Système propulsif du SmartFish

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1 Sous-Projet N C Système propulsif du SmartFish Membres du groupe : Serge Darbellay, Fabrice Guignet, Olivier Pacot, Anthony Servonet, Claudia Täschler Laboratoire : LENI Assistant : Jonathan Demierre Enseignants: D. Favrat et F. Maréchal Résumé : En partant des études effectuées au cours des semestres précédents, le groupe d étudiants s est occupé : - de sélectionner un système propulsif répondant aux exigences du cahier des charges - de choisir l énergie possédant les meilleures perspectives - d intégrer tous les composants de ce système propulsif dans la cellule du SmartFish - d étudier les phases typiques d un vol de SmartFish Mots clefs : Propulsion, thermodynamique, poussée, turbine, tuyère

2 Table des matières 1. Liste des tables Liste des figures Résumé exécutif Partie centrale Calcul de la poussée Cahier des charges initial Démarche Schéma explicatif Calcul des poussées Choix et introduction du système propulsif Propulsion électrique ou turboréacteur Démarreur au kérosène Le carburant : kérosène ou éthanol? Etude des phases de vols Objectif Approche Travaux exécutés Résultats atteints/non-atteints : Recommandations pour les travaux futurs : Conclusions : Introduction de la turbine dans le SmartFish Fixation de la turbine Fixation de la tuyère Introduction d une grille anti-poussière Introduction du réservoir Problèmes rencontrées Conclusion Bibliographie Ouvrage : Rapport : Catalogues/Modes d emploi : Sites internet: Annexe Enoncé du sous projet Liste des fichiers Système propulsifs Polaires utilisées pour l évaluation des performances Turbine électrique Catalogue des turboréacteurs existants Détail de la turbine JetCat P60 et de la tuyère Comparaison Kérosène/Ethanol Budget Cahier des charges Cahier des charges initial Dernière mise à jour du cahier des charges Schéma d interaction Planification Diagramme de Gantt initial Diagramme de Gantt final Travail de groupe

3 1. Liste des tables Tableau 1 : Avantage/désavantage d un démarreur au kérosène Tableau 2 : Autonomie en fonction du carburant embarqué Tableau 3 : Autonomie en fonction de la masse à vide Tableau 4 : Sensibilité de l autonomie et du temps de vol en fonction du régime Tableau 5 : Sensibilité de l autonomie et du temps de vol en fonction du régime 2. Liste des figures Figure 1 : Equilibre des forces sur l avion Figure 2 : Vitesse vs Gamma Figure 3 : Profil de vitesse Figure 4 : Autonomie en fonction du carburant embarqué Figure 5 : Autonomie en fonction de la masse à vide Figure 6 : Distance et temps de vol en fonction de l injection Figure 7 : Autonomie en fonction du carburant embarqué 2

