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kev-47 a écrit :Ouai mais bon embarquer de lourds moteurs électriques juste pour faire parking -> piste et ensuite se trimballer ces tonnes en plus pendant tout un vol est loin d'être optimal. Le carburant gagné au sol est vite perdu une fois que les roues ont quitté le sol.
Il me semble que maintenant au niveau de la gestion au sol des appareils sur les aéroports les demandes de mise en route sont faites en fonction du temps que mettra l'avion pour aller jusqu'en bout de piste. Pour éviter que ce dernier soit pris dans une file d'attente sur le taxiway.

Ben si c'est pourtant ce qui va sortir bientôt : le "green taxying" avec des moteurs électriques dans les trains. Va voir du côté de Messier... De plus il ne faut surement pas beaucoup de puissance pour le taxi.
Et les réacteurs c'est 60% de la puissance au régime de ralenti, c'est quand même loin d'être optimal (la preuve ils freinent tout le temps au taxi)...

Quant à l'avion supersonique c'est vraiment pas dans l'air du temps. On réfléchit plutôt à l'avion qui vole un peu moins vite mais qui consomme pas mal moins en ce moment !

Je confirme que des études sont menées sur le taxing par moteur électrique. Et ne t'inquiète pas, si on met ça dans un avion, c'est qu'il y a un business case derrière qui tient la route.
Comme le dit pOy-yOq, un réacteur, même au ralenti, ça consomme! Et le taxing, c'est chiant, vu l'inertie d'un réacteur

Sur les turboprops genre ATR pas mal de compagnies font faire le taxiing sur un seul moteur, l'autre est lancé en arrivant au point d'arrêt.

ça fait des économies comme ça.

Une mise en route des moteurs juste avant le décollage, ça ne pose pas des problèmes de montée en température?

TooCool_12f a écrit : mais si on fais une étude en prenant en compte les technologies connues et maitrisées (donc, avec une idée plutôt précise de ce qui est possible de faire), peut etre qu'on en trouverait qui seraient partants pour financer (branson à nouveau par exemple)

En fait l'étude est assez simple: on a aucune technologie connue, maîtrisée ou réaliste pour remplacer le pétrole :exit:



p.s.: Je part du principe que remplacer tout le kéro par des biocarburant est irréaliste du point de vue de la superficie qu'il faudrait cultiver. Mais je n'ai jamais fait le calcul qui pourrait être intéressant en supposant que toutes les voitures sont nucléaires.
Il y a également l'hypothèse hydrogène mais ça pose des problèmes de températures de combustion et de stockage.

pipo2000 a écrit :Une mise en route des moteurs juste avant le décollage, ça ne pose pas des problèmes de montée en température?




En fait l'étude est assez simple: on a aucune technologie connue, maîtrisée ou réaliste pour remplacer le pétrole :exit:



p.s.: Je part du principe que remplacer tout le kéro par des biocarburant est irréaliste du point de vue de la superficie qu'il faudrait cultiver. Mais je n'ai jamais fait le calcul qui pourrait être intéressant en supposant que toutes les voitures sont nucléaires.
Il y a également l'hypothèse hydrogène mais ça pose des problèmes de températures de combustion et de stockage.

Oui, mais Toocool parlait seulement de remotoriser le Concorde avec un truc qui consomme bien moins que le vieil Olympus... Et ça, ça devrait pouvoir se trouver maintenant !

Bah je monte pas dedans moi .

Imagine les changements niveau électronique de bord, intégration des moteurs, centrage... Bref, autant repartir sur un nouvel oiseau qui devrait prendre un peu plus de temps mais pour un résultat promis à meilleur avenir. Et lancer comme grand projet industriel le retrofit d'un avion de 40a c'est pas dit que ce soit la meilleur idée question image ))

P.S.: par contre je serais fou comme un gamin de pouvoir peut être enfin voler dedans!

pipo2000 a écrit :Une mise en route des moteurs juste avant le décollage, ça ne pose pas des problèmes de montée en température?

Boaf tu sais un moteur qui tourne à 15,000tr/min ça chauffe vite!

