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Avions hybrides
Michel Kieffer 2020-21 Indice B7 le 1.1.2021
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Table des modifications
Indices An : rédaction du document.
Indice B1 : restructuration du document.
Indices B2 à B6 : modifications mineures.
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Glossaire
- Msp = masse spécifique [kgGMP/kW] ;
- Psp = Puissance spécifique [kW/kgbatteries]
- Csp = consommation spécifique [kgbatteries ou carburant/kWh] ;
- Esp = énergie spécifique [kWh/kgbatteries ou carburant]
- Vsp = volume spécifique [m²GMP+carburant/kW], le volume spécifique n’est pas pris en compte pour un
moteur électrique mais peut avoir un impact significatif sur la traînée aérodynamique (volume des
batteries). Nous n’en tiendrons pas compte dans ce document ;
- GMP = groupe motopropulseur, le GMP comprend l’ensemble de la chaîne de propulsion ;
- h = altitude de croisière ;
- Dfr = distance franchissable réserves comprises ;
- Vcr = vitesse de croisière ;
- Vso ou Vmin = vitesse minimale de sustentation en configuration atterrissage ;
- Vz = vitesse ascensionnelle ;
- Cfe = coefficient équivalent plaque plane ;
- Cz max = coefficient de portance max ;
- SMnp = surface mouillées projetées non portantes ;
- Sraf = surface de recouvrement aile fuselage ;
- A = allongement ;
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- e = coefficient d’Osswald ;
- Md = masse max au décollage ;
- Mv = masse à vide ;
- QM = qualité massique = Mv/Md ; QM dépend de la technologie de construction de l’avion ;
- Mm = masse groupe motopropulseur ;
- QMpl = qualité massique planeur = (Mv – Mm)/Md ;
- Rp = rendement de propulsion ;
- Ra = rendement aérodynamique de l’hélice ;
- Ri = rendement d’installation de l’hélice ;
- Rh = rendement d’hélice, Rh = Rp.Ra ;
- Rhi = rendement hélice installée, Rhi = Rh.Ri = Rp.Ra.Ri ;
- Pd = puissance disponible sur arbre moteur ;
- Pn = puissance nécessaire au vol ; Pn = Pd.Rhi.
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Sommaire
1 Introduction
2 La problématique des moteurs hybrides
3 La vitesse de finesse max, condition pour réduire la consommation des avions
4 Consommations spécifiques et masses spécifiques
5 Dimensionnements d’avions, études de cas
6 Conclusion
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1 Introduction
L’objectif de cet exposé est d’évaluer les performances des avions hybrides.
La problématique des batteries est développée dans le document :
avions_electriques.pdf.
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2 La problématique des moteurs hybrides
Les moteurs automobiles fonctionnent de manière très dominante à faibles
charges*, donc à faibles rendements. L'intérêt de la solution hybride est d'avoir un
petit moteur plus chargé* donc qui fonctionne avec de meilleurs rendements tel
qu’illustré page suivante. Le surcroît de puissance nécessaire ponctuellement pour
accélérer est issu de l'énergie stockée dans des batteries.
Le document suivant développe l'hybridation des voitures : https://www.hkw-
aero.fr/pdf/hybrides.pdf.
* Définitions :
Un moteur fonctionnant à faible charge, ou à faible taux de charge, sous-entend un moteur dont la puissance
dominante en exploitation est très en deçà de la puissance maximale. A l’opposé, un moteur fonctionnant à
forte charge sous-entend un moteur fonctionnant à une puissance proche de sa puissance maximale.
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La masse des batteries, des véhicules hybrides, est réduite (de l'ordre de 40 kg)
donc impacte peu le besoin en énergie du véhicule* malgré l’effet amplificateur du
« coefficient spirale » (ou coefficient d'amplification des masses) décrit dans le
document : coefficient_spirale.pdf . Ainsi, le bilan global est favorable à la
réduction de la consommation d'une voiture. Voir aussi le document
poids_de_la_technologie.pdf. Cet avantage est vrai en usage urbain et semi
urbain, nettement moins sur autoroute.