4 3. Résumé exécutif La mission de notre groupe était de permettre la propulsion du SmartFish Nous devions, entre autre, choisir le mode de propulsion, l intégrer dans la cellule ou encore modéliser les différentes phases d un vol. La première phase a consisté à prendre en compte toutes les possibilités offertes par l industrie dans ce domaine. La confrontation entre turbine électrique avec batteries et turboréacteur avec kérosène a vu la victoire du turboréacteur pour plusieurs raisons. Tout d abord, la vitesse d éjection de l air avec une turbine électrique n était pas suffisante pour atteindre les vitesses requises. Deuxièmement, la variation de masse due à la combustion de kérosène permettant une accélération au cours du vol a achevée la solution électrique. En parallèle, une partie du groupe, en collaboration étroite avec le groupe du nouveau turboréacteur, s est occupée de calculer la poussée permettant d atteindre les vitesses imposées par le cahier des charges, à savoir une vitesse en palier de 300 km/h et une vitesse verticale de 17 m/s. Ces deux études ont permis de porter un choix sur le turboréacteur P60 (60N de poussée statique) de JetCat, nous laissant une marge confortable par rapport aux caractéristiques requises. La deuxième phase de travail comportait à nouveau deux tâches réalisables en parallèle. D une part, réussir à intégrer la turbine choisie dans la cellule du SmartFish et d autre part de modéliser différentes phases types de vol. L intégration a engendré différents problèmes tels que l échauffement de la structure et de la cellule, de l emplacement du centre de gravité, ainsi que le passage de la tuyère dans la queue du SmartFish. Les solutions choisies ont été de prendre la tuyère disponible chez le fabriquant de la turbine, évitant ainsi (par une tuyère convergente) de devoir effectuer un nouveau bilan thermodynamique de la turbine, étant donné que certaines données nous étaient inconnues. Une couche d isolation a été placée sur les parties sensibles de la tuyère, en particulier celles proches de la cellule et des tiges de commandes des ailerons. La tuyère se termine par un cône, dans lequel se place la turbine avec un certain jeu permettant l entrée d air froid destinée à empêcher une augmentation trop importante de la température. L étude des phases de vol, elle, a permis de se faire une idée du comportement du SmartFish en vol. Le programme effectué sur Matlab en prenant pour base le code qui avait servi à calculer la poussée nécessaire. Le code nécessite de connaître le plan de vol, c est-à-dire la distance totale à vol d oiseau ainsi que les angles de montée et de descente. De plus, la masse à vide et la quantité de carburant sont également requises. Une fois les calculs exécutés, nous obtenons le temps de vol ainsi que la quantité de carburant utilisée durant le vol. Les résultats obtenus sont les suivants : - les résultats pour la poussée exigée paraissent corrects - le choix de la turbine paraît cohérents par rapport aux exigences et au poids final de l avion - Il subsiste un problème de centre de gravité, mais autrement, l intégration des composants en tenant compte des autres groupes est concluante - le programme de modélisation donne de bonnes bases, sans pour autant être fiable sans confirmation expérimentale. En résumé, le SmartFish est capable de voler et de répondre aux attentes du cahier des charges grâce à la turbine choisie, mais il ne nous est pas possible de prédire avec exactitude, quelles seront ses réactions en vol, cependant, nous sommes capables d estimer dans les grandes lignes, les paramètres prépondérants tels que le carburant nécessaire et le temps de vol 3

5 4. Partie centrale 4.1. Calcul de la poussée Cahier des charges initial Vitesse à atteindre : 300 km/h Vitesse ascensionnelle : 17 m/s Altitude de croisière : 500 m Poids total : 7 kg Poids motorisation : 3.5 kg Démarche En vue de remplir le CDC, nous avons dû calculer la poussée nécessaire pour atteindre une vitesse horizontale de 300 km/h et celle nécessaire pour atteindre 17 m/s, la plus restrictive (la plus grande) étant utilisée pour dimensionner la turbine. Nous nous sommes basés sur les calculs de C x et C z (coefficients de trainée et portance) existants (mesurée par Burri Frédéric lors d essais en soufflerie (cf. annexe 6.3.1) pour effectuer nos calculs de poussée. Dans un premier temps, nous nous sommes intéressés à la poussée en vol horizontal. Pour cela, nous avons fixé la vitesse max à 300 km/h afin d obtenir, en réalisant l équilibre des forces sur l avion, le C z correspondant. En faisant une interpolation du C z et du C x en fonction de α (angle d incidence), nous obtenons une relation liant le coefficient de trainée au coefficient de portance. Avec le C x correspondant au C z calculé, nous pouvons obtenir la force de poussée nécessaire. Pour le calcul de la poussée r le calcul de la poussée nécessaire lors de l ascension, nous avons procédé différemment. Nous avons réalisé un programme sous Matlab permettant, pour une poussée donnée, d établir un graphique représentant la vitesse horizontale et verticale en fonction de γ (angle entre l horizon et le vecteur vitesse). Cet outil nous permet de vérifier si, pour une poussée donnée, nous atteignons la vitesse ascensionnelle désirée. 4

6 Schéma explicatif P F T γ α v F : poussée Figure 1 : Equilibre des forces sur l avion T : traînée P : portance mg : poids v : vecteur vitesse α : angle d incidence, d attaque ou de tangage γ : angle de montée (entre la vitesse et l horizontale) La force de portance, perpendiculaire à la vitesse v et la force de traînée parallèle à la vitesse sont données respectivement par les expressions mg P = ½ ρ v 2 S C z T = ½ ρ v 2 S C x Calcul des poussées En vol horizontal : On impose donc la vitesse à 300 km/h (soit 83,333 m/s). En utilisant la relation : m*g = 0,5*ρ*S*v 2 *C z (α) On détermine la valeur de C z (α) qui vaut ce qui correspond à un α de A partir de la polaire, reliant les deux coefficients, on obtient le coefficient de trainée C x. Ce dernier vaut La deuxième relation, qui est l équilibre entre la force de poussée et de trainée nous permet de déterminer la force de poussée nécessaire. Cette relation est : F*cos(α) = 0,5*ρ*S*v 2 *C x (α) La force correspondant aux valeurs calculées est de N. 5

