Voir aussi:Didacticiel construire helice avion

Vous pourrez consulter la page: une brève histoire de l' évolution des hélices d'avion (de 1920 à 1940) pour intégrer rapidement l' état de l' art et comprendre comment nous en sommes arrivés à l'hélice moderne.

Après 1940 l'hélice doit être suivie de près, car certains des développement actuels et futurs peuvent s' inspirer de ce qui a été fait. De plus les paramètres (nombre de pales, longueur, largeur...) des hélices ont été poussés à leurs limites il est donc intéressant de connaître ces limites en étudiant cette partie de l' histoire de l'hélice si l'on désire les repousser. Cet article est tiré de larges extraits du livre de Jean Grampaix cité dans la bibliographie du site et agrémenté de quelques photos...

...Les vitesses et les puissances des avions n' ont cessé de croître lors des années précédentes. Comment l'hélice a-t-elle « absorbé » ces nouvelles données ? L' accroissement des vitesses a favorisé l'hélice, lui permettant de grands pas relatifs : ceux-ci atteignent 1 ,7 et même 1 ,9 sans que ne soient prohibitifs ni le diamètre ni la vitesse de rotation. En particulier le pas relatif de 1,9 est spécifiquement retenu dans l' aviation commerciale où l'on s' attache en premier lieu à l' économie en croisière.

L'hélice, d' ailleurs, n'est pas au sommet de ses possibilités : un nouvel accroissement de la vitesse des avions serait facilement suivi par un accroissement correspondant des vitesses de rotation - d' où s' ensuivrait une diminution des diamètres d'hélice, donc du poids du propulseur et corollairement, une diminution de poids du moteur et de I'atterrisseur. Mais déjà on s' oriente vers les profils en lame de couteau pour les bouts de pale, afin de répondre aux effets de la compressibilité. L' accroissement des puissances, a priori, posait un problème difficile à l'hélice : la masse de l'hélice augmente avec la puissance du moteur correspondant, mais cet accroissement de masse de l'hélice est plus rapide que l' accroissement de puissance et de masse du moteur. L'hélice allait-elle trouver là sa limite ? moteurs de super constellation au décollage

Plusieurs solutions furent considérées :

• régularisation du couple-moteur pour réduire d' autant les efforts périodiques que l'hélice doit absorber.
• accroissement du nombre de pales, permis par les grands pas relatifs ; il est évident en effet que plus le pas de l'hélice est grand, moins est perturbé l'air dans lequel travaille chaque pale lorsqu 'elle arrive dans le sillage de la pale précédente et moins sont sensibles les interactions entre les pales. De ce fait, la perte de rendement, qui provient du plus grand nombre de pales est plus que compensée par le grand pas relatif.
• fractionnement de la puissance totale de l' avion en un plus grand nombre de moteurs.
• emploi d'hélices contra-rotatives.

 

Au cours des années qui ont vu la construction des grands quadrimoteurs - « Super-Constellation », DC-7, « Superforteresses », Boeing - les hélices évidemment ont dû s' adapter aux nouvelles performances - vitesse et puissance permises par les moteurs qui équipaient ces avions. Il s' agit de moteurs à pistons de 3.500 ch. ; puissance à laquelle le système alternatif a trouvé son terme.

hélice de super constellation

 

Puis sont venus les turbopropulseurs, de performances plus élevées encore, de caractéristiques de fonctionnement différentes. Et ce fut une nouvelle gamme d' adaptation des hélices. Pour absorber les nouvelles puissances, les héliciers jouèrent sur ces paramètres :

• les diamètres
• les longueurs de pales
• les formes (en plan en profil)
• le nombre de pales
• le nombre d'hélices sur un même arbre (système contra-rotatif)
• la vitesse de rotation.

Étant entendu que l' évolution de ces paramètres était elle-même liée aux matériaux, aux outillages, aux méthodes d'usinage, aux moyens de contrôle, aux moyens d' essais au sol et en vol.

