Une hélice d'avion transforme la puissance du moteur en poussée en rejetant de l'air vers l'arrière ; la concevoir, c'est choisir son diamètre, son nombre de pales, la forme de ses pales, ses profils et son pas pour que chaque section de pale travaille près de sa meilleure incidence. Nous parcourons ici ce que l'hélice est devenue après 1940 : pas variable, nombre de pales, profils, hélices contrarotatives, vibrations, dégivrage, turbopropulseur et hélices supersoniques. Chaque développement actuel ou futur s'inspire en partie de ce qui a déjà été essayé, et les limites atteintes par nos prédécesseurs nous disent où se trouvent celles que nous voudrions repousser.

Cette page prolonge deux autres : la brève histoire de l'évolution des hélices d'avion de 1920 à 1940, qui explique comment nous sommes arrivés à l'hélice moderne, et le didacticiel pour construire une hélice d'avion avec Heliciel. Nous nous appuyons largement sur le livre de Jean Grampaix cité dans la bibliographie des hélices, ailes et éoliennes, que nous avons reformulé et complété de quelques photos et de rappels de physique. Les chiffres historiques (puissances, masses, vitesses) viennent de cet ouvrage ; nous n'en ajoutons aucun, hormis des conversions d'unités.

Au sommaire :

• Évolution de l'hélice d'avion après 1940
• Adapter l'hélice d'avion aux grandes puissances
• Diamètre de l'hélice et vitesse en bout de pale
• Largeur et forme des pales d'hélice d'avion
• Profil de pale d'hélice : du Clark Y aux NACA 16
• Hélice à courbure variable (Hamilton)
• Nombre de pales d'une hélice d'avion
• Hélices contrarotatives : avantages et limites
• Vibrations de l'hélice : moteur, emplacement, déséquilibres
• Antigivrage et dégivrage de l'hélice
• Hélice de turbopropulseur : pas variable, réducteur, accouplement
• Hélice supersonique : où en est-on ?

1 : Évolution de l'hélice d'avion après 1940

Avant d'entrer dans le détail, posons un mot de vocabulaire. Le pas relatif d'une hélice est le rapport de son pas au diamètre. Comme une vis dans le bois, une hélice avance théoriquement d'un pas à chaque tour ; un pas relatif de 1,9 signifie donc qu'elle progresserait de 1,9 fois son diamètre à chaque tour si l'air ne cédait pas. Nous détaillons cette notion dans la page sur le pas géométrique et le pas effectif d'une hélice.

Les vitesses et les puissances des avions n'ont cessé de croître. L'hélice a-t-elle pu « absorber » ces nouvelles données ? Oui, et l'augmentation de vitesse l'a même favorisée : elle autorise de grands pas relatifs, qui atteignent 1,7 et même 1,9 sans que le diamètre ni la vitesse de rotation deviennent prohibitifs. Le pas relatif de 1,9 est retenu en particulier dans l'aviation commerciale, où l'on cherche d'abord l'économie en croisière.

L'hélice n'est d'ailleurs pas au sommet de ses possibilités. Si les avions allaient encore plus vite, la vitesse de rotation de l'hélice pourrait augmenter en proportion. Le diamètre diminuerait alors, donc le poids du propulseur, et avec lui celui du moteur et du train d'atterrissage. On s'oriente déjà vers des profils en lame de couteau pour les bouts de pale, afin de répondre aux effets de la compressibilité (l'air ne se comporte plus comme un fluide incompressible près de la vitesse du son).

L'accroissement des puissances, en revanche, posait un problème difficile : la masse de l'hélice augmente avec la puissance du moteur, et plus vite que la puissance et la masse du moteur elles-mêmes. L'hélice allait-elle trouver là sa limite ?

Deux moteurs d'un Super Constellation au décollage : à plein régime, les hélices ne sont plus qu'un disque flou, mais c'est ce disque qui transmet toute la puissance du moteur à l'air.

