

précision d’atterrissage : elle peut être assez médiocre sur l’eau (canard, bernacle).

Dans sa conclusion, Michel Koumpanietz a mis en parallèle l’évolution des avions et la morphologie des oiseaux.

Depuis 1903 (vol de 12 s sur 36 m avec un passager), l’avion a fortement évolué et son niveau de complexité s’est

accru : un avion moderne comporte des capteurs, des calculateurs et des servocommandes. Le grand architecte de

l’univers a, lui, créé au cours de centaines de millions d’années, des oiseaux très performants auprès desquels

l’avion moderne fait encore pâle figure. L’œil de l’oiseau semble être un capteur de positionnement et les plumes

jouent un rôle central selon une certaine hiérarchie : sur la globalité des ailes, sur une portion des ailes, sur quelques

plumes, sur chaque plume reliée à un tendon ou à un nerf ; le cerveau traite les informations et donne les ordres.

Des questions auxquelles l’orateur a brièvement répondu ont été posées, notamment sur l’origine du mot avis, sur

la possibilité de déformer l’aile sur les avions, sur le « système de navigation » des oiseaux pour leurs migrations,

sur l’intérêt de surfaces non lisses et sur la possibilité de reproduire artificiellement le vol battu (colibri

« mécanique »).

Cette conférence originale a été passionnante et remarquablement illustrée. Elle a ravi le large auditoire composé

de jeunes et de… moins jeunes. Il faut souhaiter que ce travail, à mi-chemin entre la poésie et les sciences

aéronautiques, puisse faire l’objet d’un ouvrage qui sans nul doute ferait date. PK


Le lancement spatial aéroporté

Du concept à la démonstration technologique

Jean Hermetz et Nicolas Bérend, ONERA

19 novembre 2014, Mairie du 15ème


Cette conférence originale a été divisée en deux parties complémentaires : la première partie a porté sur le

lancement aéroporté en général et a été donnée par Nicolas Bérend, la seconde partie a été traitée par Jean Hermetz

et a décrit le démonstrateur à échelle réduite développé dans le cadre du programme PERSEUS du CNES/DLA.

Le lancement spatial aéroporté consiste à emporter en altitude, à l’aide d’un aéronef plus ou moins conventionnel,

un lanceur à moteur-fusée chargé de mettre en orbite une charge utile. L’intérêt principal de cette formule est de

réduire l’incrément de vitesse demandé au lanceur par une réduction des pertes par traînée aérodynamique et par

une augmentation de l’impulsion spécifique du premier étage de la fusée via une meilleure adaptation des

conditions de détente de la tuyère ; les questions de pilotage entrent aussi en ligne de compte. En conséquence, la

masse du lanceur proprement dit peut être réduite de 30 à 50 %, à charge utile équivalente, par rapport à son

équivalent lancé du sol. D’autres avantages tiennent à une certaine flexibilité de lancement et à la réutilisation du

porteur, s’il s’agit d’un avion. Au titre des inconvénients, il faut signaler une certaine complexité, notamment pour

la phase de largage du lanceur et la nécessité de faire un choix éclairé pour le porteur : part-on de l’existant ou

développe-t-on un porteur spécifique ? Les ballons ou les dirigeables présentent une forte dépendance aux

conditions météorologiques, la tendance est donc plutôt d’utiliser des aéronefs, avions pilotés ou non. En pratique,

la masse maximale du lanceur ne dépassera que rarement 20 t, ce qui permettra de mettre au maximum quelques

centaines de kg sur orbite basse.

Le porteur est préférentiellement à propulsion aérobie et peut utiliser des turboréacteurs ou des statoréacteurs, voire

des moteurs plus sophistiqués type LACE (projet SKYLON) en cours de développement. Le choix du moteur

conditionne la vitesse de largage : même s’il existe des projets de largage en supersonique, une grande partie des

programmes en cours se limite au largage subsonique.

Les techniques de largage sont variées, on peut distinguer :

le largage pendulaire à pente nulle, le lanceur étant accroché sous le fuselage ou sous une aile ; c’est la

technique retenue par la NASA pour le X15 et le X38 ;

le largage sur le dos du lanceur ;

l’emport en soute et extraction par parachute ;

le largage par planeur tracté.

Nicolas Bérend a brillamment passé en revue les différents projets de lancement aéroporté du passé et du présent.

Le concept de lancement aéroporté par ballon est très ancien puisque datant du début du 20ème siècle (H. Oberth,


A. Ananoff), il a été utilisé pour le lancement de fusées sondes suborbitales destinées à l’étude scientifique de la

haute atmosphère (programme Rockoon, 1955-1957) mais aucun projet pour le lancement orbital n’a abouti. En

ce qui concerne le lancement aéroporté sous avion, le seul système opérationnel est le Pegasus (Figure 1) qui a

réalisé 42 vols de 1990 à 2013 avec un taux de réussite de 88 % : le porteur a été un B52 puis un L1011, le lanceur

de 23,1 t comporte trois étages à propergol solide (Orbital Sciences Corp.), la performance est de 450 kg sur orbite

de 200 km inclinée à 28,5° (Pegasus XL). Le coût de lancement rapporté au kilogramme s’est avéré très élevé,

notamment à cause de la maintenance du porteur. Malgré cette expérience peu convaincante sur le plan

économique, on assiste aujourd’hui à une résurgence du lancement aéroporté pour deux raisons complémentaires :

un regain d’intérêt pour les petits satellites (constellations, CubeSats), actuellement lancés en « passagers » sur de

gros lanceurs, et la synergie avec les projets de véhicules suborbitaux destinés au tourisme spatial tels que Launcher

One, Lynx, Soar, ADS Spaceplane et Rocketplane X51. L’ONERA a également mené des études sous

financement CNES au travers du projet DEDALUS (porteur automatique polyvalent destiné à être rentabilisé par

des missions complémentaires) et L3AR (porteur automatique monomission, lancement en espace ségrégé). Ces

travaux ont conduit au démonstrateur EOLE faisant l’objet de la présentation de Jean Hermetz.

Figure 1 – Le lanceur aéroporté Pegasus

Le choix a été fait à l’ONERA de reporter au maximum la complexité sur le porteur, partie réutilisable du système

de lancement. La maîtrise des coûts a orienté le projet vers :

un porteur entièrement automatisé ;

l’utilisation de technologies sur étagère ;

un largage à vitesse modérée (Mach 0,6) privilégiant l’altitude et la pente : 14000 m, 45° ;

une performance de 50 à 100 kg en orbite SSO de 500 à 800 km.

Les études communes CNES/ONERA ont débuté en 2005, elles se sont intensifiées dans le cadre de la convention

PERSEUS de 2008. La principale originalité du concept s’est concentrée sur deux points : le largage en manœuvre

sous forte pente et l’automatisation du porteur. L’exécution de travaux lourds de conception étant incompatible


avec le cadre PERSEUS, il a été décidé de passer par la voie expérimentale en développant un démonstrateur à

échelle réduite privilégiant des critères de similitude dynamique, prenant en compte les contraintes réglementaires

et de mise en œuvre et utilisant les fusées expérimentales ARES de PERSEUS.

Le démonstrateur EOLE comporte trois composants principaux : le porteur automatique (construit par Aviation

Design), le lanceur et le dispositif de séparation et de largage. Autour de l’ONERA, responsable de l’ensemble du

projet et contributeur technique central, se sont agglomérés de nombreuses écoles d’ingénieurs et associations dont

IPSA, GAREF Aérospatial, l’Université d’Evry Val d’Essonne, Planète Sciences.

La décision de développer le démonstrateur a été prise en 2008 ; l’ONERA et Aviation Design ont mené en 2009

et 2010 une phase de conception préliminaire, la période 2010-2013 a vu la conception détaillée, la fabrication du

porteur, l’intégration du système et les essais aérodynamiques et de vibration. Le premier vol du porteur a eu lieu

en septembre 2013. EOLE est un aéronef bipoutre équipé d’une aile à grand allongement et propulsé par deux

turboréacteurs simple flux de 40 daN. Le lanceur est une fusée ARES10 EOLE de 2,30 m de long, 160 mm de

diamètre issue des travaux IPSA et GAREF (Figure 2).