Le schéma général de l' adaptation du propulseur est le suivant :

• lorsque la puissance des moteurs augmente - pour une hélice donnée- on peut, par exemple, augmenter l'angle d'attaque des pales ou augmenter la surface, soit en jouant sur la profondeur de pale, soit sur le diamètre. Mais on est limité dans cette voie : du fait de l' une ou l'autre de ces modifications, le rendement diminue et les puissances nécessaires à la variation de pas deviennent prohibitives.
• On peut également choisir une autre solution pour absorber l' accroissement de puissance : par exemple- et c'est une variante de l' accroissement de surface- on peut augmenter le nombre de pales. Mais on voit de suite les limitations : interaction entre les pales, « épaississement » du moyeu. On aboutit à des compromis analogues lorsqu'il faut passer à des augmentations de vitesse ou d' altitude des avions.

Compromis également pour la fabrication : pour des raisons évidentes, il est intéressant de réduire le poids des hélices, toutes conditions de résistance obtenues s' entend. Mais pour citer un ordre de grandeur, une hélice pesant 200 gr. au cheval fournira un service de 7 à 8.000 heures, alors qu 'une hélice ne pesant que 150 gr. ne tiendra que 4-5.000 heures. A ce propos, on estime que, dans le cas du moteur à pistons interposer un amortisseur (accouplement élastique) entre l'hélice et le moteur permet de réduire le poids de l'hélice de 25 à 30 %, ce pourcentage étant bien sûr nettement plus faible dans le cas du turbopropulseur. L' irrégularité du couple moteur (moteur alternatif) est le facteur qui affecte le plus la solidité de l'hélice. Les hélices actuelles encaissent une contrainte en traction provoquée par la force centrifuge bien entendu - de l' ordre de 10 kg/mm 2 et travaillent à un coefficient de sécurité de 4.

Les diamètres  

Les hautes vitesses n' étaient pas tellement pour effrayer les héliciers, qui avaient fait connaissance avec le transsonique dans les années 30-35 avec les propulseurs qui équipaient les hydravions de la Coupe Schneider. Les spécialistes avaient établi à l' époque que les bouts de pales s' accommodaient bien du transsonique à condition qu'il's fussent très amincis et à bord d'attaque pointu. Les résultats obtenus leur donnaient raison puisqu 'une hélice Ratier tournait à 345 mètres seconde en bout de pale avec un rendement de 82 %. Tout de même, 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.

hydravion coupe Schneider

Un diagramme donnait des apaisements certains; il montrait les variations du coefficient de traînée d'un profil entre 900 et 1 .600 km/h . Il apparaissait que, mise à part une « pointe » entre 1.110 et 1.300 km/h ., l'hélice s' accommoderait assez bien du supersonique. Le diamètre évolua entre ces deux termes:

1. pale longue et très étroite à bout très effilé, de façon que le mauvais rendement en supersonique n' intéresse qu 'une faible surface - ce bout de pale très effilé.
2. pale courte et très large à bout carré, de façon que le bout de pale - auquel on demandait un travail semblable à celui des autres sections - n' évolue pas dans les très hautes vitesses.

La largeur des pales  

A l' apparition des grandes puissances il était certes tentant d' accroître la largeur des pales, on passa facilement de 7 à 8 % de la longueur de la pale aux environs de 10 %. Mais, allant plus loin, les héliciers se heurtaient à deux ordres de difficultés

1. des décollements risquent de se produire. Toutefois, il peut être remédié à cet inconvénient par l' emploi de pales creuses réalisant l' aspiration de la couche-limite ; la force centrifuge aidant à cette aspiration.
2. une trop grande largeur de pale nécessite des puissances trop élevées pour assurer la variation de pas.