7 En vol ascensionnel : Pour déterminer la poussée nécessaire pour l obtention d une vitesse ascensionnelle, nous avons procédé différemment : 1) On fixe la poussée 2) On fixe la valeur de γ 3) On calcule la valeur de α annulant la fonction f alpha (donnée ci-dessous) par dichotomie 4) On regroupe les valeurs dans un tableau 5) Calcul des coefficients pour les différentes valeurs de α 6) Avec ces données on obtient la norme de la vitesse 7) En projetant la vitesse on obtient la vitesse horizontale et verticale L idée de ce code, est de vérifier si pour une poussée donnée on obtient la vitesse de montée requise par le CDC. Nous avons commencé par projeter les équations régissant l équilibre de portance et de traînée sur le vecteur vitesse. Ces deux équations faisant intervenir la norme de la vitesse au carrée, nous obtenons, en regroupant las deux relations précédentes, une fonction ne dépendant plus que des angles γ et α. Soit : f alpha =C z (F*cos(α)-m*g*sin(γ))-(m*g*cos(γ)-F*sin(α))C x = 0 L étape suivante, consiste à varier la valeur de γ entre 0 et 24, par pas de 0.1, et de calculer par dichotomie la valeur de α annulant la relation ci-dessus. En enregistrant les 240 résultats, nous pouvons calculer les coefficients α correspondant ainsi que la norme de la vitesse. En projetant la norme obtenue, nous pouvons vérifier si la vitesse verticale dépasse les 17 m/s. Figure 2 : Vitesse vs Gamma 6

8 Le graphe ci-dessus donne les différentes vitesses (verticale, horizontale et totale) pour une poussée dynamique de 35 N. On s aperçoit que cette poussée permet de remplir le cahier des charges. Cependant, les fournisseurs donnent une poussée statique. La formule suivante permet de calculer la poussée statique correspondant à 35 N à 300 km/h : F = D ( v v ) dyn eject avion Nous obtenons une poussée statique d environ 43 N, ce qui nous permettra de dimensionner la turbine. Il faut toutefois noter que les polaires utilisées ont fait l objet de nombreuses critiques quant à leur validité. De plus, nous avons obtenus les nouvelles polaires très tardivement, ce qui nous a empêché de corriger les erreurs rencontrées Choix et introduction du système propulsif Propulsion électrique ou turboréacteur Le premier pas a été d évaluer quelles étaient les possibilités de propulsion à disposition pour notre modèle. Notre choix s est arrêté sur deux variantes pour lesquelles les exigences du cahier des charges pouvaient être satisfaites : la propulsion par voie électrique, c est-à-dire un moteur électrique entrainant une hélice carénée, ou un turboréacteur de type turbojet. Le critère déterminant pour le choix du moteur était sa poussée. Nous nous sommes tout d abord basés sur les résultats du cahier des charges de l étude précédente qui prévoyait une poussée de 120N. Cependant, en refaisant les calculs, ces données ont été nettement revues à la baisse avec une poussée maximum nécessaire estimée à 43N (poussée nécessaire pour monter à 5000m en 5 min). Pour la propulsion électrique, il n existe qu un seul fournisseur qui propose des «turbines» assez puissantes pour notre application : Schübeler Jets. Ils fabriquent des combinaisons moteur-hélice dont la poussée statique est de 30 N (cf. Annexe 6.3.2). Il aurait donc fallu en prendre deux. Les moteurs électriques correspondants à cette puissance sont relativement petits et légers (cf. Annexe 6.3.2). Le seul encombrement notable étant le diamètre de l hélice. Par conséquent, une solution envisageable aurait été de mettre les deux moteurs en V (vu de dessus), un par prise d air. L avantage de cette solution résidait dans son poids minime ainsi que dans son prix très bas. Par contre ce système nécessitait un grand nombre (encombrement et charge) d accus pour atteindre l autonomie initialement requise, soit 30 minutes. De plus, après une analyse plus poussée, nous nous sommes rendu compte que la vitesse de propulsion de l air ne dépassait pas les 300km/h, conduisant à une poussé dynamique quasi nulle pour la vitesse requise. Ce résultat écarta définitivement la solution électrique. En ce qui concerne le turboréacteur la gamme de choix était plus vaste (cf. Annexe 6.3.3). Malgré un poids de turbine supérieur aux moteurs électriques, le turboréacteur était plus à même de répondre à nos exigences de poussée (de 30N à 230N) et de vitesse (vitesse d éjection de plus de 1400km/h). De plus, un argument de poids a été la diminution de masse du SmartFish au cours du vol par consommation de son carburant, avantage inexistant avec des accus. Cet argument nous a paru important du fait que le SmartFish était à terme destiné à 7