Figure 2 – Le porteur du démonstrateur aéroporté EOLE

De nombreuses tâches ont dû être menées tant pour la fabrication que pour le développement et la qualification,

avant que ne soient débutés les essais en vol du porteur. Les essais visent un double objectif, l’ouverture progressive

du domaine de vol, d’une part, la qualification au largage, d’autre part. Deux campagnes d’essais ont eu lieu en

2013 sur l’aérodrome civil de Saint-Yan, avec l’accord de la DGAC, elles ont permis de confirmer les prévisions

pour la qualité de vol et la performance à basse vitesse. Elles se sont poursuivies en 2014, toujours à Saint-Yan,

par des vols en modes semi-automatique ou automatique. Aujourd’hui, on peut donc affirmer que le domaine de

vol est partiellement ouvert, que les équipes et les protocoles d’essais sont bien rodés et que les lois de

pilotage/guidage sont validées, ainsi que le télépilotage.


EOLE est donc prêt pour les essais de qualification finale qui viseront la haute altitude, la haute vitesse et le largage.

Ces essais sont prévus au printemps 2015 sur le site DGA-EM. Au-delà de la qualification sont envisagées des

expérimentations visant l’optimisation du concept (dispositif de séparation et largage, fusées expérimentales,

trajectoires) et une réflexion sur la méthodologie de transposition à échelle grandeur.

Les questions de l’assistance ont porté sur les détails techniques du porteur et sur les questions de sécurité liées à

l’existence d’éléments pyrotechniques. L’éventuel passage du démonstrateur EOLE à un lanceur aéroporté

opérationnel pose, comme on peut s’en douter, un problème de financement.

Ce type de projet est certainement d’un grand attrait pour ceux qui ont la fibre ingénieur car il est multidisciplinaire

et débouche sur un objet concret. Il resouligne en outre le rôle des essais à échelle réduite visant diverses

caractéristiques de similitude dans l’optique de conforter l’intérêt d’un nouveau concept. PK

Le to


ut electrique dans l’aviation Le tout électrique dans l’aviation

Perspectives à long terme et application à court terme

Jean Hermetz, ONERA,

Bernard Robic, SAFRAN/Snecma

13 janvier 2015, Salle de l’Espace, CNES

(conférence co-organisée par la commission Propulsion et le groupe Île-de-France de

la 3AF)

Cette conférence a été divisée en deux parties qui ont en commun le thème de l’avion tout électrique. La première

présentation a été donnée par Bernard Robic, Snecma, avec pour titre « E-FAN, avion électrique et perspective

architecture ». Jean Hermetz, ONERA, a enchaîné avec une présentation intitulée « Avion à propulsion

électrique ».

Les principes ayant déterminé l’investissement sur la filière E-FAN peuvent se résumer comme suit : un avion

léger tout électrique sera plus silencieux qu’un avion conventionnel à moteur thermique, il aura des émissions

chimiques (CO2, NOx, particules) très réduites et son coût opérationnel sera très concurrentiel. Le marché se situe

donc principalement dans la formation des pilotes privés. Le projet E-FAN est piloté par Airbus Group Innovation,

qui a fondé une filiale Volt Air, et rassemble pour sa phase industrielle (E-FAN 2.0) de nombreux partenaires tels

que DAHER-Socata et Aero Composites Saintonge (cellule), CEA-EA et Zodiac Aerospace (batteries et réseau

électrique), SAFRAN/Snecma et ISAE (propulsion et aérodynamique), ENSAM (industrialisation). Snecma est en

particulier responsable de l’eIPS (electric Integrated Power Plant System).

Les E-FANs constituent une famille (figure 1) :

l’E-FAN ou E-FAN 1.0 est un démonstrateur qui a fait son premier vol le 25 avril 2014 ; il bénéficie déjà

d’un certain nombre d’innovations : un système de télémétrie, un train d’atterrissage rétractable et un e-

Superviseur (système de gestion optimisé de l’énergie électrique) ;

l’E-FAN 2.0, qui vise une industrialisation à partir de 2017 pour le marché de la formation (un pilote

instructeur et un élève) ;

l’E-FAN 4.0, qui devrait apparaître ultérieurement.


E-FAN 1.0 E-FAN 2.0 E-FAN 4.0

Energie de

propulsion Batterie Li-polymère Batterie Hybride

Sièges 1 2 côte à côte 2 x 2

Masse (t) 0,5 (vide)

Endurance

(mn) 45 à 60

Application

(premier

vol)

Démonstrateur (25 avril 2014) Formation

(2016) Formation et aviation générale

Figure 1 – La famille E-FAN d’Airbus Group Innovation/VoltAir

Certaines hypothèses portant sur l’énergie spécifique de stockage des batteries ont été présentées. Trois valeurs

sont données pour les batteries Li-ion, Zn-air, Li-S et Li-air : la limite asymptotique de la technologie (la valeur

théorique de la cellule électrochimique élémentaire), le potentiel « optimiste » à l’horizon 2025 et le potentiel

« pessimiste » à l’horizon 2025. Les potentiels « pessimistes » sont : 250 Wh/kg pour Li-ion, 400 Wh/kg pour Zn-

air, 500 Wh/kg pour Li-S et 800 Wh/kg pour Li-air (données DLR).

La formule TeDPS (Turbo electric Distributed Propulsion System) est aussi à l’étude pour un court-moyen courrier.

Il s’agit d’un concept hybride ayant déjà fait l’objet d’études, tant à la NASA (N3X concept) que chez Airbus (E-

Thrust) ou Snecma (SPARCS). Des challenges techniques ont été mis en évidence, comme par exemple la

nécessité de recourir à la cryogénie, voire à la supraconductivité, pour réduire les pertes par effet Joule résultant des

puissances électriques élevées à transmettre du générateur aux moteurs électriques.

La présentation de Jean Hermetz a été divisée en deux sous-parties. La première sous-partie a porté sur les aspects

prospectifs de la propulsion électrique et a réalisé la synthèse des travaux menés depuis plusieurs années par le

département de Prospection Aérospatiale de l’ONERA, dans le cadre d’un partenariat ONERA-CEATech.

L’approche adoptée est basée sur la possible synergie entre propulsion répartie et propulsion électrique. Elle vise à

réduire la dépendance aux énergies fossiles et l’impact environnemental, en vue d’augmenter l’acceptabilité sociale

des futurs avions, elle suppose que des progrès sensibles pourront être faits sur les sources d’énergie, qu’il s’agisse

des batteries ou des piles à combustible, et sur les technologies de gestion de l’énergie à bord. Pour les batteries, il

est estimé que la densité d’énergie passera de 150 Wh/kg (technologie des années 90) à 250 Wh/kg (2010) puis à

350 Wh/kg (dans 20 ans au plus) et à 800 Wh/kg (au-delà de 2060). Les technologies clés vont de l’intégration

motrice pour la propulsion répartie à la cryogénie (stockage de l’hydrogène, supraconductivité).


La seconde sous-partie de la présentation de Jean Hermetz a porté sur un « concept plane », l’avion personnel à

propulsion électrique. L’avion personnel fait déjà l’objet du programme européen PPLANE. La mission considérée

correspond au transport de quatre personnes sur une distance de 400 à 500 km, avec l’utilisation de pistes en zone

urbaine, sans bruit et sans émission chimique, et avec un pilotage et une navigation simplifiés. Le concept utilise

très largement la propulsion répartie, avec une multitude de fans intégrés dans l’aile, soit au bord d’attaque, soit au

bord de fuite (figure 2), ce qui pourrait permettre un contrôle local de la portance et une participation au contrôle

général de l’avion.

Figure 2 – Un « concept plane » d’avion personnel de l’ONERA

Les éléments suivants ont fait l’objet d’analyse :

la propulsion répartie/distribuée avec effet de soufflage aérodynamique ;

la source d’énergie hybride associant piles à combustible et batteries ;

les automatismes d’assistance à la gestion du vol ;

les concepts architecturaux ;

la conception multidisciplinaire intégrée.