La forme en plan  

Le même moteur peut recevoir divers types d'hélices, les unes et les autres capables d' absorber sa puissance. Mais très différentes l' une de l'autre- par leurs pales tout au moins-selon que l'utilisateur veut mettre l' accent sur le décollage, la vitesse de croisière, l' économie. Selon qu'il veut obtenir tel ou tel compromis entre les différents paramètres. Pour adapter à ce moteur un propulseur qui lui convienne - et qui corresponde aux objectifs choisis - on joue donc sur la forme en plan des pales, leur profil, leur diamètre, leur largeur. Pour faire face aux exigences nouvelles, il y a 50 ans, diverses formes de pales apparurent qui allaient - en plan - du cimeterre à la pale à bout carré, la première par analogie aérodynamique avec l'aile en flèche. Le « bout carré » s' imposa. Créé vers 1946 par Hamilton Standard, ce type d'hélice est également caractérisé par son profil : celui-ci est traité en profil laminaire, c'est-à-dire que son maître-couple est reporté vers l'arriere et son bord d'attaque est très mince - c'est l'hélice dont nous parlons quelques lignes plus bas.

De 1920 jusqu'à la propulsion par réaction, la forme des pales d'hélices a beaucoup varié. Et, à l' avènement de la turbine, l'hélice a encore dû s' adapter ; cette adaptation aux grandes puissances du moteur alternatif, d' abord, à la turbine ensuite, a donné lieu à des formes de pales très diverses .

Lorsque les vitesses soniques en bout de pale apparurent, les héliciers en cet endroit amincirent et effilèrent les profils, comme il a été dit.

Lorsque la vitesse des avions à augmenté (la vitesse totale en bout de pale est la résultante de la vitesse circonférentielle et de la vitesse de translation de l' avion) ce remède a été insuffisant. Pour faire face, Hamilton a sorti une hélice qui, au contraire, était large et à angles droits en bouts de pales : par opposition avec la conception précédente, le bout de pale fait partie de la surface active de l'hélice, mais le diamètre de cette hélice est diminué, ce qui abaisse la vitesse circonférentielle et donc « sort » le bord marginal de la pale de la zone sonique, comme nous venons de le voir à propos de l' évolution du diamètre. Pour résoudre le même problème, Curtiss employa une autre méthode : les voilures en forte flèche donnant les meilleurs résultats aux très hautes vitesses, pourquoi ne pas transposer cette conception dans le domaine de l'hélice? Ce qui fut fait et donna l'hélice en cimeterre. Des formes de pales plus singulières encore ont été essayées, maïs c'est en définitive l'hélice à bouts carrés qui s' est imposée pour les grandes vitesses.

Il est bien entendu que les héliciers ne se sont pas uniquement souciés de la « forme » des pales; ils ont résolu simultanément de difficiles questions de résistance des matériaux, de commandes de changements de pas, de fabrication. Et rien ne peut mieux faire ressortir les merveilleux progrès de l' attachant domaine de l'hélice que la comparaison de ces quelques chiffres;

• l'hélice du D.C.3, de 3 m. de diamètre, pèse 170 kg et absorbe 1.200 ch.
• l'hélice du D.C.6, de 4 m. de diamètre, pèse 175 kg, absorbe 2.400 ch. et parcourt un secteur de variation de pas trois fois plus grand.

Et ce progrès on le mesure aussi aux dimensions d'une hélice réalisée aux Etats-Unis : Curtiss­Wright a fait fonctionner une hélice I' "Octoprop"(fig 63 )destinée à un turbopropulseur de 15.000 ch (soit la puissance totale d'un «SuperConstellation») deux quadripales contra-rotatives de 5 m. 79 de diamètre, mise en drapeau, réversibilité; Pale creuse en acier. C'est la plus grande hélice jamais réalisée Elle est restée à l' état de prototype. La plus grandi hélice fabriquée en série est celle du B-36 : elle a les mêmes dimensions que I' « Octoprop », mais n'est pas montée en contra-rotatif.

