Concorde s’ébauche

Extraits de la conférence faite le 10 février 1964 par Sir George Edwards, Président de la B.A.C., article publié dans la Revue Air et Cosmos, n° 44 du 17 février 1964

Les performances profils en vol

Comme les avions subsoniques, le Concorde dispose d’un large choix de techniques de montée, mais celles-ci se ramènent toutes en fait à un compro­mis entre les exigences de consommation minimale de carburant et le minimum d’in­tensité du bang sonique.

Pour obtenir le minimum de consommation de carburant, il faudrait que l’avion monte à Mach 0.3 en partant du niveau de la mer, atteigne Mach 0.6 à 5 000 ft (1.500 m) puis accélère jusqu’à Mach 1.2 à 35 000 ft (11 000 m) et poursuive ensuite sa montée accélérée pour atteindre Mach 2.2 à son altitude de croisière. Toutefois, à cause de la détona­tion sonique, l’accélération au-delà de Mach 1.13 devra être différée jusqu’à ce qu’une altitude de 44 000 ft (13 000 m) ait été atteinte, ce qui entraînera inévitablement une pénalité de consommation de carbu­rant. La montée accélérée commencera à 44 000 ft (13.000 m) et se terminera à 54 000 ft (16 000 m) à Mach 2,2 sans au­cune phase d’accélération à altitude cons­tante. Ensuite l’avion effectuera une croi­sière ascendante à Mach constant (2.2), jusqu’à une altitude de 63 000 ft (19 000 m) environ, à partir de laquelle il commencera sa descente. Celle-ci se fera à une vitesse supersonique jusqu’à 50 000 ft (15 000 m) altitude à laquelle l’avion décélérera rapi­dement jusqu’à Mach 0.95 en palier pour descendre ensuite à cette vitesse jusqu’à 30 000 ft (9 000 m) et poursuivre sa des­cente à une vitesse corrigée de 255 nœuds (475 km/h)

Charge payante – réserves de carburant

Dans la préparation du plan de vol, afin de respecter aussi parfaitement que possi­ble le profil que nous venons d’indiquer, les valeurs de tous les facteurs influençant les exigences en carburant, devront être in­corporées dans les calculs. Parmi ces fac­teurs figurent :

  • les températures au point de décol­lage et sur tout le reste de l’étape du vol
  • les distances par les routes aériennes entre les aéroports de départ et d’arrivée
  • la technique de montée exigée par le contrôle du trafic aérien
  • les réserves de déroutement et d’at­tente
  • les effets du vent

On peut espérer que l’avion supersoni­que ne sera pas forcé d’adopter une pro­cédure de montée par paliers, ce qui aug­menterait la consommation de carburant d’environ 4 pour cent en croisière.

Quand les avions à réaction subsoniques firent leur apparition, il fallut modifier les vitesses d’attente pour leur permettre de s’intégrer au trafic, de sorte que ces vites­ses sont maintenant les plus économiques pour ces appareils. Si ces mêmes vitesses sont appliquées aux avions de transport supersoniques, il s’ensuivrait une pénalité notable de carbu­rant puisque la vitesse d’attente la plus économique pour le Concorde est beau­coup plus élevée.

Les réserves de carburant allouées à l’heure actuelle sont fondées plus sur les techniques de contrôle du trafic de 1960 que sur celles que l’on peut raisonnable­ment prévoir pour les années 1970.

A la suite des discussions qui ont eu lieu avec les diverses compagnies aérien­nes intéressées, le Concorde a été étudié pour obtenir un rendement optimal dans huit missions principales, à savoir Londres – New York et retour, et Paris – New York et retour, aussi bien en hiver qu’en été. Ces études tiennent compte des dis­tances réelles correspondant aux routes considérées, des réserves de carburant, des longueurs de pistes disponibles, des mar­ges de poids pour les systèmes complète­ment opérationnels et les équipements de­mandés par les utilisateurs, ainsi que des températures effectives en hiver et en été et des vents dominants. Il résulte de cette étude que le poids maximal pour un avion exploité sur l’Atlantique Nord est déter­miné par les vents dominants dans le sens est – ouest, pendant l’hiver, et par les hautes températures au décollage à New York, dans le sens ouest – est, pendant l’été.

En fait, le Concorde est nettement en avan­ce sur les recommandations de la F.A.A.

Répartition des travaux (avion)

Etude de la structure : Il a été conve­nu que la B.A.C. sera chargée de la partie avant du fuselage, y compris le poste de pilotage, des fuseaux – moteurs avec leurs prises d’air et les fixations des réacteurs, de la partie arrière du fuselage, de la dérive et de la gouverne de direction. Sud-Aviation sera responsable de la voi­lure, de la partie médiane du fuselage, des élevons et du train d’atterrissage.