Des verrous technologiques ont été mis en évidence, parmi lesquels la formule aérodynamique avec propulsion

(très) répartie, la génération, le stockage et l’hybridation de l’énergie, l’architecture modulaire permettant la

reconfiguration en vol du système de propulsion électrique.

Les questions posées à l’issue des deux présentations ont été nombreuses mais malheureusement limitées par

l’horaire.

Le sujet de l’avion tout électrique a quelque chose de fascinant et il n’est pas douteux que la première application

portera sur des avions légers. Toutefois, de nombreux obstacles sont à franchir, notamment au niveau de l’énergie

spécifique des batteries, pour laquelle les chiffres et les délais annoncés semblent particulièrement optimistes, et au

niveau des moteurs électriques, pour lesquels les marges de progrès annoncées sont étonnamment élevées. Il

apparaît donc que tous les composants de la chaîne électrique sont à étudier avec réalisme. Souvenons-nous qu’il

a fallu de nombreuses décennies pour passer de la batterie au plomb à la batterie Ni-MH, pour un gain effectif

d’énergie spécifique proche de 2. PK


Que fait l’homme dans un avion dit « sans pilote » ?

Angelica Leal, Bertin Technologies

10 février 2015, Mairie du 15ème


Angelica Leal, docteur en ergonomie de l’Université de Paris 8, a présenté de façon très pédagogique l’organisation

permettant de faire voler des aéronefs réputés sans pilote qui sont appelés drones en français et UAVs (Unmanned

Aerial Vehicles) en américain. L’exposé a surtout fait référence à l’utilisation militaire des drones, bien que les

drones civils connaissent actuellement une forte évolution et posent des problèmes assez similaires à ceux des

drones militaires. La typologie des vecteurs et des charges utiles ne sera pas rappelée, sinon pour mentionner qu’il

existe des drones très petits, comme le Parrott AR-Drone de 400 grammes, télécommandable par i-phone, et des

drones lourds, comme le Northrop Grumman RQ4 Global Hawk, un HALE (High Altitude Long Endurance) de

10 tonnes ; petits drones et drones lourds posent des problèmes assez voisins même si certaines spécificités

d’utilisation sont à prendre en compte.

L’appellation UAV est peut-être source de confusion puisque la définition de « unmanned » est la suivante : « if a

machine, a vehicle or an activity is unmanned, it does not have or need a person to control or operate it ». D’une

part, l’UAV est plutôt ici le véhicule aérien et, d’autre part, tous les UAVs ont un certain degré d’autonomie dans

leur programmation interne, par exemple pour revenir à leur base en cas d’interruption des liaisons avec le sol ou

pour éviter de tomber dans des mains ennemies. La notion de drone n’est pas plus limpide puisqu’elle désigne le

véhicule.

Le point commun des drones et UAV est qu’il n’y a pas de pilote à bord mais un pilote déporté. Plutôt que de parler

du seul véhicule, il convient donc de parler de système de drone avec deux composantes principales : le segment

air et le segment sol (ou mer) auquel peut se rajouter un système de soutien (figures 1 et 2).

Figure 1 – Les composants d’un système de drone (principe)


Predator Control Ground Station

(credit : 57th Operation Group, USAF)

Segment Sol (14 écrans, 8 moyens de contrôle)

General Atomics

RQ1/MQ1 Predator

Segment air

Figure 2 – Les composants d’un système de drone (visualisation)

S’il n’y a pas de pilote dans le véhicule aérien, il existe un certain nombre d’opérateurs au sol chargés de tâches

spécifiques. On peut distinguer :

l’opérateur du vecteur ; les vecteurs sont automatisés et relativement autonomes mais l’opérateur vecteur

peut « prendre la main » en cas de problème ou de changement de mission ;

les opérateurs de charge utile (un opérateur par charge utile) ;

un opérateur d’interprétation des images ;

une équipe de manutention ;

une chaîne de commandement avec un chef de mission.

Il s’agit donc au niveau de la station sol d’un travail de groupe qui, compte tenu de la durée des missions pouvant

se chiffrer en dizaines d’heures, peut fonctionner par roulements. Au-delà de la station, il existe des compétences

étatiques et industrielles, des filières de formation et d’entraînement, des travaux sur les procédures et modes

opératoires, des organismes de certification et réglementaires. L’expérience acquise dans les pays les plus avancés

dans ce domaine a mis en évidence un certain nombre de problèmes :

la difficulté à replacer des observations localisées dans un cadre plus général ;

la prise en compte du temps de transmission ;

l’incidence de l’éloignement sur les opérateurs ; le système de drone a été conçu selon le principe DDD

(Dull, Dangerous and Dirty) pour éviter les pertes humaines mais transfère une certaine responsabilité à

l’opérateur du vecteur, en attendant des drones totalement autonomes.

Des axes de progrès ont été présentés, tant technologiques que liés aux facteurs humains :

technologies :

o performances accrues des charges utiles,

o robustesse des composants et fiabilité des capteurs,


o capacité du vecteur à s’insérer dans l’espace aérien ;

facteurs humains :

o ergonomie des postes d’opérateur,

o fonctions d’aide à l’analyse des données de mission,

o interfaces de traitement en temps réel,

o réflexions sur le profil, la formation et l’entraînement des opérateurs (faut-il recruter des geeks ?),

o rôle, place et implication des opérateurs, impacts sur les personnes (un site USAF sur les

témoignages des pilotes de drone).

La présentation a conclu qu’il manque peut-être une réflexion approfondie sur l’organisation des systèmes de drone,

même si un certain nombre de groupes de travail fonctionnent pour les questions de formation (OTAN) et de

réglementation (OACI).

La discussion a été animée et a permis de compléter utilement la présentation :

le pilote déporté ou télépilote fait plutôt du contrôle que du pilotage en raison du temps de transmission ;

les décollages et atterrissages sont automatiques, les drones sont plus ou moins automatiques mais non

autonomes pour l’instant ;

les procédures américaines du domaine militaire ont changé suite à un certain nombre de troubles constatés

chez les télépilotes ;

la certification des télépilotes fait l’objet de certification à l’OACI, une réglementation pourrait apparaître ;

l’EASA se penche aussi sur la question ;

il faut éduquer les télépilotes à une vision tridimensionnelle ;

la récupération du système en cas de panne moteur peut se faire ; il existe des retours d’expérience, des

simulations, la possibilité de renforcer rapidement l’équipage au sol ;

la position de l’assureur est une position d’attente d’une réglementation ;

la présentation ayant pris la majorité des exemples dans le domaine militaire, de nombreuses questions et

plusieurs commentaires se sont portés sur les drones civils ; des éléments de réglementation DGA de 2012

ont été rappelés ; il semblerait que les petits drones à usage non professionnel soient traités à part ; la

question la plus aigue est l’insertion des drones dans l’espace aérien contrôlé (au-dessus de 150 m) et

l’application de la règle commune : voir et éviter (« sense and avoid »).

L’expérience de l’utilisation de systèmes de drone militaires, et dans le proche avenir civils, est limitée mais un

certain nombre de points durs ont été mis en évidence. Angelica Leal a eu le mérite de nous faire partager son

analyse sur ces sujets sensibles. PK


Science, sports, technologies dans l’espace

Frédéric-Léopold TOGNELLA

(médecin, chercheur, pilote)

7 avril 2015, Mairie du 15ème, Paris

(conférence organisée par le groupe ÎdF de la 3AF)

Le Docteur Frédéric Tognella s’est attaché, en utilisant comme fil rouge sa thématique de recherche doctorale, à

décrire les moyens permettant aux spationautes de compenser les effets physiologiques et psychologiques ressentis

lors d’une longue période en apesanteur.

L’introduction de la présentation s’est fondée sur la revue de presse récente de « The One-Year Mission » débutée

le 24 mars dernier. Durant cette mission, deux spationautes, Scott Kelly et Mikhael Kornienko, resteront un an à

bord de la Station Spatiale Internationale (ISS). Cette mission est clairement orientée vers l’acquisition de

connaissances dans les domaines médicaux et biomédicaux mais aussi de la psychologie. Elle s’inscrit dans un

contexte général marqué par un regain d’intérêt pour la recherche spatiale et pour le vol spatial habité de longue

durée.