Le profil

Tant que la vitesse des avions ne dépassa pas 650 km/h., les héliciers utilisèrent des profils tels que le Clark Y. Entre 650 et 750 km/h., ils firent évoluer le Clark vers un profil aminci à partir de 85 % de l' envergure de la pale, l'épaisseur maximale se situant à 40 % de la corde environ. Par la suite, c'est la famille NACA-16 qui fut généralisée comme profil de base. Mais ces profils furent assez «travaillés» et se présentèrent comme des profils à double courbure : intrados concave, bord de fuite légèrement relevé. On en attendait un coefficient de portance élevé. Mais leur fabrication souleva de sérieuses difficultés. On resta dans la famille NACA-16, mais en y retenant des profils à faible coefficient de portance. Les essais en vol de ces profils montrèrent qu'il's convenaient bien quand aux performances de vitesse horizontale, mais qu'il's se comportaient mal lorsqu 'aux grandes vitesses se conjuguaient les grandes incidences, celles-ci imposées par la montée.La montée fut améliorée par un accroissement de la largeur de la pale sur toute sa longueur, sans que soit affectée de façon appréciable la vitesse horizontale. Les recherches furent poursuivies pour aboutir à des hélices minces sur toute la longueur de la pale, légères et donnant de bons rendements dans les différentes configurations de vol. Et l'on peut dire qu 'aux différents points de vue les hélices actuelles ne posent plus de problèmes majeur. Il y a d' ailleurs quelque 45 ans ces résultats étaient déjà obtenus:

des épaisseurs relatives de 5 à 5,5% pour des vitesses de 700-800 km/h. et de 4,5 % pour 900 km/h.

La courbure variable 

Dans la période 1920-1940, nous avons examiné les concepts qui pouvaient naître lorsqu'il s' agissait d' accroître le rendement de l'hélice. Il est apparu que, sur le plan des réalisations seule pouvait être mise en oeuvre la variation de pas.

Mais parmi les concepts il y avait celui de la courbure variable et une réalisation de cet ordre a vu le jour chez Hamilton en 1960, les recherches sur les 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 donc en fait de deux hélices, chacune avec son moyeu, montées l' une derrière l'autre sur le même arbre. En fait, on voulait établir pour le propulseur le système de l'aile avec son volet de courbure ; mais une telle réalisation, relativement facile pour l'aile, se complique extraordinairement pour l'hélice en raison de sa grande vitesse de rotation. Jusqu 'alors, toutes les solutions comportant une structure supplémentaire montée sur l'hélice ont échoué. Hamilton a donc abordé le problème différemment.

Dans le système Hamilton, le fonctionnement de chaque hélice est en relation avec l'autre hélice, les pas de chacune d' elles variant selon une loi qui lie les deux surfaces, celle de l'hélice avant et celle de l'hélice arrière. Ces pas varient différentiellement, la variation de l' un et l'autre étant fonction de la configuration de vol : décollage, montée, 'croisière. Chaque doublet de pales constitue donc aérodynamiquement une surface unique à fente ; dès lors on comprend que faire varier le calage - le pas - d'une pale équivaut exactement à faire varier la courbure du doublet, comme il en est pour l'aile et son volet. Alors donc qu 'avec l'hélice classique le choix du profil se fait sur un compromis entre les exigences du décollage et celles du vol en croisière, avec l'hélice Hamilton chaque doublet de pales constitue en quelque sorte un profil spécialement adapté à chaque configuration.

D'une phase à l'autre, le fonctionnement se fait comme suit :

• pour le décollage et la montée, chaque pale de l'hélice avant est en position « petit pas le pas de l'hélice arrière étant plus grand ; au total donc chaque doublet de pales constitue un profil unique à forte courbure, de bon rendement aux basses vitesses.
• A mesure que croît la vitesse de vol, les pales avant se placent à un pas plus grand : l' ensemble fonctionne ainsi au grand pas (celui des vitesses élevées) et la courbure se trouve diminuée, le profil de chaque doublet devenant ainsi 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 Mach 0,7 - 0,8 autonomie accrue de 40 % ; charge marchande accrue de 30 %.
• VSTOL : charge marchande, accrue de 50 %
• D'une façon générale, diminution de la Longueur des pistes de 15 %,.

L'hélice Hamilton ne s' est pas généralisée. Mais il n'est pas dit qu 'elle n' apparaisse pas sur les turbopropulseurs, donnant alors à ceux-ci 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.