Plusieurs solutions ont été envisagées :

• Régulariser le couple du moteur, pour réduire d'autant les efforts périodiques que l'hélice doit absorber.
• Augmenter le nombre de pales, ce que permettent les grands pas relatifs. Plus le pas est grand, moins l'air est perturbé quand une pale arrive dans le sillage de la précédente, et moins les interactions entre pales se font sentir. La perte de rendement due au plus grand nombre de pales est alors plus que compensée par le grand pas relatif.
• Répartir la puissance totale de l'avion sur un plus grand nombre de moteurs.
• Employer des hélices contrarotatives, que nous retrouvons plus bas.

2 : Adapter l'hélice d'avion aux grandes puissances

Les grands quadrimoteurs construits à cette époque (Super-Constellation, DC-7, Superforteresses, Boeing) ont obligé les hélices à suivre la vitesse et la puissance de leurs moteurs. Il s'agit de moteurs à pistons de 3 500 ch, soit environ 2,6 MW (un cheval-vapeur vaut environ 0,735 kW). Cette puissance marque le terme de ce que le moteur alternatif savait fournir.

Une hélice devant son moteur à pistons en étoile : les cylindres sont visibles derrière le moyeu.

Sont venus ensuite les turbopropulseurs, aux performances encore plus élevées et aux caractéristiques de fonctionnement différentes. Une nouvelle gamme d'adaptations des hélices a suivi. Pour absorber les nouvelles puissances, les constructeurs d'hélices ont joué sur six paramètres :

• les diamètres ;
• les longueurs de pales ;
• les formes des pales, en plan et en profil ;
• le nombre de pales ;
• le nombre d'hélices sur un même arbre (système contrarotatif) ;
• la vitesse de rotation.

L'évolution de ces paramètres était elle-même liée aux matériaux, aux outillages, aux méthodes d'usinage, aux moyens de contrôle, ainsi qu'aux moyens d'essais au sol et en vol. Le schéma général d'adaptation du propulseur est le suivant.

Lorsque la puissance du moteur augmente, pour une hélice donnée, on peut par exemple augmenter le calage des pales (donc le pas) ou la surface des pales, soit par leur profondeur, soit par le diamètre. Cette voie a ses limites : l'une comme l'autre de ces modifications fait baisser le rendement, et la puissance nécessaire pour faire varier le pas devient prohibitive.

On peut choisir une autre solution, qui est une variante de l'accroissement de surface : augmenter le nombre de pales. Là aussi les limites apparaissent vite, avec l'interaction entre les pales et l'« épaississement » du moyeu. On aboutit à des compromis analogues quand il faut gagner en vitesse ou en altitude.

La fabrication impose elle aussi un compromis. Pour des raisons évidentes, il est intéressant d'alléger l'hélice, à résistance égale. Mais à titre d'ordre de grandeur, une hélice de 200 g par cheval rend de 7 000 à 8 000 heures de service, alors qu'une hélice de 150 g par cheval ne tient que 4 000 à 5 000 heures. L'allègement a donc un prix.

Sur un moteur à pistons, interposer un amortisseur (accouplement élastique) entre le moteur et l'hélice permet de réduire le poids de l'hélice de 25 à 30 %. Ce pourcentage est nettement plus faible avec un turbopropulseur. L'irrégularité du couple d'un moteur alternatif est en effet le facteur qui pèse le plus sur la solidité de l'hélice. Les hélices de cette époque encaissent une contrainte de traction, due à la force centrifuge, de l'ordre de 10 kg/mm² (environ 98 MPa), et travaillent avec un coefficient de sécurité de 4.

3 : Diamètre de l'hélice et vitesse en bout de pale

Les hautes vitesses n'effrayaient guère les constructeurs d'hélices. Ils avaient fait connaissance avec le transsonique (la zone proche de la vitesse du son) dans les années 1930-1935, avec les propulseurs des hydravions de la Coupe Schneider. Les spécialistes avaient établi à l'époque que les bouts de pale s'accommodent bien du transsonique à condition d'être très amincis et à bord d'attaque pointu. Les résultats leur ont donné raison : une hélice Ratier tournait à 345 m/s en bout de pale avec un rendement de 82 %. Cette vitesse est voisine de celle du son, qui vaut 340 m/s à 15 °C au niveau de la mer.