Par contre t'auras l'air malin au point d'arrêt quand ton moteur ne voudra pas démarrer et que tu auras déjà 10 avions qui font la queue derrière toi!

Ou que ton moteur prend feu, ou que quand t'allumes ton moteur, tu te rends compte qu'un systeme de la MMEL veut pas démarrer correctement, etc...

Le taxy sur un moteur a été une des raisons d'un crash il y a qques années.

Sinon pas de mise en chauffe d'un réacteur : ops dès la M/R terminée

Rotor ouvert c'est un turboprop + hélice ?
Concernant le bruit, c'est moins bruyant à l'atterissage et décollage comparé à un réacteur ?

Alfy a écrit :Rotor ouvert c'est un turboprop + hélice ?
Concernant le bruit, c'est moins bruyant à l'atterissage et décollage comparé à un réacteur ?

Un turboprop est par définition un réacteur auquel on a mis une hélice non carénée à l'avant.

L'open rotor c'est un doublet d'hélices rapides contrarotatives à au niveau de la turbine du moteur (à l'arrière, non caréné). L'intérêt est d'augmenter le taux de dilution et donc d'abaisser la consommation.
Une grosse partie des études sur le sujet sont consacrées à l'acoustique de cette architecture.

Ca mériterait un topic spécial cet "open-rotor" ça à l'air d'être un sujet super intéressant et prometteur; encore plus quand on vois sous wikipedia:

"Ce moteur effectua son premier vol sur un Boeing 727 en août 1986. Cependant, la chute du prix du pétrole remit en question la rentabilité du développement de ce type de moteur; le projet fut abandonné."

Tu entend quoi par "taux de dilution" Poy-yog? Et de quel façon sa réduction entraîne une réduction de la conso?

Le taux de dilution c'est le rapport entre le flux secondaire (l'air froid qui ne passe pas par les compresseurs et qui génère la majorité de la poussée) et le flux primaire qui est celui qui passe par la chambre de combustion.
Plus ce taux est élevé plus la consommation est basse. Les plus grands taux (50 il me semble) sont atteints avec les moteurs a hélices (turboprop) où le flux secondaire n'est pas délimité car c'est potentiellement tout l'air autour du moteur.

L'avantage de l'open rotor par rapport au turboprop est qu'on utilise un doublet d'helices contrarotatives afin de récupèrer l'énergie de l'air dévié sur le coté par l'helice simple qui ne sert habituellement pas a propulser l'avion.

L'autre spécificité est que ces hélices ont une grande vitesse de rotation d'où les nombreuses études réalisées sur ce sujet.

Snecma en partenariat avec GE entre autre bosse actuellement dessus en avant projet ( pour dans 15 ans...)

pOy-yOq a écrit :Le taux de dilution c'est le rapport entre le flux secondaire (l'air froid qui ne passe pas par les compresseurs et qui génère la majorité de la poussée) et le flux primaire qui est celui qui passe par la chambre de combustion.

D'accord je vois de quel taux tu parles. Par contre à priori sur la photo le fameux flux secondaire ne passe pas par les compresseurs? En fait ça revient à déplacer la soufflante du turbo-fan vers l'arrière...?

En supposant qu'augmenter le taux de dilution diminue la conso (tu confirmes?). En quoi cette architecture moteur améliore le taux de dilution? ça doit poser des problèmes d'intégration en plus j'imagine?

Sur la photo on peut voir que le flux primaire est rejeté en amont de la soufflante par une dizaine de "cheminée". Gain supplémentaire?


p.s: désolé pour l'avalanche de questions mais je découvre

D'accord je vois de quel taux tu parles. Par contre à priori sur la photo le fameux flux secondaire ne passe pas par les compresseurs? En fait ça revient à déplacer la soufflante du turbo-fan vers l'arrière...?

Je pense que le gros avantage est de réduire fortement le diamètre de la nacelle, et du même coup de réduire la traînée occasionnée par cette nacelle. Du coup, tu peux aussi augmenter le diamètre des fan plus facilement pour augmenter le taux de dilution.