*Ne pas confondre cette formule hybride avec la nouvelle génération de voitures hybrides à autonomie
électrique étendue mais dont la masse élevée des batteries augmente le besoin en énergie pour déplacer le
véhicule, ce qui est discutable.
La situation est différente pour les avions. Les moteurs avions à pistons
fonctionnent en continu à 75% de leur puissance max et les turbomachines
quasiment à 100% de leur puissance max, donc ces moteurs sont déjà à leur
rendement maximal contrairement aux moteurs automobiles (cf. schéma
précédent).
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Ainsi, l'hybridation des avions n'améliore pas le rendement mais bien au contraire
le dégrade par le jeu du produit des rendements des composants de la chaîne de
propulsion. Ceci étant pondéré par le rôle de réducteur* qu'assure la partie
électrique avec pour effet de pouvoir utiliser un moteur thermique rapide (régime
élevé) ceci diminuant sa masse spécifique. Toutefois, la Msp se retrouve dégradée
par la somme des Msp des composants de la chaîne de propulsion hybride. Le
bilan global est chiffré chapitre 5.
* Rapport régime moteur / régime hélice.
Malgré ce bilan mitigé en première approche, il y a une autre piste originale pour
l'hybridation appliquée aux avions. Cette piste permet de gagner quasiment sur
tous les tableaux mais au prix d’une diminution de la vitesse et d’une redéfinition
de l’avion.
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3 La vitesse de finesse max, condition pour réduire la consommation des avions
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3 Consommations spécifiques (Csp) et masses spécifiques (Msp)
Une chaîne de propulsion se caractérise par une Csp et une Msp propres à la
motorisation retenue, que cette motorisation soit classique, électrique alimentée
par des batteries, hybride, électrique alimentée par une pile à combustible H2...
La consommation spécifique (Csp) s’exprime en kgcarburant / kW.h.
La masse spécifique (Msp) s’exprimer en kgmoteur / kW.
Le schéma qui suit met en évidence l'impact de l’hybridation :
- sur la Csp, le rendement total est issu du produit des rendements des
composants de la chaîne de propulsion ;
- sur la Msp, cette dernière étant impactée par la somme des Msp des composants
de la chaîne de propulsion.
La masse des batteries est affectée à la Csp pour les avions électriques et à la
Msp pour les avions hybrides (cf. commentaires en bleu dans les schémas pages
suivantes).
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Retenons que la chaîne de propulsion hybride classique, illustrée page suivante, a
un impact négatif sur la Csp et sur la Msp donc entraîne les effets suivants :
augmentation de masse =>
augmentation de la surface alaire =>
augmentation des traînées parasites et induites =>
augmentation de la puissance en croisière =>
augmentation de la consommation…
Cet enchaînement est amplifié par le
coefficient spirale >>>
L’hybridation peut se réaliser comme
décrit page suivante.
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Ces valeurs Msp et Csp sont particulièrement élevées et conduiraient à un quasi
doublement de consommation (+89%) par rapport à un avion classique.
Msp et Csp peuvent toutefois être amoindries par la variante hybride proposée
page suivante. Seule cette variante hybride est prise en compte dans les
comparatifs à suivre. Cette variante est dite « avion hybride classique ».
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Nous établirons plus loin l’impact de la Csp et de la Msp sur l’avion final.
Nous constatons chapitre suivant que « l'hybridation classique » dégrade
sensiblement la consommation de l'avion.
Il nous faut donc repenser la formule. La solution consiste à ne pas lier les deux
motorisations et à les optimiser, propulsions comprises, selon les phases du vol.
Ainsi le rendement global n’est pas dégradé par le produit des rendements des
composants de la chaîne de puissance et la Msp globale est améliorée compte-
tenu des taux de charge différents des parties thermiques et électriques. Le vol en
croisière est assuré uniquement par le moteur thermique, le décollage est assuré
simultanément par les moteurs thermiques et électriques. Cette solution est décrite
page suivante et est en cours de développement pour l’avion du CMI-ATE.