Hydravion de la Coupe Schneider : sa fine hélice bipale amenait déjà le bout de pale au voisinage de la vitesse du son.

Il reste un point à garder en tête. La vitesse totale en bout de pale est la résultante de deux vitesses : la vitesse circonférentielle (rayon × vitesse angulaire, ω·R) et la vitesse de translation de l'avion V. Elle s'écrit √((ω·R)² + V²). Quand l'avion accélère, le bout de pale accélère donc aussi, sans que le régime de rotation change. À partir d'un certain point, ce n'est plus seulement le bout de pale, mais l'hélice entière, qui risquait d'être supersonique. Le propulseur devait être remis sur le chantier.

Un diagramme apportait pourtant des apaisements. Il montrait les variations du coefficient de traînée d'un profil entre 900 et 1 600 km/h (soit 250 à 444 m/s). Mise à part une « pointe » entre 1 110 et 1 300 km/h, qui encadre la vitesse du son (environ 1 225 km/h dans les conditions citées), l'hélice s'accommoderait assez bien du supersonique. Le diamètre a évolué entre deux solutions opposées :

1. Une pale longue, très étroite, à bout très effilé. Le mauvais rendement en supersonique ne concerne alors qu'une faible surface, celle de ce bout de pale effilé.
2. Une pale courte, très large, à bout carré. Le bout de pale, à qui l'on demande un travail semblable à celui des autres sections, n'évolue pas dans les très hautes vitesses.

Dans le calcul d'une hélice, le choix de la vitesse de rotation fixe donc à la fois le rendement et la vitesse en bout de pale : les deux se règlent ensemble.

4 : Largeur et forme des pales d'hélice d'avion

La largeur des pales. À l'apparition des grandes puissances, il était tentant d'élargir les pales. On est passé sans peine de 7 à 8 % de la longueur de la pale à environ 10 %. En allant plus loin, les constructeurs se heurtaient à deux difficultés :

1. des décollements risquent de se produire. On peut y remédier avec des pales creuses qui aspirent la couche limite, la force centrifuge aidant à cette aspiration ;
2. une pale trop large demande des puissances trop élevées pour assurer la variation de pas.

La forme en plan. Un même moteur peut recevoir divers types d'hélices, toutes capables d'absorber sa puissance. Elles sont très différentes l'une de l'autre, par leurs pales tout au moins, selon que l'utilisateur veut privilégier le décollage, la vitesse de croisière ou l'économie, ou un compromis entre ces paramètres. Pour adapter au moteur un propulseur qui corresponde aux objectifs choisis, on joue donc sur la forme en plan des pales, leur profil, leur diamètre et leur largeur.

Pour faire face aux exigences nouvelles de l'après-1940, diverses formes de pales sont apparues, du cimeterre à la pale à bout carré. Le cimeterre vient d'une analogie aérodynamique avec l'aile en flèche. C'est le bout carré qui s'est imposé. Créé vers 1946 par Hamilton Standard, ce type d'hélice se reconnaît aussi à son profil, traité en profil laminaire : le maître-couple (l'épaisseur maximale) est reporté vers l'arrière et le bord d'attaque est très mince.

Hélices Hamilton Standard alignées en atelier : leurs pales larges et leurs moyeux massifs donnent une idée de l'échelle de ces machines.

De 1920 jusqu'à la propulsion par réaction, la forme des pales a beaucoup varié. À l'avènement de la turbine, l'hélice a dû s'adapter de nouveau, d'abord aux grandes puissances du moteur alternatif, ensuite à celles de la turbine, ce qui a donné des formes de pales très diverses. Lorsque des vitesses soniques sont apparues en bout de pale, les constructeurs ont aminci et effilé les profils à cet endroit, comme nous l'avons vu plus haut.