Cinq caractéristiques peuvent être attribuées à la mission One-Year et témoignent de la stratégie de communication

de la NASA :

la recherche biomédicale est indispensable pour progresser sur les connaissances des effets de l’apesanteur

au-delà de six mois, notamment sur les deux points suivants : changement de la vision lié à la redistribution

des fluides dans l’organisme, altération des fonctions cognitives ; ceci afin de préparer les missions

d’exploration spatiale vers des corps lointains (astéroïdes, Mars) ;

étude de la modification du système immunitaire due aux radiations spatiales et études de boucliers

passifs et actifs (en cours de développement) ;

étude de la modification des bactéries de l’estomac ; Scott Kelly a la particularité d’avoir un frère jumeau

homozygote (vrai jumeau) et donc possédant le même patrimoine génétique ; il sera donc très intéressant

de comparer les évolutions génétiques de Scott Kelly en orbite et de son jumeau resté sur Terre ; les

résultats sur ce point ne pourront cependant pas être publiés en raison de la loi américaine sur le patrimoine

génétique ;

un monitoring continu sera effectué pour étudier les éventuelles modifications comportementales ;

une sélection des exercices à mettre en œuvre pour garantir la meilleure santé physique des spationautes

constituera aussi un objectif ; la région de la hanche est plus sensible à la perte osseuse en apesanteur.

Lors de ses premiers travaux pour son mémoire d’ingénieur, le Docteur Tognella s’est intéressé, pour le compte de

la DRET/DGA, à la mise au point d’un test permettant de connaître le potentiel d’évolution d’un individu. La

démarche mise en œuvre a consisté à créer trois groupes de profils physiques très distincts en terme de

performances, d’entraînement et de status physiologique de départ. Par la suite, ce test a permis d’identifier les

« hauts potentiels ». À la suite, le Docteur Tognella a été lauréat d'une bourse de recherches doctorales décernée

par le CNES et l’ESA pour sa proposition de développement de matériels et méthodes pour étudier le

déconditionnement neuro- musculaire qui atteint les astronautes lors des vols de longue durée.


Dans une seconde période de recherche (UTC-CNES Toulouse), le Docteur Tognella est parti du rapport NASA

de François Le Fevers rédigé à la suite des observations conduites avant et après les premiers vols spatiaux de

longue durée (mission SKYLAB). Les principales conclusions du rapport Le Fevers étaient les suivantes :

le déconditionnement musculaire1 est rapide et mal connu ;

la perte de masse osseuse existe ;

les performances cardiorespiratoires sont détériorées ;

les évolutions sur le long terme et la récupération lors du retour sur Terre sont à préciser.

Une réponse partielle à ces questionnements a consisté à développer un ergomètre de laboratoire, une tâche qui

n’est pas si évidente car elle doit mélanger conception, fabrication, méthodes, tests de validation, de sécurité et de

sensibilité et spécificité des mesures. L’ergomètre développé était adapté au muscle agissant sur l’articulation de la

cheville. Le moteur électrique ad hoc a été trouvé au Japon, il pèse 50 kg avec son électronique. Le développement

de l’ergomètre a été mené à terme (figure 1), les tests ont permis de déterminer l’élasticité tendino-musculaire des

muscles actionnant la cheville et d’établir un portrait biomécanique du muscle, l’impédance musculo-articulaire,

les effets musculaires transitoires et de fatigabilité (électromyogramme de surface). Il a été rappelé que les os sont

des structures dynamiques dont les ostéoblastes sont perturbés par l’environnement, ici l’absence de pesanteur ;

quand la perturbation cesse, les os peuvent retrouver progressivement leurs caractéristiques naturelles.

Figure 1 – Ergomètre de laboratoire

Après le développement d’un appareil de laboratoire arrive l’étape de « spatialisation » de l’appareil, ce qui

nécessite à nouveau plusieurs étapes : la définition d’un cahier des charges techniques et fonctionnelles (en

particulier absence de couple gyroscopique), l’intégration au lanceur, l’intégration aux programmes scientifiques

de bord, l’analyse des modes de défaillance et de leur criticité. L’appareil spatialisé est ensuite soumis à de

1 Le déconditionnement musculaire illustre ce que l’on dénomme la plasticité musculaire, c’est-à-dire le

déconditionnement majeur d’un muscle et ses conséquences, à la suite d’une modification des conditions de vie (inactivité chronique, alitement prolongé, micropesanteur, …)


nombreux tests au sol, notamment en centrifugeuse.

L’acquis des quarante dernières années a été mis à profit pour la santé des spationautes séjournant dans l’ISS, tant

sur le plan de la conservation des capacités cognitives que sur ceux de l’entretien du schéma-moteur, de l’aptitude

cardiorespiratoire et du maintien du moral. Des exercices de deuxième génération ont été mis au point, ils font

appel à des systèmes sophistiqués et délicats qui doivent s’affranchir des perturbations liées à l’électricité statique

(figure 2). Les spationautes sont astreints à deux heures d’exercices physiques par tranche de 24 heures et doivent

dormir cinq heures sans interruption ; en cas d’orage solaire, ils disposent de huit minutes pour se protéger.

a. test musculaire b. évaluation des capacités respiratoires

et cardiométaboliques

Figure 2 – Exercices physiques à bord de l’ISS

Le contexte des vols spatiaux a fortement changé depuis l’époque du débarquement sur la Lune en 1969. Des

progrès importants ont été accomplis dans les domaines de l’informatique et de la robotique. Ces progrès

permettent, d’une part, d’avoir un contrôle beaucoup plus précis de la santé des spationautes, grâce à la capacité

d’acquérir en temps réel, de traiter et de communiquer beaucoup plus d’informations et, d’autre part, d’envisager

une assistance aux spationautes sous forme de collaborateurs robotiques voire d’exosquelettes. Une tendance se

dessine en outre d’améliorer le support-vie des spationautes, par exemple en développant des structures habitables

gonflables (projet Bigelow Aerospace). Des moyens actifs de protection contre les rayonnements spatiaux sont

aussi envisagés. Tous ces éléments devraient concourir à une meilleure sécurité de l’équipage.

Les recherches effectuées pour le vol spatial habité ont aussi eu des retombées dans les domaines de la médecine

hospitalière et de l’industrie nationale, comme en témoignent les développements suivants :

Institut de Myologie de La Pitié-Salpêtrière ;


avancées de la Neuromécanique française (INRIA-Paris Tech), modélisation de l’influx nerveux,

exosquelette ;

Bio2M, start-up issue d’un essaimage de l’UTC, spécialisée dans les mesures et analyses du muscle

squelettique, Prix Innovation 2002 d’OSEO/ANVAR ;

recherches biomécaniques de Nike Sport Research Lab profitant aux athlètes olympiques et à tous les

sportifs de façon très générale (sans oublier les personnes à mobilité réduite).

Le Docteur Frédéric Tognella nous a fait découvrir un domaine passionnant où s’entrecroisent médecine et

technologie et où l’humain occupe une place centrale. La recherche associée apparaît essentielle si l’Homme doit

s’éloigner de la Terre pour de longues périodes.

Cette conférence inaugurale s’inscrit dans un cycle de conférences qui sont prévues jusqu’au début du mois de

février 2016 et dont l’opus magnum se tiendra à la Cité des Sciences en présence d’astronautes et notamment de

Thomas Pesquet.PK


L’histoire du CFM56

Une histoire d’hommes et d’innovations

Jacques Renvier, retraité Snecma (Safran)

18 mai 2015, CNES, Salle de l’Espace

(Conférence organisée par la commission technique Propulsion

et le groupe régional Île-de-France de la 3AF)

Jacques Renvier a consacré depuis 1974 une grande partie de sa carrière aux programmes CFM, de la conception

au support client, et a été Vice-Président de CFM. Il a livré une passionnante conférence sur l’histoire du CFM56,

le moteur le plus vendu dans le monde, produit par General Electric et Snecma (Safran).

