Grande Encyclopédie Larousse 1971-1976Éd. 1971-1976
V

vol (mécanique du) (suite)

Vol en virage

Aux forces intervenant dans l’équilibre de l’avion vient alors s’ajouter la force centrifuge due au virage. Celle-ci, appliquée au centre de gravité, peut alors se combiner avec le poids P de l’avion et conduit à une force plus élevée dénommée poids apparent Pa. Le rapport est appelé facteur de charge ; sous une autre forme, n indique le rapport de la pesanteur apparente supportée par l’avion à la pesanteur réelle et s’exprime aussi en valeur de l’intensité de la pesanteur, g. Pour que la portance aérodynamique puisse équilibrer le poids apparent, il faut que ce dernier soit dans le plan de symétrie de l’avion, ce qui impose l’inclinaison de l’avion latéralement vers l’intérieur du virage, comme le fait un coureur sur une piste de vélodrome. On voit alors que l’angle d’inclinaison croît avec le facteur de charge au fur et à mesure que le rayon de virage diminue. La première équation de vol s’écrit alors Comme en vol rectiligne, on peut définir un plafond aérodynamique et un plafond de propulsion, dont la valeur diminue avec le rayon de virage. En outre, à chaque ensemble vitesse-altitude, c’est-à-dire pour une valeur donnée de la vitesse indiquée ρ étant la densité de l’air à l’altitude considérée, on définit un facteur de charge limite correspondant au coefficient de portance Cz maximal, c’est-à-dire un rayon de virage minimal au-dessous duquel le vol est impossible. Cette performance est particulièrement importante pour les avions d’interception et d’attaque au sol.

Un dernier problème se reliant aux équations du vol horizontal est celui de l’autonomie ou du rayon d’action maximal. On définit dans chaque cas un point de la polaire qui permet de réaliser ces conditions. Pour les avions à turboréacteurs, le rayon d’action maximal s’obtient en volant à l’incidence correspondant à la valeur maximale du rapport et l’autonomie maximale à l’incidence correspondant à la finesse minimale.


Vol en montée ou en descente

Lorsque l’avion se déplace sur une trajectoire inclinée par rapport à un plan horizontal, il faut, dans la seconde équation du vol, tenir compte de la composante du poids sur la trajectoire. Cette composante s’ajoute à la traînée aérodynamique lorsque l’avion est en montée et s’en retranche lorsqu’il est en descente. La seconde équation du vol peut alors s’écrire sous une forme plus générale

θ désignant la pente de la trajectoire, comptée positivement lorsque l’avion monte et négativement lorsqu’il descend.

Dès lors, on peut graduer le domaine de vol suivant les valeurs des pentes de montée maximales possibles à l’altitude considérée. Pour une vitesse donnée, cette pente diminue au fur et à mesure que l’altitude croît, pour s’annuler évidemment lorsque l’on atteint le plafond de propulsion. C’est grâce à l’augmentation du rapport poussée des moteurs/poids de l’avion que l’on a pu augmenter les pentes de montée notamment sur les avions d’interception. Ce rapport est de l’ordre de 25 p. 100 pour les avions de transport à réaction subsonique, de 35 p. 100 pour l’avion de transport supersonique Concorde et de plus de 80 p. 100 pour les avions d’interception, dont certains parviennent presque à monter à la verticale.

L’équation de traînée généralisée peut encore s’écrire, en tenant compte de l’équation de portance

Pour un avion dont le rapport poussée/poids est défini et constant, la pente de montée maximale est obtenue lorsque le rapport est minimal, c’est-à-dire à la finesse maximale. Pour améliorer les performances de montée de certains avions d’arme, on a parfois utilisé des moteurs-fusées d’appoint venant s’ajouter au système de propulsion principal.


Décollage et atterrissage

Ces deux phases du vol s’effectuent à une vitesse assez nettement supérieure à la vitesse de décrochage correspondant au coefficient de portance Cz maximal afin de garantir une marge de sécurité. Cette vitesse Vmc est appelée vitesse minimale de contrôle.

• La longueur de décollage est telle que le travail de la force propulsive soit égal à l’énergie cinétique correspondant à la vitesse de décollage, soit

• La longueur d’atterrissage est telle que l’énergie cinétique correspondant à la vitesse de l’avion lors de l’impact avec le sol soit absorbée par le travail de la force de freinage. Cette force est de la forme f ∙ P, f étant le coefficient de freinage, généralement de l’ordre de 0,5. La longueur d’atterrissage s’exprime alors par la formule

qui n’est valable que lorsque le freinage est exercé par des freins sur roues. Lorsqu’il est fait appel à l’inversion de poussée des réacteurs ou à un freinage aérodynamique par parachute, elle est évidemment raccourcie.

Pour les avions de transport, les performances de décollage et d’atterrissage doivent être établies avec un moteur stoppé pour garantir la sécurité en cas de panne d’un moteur.


Étude des mouvements autour du centre de gravité

Cette étude définit la stabilité de l’avion sur sa trajectoire. Un avion est considéré comme stable si, lorsqu’il est écarté de son régime de vol par une perturbation, il y revient de lui-même après une série d’oscillations amorties. On distingue les mouvements longitudinaux et les mouvements latéraux.

• Les mouvements longitudinaux consistent essentiellement en une oscillation d’incidence de période relativement courte. Son amortissement dépend en grande partie de la position du centre de gravité de l’avion et diminue au fur et à mesure que ce dernier recule. On définit ainsi une position extrême du centre de gravité, au-delà de laquelle l’avion est instable. Inversement, il existe également une limite avant du centrage, au-delà de laquelle l’avion devient difficilement pilotable.