Systèmes : B.A.C. est principalement chargée de l’installation des moteurs, des commandes de ceux-ci, de la protection contre l’incendie, du circuit de carburant, de la génération et de la distribution élec­triques, de l’isolement acoustique et ther­mique de la cabine, de la distribution et de la circulation de l’air conditionné, ainsi que des caractéristiques thermiques de la cabine et de l’alimentation en oxygène. Sud-Aviation est principalement chargée de l’installation hydraulique des commandes de vol, y compris le pilotage et la stabilisation automatiques, des systèmes de navigation, de l’installation radio et radar avec ses an­tennes, de l’étude de la génération et du contrôle du conditionnement d’air.

Aérodynamique : B.A.C. est chargée des études et essais aérodynamiques concernant les fuseaux – moteurs (y compris les entrées d’air et les tuyères d’éjection), les systèmes de dégivrage et les perfor­mances générales. Sud-Aviation est chargée de toutes les autres questions touchant les études et essais aérodynamiques.

Résistance des structures et aéroélasti­cité : D’une manière générale, B.A.C. et Sud-Aviation seront chacune responsable des calculs détaillés de résistance (y com­pris les estimations de poids) de tous les éléments dont elles sont responsables. Sud-Aviation aura la responsabilité d’en­semble des calculs de charges et de distri­bution des efforts.

Choix des équipements

Un programme soigneusement coordon­né et limité dans le temps, a été établi pour la sélection et la commande des équi­pements. Il couvre le choix et l’homologa­tion des fournitures, les éléments princi­paux faisant l’objet d’un premier et d’un second choix. La procédure comporte un accord progressif entre les deux sociétés, au niveau des différentes organisations techniques, financières et d’approvisionne­ment, puis finalement un accord avec le Comité Permanent et les Organismes offi­ciels.

Des offres ont déjà été reçues de four­nisseurs britanniques, français et améri­cains pour une quantité d’équipements techniques comprenant : les servocomman­des, le pilote automatique, les organes de génération électrique, les éléments de cir­cuits de carburant et hydrauliques. Ces équipements sont en cours d’évaluation ou de sélection pour être commandés. Le critère appliqué est la qualité technique.

Fabrication de la cellule

Le programme prévu porte sur la fabri­cation et l’essai de toute une série d’élé­ments couvrant la presque totalité de la cellule. Une première cellule complète sera construite par Sud-Aviation en vue des essais statiques qui doivent commencer vers la fin de 1966, tandis qu’une seconde cellule sera fabriquée par B.A.C. pour être soumise aux essais de fatigue. Ensuite viennent deux prototypes de vol, le premier prototype étant réalisé par Sud-Aviation et le second par B.A.C.

Ces deux prototypes seront aussi confor­mes que possible aux normes de la pro­duction en série. L’usinage effectif a com­mencé au début de décembre 1963. Des maquettes sont construites selon trois stan­dards différents. La première, destinée à étudier les aménagements et la disposition générale, est déjà en service. La seconde, construite en bois comme la première, est suffisamment précise pour permettre de définir des installations techniques complexes. Enfin, les ensembles délicats à étudier seront reproduits à l’aide de ma­quettes métalliques qui permettront de les mettre au point sous l’angle opérationnel. Un programme très vaste et complet d’es­sais des différents systèmes a naturelle­ment été établi.

Le cycle de fabrication sera probable­ment de 34 mois au début de la produc­tion, puis réduit à 28 mois à partir du mi­lieu de 1971. L’ensemble de ce programme complexe est contrôlé par la méthode PERT d’évaluation et de gestion.

Programme d’essai en vol

Les avions voleront alternativement à partir des deux centres de production. Le premier prototype (Sud) commencera ses vols de mise au point en 1967 et sera re­joint environ six mois plus tard par le second prototype (B.A.C.). Deux autres avions de présérie commenceront leurs vols de mise au point en 1968. Ces quatre avions auront à supporter la charge prin­cipale du programme des vols de certi­fication. En outre les deux premiers avions de série entreprendront des vols d’endu­rance à la cadence de 100 heures par mois, qui feront partie eux-mêmes du programme général de certification. Les six avions devront, pour remplir ce pro­gramme, voler entre 4 500 et 5 000 heu­res au total.

La cadence de démarrage de la produc­tion en série qui suivra la construction des prototypes sera évidemment influencée par le degré de risque que l’on considérera comme nécessaire de prendre, de larges in­vestissements de production devant être effectués avant que les résultats des essais en vol soient connus, si l’on veut assurer les livraisons aux Compagnies avant 1975.