Le marché mondial des turboréacteurs civils à la fin des années 1960 et au début des années 1970 est dominé par

Pratt & Whitney avec ses modèles JT8D, qui équipent les Boeing 727 et 737, la Caravelle et le Mercure, et les

JT3/4 pour le Boeing 707 et le Douglas DC8. Les autres motoristes étrangers, comme Rolls-Royce et General

Electric, sont loin derrière. Quant à Snecma, si elle est reconnue dans le domaine militaire grâce à la famille ATAR,

elle est peu impliquée dans le civil, mis à part une licence de Pratt & Whitney (JT8D, JT12), un partenariat avec

Bristol Siddeley Engine Limited (racheté ultérieurement par Rolls-Royce) pour la motorisation du Concorde et une

activité de réparation des moteurs. C’est l’époque où émergent des projets de gros porteurs long-courrier et le projet

de moteurs à grand taux de dilution (4 à 5) dans les gammes de poussée de 18000 à 20000 daN, pour les tri ou

quadrimoteurs (L1011, DC10, B747), et au-dessus de 20000 daN pour les bimoteurs (Airbus A300B). General

Electric est déjà présent pour la motorisation du DC10-10 avec le CF6-6 (18500 daN) puis le CF6-50 (23000 daN) ;

en 1969, un accord General Electric/Snecma/MTU est signé pour la production du CF650C2 de l’A300B.

Dès 1968, Snecma affiche une volonté forte de s’investir sur le marché civil et notamment identifie le besoin d’un

moteur moderne de 10 tf pour les avions court- et moyen-courriers. Il faut en effet remplacer les vieux moteurs

JT3D/JT8D qui consomment beaucoup, sont bruyants et dont les coûts de maintenance sont élevés ; il faut aussi

anticiper le durcissement des normes de bruit de l’OACI. Pour compenser certaines faiblesses de Snecma, comme

la quasi-absence de notoriété auprès des compagnies aériennes et la faiblesse de son réseau commercial, et pour

pénétrer le marché US, il apparaît vite la nécessité pour Snecma de s’associer à un grand constructeur de moteurs.

Snecma a un projet interne de moteur de 10 tf, le M56 ; ce moteur vise la motorisation d’un nouvel avion court-

moyen-courrier européen ; il est inscrit parmi les objectifs du Vème plan et le projet est approuvé en conseil des

ministres (mars 1971). La stratégie Snecma, qui vise la coopération 50/50 avec un constructeur étranger, a donc le

soutien du gouvernement français. Les études techniques et les prospectives commerciales du M56 démarrent en

janvier 1968, la recherche et l’évaluation d’un partenariat en 1970.


Les partenaires potentiels de Snecma ont des réactions assez différentes :

Pratt & Whitney, actionnaire de Snecma à 10 % et déjà engagé dans des développements internes (JT9D,

JT10D), n’est pas opposé à une participation minoritaire dans un projet commun mais peu pressé de tuer

la « poule aux œufs d’or » que constitue le JT8D ;

Rolls-Royce est favorable à une coopération franco-britannique mais confronté à de grosses difficultés

techniques, avec son RB211, et financières, ne se prononcera pas clairement ;

General Electric manifeste une forte volonté de coopération avec Snecma au-delà de l’accord existant sur

le CF6-50 ; il présente en outre l’intérêt d’être à la pointe des technologies (stator variable, turbine HP

mono-étage chargée, hautes températures) qui sont complémentaires de celles que Snecma possède.

Snecma recommande donc General Electric en mars 1971, le gouvernement valide ce choix en décembre 1971.

Les Présidents respectifs de General Electric et de Snecma, Gerhard Neumann et René Ravaud, jouent un rôle

essentiel dans la naissance du CFM56, ce sigle résultant d’une contraction de CF (Commercial Fan) pour General

Electric et de M56 (numérotation d’avant-projet) pour Snecma. Il est alors prévu que General Electric apporte le

« core engine » du moteur militaire F101 (bombardier B1 Lancer, classe 13000 daN) et que Snecma soit

responsable de la partie basse pression, de la chaîne cinématique, du premier inverseur, de l’installation du moteur

sur avion et de l’intégration du moteur complet. L’accord ne couvre pas les services aux clients, ce qui débouchera

ultérieurement sur une concurrence entre General Electric et Snecma sur ce poste.

Les études General Electric (GE13) et Snecma (M56) finissent par converger vers une architecture compacte et

innovante avec une soufflante de diamètre 1,735 m, qui promet les performances suivantes :

poussée de 10700 daN ;

niveau de bruit : 15 à 20 db de moins que les moteurs existants (-10 db vs FAR36) ;

rapport poussée sur poids voisin de 6 ;

consommation : -20 à -25 % par rapport au JT8D ;

nouveau concept de maintenance « on condition » avec une architecture modulaire .

La figure 1 donne une vue en coupe du moteur CFM56-3. Le tableau 1 propose une comparaison du JT8D et du

CFM56-2.

Figure 1 – L’architecture du CFM56-3


PW JT8D

CFM56-2

Architecture

2F+4+7+9M+1+3

1+3+9+1+4

Poussée au décollage 7117 9810

Taux de dilution BPR 1,05 5,9

Rapport de pression OPR 17,5 29

Température entrée turbine TET (K) 1253 1543

Consommation spécifique (kg/daN.h) 0,841 0,640

Diamètre du moteur (mm) 1030 1814

Masse du moteur (kg) 1500 2102

Rapport poussée/poids 4,84 4,76

Tableau 1 – Caractéristiques comparées du JT8D et du CFM56-2

Le programme CFM démarre en mars/avril 1972 et deux moteurs de démonstration sont fabriqués ; FN et Volvo

Flygmotor rejoignent le programme. En septembre/octobre 1972, le gouvernement américain n’accorde pas la

licence d’exportation. Il faudra une intense action diplomatique, en particulier par l’intermédiaire de la rencontre

des Présidents Nixon et Pompidou en mai 1973, pour que la situation se débloque. GE devient intégrateur et assure

le montage des deux premiers moteurs dont les essais se déroulent sans problème à Cincinnati en juin puis à

Villaroche en octobre 1974. Snecma est responsable de l’intégration avion. Les premiers vols du CFM56 ont lieu

en 1977 sur le Douglas AMST YC15 et sur Caravelle, puis en 1979 sur le Boeing 707.

Dans cette période, le trafic continue à croître de 5 à 7 % par an et de nouvelles normes de bruit apparaissent ; de

nombreuses études d’installation, soit pour la remotorisation d’avions existants, soit pour des avant-projets de

nouveaux avions, voient le jour avec tous les constructeurs. Mais fin 1978 il n’y a toujours pas de commande, bien

que le CFM56 ait démontré d’excellentes performances. La coopération entre Douglas et Dassault sur un Super

Mercure est abandonnée, Douglas lance une version du DC9 avec des JT8-200, le programme AMST C15 est

stoppé. Le DC8 bénéficie d’une durée de vie cellule exceptionnelle et sa version la plus récente, le DC8 61 a encore

un grand potentiel justifiant l’intérêt d’une remotorisation. CFM la confie à Cammacorp, société de conseil dirigée

par Mc Goven, ancien Président de Douglas. Trois compagnies (United Airlines, Delta Air Lines et Flying Tigers)

marquent leur intérêt pour cette idée. Les JT8D Hushkit/JT8D-200 et le CFM56 sont alors mis en compétition. Le

29 mars 1979, le « board » d’United Airlines choisit le CFM56, les deux autres compagnies suivent. La commande

d’United Airlines intervient deux semaines avant la mise en sommeil du programme, United Airlines ne le

regrettera pas car l’avion sera plus silencieux que ce qui sera demandé dans un proche futur, la consommation sera

réduite de 25 % et le rayon d’action sera accru de 1600 km.