Le nombre de pales  

L' expérience montre que le nombre maximal de pales sur un même moyeu ne doit pas dépasser ...5,6,7..? Si ce nombre était plus élevé, le moyeu, s' hypertrophiant exagérément, nécessiterait un capotage qui ferait perdre tout le bénéfice du faible maître-couple permis par la turbine. Par ailleurs, si ce nombre de pales était plus élevé, se poseraient des problèmes que l'on imagine :

• interaction entre les pales propres à l'hélice elle-même.
• Problème aussi pour l' alimentation correcte du compresseur, on le conçoit aisément.
• Enfin, augmentant le nombre de pales, on diminue, pour une puissance donnée, la vitesse de rotation.

Les systèmes contra-rotatifs

  pour plus d'infos sur les contrarotatives, un didacticiel de conception d'hélice contra-rotative avec héliciel est disponible.

Dernier stade en ce qui concerne l'hélice, pour l' adaptation aux grandes puissances, les systèmes contra rotatifs, montés ces dernières années sur les Bristol « Brabazon » , Saunders-Roé, « Princess » Tupolev-Tu-1 1 4

Tupolev-Tu-1 1 4

Deux formules existent : les hélices contra-rotatives couplées et les hélices contra rotatives non couplées.

Dans le premier cas, les hélices sont liées à des turbines libres couplées ; dans le second cas, les hélices sont entraînées par des turbines à accouplement direct, chaque hélice, dans ce dernier cas, étant entraînée par sa propre turbine.

Appliquées aux moteurs à pistons, il est à retenir une réalisation d'hélices contra-rotatives : jadis Ratier installa sur le chasseur V.B. 10 (deux Hispano-Suiza 12 Z de 1350 ch. chacun, disposés en tandem) deux tripales co-axiales, changement de pas de l'hélice arrière commandé par un moteur électrique fixe ; commande par moteur électrique tournant pour l'hélice avant. Dans une variante, le changement de pas se faisait par deux moteurs électriques fixes. Le rendement maximal du système est atteint lorsque les deux hélices absorbent des couples égaux ; pour obtenir ce résultat, il faut donner à l'hélice arrière un pas légèrement inférieur à celui de l'hélice avant.

l' avantage du système:

• suppression du couple de renversement et du couple gyroscopique, d' où accroissement de la maniabilité.
• sillage redressé, l'énergie perdue dans la mise en rotation du débit de fluide est récupérée par la seconde hélice
• diamètres plus petits
• meilleures performances de décollage et de montée surtout aux fortes charges ; amélioration peu sensible de la vitesse de croisière.
• dans le cas 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.

 

Sur l'autre face de l' inévitable compromis il faut retenir, à l'encontre des systèmes contra-rotatifs:

• une instabilité en direction provoquée par l' effet de dérive du système. Compensation possible en augmentant la surface du plan fixe vertical de l' avion.
• une complexité plus grande.

Les vibrations

 

L'hélice est le siège de vibrations dont les sources sont différentes : l' une est induite par le moteur; l' une provient de l' emplacement de l'hélice, d'autres sont spécifiques à l'hélice ; d'autres d' origines diverses.