9 battre des records de vitesse. Son seul désavantage résidait dans la quantité de carburant nécessaire à un vol de 30 min (3 à 5 kg en fonction des poussées nécessaires). Finalement, nous avons opté pour la turbine JetCat P60 avec un maximum de poussée de 63N (consommation maximale de 190 ml/min) ce qui nous laisse une marge suffisante. Il faut également noter que le modèle P60 est le plus petit de la gamme JetCat. Ce réacteur a les propriétés de poids et de dimensions qui nous conviennent le mieux. En effet, le diamètre d une turbine de 80N (et plus) est bien supérieur à celui d une 60N ce qui aurait posé des problèmes d intégration dans la cellule. Le poids est un autre argument favorable. La fiche technique de cette turbine se trouve dans l annexe Le poids de la P60 étant bien inférieur au poids maximum accordé par le CDC, nous avons pu augmenter la capacité des réservoirs et ainsi augmenter l autonomie. Le problème d autonomie s est finalement résolu car le temps de vol requis s est vu réduit à 10 min dans la suite du projet Démarreur au kérosène Une fois la turbine P60 choisie nous nous sommes penchés sur les options proposées par le fabriquant. L une d elle offrait la possibilité d introduire un démarrage au kérosène en lieu et place du démarrage au gaz habituel. Les avantages et désavantages sont notés dans le tableau suivant. Ils sont basés sur des discussions avec M Schillumeit qui a l expérience des deux systèmes de démarrage. Tableau 1 : Avantage/désavantage d un démarreur au kérozène Avantages Désavantages Démarrage entièrement automatique Majoration du prix de 150 Є. Pas de raccord supplémentaire pour l alimentation en gaz C est un système nouveau qui manque encore de fiabilité Une possibilité, pour le démarrage au gaz, est de laisser un raccord accessible par la trappe du train d atterrissage arrière qui servira à raccorder une bouteille de gaz pour le démarrage au sol. Une réserve de gaz embarquée, même si elle est réduite (de la taille d un briquet environ), représente un certain danger d explosion en cas de crash ainsi qu un poids supplémentaire inutile. En effet, il n est pas envisageable de redémarrer la turbine en vol en cas de défaillance Le carburant : kérosène ou éthanol? En principe, rien n aurait empêché l utilisation d éthanol comme carburant. En effet, ces deux carburants ont beaucoup de propriétés physiques en commun (notamment la même masse volumique). L éthanol est d ailleurs employé à 85% dans l essence au Brésil. La principale différence, et non des moindres, concerne le pouvoir énergétique : celui de l éthanol est bien inférieur de celui du kérosène. Concrètement, le volume embarqué aurait dû être presque doublé pour la même autonomie. La masse étant certainement le critère le plus important, nous avons donc décidé de ne pas utiliser de l éthanol pour le SmartFish. Un tableau avec les propriétés du kérosène et de l éthanol se trouve dans l annexe