Le premier vol commercial du DC8/CFM56 intervient en avril 1982 soit 11 ans après la première rencontre

Snecma-General Electric dédiée au CFM. En 1981 l’US Air Force et l’Armée de l’Air décident la remotorisation

des KC135 et C135 avec le CFM56. Le CFM56-2 équipera ultérieurement les AWACS, E3 et E6.


Ensuite, c’est au tour de Boeing de s’intéresser au CFM56 pour la motorisation d’un avion court- moyen-courrier,

successeur du B737 200/JT8D. La firme étudie d’abord un nouvel avion, le 7J7 ; le Président Ravaud parviendra

à convaincre son homologue de Boeing, T. Wilson, de lancer un nouveau modèle B737 motorisé par le CFM, le B

737-300, avec un moteur de diamètre réduit, le CFM56-3 « Junior » .

Le Junior a été étudié pour des avions nécessitant un moteur de plus faible diamètre que celui du CFM56-2C ; il

convient au projet Boeing. Le 737 a la particularité d’être « bas sur pattes » et le challenge est alors d’installer un

moteur de plus grand diamètre que celui du moteur précédent, sans changer la hauteur du train d’atterrissage (le

même problème se répètera avec le montage du LEAP sur les nouveaux 737 MAX et A320 NEO). Le CFM56-3

aura un diamètre de soufflante de 1524 mm, une installation spécifique, un montage des équipements sur le côté

du moteur et une nacelle elliptique spécifique. Le moteur est spécifié à 10453 daN en décembre 1986. Boeing

décide que tous les 737 seront équipés en source unique du CFM56-3 ; cette décision sera renouvelée pour les

motorisations CFM successives du B737.

Le CFM 56 a été conçu dans l’optique d’une application à un avion européen de 150 places. Dès 1978 CFM

travaille à la motorisation d’un avion Airbus. Airbus veut un nouveau moteur, la concurrence propose le RJ500

(Rolls-Royce) et le PW2035 (Pratt & Whitney) ; Rolls-Royce et Pratt & Whitney s’uniront ultérieurement avec

trois autres partenaires pour créer l’IAE (International Aero Engine) et le moteur V2500. En 1982, CFM propose

à Airbus le CFM56-4 qui deviendra en janvier 1984 le CFM56-5 de 11120 daN de poussée, avec une régulation

électronique pleine autorité (une première !) et une promesse de réduction de consommation de 10 % par rapport

au CFM56-2C. La certification du moteur est obtenue en août 1987 (le V2500 sera certifié deux ans plus tard).

Airbus propose dans la foulée le développement d’un long courrier quadrimoteur, l’A340. La concurrence Pratt &

Whitney/IAE propose un Super Fan à réducteur (qui verra ultérieurement le jour sous l’appellation GTF) puis retire

sa proposition. CFM, à la demande d’Airbus, propose le CFM56-5C à 13380 daN puis à 15124 daN de poussée.

CFM, avec le CFM56-5A puis le CFM 56-5B accompagne le développement de la famille A320 avec des

améliorations de performances et des accroissements de poussée à plus de 13340 daN ; le CFM56-5B équipera

finalement toute la famille A320, qui utilise aussi le V2500.

Face au succès de l’A320, Boeing lance au début des années 1990 un avion dérivé du B737, le 737NG (New

Generation). Il y a compétition avec IAE mais CFM l’emporte à nouveau avec le CFM56-7, qui affiche une poussée

de 8230 à 12140 daN, une consommation réduite de 8 % par rapport au CFM56-3 et un abaissement significatif

du coût de maintenance. Le 737NG entre en service en décembre 1997.

Rester leader du marché implique un développement continu de la famille pour répondre aux attentes des clients.

L’évolution des moteurs de la famille CFM56 est illustrée sur la figure 2. Le CFM56, pour répondre aux besoins

du marché, sans changer l’architecture mais avec une introduction continue de nouvelles technologies, a permis au

cours du temps un accroissement de poussée de 24 et 32% et une réduction de consommation de 5 à 8% selon les

applications. La famille des moteurs LEAP en cours de dévelopement, avec une nouvelle architecture et les

technologies les plus modernes, apportera un nouvelle réduction de consommation de 15%.


Figure 2 – Évolutions des moteurs de la famille CFM56

Le tableau 2 résume les principales caractéristiques des moteurs de la famille CFM56. Le LEAP, qui est le

successeur en cours de développement du CFM56, est donné en dernière colonne. La consommation spécifique en

croisière du LEAP sera près de moitié de celle du JT8D d’origine.

CFM56-2C

CFM56-3

CFM56-7B

CFM56-5BP

LEAP

Poussée au décollage (daN) 9786 10453 12144 14234 14234

Taux de dilution 6 5 5,5 6 10,7

Rapport de pression OPR 32 31 33 35 45

Température entrée turbine T41 (K) 1550 1640 1665 1630 1933

Consommation spécifique (kg/daN.h) 0,684 0,669 0,614 0,601 0,505

Diamètre du fan (mm) 1735 1524 1549 1735 1981

Masse du moteur (kg) 2102 1966 2386 2455 2994

Rapport poussée/poids 4,75 5,42 5,15 5,91 4,85

Moteurs livrés en février 2015 (ou en

commande)

2684 4496 11300 6674 (9000)

Tableau 2 – Principales caractéristiques des moteurs de la famille CFM56

L’empreinte acoustique au sol (isocontour 75 dB) du CFM56 d’aujourd’hui est presque 10 fois plus faible que celle

du JT8D des années 70. Entre 2000 et 2020, la production des NOx aura été réduite de 80 %.


La conception saine et robuste du CFM56 lui a valu un succès mérité. Mais un succès d’estime n’est pas significatif

s’il n’est associé à une organisation industrielle permettant de faire face aux commandes. Dès mars 1979, le

Président Ravaud a décidé la modernisation de l’outil industriel Snecma pour le rendre capable de produire 100

moteurs par mois. La montée en cadence a été vraiment extraordinaire :

le premier moteur est achevé en avril 1981 ;

300 moteurs sont livrés en 1984 ;

900 moteurs CFM56-2, -3, -5 sont livrés en 1991 ;

la cadence actuelle est de 1500 par an, un montage de moteur prenant 2 jours et demi.

Quel bilan global peut-on proposer pour la saga CFM56 ?

28 000 CFM56 sont en service pour 530 clients ;

un avion équipé de CFM56 décolle toutes les deux secondes ;

les commandes CFM56+LEAP portent sur plus de 13 000 moteurs, soit 8 années de production.

Le succès technique, industriel et commercial du CFM56 a reposé sur plusieurs piliers. Tout d’abord sur la volonté

de leaders visionnaires, René Ravaud et Gerhard Neumann, qui ont su prendre les décisions en temps utile et

assumé les risques lorsque les difficultés se sont présentées. Ensuite sur une coopération exemplaire adoptant des

principes simples et stricts de gouvernance :

un partage physique simple des tâches et des responsabilités, par modules ;

un partage négocié des recettes et non pas des coûts ;

un partage à 50/50 des coûts de développement et de support commercial ;

une interface unique pour les clients, donc une répartition géographique des tâches ;

la création en 1974 d’une société commune chargée de la direction des programmes et de l’action

commerciale, CFMI (CFM International) qui s’appuie sur les ressources des maisons mères ;

et surtout des objectifs reposant sur la crédibilité technique et la qualité des relations personnelles, avec

un investissement constant dans la qualité de l’écoute et du support client dans l’ensemble des deux

sociétés.

L’accord GE-Snecma a été prorogé en 2008 jusqu’en 2040 pour les moteurs dans la gamme de poussée 8230 à

22240 daN (18500 à 50000 lbf) et il a été étendu aux services.