Quand la vitesse des avions a encore augmenté, ce remède n'a plus suffi. Deux réponses sont apparues :

• Hamilton a proposé une hélice large, à angles droits en bouts de pale. À l'inverse de la conception précédente, le bout de pale fait partie de la surface active, mais le diamètre diminue. La vitesse circonférentielle baisse, et le bord marginal de la pale sort de la zone sonique.
• Curtiss a transposé à l'hélice la conception des voilures en forte flèche, qui donnent les meilleurs résultats aux très hautes vitesses. Cela a donné l'hélice en cimeterre.

Des formes plus singulières ont été essayées, mais c'est finalement l'hélice à bouts carrés qui s'est imposée pour les grandes vitesses.

Une hélice à pales à bout carré, vue de face.

Les constructeurs ne se sont pas souciés uniquement de la forme des pales. Ils ont résolu en même temps de difficiles questions de résistance des matériaux, de commande des changements de pas et de fabrication. Deux exemples chiffrés montrent l'ampleur des progrès :

• l'hélice du DC-3, de 3 m de diamètre, pèse 170 kg et absorbe 1 200 ch (environ 0,88 MW) ;
• l'hélice du DC-6, de 4 m de diamètre, pèse 175 kg, absorbe 2 400 ch (environ 1,8 MW) et parcourt un secteur de variation de pas trois fois plus grand.

L'hélice du DC-6 transmet donc le double de puissance pour un poids pratiquement identique. Un autre exemple dit les dimensions atteintes. Curtiss-Wright a fait fonctionner aux États-Unis l'« Octoprop », destinée à un turbopropulseur de 15 000 ch (environ 11 MW), soit la puissance totale d'un Super-Constellation. Il s'agit de deux quadripales contrarotatives de 5,79 m de diamètre, avec mise en drapeau et réversibilité, à pales creuses en acier. Selon l'auteur, c'est la plus grande hélice d'avion jamais réalisée, restée à l'état de prototype. La plus grande hélice fabriquée en série est celle du B-36, de mêmes dimensions que l'Octoprop mais non montée en contrarotatif.

L'Octoprop (figure 63 de l'ouvrage cité) : deux quadripales contrarotatives, soit huit pales.

5 : Profil de pale d'hélice : du Clark Y aux NACA 16

Tant que la vitesse des avions ne dépassait pas 650 km/h (environ 181 m/s), les constructeurs utilisaient des profils comme le Clark Y. Entre 650 et 750 km/h, ils ont fait évoluer le Clark Y vers un profil aminci à partir de 85 % du rayon de la pale, l'épaisseur maximale se situant vers 40 % de la corde.

Le profil Clark Y tel que la base de profils d'Heliciel l'affiche : faible cambrure, intrados presque plat, épaisseur relative de 0,117, centre de portance à 36,6 % de la corde. (Capture d'une ancienne version de l'interface.)

Par la suite, la famille NACA 16 a été généralisée comme profil de base. Ces profils ont d'abord été assez « travaillés » : à double courbure, avec un intrados concave et un bord de fuite légèrement relevé, dans l'espoir d'un coefficient de portance élevé. Mais leur fabrication a soulevé de sérieuses difficultés. On est donc resté dans la famille NACA 16, en retenant des profils à faible coefficient de portance.

Les essais en vol ont montré que ces profils convenaient pour la vitesse en palier, mais se comportaient mal lorsque les grandes vitesses se conjuguaient aux grandes incidences, imposées par la montée. La montée a été améliorée en élargissant la pale sur toute sa longueur, sans affecter sensiblement la vitesse en palier. Les recherches ont abouti à des hélices minces sur toute la longueur de la pale, légères, et qui donnent de bons rendements dans les différentes configurations de vol. De ce point de vue, les hélices modernes ne posent plus de problème majeur.

Ces résultats étaient d'ailleurs déjà acquis depuis longtemps, avec des épaisseurs relatives (épaisseur divisée par la corde) de 5 à 5,5 % pour des vitesses de 700 à 800 km/h, et de 4,5 % pour 900 km/h.

Nous traitons le choix d'un profil, ses polaires et sa base de données dans la page sur la base de données de profils aérodynamiques et hydrodynamiques.