10 4.3. Etude des phases de vols Objectif L objectif de ce travail était de modéliser quelques phases typiques d un vol du SmartFish, à savoir, une phase ascendante, un vol en palier et une descente. Dans cette étude, nous devions tenir compte de : - la variation de la masse totale - la variation de la poussée dynamique par rapport à la vitesse de l avion Nous cherchions à déterminer les aspects suivants : - la sensibilité de l autonomie par rapport à la quantité de carburant embarquée - la sensibilité de l autonomie par rapport à la masse à vide de l avion - la sensibilité de l autonomie et du temps de vol par rapport au régime de la turbine Approche Nous avons modélisé une commande d injection allant de 0 à 1, schématisant l injection de carburant dans la turbine. La commande 0 correspondant au régime minimum (50'000 rpm) et 1 au régime maximal (165'000 rpm). L autre entrée du programme est le plan de vol souhaité. Le plan de vol proposé comporte une partie ascendante, un vol en palier et la descente. Les paramètres à entrer sont : l angle de montée, l angle de descente et la distance au sol totale à parcourir. Les sorties étant le graphe de vitesses (horizontale, verticale et totale), la durée du vol, la quantité de carburant consommée. Les hypothèses faites sont les suivantes : - pas de perturbations extérieures - pas d influence de l inertie de l avion lors des changements de directions - le décollage et l atterrissage ne sont pas pris en compte - température et densité d air constantes en fonction de l altitude - transition discontinue entre les différentes phases de vol - régime de la turbine constant durant tout le vol - le débit massique en fonction de la poussée est considéré comme linéaire (information du constructeur) - la consommation en fonction de la poussée est linéaire (information du constructeur) La caractéristique débit/régime de la turbine choisie n étant pas disponible, nous l avons estimée à partir de la caractéristique d une turbine DC80 Cagnon testée au LENI 9

11 Travaux exécutés Etude de la vitesse lors des différentes phases de vol Paramètres : Masse à vide : 7 kg Quantité de carburant : 1.25 l Angle de montée (descente) : 15 (-15 ) Distance totale : 40 km Injection : 1 Figure 3 : Profil de vitesse La figure 3 illustre les différentes vitesses (verticale, horizontale et totale) au cours du vol pour un plan de vol donné. Sensibilité de l autonomie par rapport à la quantité de carburant embarquée Q_carbu [l] D_tot [km] 0,5 17 angle montée [ ] 10 0,75 26 angle descente [ ] ,25 43 masse à vide [kg] 7 1,5 52 injection 0,8 1, , ,5 88 2,75 97 Tableau 2 : Autonomie en fonction du carburant embarqué 10

12 Autonomie Distance max [km] ,5 0,75 1 1,25 1,5 1,75 2 2,25 2,5 2,75 Quantité de carburant [l] Figure 4 : Autonomie en fonction du carburant embarqué Comme nous pouvons le voir sur le graphe ci-dessus, la distance maximale que l avion peut parcourir, pour un plan de vol donné, un régime donné et une masse à vide fixée, varie linéairement avec la quantité de carburant embarquée. Sensibilité de l autonomie par rapport à la masse à vide de l avion m [kg] D_tot [km] 5 35,1 angle montée [ ] 6 5,5 35,2 angle descente [ ] ,1 6,5 35,2 q_carbu [l] ,1 injection 0,8 7,5 35,2 8 35,1 8,5 35, ,95 9, ,95 10,5 34,85 Tableau 3 : Autonomie en fonction de la masse à vide 11

13 35,3 35,2 Distance max [km] 35, ,9 34,8 34,7 34,6 5 5,5 6 6,5 7 7,5 8 8,5 9 9, ,5 Masse [kg] Figure 5 : Autonomie en fonction de la masse à vide Les oscillations pour les masses comprises entre 5 et 7.5 kg semblent pouvoir être attribuées à un pas d itération trop important. Cependant, en faisant abstraction de cette erreur, la masse semble ne pas jouer de rôle important jusqu à 8 kg. Au-delà, la masse induit une diminution de la distance que l avion peut parcourir. Cependant, cette diminution semble très faible. Etant donné que la masse influence de manière peu significative la distance maximale, il est dès lors logique que la relation autonomie/quantité de carburant embarquée soit linéaire. La validité des résultats précédents est alors remise en question. Sensibilité de l autonomie et du temps de vol par rapport au régime de la turbine Nous avons effectué deux mesures en faisant varier uniquement les angles de montée et de descente. injection D_tot [km] Temps [min] Temps [s] 0,55 34,3 7, ,002 angle montée [ ] 2 0,6 34,55 7, ,998 angle descente [ ] -2 0,65 34,75 6, ,998 0,7 34,9 6, ,002 q_carbu [l] 1 0,75 35,1 6, ,002 masse à vide [kg] 7 0,8 35,3 6, ,998 0,85 35,4 5, ,002 0,9 35,5 5, ,002 0,95 35,62 5, , ,75 5, ,998 Tableau 4 : Sensibilité de l autonomie et du temps de vol en fonction du régime 12