Merci à Jacques Renvier de nous avoir fait partager cette exceptionnelle « success story ». PK


100 ans de souffleries depuis Eiffel

Bruno Chanetz, ONERA

17 novembre 2015, Mairie du 15ème

(conférence organisée par le Groupe Régional Île-de-France de la 3AF)

Au cours d’une présentation très didactique, Bruno Chanetz nous a fait revivre la saga des souffleries

aérodynamiques qui ont accompagné le développement de l’aviation. Une soufflerie est un moyen d’essai

permettant d’étudier l’incidence d’un écoulement sur un corps solide(1) : structure de l’écoulement, efforts

engendrés, … La France a conservé le nom initial de soufflerie en référence aux premières installations dans

lesquelles l’écoulement était produit par un ventilateur situé en amont de la veine d’essais ; compte tenu des fortes

évolutions qu’ont ensuite connues les souffleries, les autres pays ont adopté d’autres termes (par exemple

« windtunnel » en anglais).

Le besoin d’étudier l’aérodynamique des avions s’est fait jour très tôt afin de réduire le nombre d’accidents et

sauvegarder ainsi la vie des pilotes, et pour rationaliser la conception des avions en passant « du flair des inventeurs

à l’art de l’ingénieur ». Il s’agissait donc de reproduire au sol les conditions que rencontre un avion en vol en vue

de prévoir le comportement de ce dernier. Les ingénieurs se sont basés sur le principe de Newton qui énonce que

« les forces qui s’exercent dans un fluide sont les mêmes que ce corps se déplace à une certaine vitesse à travers le

fluide au repos ou que le fluide se déplace par rapport au corps immobile à la même vitesse relative ». Ce principe

incontestablement validé a donné lieu initialement à quelques polémiques, comme par exemple celle entre le duc

de Guiche et Gustave Eiffel (avec l’intervention d’Henri Poincaré en faveur de ce dernier). Avant de passer en

revue l’historique des souffleries proprement dites, il convient de s’arrêter un moment sur les moyens d’essais

alternatifs développés à l’aube du 20ème siècle. Quatre types de moyens alternatifs ont été développés :

la chute libre guidée, utilisée par Gustave Eiffel à la tour éponyme entre 1903 et 1906 ;

la tyrolienne de Ferdinand Ferber installée à Meudon ;

des véhicules terrestres en mouvement rectiligne : train (Siemens, 1901 et IAT - Institut Aérotechnique de

Saint-Cyr-l’Ecole - , 1911) ou automobile (duc de Guiche) ;

des manèges (IAT).

(1) Bruno Chanetz, Les souffleries, La Science au Présent 2015, Encyclopedia Universalis


Figure 1 – Appareil de chute de Gustave Eiffel équipant la tour éponyme

Ces moyens alternatifs se sont révélés plus coûteux et moins précis que la soufflerie qui très rapidement s’est

imposée comme le meilleur moyen d’essais. La première soufflerie avait une forme très simple : un ventilateur

était placé à l’amont d’une veine convergente. Comme à basse vitesse la compressibilité de l’air n’intervient que

très peu, la conservation de débit impose une accélération de l’écoulement depuis l’entrée de la veine, derrière le

ventilateur, jusqu’à la section terminale. Ce type de soufflerie a été utilisé par Marey (1899), les frères Wright

(1901) et Rateau (1903). Une première évolution a été de placer le ventilateur à la sortie de la veine convergente,

l’air étant alors plutôt aspiré que soufflé. Une seconde évolution a consisté à disposer un diffuseur (veine

divergente) après la veine convergente (Eiffel, 1912).

Les ingénieurs se sont très tôt préoccupés des règles de similitude permettant d’extrapoler les résultats obtenus en

soufflerie aux avions réels. Cinq points ont été mis en évidence :

les propriétés du fluide utilisé ; l’utilisation de la simulation hydrodynamique (essais dans l’eau) a été assez

fréquente jusqu’à une époque récente ;

l’homothétie géométrique entre l’objet essayé en soufflerie et l’objet réel (aile ou avion par exemple) ;

le nombre de Mach pour les essais dans les gaz, rapport entre la vitesse de l’écoulement à la célérité du

son ; ce nombre de Mach est important car il est lié à la compressibilité du fluide et il permet de distinguer

différents régimes d’écoulements : subsonique, transsonique, supersonique, hypersonique, ce qui

débouchera sur une classification des souffleries ; à noter qu’à basse vitesse, l’écoulement reste subsonique

dans le convergent et le divergent de la veine mais qu’à haute vitesse et si les conditions limites le

permettent, l’écoulement est subsonique dans le convergent, supersonique dans le divergent, transsonique

dans la section minimale séparant le convergent du divergent ;

les conditions aux limites dont l’influence a été pressentie par du Buat (1779) et Duchemin (1842) ;


le nombre de Reynolds (Reynolds, 1892) défini par :

VL

R e

avec :

o ρ la masse volumique du fluide,

o V la vitesse du fluide,

o une longueur de référence,

o µ la viscosité dynamique du fluide.

Les chercheurs se sont aperçus assez vite (controverse Eiffel-Prandtl) que le nombre de Reynolds permet de

distinguer deux types d’écoulement : l’écoulement laminaire (qui « s’effectue par glissement de couches de

fluide les unes sur les autres », selon le dictionnaire) et l’écoulement turbulent (« écoulement irrégulier avec

des courants aux vitesses diverses en intensité et en rotation entraînant la formation de tourbillons »), la

transition entre laminaire et turbulent se faisant pour une valeur critique du nombre de Reynolds.

Le nombre de Reynolds permet aussi d’expliquer les caractéristiques techniques des souffleries. Pour étudier

de gros objets à partir de maquettes (L est diminué) tout en maintenant le nombre de Reynolds, on peut

augmenter V (si les effets compressibles le permettent) et surtout agir sur de différentes façons : changer de

fluide (simulation hydrodynamique), augmenter la pression (soufflerie pressurisée), diminuer la température

du gaz (soufflerie cryogénique).

La première soufflerie d’Eiffel et Rith a été construite en 1909 au Champ de Mars, elle comportait déjà une

balance aérodynamique. Les premiers essais ont porté sur une vérification des résultats obtenus à la tour de

chute. La soufflerie d’Auteuil, sise 67 rue Boileau, qui existe toujours(2) et appartient désormais au CSTB

(Centre Scientifique et Technique du Bâtiment) a été créée en 1912, elle est illustrée par la figure 2. Une de ses

spécificités est l’utilisation du diffuseur qui permet de gagner en débit, en surface de veine et en vitesse ou

d’économiser la puissance électrique.

Figure 2 – Plan original de la soufflerie Eiffel d’Auteuil

(2) Gustave Eiffel, pionnier de l’aérodynamique, Marie-Claire Coët, Bruno Chanetz et Martin Peter, Centraliens n°617, avril 2012, pp. 52-55


Les évolutions des souffleries se sont poursuivies dans l’entre-deux-guerres avec notamment l’apparition des

souffleries à retour (voir figure 4). Les souffleries directes peuvent être illustrées par la grande soufflerie de Meudon

S1Ch (figure 3) construite à l’initiative d’Albert Caquot à partir de 1929 en vue de l’expérimentation à échelle

grandeur de (petits) avions. Cette soufflerie a été longtemps utilisée avant d’être classée monument historique.

Figure 3 – Vues de la soufflerie S1Ch de Chalais-Meudon (ONERA)

Comment classer aujourd’hui les souffleries existant dans le monde ? Tout d’abord il faut distinguer les souffleries

de recherche des souffleries industrielles. Les souffleries de recherche sont très nombreuses dans le milieu

académique et à l’ONERA, leur vocation est l’approfondissement des mécanismes fondamentaux de la mécanique

des fluides ;les souffleries industrielles sont quant à elles vouées à l’étude d’objets destinés à voler. La distinction

entre les deux types de soufflerie n’est pas toutefois très tranchée.