6 : Hélice à courbure variable (Hamilton)

Dans la période 1920-1940, les concepteurs ont étudié ce qui pouvait accroître le rendement de l'hélice. Sur le plan des réalisations, seule la variation de pas de l'hélice s'est imposée. Mais parmi les concepts figurait la courbure variable, et une réalisation de cet ordre a vu le jour chez Hamilton en 1960, les recherches sur les avions à décollage vertical ou court (VSTOL) n'étant pas étrangères à l'affaire.

Les hélices essayées chez Hamilton étaient des doublets à vitesse constante, comportant chacun 3 ou 4 pales. Il s'agissait en fait de deux hélices, chacune avec son moyeu, montées l'une derrière l'autre sur le même arbre. On voulait donner au propulseur l'équivalent de l'aile avec son volet de courbure. Une telle réalisation, relativement facile pour une aile, se complique extraordinairement pour une hélice à cause de sa grande vitesse de rotation. Jusque-là, toutes les solutions qui ajoutaient une structure supplémentaire sur l'hélice avaient échoué. Hamilton a donc abordé le problème différemment.

Dans son système, le fonctionnement de chaque hélice dépend de l'autre. Les pas varient différentiellement selon une loi qui lie la surface de l'hélice avant et celle de l'hélice arrière, en fonction de la configuration de vol : décollage, montée, croisière. Chaque doublet de pales constitue ainsi, aérodynamiquement, une surface unique à fente. Faire varier le calage d'une pale revient alors exactement à faire varier la courbure du doublet, comme on le fait avec une aile et son volet. Avec l'hélice classique, le choix du profil est un compromis entre les exigences du décollage et celles de la croisière. Avec l'hélice Hamilton, chaque doublet forme un profil adapté à chaque configuration.

D'une phase à l'autre, le fonctionnement est le suivant :

• Au décollage et en montée, chaque pale de l'hélice avant est à petit pas, et le pas de l'hélice arrière est plus grand. Au total, chaque doublet forme un profil unique à forte courbure, de bon rendement aux basses vitesses.
• À mesure que la vitesse de vol augmente, les pales avant se placent à un pas plus grand. L'ensemble fonctionne alors au grand pas, celui des vitesses élevées, la courbure diminue et le profil de chaque doublet devient un profil de grande vitesse.

Hamilton comptait sur les améliorations suivantes :

• appareils de grande autonomie (avions de lutte anti-sous-marine, par exemple) : autonomie améliorée de 20 % ;
• avions de transport à Mach 0,7-0,8 : autonomie accrue de 40 % et charge marchande accrue de 30 % ;
• avions à décollage vertical ou court : charge marchande accrue de 50 % ;
• d'une façon générale, longueur de piste diminuée de 15 %.

L'hélice Hamilton ne s'est pas généralisée. Elle pourrait encore apparaître sur des turbopropulseurs et leur donner une impulsion considérable. Quoi qu'il en soit, ce voyage autour de la formule montre les étonnantes possibilités de l'hélice, que celles-ci s'affirment dans un avenir proche ou plus lointain.

7 : Nombre de pales d'une hélice d'avion

L'expérience montre que le nombre maximal de pales sur un même moyeu ne doit pas dépasser quelques unités (l'auteur hésite entre 5, 6 et 7, et pose lui-même la question). S'il était plus élevé, le moyeu grossirait exagérément et exigerait un capotage, qui ferait perdre tout le bénéfice du faible maître-couple permis par la turbine. D'autres problèmes se poseraient aussi :

• l'interaction entre les pales de l'hélice elle-même ;
• l'alimentation correcte du compresseur du turbopropulseur, qu'un moyeu encombrant gênerait ;
• la baisse de la vitesse de rotation : pour une puissance donnée, augmenter le nombre de pales diminue le régime.

Le choix du nombre de pales reste donc un compromis entre le rendement, le bruit, le couple et l'encombrement du moyeu. Nous le traitons en détail dans la page nombre de pales d'une hélice : comment choisir.

8 : Hélices contrarotatives : avantages et limites

Pour plus d'informations, un didacticiel de conception d'hélice contrarotative avec Heliciel est disponible.