14 Distance max [km] 35, ,5 34 Temps de vol [s] ,5 0,55 0,6 0,65 0,7 0,75 0,8 0,85 0,9 0, ,55 0,6 0,65 0,7 0,75 0,8 0,85 0,9 0,95 1 Injection Injection Figure 6 : Distance et temps de vol en fonction de l injection Pour un autre plan de vol : injection D_tot [km] Temps [min] Temps [s] 0,6 34,4 7,2 432 angle montée [ ] 5 0,65 34,6 6,9 414 angle descente [ ] -5 0,7 34,85 6, ,002 0, , ,002 q_carbu [l] 1 0,8 35,2 6, ,998 masse à vide [kg] 7 0,85 35,4 5, ,002 0,9 35,5 5, ,002 0,95 35,62 5, , ,62 5, Tableau 5 : Sensibilité de l autonomie et du temps de vol en fonction du régime 35, ,6 450 Distance max [km] 35,4 35, ,8 34,6 34,4 34,2 Temps de vol [s] , ,6 0,6 0,65 0,7 0,75 0,8 0,85 0,9 0, ,6 0,65 0,7 0,75 0,8 0,85 0,9 0,95 1 Injection Injection Figure 7 : Autonomie en fonction du carburant embarqué 13

15 Une première observation des graphiques avec des angles de 2 et -2 pourrait conduire à une relation linéaire entre la distance maximale et l injection, cependant, pour des valeurs d angles supérieures, on s éloigne de cette linéarité. Nous avons affiné la recherche entre une injection de 0.85 et 1 pour des angles encore plus élevés (jusqu à 15 ) pour vérifier s il pouvait être rentable au niveau de la distance maximale de voler avec une injection inférieure à 1. Notre étude a révélé que le maximum est toujours atteint à pleine poussée Résultats atteints/non-atteints : Le programme réalisé fonctionne avec la polaire mesurée par Burri Frédéric lors d essais en soufflerie (c.f annexe 6.3.1). Cependant, il ne semble pas fonctionner avec la polaire calculée par le groupe en fin de projet. En effet, nous avons un problème avec la méthode de dichotomie qui n est pas capable de déduire les angles α pour des angles γ donnés. Malgré nos essais, nous n avons pas réussi à résoudre ce problème. Notre programme offre des résultats plausibles mais dont il faut vérifier la validité car le modèle semble douteux sur plusieurs points Recommandations pour les travaux futurs : - Chercher à faire fonctionner le programme avec la nouvelle polaire - Remettre en question la validité de cette polaire - Inclure une injection différente selon les différentes phases de vol - Affiner le pas de temps - Valider la relation masse/distance maximale - Valider les interpolations faites à partir des courbes du DC80 Cagnon - Affiner le programme pour réduire le nombre de simplifications effectuées (hypothèses) - Prendre en compte la consommation du décollage et de l atterrissage - Inclure une quantité de carburant de réserve qui ne sera pas exploitée - Utiliser une méthode demandant moins d itérations que la dichotomie Conclusions : Le programme réalisé offre une bonne base pour l estimation de la consommation et de la durée de vol. Même si ces informations ne seront pas d une grande utilité pour le projet SmartFish 2006, elles permettent de se faire une idée du potentiel aérodynamique du SmartFish. Cependant, les hypothèses se révèlent un peu trop simplistes pour utiliser les résultats fournis sans validation expérimentale. Après optimisation, ce programme trouvera de nombreuses applications, comme dans le cadre du transport d organes. 14