• Moteur. - Des oscillations de torsion très importantes sont engendrées par le moteur à pistons; ces vibrations de torsion du vilebrequin provoquent des efforts alternés considérables dans le moyeu et les pales d'hélice. Elles ont nécessité le renforcement des sections de base de l'hélice, par rapport à ce que celles-ci eussent été, pour répondre aux conditions du calcul des efforts aérodynamiques et centrifuges. Pour remédier à cet état de choses, on peut interposer entre le moteur et l'hélice un accouplement élastique dont le rôle est de diminuer les efforts qui prennent naissance dans le moyeu en raison de l' irrégularité du couple-moteur et d' interdire que ne s' établisse un régime de résonance entre les vibrations du moteur et celles de l'hélice. Par ailleurs, des dampers sont montés sur des vilebrequins et les moteurs sont liés élastiquement aux cellules. Ces vibrations - qui découlent du système alternatif - ne se produisent pas dans le turbopropulseur. De ce fait, avec les turbines, il est possible d' utiliser des hélices plus minces et plus légères. Le poids spécifique des hélices de turbine se situe à 70 - 80 gr. par cheval pour l'hélice simple.
• 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'atterissage, plus généralement tout ce qui est obstacle à l' écoulement de la masse d'air brassée par l'hélice.Doù la nécessité de dessiner, en tenant compte de l'hélice, toute la partie de l' avion intéressée par le champ aérodynamique de cette hélice. On peut être amené aussi à modifier le nombre de pales de l'hélice, pour agir sur la fréquence des vibrations en provenance du propulseur. Il faut aussi tenir compte de l'influence réciproque des propulseurs placés sur une même aile et de l' interaction hélice-sol laquelle jadis provoqua des ruptures de pales chez Junkers.
• Hélice. Les vibrations spécifiques de l'hélice proviennent : d'un déséquilibre statique, d'un déséquilibre dynamique, d'un déséquilibre aérodynamique, d'une excitation aérodynamique interne.
  • Déséquilibre statique. - Dû à des imperfections de fabrication, il y est facilement remédié par une opération simple de contrôle.
  • Déséquilibre dynamique. - Ce défaut provient de la distribution inégale des masses dans l'hélice. Il ne peut être décelé que lorsque l'hélice est en mouvement. En première approximation on y remédie 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 il existe un vide absolu dans lequel tourne l'hélice en expérimentation. Il existe un tel appareillage chez Hamilton Standard.
  • Déséquilibre aérodynamique. - Ce déséquilibre est provoqué par les faibles différences de forme ou de calage provenant des tolérances de fabrication ou de réglage qui peuvent exister entre les pales d'une même hélice. Ces pales alors fournissent des poussées inégales et absorbent des couples inégaux. Les appareillages d' essais actuels permettent de déceler ces défauts auxquels on peut remédier.
  • Excitation aérodynamique interne. - Il s' agit là de vibrations qui se produisent entre les pales d'une hélices ; elles ont été décelées sur les hélices à quatre pales ou plus mais non sur les tripales. Elles n' engendrent aucune réaction sur l'arbre d'hélice.
• Vibrations d' origines diverses. - Ce sont celles qui se produisent dans les cas fortuits : excitation aérodynamique au passage d'un obstacle, dans la traversée d'une couche d'air turbulente, dans le sillage d'un mobile quelconque.

Anti givrage et dégivrage

  Le bord d'attaque de l'hélice, tout comme celui de l'aile, est sujet au givrage. Pour l' en préserver, deux « écoles » : anti givrage et dégivrage.

L'antigivrage présente évidemment un caractère permanent, le système destiné à empêcher le givrage étant mis en fonctionnement dès que l' avion décèle le danger de givrage. Alors que le dégivrage ne s' opère qu 'après la formation du dépôt de glace.Pour l'antigivrage de l'hélice les moyens essayés concourent vers un même but : apport de chaleur au bord d'attaque ; par courant électrique (cas général) par circulation de gaz chauds à l' intérieur de la pale dans le cas des pales creuses. Pour le dégivrage, c'est la méthode chimique qui est utilisée ; une pompe refoule du glycol dans une couronne fixée au moyeu de l'hélice, de cette couronne partent de fines tubulures qui aboutissent au pied des pales ; dès lors c'est la force centrifuge qui fait le reste, projetant le glycol le long du bord d'attaque. La « pluie » de glycol provoque alors la chute de la glace qui s' est formée.

système de dégivrage électrique

 

L'hélice à notre époque est passée du moteur à pistons de 3.500 ch. à une gamme de turbopropulseurs dont la puissance atteint 7.500 ch. (Pratt et Whitney T-34) ; quelles en ont été les répercussions pour cette hélice ?