Les systèmes contrarotatifs sont le dernier stade de l'adaptation de l'hélice aux grandes puissances. Ils ont équipé le Bristol « Brabazon », le Saunders-Roe « Princess » et le Tupolev Tu-114.

Le Tupolev Tu-114 : chacun de ses quatre turbopropulseurs entraîne deux hélices contrarotatives, soit huit pales apparentes par moteur.

Deux formules existent : les hélices contrarotatives couplées et les non couplées. Dans le premier cas, les hélices sont liées à des turbines libres couplées. Dans le second, elles sont entraînées par des turbines à accouplement direct, chaque hélice ayant sa propre turbine.

Avec des moteurs à pistons, il faut retenir une réalisation ancienne : Ratier a installé sur le chasseur V.B. 10 (deux Hispano-Suiza 12 Z de 1 350 ch chacun, disposés en tandem) deux tripales coaxiales. Le changement de pas de l'hélice arrière était commandé par un moteur électrique fixe, celui de l'hélice avant par un moteur électrique tournant. Dans une variante, le changement de pas se faisait par deux moteurs électriques fixes. Le rendement maximal du système est atteint quand les deux hélices absorbent des couples égaux. Pour l'obtenir, il faut donner à l'hélice arrière un pas légèrement inférieur à celui de l'hélice avant.

Les avantages du système :

• suppression du couple de renversement et du couple gyroscopique, d'où une maniabilité accrue ;
• sillage redressé : l'énergie perdue à mettre en rotation le débit de fluide est récupérée par la seconde hélice ;
• diamètres plus petits ;
• meilleures performances de décollage et de montée, surtout aux fortes charges, avec une amélioration peu sensible de la vitesse de croisière ;
• avec des hélices non couplées, fonctionnement non dissymétrique en cas de panne de l'un des deux moteurs : une hélice est mise en drapeau, l'autre continue à tourner sans grande diminution de rendement.

L'autre face de l'inévitable compromis comporte deux inconvénients :

• une instabilité en direction, provoquée par l'effet de dérive du système, qu'on peut compenser en augmentant la surface du plan fixe vertical de l'avion ;
• une complexité plus grande.

9 : Vibrations de l'hélice : moteur, emplacement, déséquilibres

L'hélice est le siège de vibrations aux sources différentes : l'une est induite par le moteur, une autre vient de l'emplacement de l'hélice, d'autres sont propres à l'hélice, et d'autres encore ont des origines diverses.

Le moteur

Le moteur à pistons engendre de très importantes oscillations de torsion. Ces vibrations du vilebrequin provoquent des efforts alternés considérables dans le moyeu et les pales. Elles ont obligé à renforcer les sections de base de l'hélice, au-delà de ce qu'exigeait le calcul des efforts aérodynamiques et centrifuges. On peut interposer entre le moteur et l'hélice un accouplement élastique, qui diminue les efforts nés dans le moyeu de l'irrégularité du couple moteur et interdit qu'une résonance s'établisse entre les vibrations du moteur et celles de l'hélice. Des amortisseurs (dampers) sont aussi montés sur les vilebrequins, et les moteurs sont liés élastiquement aux cellules.

Ces vibrations viennent du système alternatif : elles n'existent pas dans le turbopropulseur. Avec les turbines, on peut donc utiliser des hélices plus minces et plus légères. Le poids spécifique des hélices de turbine se situe à 70-80 g par cheval pour l'hélice simple, contre 150 à 200 g pour les hélices de moteur à pistons citées plus haut.

L'emplacement de l'hélice

Cette excitation aérodynamique résulte de l'interaction entre l'hélice et le capot moteur, le bord d'attaque de l'aile, le train d'atterrissage, et plus généralement tout obstacle à l'écoulement de l'air brassé par l'hélice. Il faut donc dessiner, en tenant compte de l'hélice, toute la partie de l'avion concernée par son champ aérodynamique. On peut aussi modifier le nombre de pales pour agir sur la fréquence des vibrations venant du propulseur. Il faut enfin considérer l'influence réciproque des propulseurs placés sur une même aile, et l'interaction entre l'hélice et le sol, qui a provoqué jadis des ruptures de pales chez Junkers.