16 4.4. Introduction de la turbine dans le SmartFish Un de nos objectifs était d introduire la turbine à l intérieur de l avion. La première chose à faire une fois que le choix de la turbine a été entériné a été de dimensionner une tuyère pour les gaz d échappement. En effet, ceux ci sortent de la turbine à une température supérieure à 600 C et il est donc impensable de na pas les canaliser. Après plusieurs discussions avec M.Schillumeit et l entreprise JetCat, nous avons appris que le diamètre de tuyère minimum pour une turbine P60 était de 65mm. Ce qui était un peu embêtant car la queue du SmartFish était plus étroite Fixation de la turbine Dans les accessoires qui sont fournis avec la turbine, il figure aussi un collier pour fixer la turbine. Celui-ci doit être fixe sur un support rigide. Le collier sera fixé sur des renforts parallèles à la turbine Fixation de la tuyère Pour connaître les dimensions minimales de la tuyère, nous avons contacté l entreprise Jet- Tech. Les plans de la tuyère figurent dans l annexe Il n est pas nécessaire que la tuyère soit fixée de façon très rigide. Il suffit de mettre une bride en avant de la tuyère, l arrière étant coincé dans le moule. En fixant la bride sur les mêmes renforts que la turbine on assure la concentricité. Comme les gaz d échappement sont très chauds, il y a un transfert de chaleur qui se fait à travers la tuyère. En montant un matelas isolant de chez Jet-Tech autour de la tuyère, nous diminuons la température à l extérieur de la tuyère. Il semble que l intégration de la tuyère soit en conflit avec les servomoteurs et la méthode de fixation sera alors à revoir Introduction d une grille anti-poussière S il y a des corps étrangers qui pénètrent dans la turbine, celle-ci sera coupée. Pour éviter cela, une grille anti-poussière proposée par JetCat devrait être montée Introduction du réservoir Ils existent plusieurs possibilités pour concevoir un réservoir. La première décision à prendre était de savoir si on prend un réservoir souple ou rigide. Cette décision dépendait principalement de la place libre à disposition dans le SmartFish. Les réservoirs souples sont des poches en plastique similaires à celles utilisées pour le transport du sang. Leur principal avantage est leur capacité à s adapter à diverses formes en fonction de la place dont on dispose. De plus, il n y pas de risque de formation de bulles d air à l intérieur. Mais ils ne sont pas conçus pour transporter du kérosène et il faut donc les changer tous les 6 mois car ils deviennent rapidement poreux. Etant donné les probables difficultés d accès, nous avons préféré opter pour un réservoir rigide. Pour un tel réservoir, il faut prévoir un petit réservoir supplémentaire que l on appelle une nourrice et dont le but est d absorber les bulles d air qui pourraient se former dans le réservoir et les tuyaux et ainsi endommager la turbine. En accord avec le groupe cellule, pour rentabiliser la place à l intérieur du SmartFish, nous avons décidé de créer un réservoir 15

