J. VILLEY. - LE PROBLÈME DU MOTEUR D'AVIATION 



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sécurité de fonctionnement indispensables. Les , 

 efforts qui sont poursuivis en vue de le résoudre 

 permettent toutefois d'espérer qu'on arrivera à 

 des solutions satisfaisantes. 



111, — Caractéristiques de construction 



Avec les procédés et accessoires dont il a été 

 question au chapitre précédent, on pourrait donc 

 réaliser (limitation, suralimentation, etc.), et 

 utiliser (hélices réglables! des moteurs spéciaux 

 d'aviation capables de fournir, entre deux limi- 

 tes plus ou moins éloignées d'altitude, toute la 

 puissance pour laquelle ils ont été construits. 



Une question fondamentale se pose alors : 

 Ces moteurs peuvent devenir, surtout si l'on en- 

 visage les altitudes d'utilisation très élevées dont 

 on a beaucoup parlé depuis quelques années, 

 fort différents des moteurs d'automobiles qui ont 

 jusqu'ici servi de point de départ pour les adap- 

 tations. Si l'on fait volontairement abstraction 

 de toutes les habitudes imposées par l'évolution 

 de fait que les moteurs actuels ont ainsi subie, 

 ou pourra chercherquelles formules de construc- 

 tion paraissent a priori les mieux adaptées au 

 problème nouveau ainsi envisagé en soi. 



Les trois caractéristiques essentielles du mo- 

 teur sont : la vitesse de rotation N, la densité de 

 remplissage dz, qu'on peut définir aussi bien 

 (comme nous l'avons vu plus haut) par l'altitude 

 de construction Z, et le coelïicient volumétrique 

 de compression p. 



La limitation de la vitesse de rotation N, liée 

 surtout aux efforts d'inertie des pièces en mou- 

 vement, dépend de considérations mécaniques 

 qui laissent assez peu de marge pour un choix 

 arbitraire. Toutefois les caractéristiques ther- 

 modynamiques (qui en comportent beaucoup 

 plus) peuvent réagir de deux manières sur la 

 vitesse maximum de rotation admissible : lors- 

 que leur choix conduit à augmenter la masse de 

 pièces en mouvement alternatif, ou lorsqu'il en- 

 traîne des échanges thermiques avec les parois 

 assez intenses pour nécessiter une réduction de 

 la fréquence des cycles. Il y aura donc là des 

 considérations à ajouter encore aux facteurs déjà 

 extrêmement complexes qui interviennent dans 

 le choix, des caractéristiques thermodynamiques 

 proprement dites. 



Ces caractéristiques thermodynamiques sont 

 essentiellement l'altitude de construction Z, et 

 le coefiicient de compression <i ; leurs choix ne 

 sont d'ailleurs pas indépendants, mais réagis- 

 sent au premier chef l'un sur l'autre comme il 

 est à prévoir et comme on le verra plus en détail 

 ci-dessous. La complexité des facteurs d'action 

 est telle qu'il serait déraisonnable de prétendre 



donner a /<;7'o// la solution adaptée à chaque cas; 

 la première chose à entreprendre est de distin- 

 guer et de classer ces fadeurs en vue de fournir 

 un point de départ pour une étude expérimen- 

 tale méthodique du problème. 



11 est inutile d'insister sur le fait que la den- 

 sité de remplissage réalisée spontanément au 

 niveau de la mer n'a aucune raison a prinri 

 d'être la plus avantageuse pour le moteur d'avia- 

 tion dont nous envisageons l'étude. Le choix de 

 l'allilude de construction Z se présente donc 

 comme arbitraire dans de larges limites, les 

 valeurs négatives devant même ètie prises en 

 considération comme.on l'a indiqué plus haut. 



Pour rechercher des directives dans ce choix, 

 il faut d'abord bien définir le but poursuivi, 

 c'est-à-dire fixer l'altitude maximum d'utilisa- 

 tion normale L oii l'on se propose de faire tra- 

 vailler le moteur à la puissance pour laquelle il 

 est construit. Pour certaines applications spé- 

 ciales, telles que l'emploi sur les avions militai- 

 res de chasse, la considération de l'altitude 

 d'utilisation normale se trouve primée par celle 

 de l'altitude la plus élevée K jus<iu'où le moteur 

 sera capable d'élever exceptionnellement l'avion : 

 Nous laisserons de côté cet aspect spécial de 

 la question pour considérer seulement le cas de 

 l'avion de transport, où la donnée intéressante 

 est L. 



Si Z est l'altitnde de construction du moteur, 

 on appellera altitudes d'adaptation toutes les 

 altitudes z pour lesquelles les accessoires qui 

 lui sont annexés permettent de lui maintenir 

 le même remplissage que dans l'aspiration libre 

 à Z. Pour 3 <; Z ce résultat suppose l'interven- 

 tion d'un limiteur d'admission, et pour z > Z 

 celle d'un dispositif de suralimentation. Les 

 altitudes d'adaptation z pour lesquelles ce 

 résultat sera effectivement réalisé seront com- 

 prises entre deux limites h (inférieure) et H (su- 

 périeure) ; et l'on a nécessairement h i^Z^ H. 



La première condition à écrire, c'est que le 

 moteur donne la puissance pour laquelle il est 

 calculé aux altitudes d'utilisation normale, et 

 en particulier à l'altitude maximum d'utilisation 

 normale L ; cela comporte la condition h ^ L 

 ;^ M ; d'ailleurs tout accroissement delà limite 

 maximum d'adaptation 11 (du moins au-dessus 

 des altitudes d'utilisation L très élevées qu'on 

 envisage actuellement) représente en fait une 

 diminution de puissance massique du moteur ; 

 oril'n'est pas utile qu'elle dépasse la valeur L: 

 on pourra donc se contenter de réaliser H = L. 

 D'autre part, il faut que l'avion puisse évoluer à 

 toutes les altitudes inférieures à L jdepuis le sol ; 

 or il ne saurait être question de tolérer, même 