L'hélice elle-même

Les vibrations propres à l'hélice proviennent de quatre phénomènes :

• Le déséquilibre statique. Dû à des imperfections de fabrication, il se corrige facilement par une opération simple de contrôle.
• Le déséquilibre dynamique. Il provient d'une distribution inégale des masses dans l'hélice et ne se décèle que lorsque l'hélice tourne. En première approximation, on le corrige en réalisant l'équilibrage statique aux différents pas de l'hélice. Une solution rigoureuse exige des installations très importantes, notamment une immense coquille d'acier en deux parties, entre lesquelles règne un vide absolu où tourne l'hélice en essai. Hamilton Standard disposait d'un tel appareillage.
• Le déséquilibre aérodynamique. Il est provoqué par les faibles différences de forme ou de calage entre les pales d'une même hélice, issues des tolérances de fabrication ou de réglage. Ces pales fournissent alors des poussées inégales et absorbent des couples inégaux. Les appareillages d'essai actuels permettent de déceler ces défauts, puis d'y remédier.
• L'excitation aérodynamique interne. Ces vibrations se produisent entre les pales d'une même hélice. Elles ont été décelées sur des hélices à quatre pales ou plus, mais non sur des tripales. Elles n'engendrent aucune réaction sur l'arbre d'hélice.

Les vibrations d'origines diverses

Ce sont celles des cas fortuits : excitation aérodynamique au passage d'un obstacle, dans la traversée d'une couche d'air turbulente ou dans le sillage d'un mobile quelconque.

10 : Antigivrage et dégivrage de l'hélice

Le bord d'attaque de l'hélice, comme celui de l'aile, est sujet au givrage. Pour l'en préserver, deux écoles existent : l'antigivrage et le dégivrage.

L'antigivrage est permanent : le système qui empêche le givre de se former est mis en marche dès que l'avion décèle le danger. Les moyens essayés poursuivent un même but, apporter de la chaleur au bord d'attaque. On y parvient par courant électrique (cas général) ou, avec des pales creuses, par circulation de gaz chauds à l'intérieur de la pale.

Le dégivrage, lui, n'intervient qu'après la formation du dépôt de glace. La méthode chimique est la plus courante : une pompe refoule du glycol dans une couronne fixée au moyeu de l'hélice, d'où partent de fines tubulures qui aboutissent au pied des pales. La force centrifuge fait le reste, en projetant le glycol le long du bord d'attaque. Cette « pluie » de glycol provoque la chute de la glace formée.

Système électrique de dégivrage d'une pale : des bandes de protection (en bleu) couvrent le bord d'attaque, l'élément chauffant (en jaune) est relié à l'alimentation par des fils.

11 : Hélice de turbopropulseur : pas variable, réducteur, accouplement

À notre époque, l'hélice est passée du moteur à pistons de 3 500 ch à une gamme de turbopropulseurs dont la puissance atteint 7 500 ch, soit environ 5,5 MW (Pratt & Whitney T-34). Quelles en ont été les répercussions pour l'hélice ? Quatre éléments sont à considérer : la variation de pas, le réducteur, l'alimentation du compresseur et les trois systèmes d'accouplement entre l'hélice et la turbine.

La variation de pas. Comme sur les moteurs à pistons, la variation de pas d'une hélice couvre un secteur qui va du petit pas à la réversibilité, en passant par le grand pas et la mise en drapeau. Mais un pas encore inférieur au petit pas est nécessaire pour le démarrage, au moins avec l'accouplement direct hélice-turbine. Un moteur à pistons peut lancer une hélice au pas de décollage. La turbine à accouplement direct n'a pas assez de puissance à l'arrêt, sa courbe de puissance passant sous celle de la puissance que l'hélice absorbe. Les deux autres accouplements se comparent à la liaison hélice-moteur à pistons pour la phase de démarrage. Pour le comportement d'une hélice à l'arrêt, nous avons consacré une page à la poussée statique d'une hélice à vitesse nulle.