Les souffleries sont aussi classées selon le domaine d’écoulement simulé. Pour éviter une énumération longue et

fastidieuse, on se limitera aux réalisations les plus significatives en Europe :

souffleries subsoniques : F1 du centre ONERA du Fauga-Mauzac, pressurisée, vitesse maximale 430

km/h ; soufflerie de site Jules Verne de Nantes au CSTB (conception du viaduc de Millau et du stade de

la Beaujoire à Nantes) ; soufflerie automobile S2A du GIE PSA/Renault/CNAM à proximité de l’IAT ;

souffleries transsoniques : la plus impressionnante et l’une des plus grandes, sinon la plus grande, au

monde est la soufflerie S1 de Modane-Avrieux (S1MA) ; elle a une histoire particulière (voir « Modane,

la grande soufflerie » PEGASE, n°137, juin 2010) ; l’Allemagne nazie avait débuté en 1942 sur le site

d’Ötztal (Tyrol autrichien) la construction d’une très grande soufflerie à retour ; considérée comme prise

de guerre par les autorités françaises en 1945, les parties mécaniques et métalliques sont rapatriées en

France pour être installées par le GRA (qui deviendra l’ONERA en 1946) dans la vallée de la Maurienne ;

il s’agit d’une installation géante dont le diamètre dans la zone d’expérience est de 8 m et qui nécessite


une puissance de 88 MW délivrée par des turbines Pelton entraînées par une chute d’eau de 840 m (figure

4) ; S1 a participé à tous les projets aérospatiaux français depuis sa mise en service en 1952 et continue à

rendre d’inestimables services ; son avenir est assuré mais nécessite aujourd’hui de lourds travaux de

consolidation ; à noter qu’une réplique de S1MA à l’échelle 1/8ème a été construite à Chalais-Meudon

(S3Ch) ;

Figure 4 – La soufflerie transsonique S1MA

à signaler aussi la soufflerie cryogénique ETW (European Transonic Windtunnel) de Cologne ;

souffleries supersoniques : S5Ch en est un exemple ;

souffleries hypersoniques : elles sont généralement qualifiées de souffleries à rafales parce qu’elles

n’opèrent que durant un bref temps d’essai ; on distingue deux types :

o les souffleries hypersoniques « froides » ou à basse enthalpie si l’air est chauffé, juste assez (S4MA)

pour éviter sa liquéfaction durant la détente dans la tuyère,

o les souffleries hypersoniques « chaudes » ou à haute enthalpie (F4, héritière des souffleries à arc de

Fontenay-aux-Roses) pour lesquelles la température d’arrêt de l’écoulement est restituée.

Le calcul numérique a fait de très grands progrès mais bute encore sur un obstacle fondamental qui porte sur la

modélisation générale de la turbulence. Aussi les essais en soufflerie continuent à être considérés comme un juge

de paix avant la période des essais en vol.

La présentation de Bruno Chanetz a été riche en informations, notamment de caractère historique. Elle a passionné

un auditoire dont une grande partie avait pratiqué l’aérodynamique mais en avait peut-être partiellement oublié la

naissance. PK


Liste des Conférences Île-de-France 3AF de 2012 à 2015

Année 2012

Date Objet Conférencier Organisme Organisateur

18/01/12 Breakthrough Propulsion Physics Richard Heidmann CT Propulsion

GrIdF

26/01/12 Le Projet européen PPlane : du

Vélib’ à l’Avionlib Cl. Le Tallec ONERA GrIdF

03/04/12 APOGEIOS - Dix mille habitants

dans l'espace

Pierre Marx

Olivier Boisard

ex-CNES

École Centrale Lille

Prospective 2100

SEE

GrIdF

10/04/12 INCA - Initiative de recherche

concertée en combustion Claude Bérat Turboméca

CT Propulsion

GrIdF

07/06/12 Le programme spatial Nord-Coréen Christian Lardier Air et Cosmos GrIdF

21/06/12 La propulsion du lanceur VEGA Philippe Pascal CNES CT Propulsion

GrIdF

26/09/12 Unidentified Aerial Phenomena and

Flight Safety: there is a Relationship Richard F. Haines NARCAP

AAE

GrIdF

19/10/12

Clean Sky : Dix ans de technologie

pour l'aéronautique et

l'environnement

Michel Goulain SAGE

ENSAM

DynFluid

CNAM

GrIdF

16/11/12 Les Moteurs Aéronautiques Open

Rotor : Enjeux & Perspectives

François Mirville

Christian Rabiet

Safran-Snecma

Airbus

CT Propulsion

GrIdF

13/12/12

Propulsion Solide pour Lanceurs

Spatiaux :

État de L’art & Projets Futurs

Didier Boury Safran-Herakles CT Propulsion

GrIdF

20/12/12

L'observation de la Terre depuis

l'espace : un outil au service de la

gestion des crises

Steven Hosford CNES GrIdF


Année 2013


24/01/13 La nouvelle approche de la NASA

pour l'accès à l'orbite basse

Gilles Ragain

Alain Dupas

CNES

Consultant

13/02/13 Tester la Gravitation en orbite autour

de la Terre: de GOCE à Microscope Pierre Touboul ONERA GrIdF

21/02/13 Opportunités et ruptures : Comment

considérer l’avenir de l’Espace ? Xavier Pasco

Fondation de la

Recherche Stratégique

Prospective 2100

GrIdF

28/03/13

Les astéroïdes, nouvelle frontière de

l’exploration et de l’exploitation de

l’espace ?

Alain Dupas Club « Espace »

Prospective 2100

Prospective 2100

GrIdF

Aéro-Club de

France

04/04/13

Le moteur à allumage par

compression SMA : avenir de la

propulsion en aviation générale

Hugues Joubert

Nicolas Mesnage

Snecma

Airbus

CT Propulsion

GrIdF

09/04/13

CDM@CDG : La démarche «

Collaborative Decision Making » à

l’aéroport Charles de Gaulle

Philippe

Deregnaucourt

Laurent Renou

Xavier Rivoisy

DGAC

Air France

ADP

GrIdF

16/05/13 La maintenance des moteurs

aéronautiques Jacques Renvier Snecma

CT Propulsion

GrIdF

08/06/13 De Topaze à Eutelsat I et TDF-1 :

sur la route d’Ariane

Michel Guillou

Philippe Jung

La Sorbonne

3AF

Commission Histoire

Musée français de la

carte à jouer

25/06/13

Réduire les nuisances sonores liées à

l’Aéronautique Civile

Laurent Leylekian

Catherine Lavandier

Dominique Collin

ONERA

Univ. Cergy-Pontoise

Snecma

GrIdF

09/07/13

Sécurité Aérienne : Une Force de

Collaboration et d’Innovation

Technologique

Patrick Goudou AESA GrIdF

12/12/13

Cycles Thermodynamiques en

Propulsion Liquide

Panorama et Domaines d’utilisation

François Lassoudière Safran-Snecma CT Propulsion

GrIdF


Année 2014


15/05/14 La planère rouge Jessica Flahaut Université Libre

d’Amsterdam GrIdF

26/09/14

Application du concept

"Continuous Detonation Wave

Engine" à la propulsion

aéronautique et spatiale

Michel Cazalens &

François Falempin

SAFRAN &

MBDA

GrIdF & Commission

Technique Propulsion

09/10/14 De l'oiseau à l'avion Michel Koumpanietz GrIdF

19/11/14

Le lancement spatial aéroporté –

Duconcept à la démonstration

technologique

Jean Hermetz &

Nicolas Bérend ONERA GrIdF

Année 2015


13/01/15

Le tout électrique dans l'aviation –

Perspectives à long terme et

applications à court terme

Jean Hermetz &

Bernard Robic

ONERA &

SAFRAN/Snecma

GrIdF & Commission


10/02/15 Que fait l'homme dans un avion dit

sans pilote ? Angelica Leal Bertin Technlogies GrIdF

07/04/15 Sciences, sports, technlogies dans

l'espace

Frédéric-Léopold

Tognella

Médecin, chercheur et

pilote GrIdF

18/05/15 L'histoire du CFM56 – Une

histoire d'hommes et d'innovations Jacques Renvier

Retraité

Snecma/SAFRAN

GrIdF & Commission


17/11/15 100 ans de souffleries depuis Eiffel Bruno Chanetz ONERA GrIdF


Publication 3AF – Groupe Île de France

Décembre 2016

Documents

Conférences Groupe Île-de-France 2014-2015insaquitaine.weebly.com/uploads/1/1/3/9/11390476/hs... · 2018. 9. 7. · Michel Cazalens, SAFRAN, Centre de Recherches et Technologies