Par contre, les problèmes ne sont pas limités au bruit, je suppose que la casse moteur est aussi assez critique. Sur les réacteurs classiques, la nacelle est censée contenir les débris de pale (et encore, elle ne le fait pas toujours), mais là...

En fait pourquoi tu peux réduire (voir supprimer) la nacelle dans un cas et pas dans l'autre? deux hélices contrarotatives ça se pratique également sur turbo-prop?

Poy-yog, tu parles de vitesse de rotation plus élevée; pourquoi?

En fait pourquoi tu peux réduire (voir supprimer) la nacelle dans un cas et pas dans l'autre? deux hélices contrarotatives ça se pratique également sur turbo-prop?

Sur un réacteur classique, la nacelle entoure les fan ; l'idée de l'open rotor est justement d' "ouvrir" le réacteur pour laisser sortir les fan de la nacelle.

Après, la différence entre un turbo-prop et un open-rotor est plus fine et je ne suis pas trop sûr de moi, mais je dirais que le turbo-prop produit la poussée principalement grâce aux hélices. Il y a de la "poussée résiduelle" venant des gaz d'échappement, mais la plupart de l'énergie du flux chaud est utilisée pour faire tourner l'hélice. Alors que dans le cas de l'open rotor, je pense qu'une grosse partie de l'énergie du flux chaud est conservée même après avoir fait tourner l'hélice, qui n'est là qu'en "appoint" du flux chaud.

Dans le turbo prop il n'y a pas une bonne partie de l'énergie perdue dans la boite de transfert ?

Je pense un peu comme Bensky, l'un des gros avantages de l'open rotor est de se passer de boite de transmission et ainsi d'éviter les pertes d'énergie. On avait questionné quelqu'un de Snecma/CFM au sujet de leur Leap X/ Open Rotor avec mes camarades de prom' le gars n'avait répondu que par des âneries commerciales. Si quelqu'un peut m'eclairer, je suis preneur !

Aru

Je ne suis pas spécialiste mais je crois que la principale différence entre l'open rotor et le turboprop est la vitesse de rotation des hélices qui sont largement supersoniques dans le premier cas et optimisées pour ca.
Le problème des turboprop est qu'on est vite limité par la vitesse de rotation en bout de pale qui atteint assez vite la vitesse du son, d'où l'augmentation du nombre de pales comme sur l'a400m.

Pour l'open rotor je ne crois pas que le flux primaire participe plus que ca a la poussée, en tout cas pas plus que pour le turboprop ou le turboréacteur (c'est de l'ordre de 5 a 10% de la poussée).

Et effectivement le problème de perte de pale existe. Il y a aussi le système de pas variable qui n'est pas vraiment dans la compétence de base de ces motoristes.

Il ne faut pas oublier celui là le Nk-93 :

Question de néophyte : l'avantage du turboprop sur le réacteur ?
Pourquoi ce choix sur l'A400m ?

Papoula a écrit :Question de néophyte : l'avantage du turboprop sur le réacteur ?
Pourquoi ce choix sur l'A400m ?

en fait si tu regardes bien, tu verras que l'A-400m est tout simplement une sorte de version "améliorée" du C-17.

il me semble que ce denier aspire l'eau au décollage, n'apprécie pas tellement les terrains de brousaille pure et a une avionique relativement "vielle".

ce à quoi airbus a remédié en changeant entres autres tout le bloc moteur-ailes-cockpit.

tiens, tes photos me font remarquer un truc Aymi
ils ont pas mis de Winglets sur le A400M

335th_Aymi a écrit :en fait si tu regardes bien, tu verras que l'A-400m est tout simplement une sorte de version "améliorée" du C-17.

il me semble que ce denier aspire l'eau au décollage, n'apprécie pas tellement les terrains de brousaille pure et a une avionique relativement "vielle".

ce à quoi airbus a remédié en changeant entres autres tout le bloc moteur-ailes-cockpit.

C'est un peu réducteur tu crois pas ?

La seule ressemblance physique entre A-400M et C-17, c'est le bloc de queue...

Enfin ça me fait marrer, "changer le bloc moteur-ailes-cockpit"... autrement dit changer tout l'avion quoi