Le calendrier du programme de produc­tion prévoit actuellement de commencer les livraisons aux Compagnies en 1971.

Extraits de la conférence faite par Sir George Edwards, Président de la B.A.C., article publié dans le n° 49 de la Revue Air et Cosmos

Le processus d’ordonnancement de l’alimentation en combustible a été étudié à la fois pour favoriser la stabilité en vol supersonique et pour ré­duire réchauffement de la masse du combustible, et il mérite un bref examen.

A mach 2.2, il est possible d’utiliser le carburant AVTUR normal et en même temps de se dispenser d’isoler du revê­tement les réservoirs du combustible. L’ébullition, à haute altitude, du carbu­rant est empêchée par une mise sous pression des réservoirs à des altitudes supérieures à 4 400 pieds (13.000 m).

Contrôle de l’alimentation en combus­tible : Les réservoirs de combustible occupent la majeure partie de l’intérieur de l’aile et comprennent des nourrices d’alimentation séparées pour chaque mo­teur et des réservoirs principaux dans chaque aile ainsi que des réservoirs d’équilibrage avant et arrière ; ces der­niers sont utilisés pour régler le centrage de façon à maintenir minimale la traînée d’équilibrage en vol subsonique aussi bien que supersonique (Compte tenu de la forme aérodynamique de l’appareil, le centrage recule d’abord pendant la phase transsonique, puis avance ensuite à nouveau sans tou­tefois revenir à sa position initiale du vol subsonique).

La capacité supplémentaire de combus­tible entraînée par ce système est moins coûteuse que la pénalité sur la consom­mation de combustible en croisière qui surviendrait si le centrage n’était pas ré­glé grâce au transfert. Pendant l’accélé­ration jusqu’à la vitesse supersonique, le carburant des réservoirs d’équilibrage avant, qui s’y échauffe très rapidement, est transvasé dans les réservoirs princi­paux et dans le réservoir d’équilibrage arrière où le taux d’échauffement est bien moindre.

Cette opération de transvasement recule le centre de gravité jusqu’à la position optimale pour la croisière super­sonique. D’un bout à l’autre du vol de croisière, le carburant est envoyé automatiquement et successivement de chaque réservoir principal, à tour de rôle, à la nourrice d’alimentation de moteur à la­quelle celui-ci est relié ; de cette façon, la superficie des surfaces  mouillées est réduite progressivement. Pendant la décélération jusqu’à la vitesse subsonique à la fin de la croisière, le carburant qui se trouve dans le réservoir d’équilibrage arrière est entièrement transvasé dans les réservoirs principaux de façon à déplacer le centrage à nouveau vers l’avant et à approvisionner les réservoirs principaux en carburant pour leste de la phase sub­sonique du vol.

Le système de transva­sement du carburant est, bien entendu, conçu de manière à éviter toute possi­bilité pour l’avion de rester dans une condition de centrage inacceptable après la décélération jusqu’aux vitesses subso­niques.

Etant donné que la température maxi­male admissible à l’entrée des pompes est de 150° C (avec une pointe transitoire jusqu’à 165° C au début de la décélération transsonique), il est possible d’utiliser le carburant passant dans les canalisations d’alimentation des réacteurs comme puits de chaleur pour les systèmes de condi­tionnement d’air électriques, hydrauliques et mécaniques, qui engendrent un total de 42 000 C.H.U. par minute pendant le vol de croisière. En interposant dans les canalisations d’alimentation de combus­tible des échangeurs de chaleur environ 17 500 C.H.U. par minute peuvent être évacués non dans la masse du combustible, mais directement dans les moteurs, sans risque de cavitation de pompe et de mauvais fonctionnement des brûleurs des réacteurs. Une caractéristique impor­tante de l’avion à Mach 2.2 est que, sans ajouter de matériau isolant aux parois des réservoirs, mais avec la conception de circuit de carburant qui a été décrite, les températures du carburant dans les réser­voirs et dans tout le système sont maintenues suffisamment basses (en moyenne, la température du car­burant sur Concorde ne dépassera pas 80° C ; il est cependant probable qu’on enregistrera une légère pointe vers la fin du vol, lorsque l’échauffement externe sera maximal alors que la consommation progressive du carburant aura diminué son rôle de volant thermique) pour per­mettre l’utilisation du kérosène classique sans que se posent des problèmes de dégradation thermique ou de hautes pressions dans les réservoirs, et sans que les températures de la structure ne créent un danger quelconque d’allumage spon­tané.

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