Nous devons considérer ces différents éléments : la variation de pas ; le réducteur ; l' alimentation du compresseur ; les trois systèmes d' accouplement hélice-turbine

LA VARIATION DE PAS  

Bien entendu, comme sur les moteurs à pistons, la variation de pas couvre un secteur qui va du petit pas à la réversibilité en passant par le grand pas et la mise en drapeau. Mais, de plus, un pas encore inférieur au petit pas est nécessaire pour le démarrage, tout au moins dans le cas de l' accouplement direct hélice-turbine. Le moteur à pistons peut démarrer une hélice au pas de décollage, la turbine en accouplement direct n' a pas la puissance suffisante en statique, sa courbe de puissance se situant en dessous de la courbe de puissance absorbée par l'hélice. Les deux autres cas d' accouplement sont assimilables à la liaison hélice-moteur à pistons pour la phase « démarrage ».

LE REDUCTEUR  

Le réducteur turbine-hélice est plus lourd et plus complexe que le réducteur moteur à pistons-hélice. Ce qui se conçoit facilement, la turbine tournant beaucoup plus vite que le vilebrequin du moteur à pistons. Toutefois, fondée sur l' expérience acquise par la réalisation de très nombreux réducteurs pour avions à moteurs alternatifs, la fabrication des réducteurs de turbopropulseurs est bien au point.

L' ALIMENTATION DU COMPRESSEUR  

Alors qu 'avec le moteur à pistons il n'y avait pas d' inconvénients majeurs à fixer divers accessoires sur le nez du moteur, il en va autrement avec le turbopropulseur : le compresseur doit être alimenté correctement D' où une réduction de la hauteur des fourrures du pied de pales et des bras du moyeu quelles contiennent ; une miniaturisation des accessoires ; de nouveaux dessins de capots.

LES TROIS SYSTEMES D' ACCOUPLEMENT HELICE-TURBINE  

L'hélice peut être accouplée à la turbine à gaz suivant trois formules:

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 de cette turbine entraîne l'hélice.

HELICES SUPERSONIQUES

  Il y a soixante ans, nous l' avons vu, les extrémités de pales, dans des cas très particuliers (Coupe Schneider) « effleuraient » le domaine supersonique .Depuis et quelle que soit l' augmentation de vitesse des avions, elles ne sont pas allées plus loin dans cette zone, diverses dispositions - nous les avons indiquées - permettent de soustraire l'hélice aux écoulements supersoniques

Actuellement encore, aucune hélice supersonique n'est en service ; le cas extrême aujourd'hui comme hier, est celui du bout de pale « effleurant » cette zone. En cas de nécessité d' accroissement de vitesse de l'hélice, la doctrine d' ailleurs serait celle du « tout » ou « rien » : toute la pale dans le supersonique ou aucune fraction de la pale. D' où il découle que les profils, tout en évoluant, ne sont quand même pas révolutionnaires : on en est au NACA - 16 dont le maître-couple se situe aux environs de 50 % de la profondeur de pale ; quand au bord d'attaque, il s' est affiné, mais on n' en est pas à la lame de couteau.

Toutefois, à titre expérimental, il a été réalisé des hélices supersoniques et nous citerons comme exemple des essais qui remontent à quelque trente quatre ans. Ces essais, menés à Langley Field, étaient dirigés par le NACA. Ils étaient menés au moyen d'un Mc Donnell XF - 88 B (dérivé du XF-88.A « Voodoo ») aménagé en banc d' essai volant. II était équipé de deux réacteurs Westinghouse J-34 mais, de plus, il avait reçu un turbopropulseur Allison XT­ 38 qui actionnait l'hélice en expérimentation, une Curtiss de 2,3 ou 4 pales et de diamètre 3,05 m ; 2,15 m. ; 1,20 m. A bord de l' avion, un matériel électronique d' enregistrement. En fait, ces essais intéressaient toute la technique américaine car collaboraient avec le NACA, le Laboratoire des Hélices de I'USAF'. Air Development Center de Dayon (Ohio), l'us Navy Bureau of Aeronautics ainsi que Mc Donnell Saint-Louis

Mc Donnell XF - 88 B