17 spécifique plutôt que d en acheter un cylindrique. Ainsi le réservoir aura une surface verticale égale à la boite qui contient le train d atterrissage arrière (soit 25 cm 2 ) et une profondeur de 8 cm ce qui nous donne un volume de 2 litres (il ne sera pas forcément nécessaire de remplir le réservoir entièrement). Ce réservoir sera divisé en deux par le renfort central et il faudra donc prévoir un raccord spécial pour que le carburant soit pompé également dans les deux parties. La fabrication de ce réservoir sera assurée par le groupe cellule en partenariat avec l entreprise Composite Design Problèmes rencontrées Au début du projet, nous n étions pas censés respecter une certaine distance de décollage mais seulement des vitesses de vol. Le groupe «décollage» devait calculer la distance nécessaire pour décoller en fonction de la poussée que nous avions choisie. Une fois cette distance connue, le groupe «logistique» devait trouver un aérodrome adéquat. Lors de la réunion de milieu de projet le 12 mai, le groupe «logistique» a été court-circuité et la distance a été imposé à 90m pour pouvoir décoller depuis la piste de l aéroclub d Aigle- Bex. Le groupe décollage nous a alors informés que 60N ne suffirait pas pour décoller sur une telle distance avec un poids annoncé à 10kg. Cela signifiait pour nous qu il fallait changer de turbine et opter pour une puissance supérieure à 80N. Ils existent plusieurs constructeurs qui fournissent des turbines avec les poussées souhaitées. Nous avons décidé de garder une JetCat pour les raisons suivantes : Il y avait déjà plusieurs groupes qui travaillaient sur les données de JetCat et on en avait déjà pris contact avec eux pour avoir certaines informations. Chez JetCat, le diamètre des turbines est identique pour les P80, P120 et P160 et il est supérieur de 30mm par rapport à une P60, ce qui posait tout de même quelques problèmes pour l intégrer dans le SmartFish. Un autre problème rencontré lors de l insertion d une P80 ou P120 était de poser la tuyère. Ces deux turbines demandaient un diamètre intérieur minimal de 85 mm. Vu que l on avait déjà des difficultés pour introduire une tuyère du diamètre 65 mm, augmenter la puissance ne nous arrangeait pas du tout. L argument majeur pour changer de puissance était la distance de décollage calculée par le groupe «décollage», or celle-ci ne changeait pratiquement pas avec 80N, par contre elle diminuait fortement avec 120 N. Le comité technique à donc décidé dans la semaine qui a suivi cette réunion d opter pour une tuyère P120. Finalement, la cellule a réussi à diminuer le poids du SmartFish et sa polaire ayant été recalculée, nous avons pu garder une P60. Un problème qui reste à résoudre mais qui sort de notre domaine de responsabilité est la tuyère qui est trop grande par rapport à la sortie du SmartFish. Le diamètre intérieur de 65 mm est impératif, sinon on aurait des problèmes de chaleur au niveau de la turbine Conclusion Les objectifs concernant l introduction de la turbine ont été atteints, mais il reste encore du travail en ce qui concerne la tuyère. Pour les travaux futurs, il faudra certainement trouver un nouveau système de fixation de la tuyère pour ne pas être en conflit avec les tringles du système de contrôle, et trouver un moyen de faire rentrer la faire rentrer dans la queue de l avion. Le plus simple serait de faire une nouvelle coque qui soit plus adapté à l introduction d un turboréacteur (entrée d air plus en avant, arrière plus large, etc ) que le modèle actuel qui a été conçue pour recevoir une turbine électrique. 16

18 5. Bibliographie 5.1. Ouvrage : HÜNECKE Klaus. Jet Engines Fundamentals of theory, design and operation. Airlife Rapport : RUIZ Gabriel et CALAME Diego. Challenge SmartFish, Elaboration du Cahier de Charges d un avion miniature aux performances record sur la base du SmartFish. Projet 7 ième semestre. Lausanne : EPFL-LICP(P.Xirouchakis), 2004/2005, 118p Catalogues/Modes d emploi : JetCat. Lieferprogramm [en ligne]. Disponible sur : < (consulté le ) JetCat. Bedienungsanleitung ECU V5.00 P 60/ P70/ P80/ P 120/ P 160/ P 200. [en ligne]. Disponible sur : < (consulté le ) JetCat. Bedienungsanleitung 6V Kerosin Startsystem. [en ligne]. Disponible sur: < (consulté le ) JetCat. Bedienungsanleitung GPS-Empfänger. [en ligne]. Disponible sur : < (consulté le ) JetCat. Fluggeschwindigkeitsmesser (Airspeed-Sensor). [en ligne]. Disponible sur : < (consulté le ) 5.4. Sites internet: Propulsion électrique : Schübeler. Schübeler-the futur of electric jets. Disponible sur: < (consulté le ). Insider-Modellbau. Insider-Modellbau. Disponible sur : < (consulté le ) Turboréacteurs : Sunshine. Sunshine Modell und Hobby GmbH. Disponible sur: < (consulté le ) JetCat. JetCat Germany. Disponible sur: < (consulté le ) 17

19 Wren Turbines Ltd. Wren Turbines Ltd. Disponible sur : < (consulté le ) Simjet. Welcome to SimJet. Disponible sur : < (consulté le ) TurboJet Technologies. TurboJet Technologies Welcome. Disponible sur : < (consulté le ) Behotec Turbines. Behotec Turbines Welcome. Disponible sur: < (consulté le ) Bennie v.d.goor. AMT Advanced Micro Turbines. Disponible sur : < (consulté le ) Ateliers CAGNON S.A. TURBO JET. Disponible sur : (consulté le ) Tuyère et réservoir : Franz Walti Ing. HTL. JET-TECH: Der Weg zum Modelljet. Disponible sur: < (consulté le ) 18

20 6. Annexe 6.1. Enoncé du sous projet 19