Le réducteur. Le réducteur turbine-hélice est plus lourd et plus complexe que celui d'un moteur à pistons, ce qui se conçoit : la turbine tourne beaucoup plus vite que le vilebrequin. Mais l'expérience acquise sur de très nombreux réducteurs pour moteurs alternatifs a permis de bien mettre au point ceux des turbopropulseurs.

L'alimentation du compresseur. Avec le moteur à pistons, fixer divers accessoires sur le nez du moteur ne posait pas d'inconvénient majeur. Il en va autrement avec le turbopropulseur, dont le compresseur doit être alimenté correctement. D'où une réduction de la hauteur des fourrures de pied de pale et des bras du moyeu qu'elles contiennent, une miniaturisation des accessoires et de nouveaux dessins de capots.

Les trois systèmes d'accouplement hélice-turbine. L'hélice peut être accouplée à la turbine à gaz de trois façons :

1. Accouplement direct : la turbine entraîne le compresseur et l'hélice.
2. Accouplement par compresseur compound : le premier étage de la turbine entraîne le compresseur centrifuge libre ; le second étage entraîne le compresseur axial et l'hélice.
3. Accouplement par turbine libre : les deux premiers étages de la turbine entraînent le compresseur ; le troisième étage entraîne l'hélice.

12 : Hélice supersonique : où en est-on ?

Dans les années 1930, dans des cas très particuliers comme celui de la Coupe Schneider, les extrémités de pales ont « effleuré » le domaine supersonique. Depuis, quelle que soit l'augmentation de vitesse des avions, elles ne sont pas allées plus loin dans cette zone. Les dispositions décrites plus haut (bouts effilés ou diamètre réduit) soustraient l'hélice aux écoulements supersoniques.

À notre connaissance, aucune hélice supersonique n'est en service. Le cas extrême aujourd'hui, comme hier, reste celui du bout de pale qui effleure cette zone. S'il fallait accroître la vitesse de l'hélice, la doctrine serait celle du « tout » ou « rien » : toute la pale dans le supersonique, ou aucune fraction de la pale. Il en découle que les profils évoluent sans être révolutionnaires. On en est au NACA 16, dont le maître-couple se situe vers 50 % de la profondeur de pale ; le bord d'attaque s'est affiné, mais n'en est pas à la lame de couteau.

À titre expérimental, des hélices supersoniques ont toutefois été réalisées. Nous citons en exemple des essais menés à Langley Field sous la direction du NACA, à l'aide d'un McDonnell XF-88B (dérivé du XF-88A « Voodoo ») aménagé en banc d'essai volant. Il était équipé de deux réacteurs Westinghouse J-34 et d'un turbopropulseur Allison XT-38 qui entraînait l'hélice en essai, une Curtiss de 2, 3 ou 4 pales, de 3,05 m, 2,15 m ou 1,20 m de diamètre. Du matériel électronique enregistrait les mesures à bord. Ces essais intéressaient toute la technique américaine, car le Laboratoire des hélices de l'USAF, l'Air Development Center de Dayton (Ohio), le Bureau of Aeronautics de l'US Navy et McDonnell à Saint-Louis collaboraient avec le NACA.

Le McDonnell XF-88B : un avion à réaction devenu banc d'essai volant, avec l'hélice d'essai montée dans le nez.

Un dernier rappel concerne le rapport entre cette histoire et le calcul. À grande vitesse, c'est la vitesse en bout de pale (voir la section 3) qui limite l'hélice. Pour une vitesse d'avance donnée, réduire le diamètre ou le régime abaisse la vitesse circonférentielle, donc la vitesse en bout de pale : c'est le levier qu'Hamilton a utilisé avec son hélice à bouts carrés.

Pour aller plus loin, nous pouvons revoir la brève histoire des hélices d'avion de 1920 à 1940, construire pas à pas notre propre hélice avec le didacticiel de conception d'hélice d'avion, ou comparer un calcul d'Heliciel à des mesures en soufflerie sur des hélices d'avion dans la page de validation d'Heliciel sur les hélices NR640 et DA4002.

La différence entre la croisière et le point fixe se voit en simulation : le cas concret hélice avion CFD compare les deux régimes sur la même hélice.