Cet avion a été développé entre mars et septembre 2020 (premiers vols) et donne
aujourd’hui entière satisfaction : avion_CMI_02.mp4 . La version actuelle est
purement électrique.
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Nous pouvons imaginer des variantes de cette solution. La variante ci-dessous
n’est toutefois pas aussi performante que la solution nominale (Msp et Csp
supérieures) et n’est donc pas développée dans ce document.
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Dans tous les cas, les Msp et Csp réduites de la formule « hybride à moteurs non
liés » souligne son intérêt (solution 3 dans les pages à suivre) :
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5 Dimensionnements d’avions, études de cas
Le dimensionnement d'un avion est lié aux données d'entrée formalisées dans un
cahier des charges. Ces données d'entrée comprennent notamment la
consommation spécifique (Csp) et la masse spécifique (Msp) de la chaîne de
propulsion. Une étude de dimensionnement vise à définir les caractéristiques de
l'aéronef en reliant ces éléments dans un modèle de calcul synthétique. Ce modèle
est détaillé dans le support de cours "dimensionnement des avions".
Le modèle de calcul utilisé ici ne prend pas en compte la variation de masse au fil
du vol, ce qui est acceptable si l'autonomie de l'avion est inférieure à environ 4000
km ou si l'avion est électrique (la masse des batteries restant constante). Mais
l'avion électrique, sauf révolution dans le domaine des batteries, n'aura pas 4000
km d'autonomie. Ceci est développé dans le document :
MK_ ENSAM2019_avions.pdf
Au delà de 4000 km, il faut utiliser un autre modèle de calcul dans lequel la masse
de carburant est une variable.
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Données : - Msp = masse spécifique [kgGMP/kW]
- Csp = consommation spécifique [kgcarburant/(kW.h)] ;
- h = altitude de croisière ;
- Dfr = distance franchissable [km] ;
- Vcr = vitesse de croisière ;
- Cfe = coefficient équivalent plaque plane ;
- Vmin = vitesse minimale = 65 km/h ;
- Cz max = coefficient de portance max ;
- SMnp = surface mouillées projetées non portantes ;
- Sraf = surface de recouvrement aile fuselage ;
- A = allongement ;
- e = coefficient d’Osswald ;
- Rhi = rendement d’hélice installée ;
- QMpl = qualité massique planeur = (Mv – Mm)/Md ;
- Rhi = rendement hélice installée.
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Et nous obtenons : - masse moteurs (Mm) ;
- masse de carburant (Mc) ;
- surface alaire (Sa) ;
- surface mouillée totale projetée (SMT) ;
- puissance installée (Pins :
- qualité massique (QM, QM planeur est par contre une donnée d’entrée) ;
- masse au décollage (Md) ;
...
Différents avions sont dimensionnés :
(1) avion 4 places thermique, il s’agit de notre avion référence ;
(2) avion 4 places hybride classique ;
(3) avion 4 places hybride à moteurs non liés ;
(4) idem solution 3 mais 100 % thermique (donc sans hybridation).
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La distance franchissable et la masse utile sont identiques (respectivement 1100
km et 380kg) pour les quatre avions.
Constatant la consommation nettement plus élevée de la solution hybride classique
(2), les avions (3) et (4) sont optimisés pour voler à 140 km/h et leurs
caractéristiques sont modifiées pour positionner la vitesse de finesse max à
proximité de cette vitesse. La modification consiste principalement à augmenter
l’allongement de l’aile. Mais cette solution a pour inconvénient de dégrader la
qualité massique planeur (QMpl).
Avions dimensionnés :
(1) avion 4 places thermique : V = 240 km/h, A = 6, QMpl = 0,46 ;
(2) avion 4 places hybride classique : V = 240 km/h, A = 6, QMpl = 0,46 ;
(3) avion 4 pl. hybride à moteurs non liés : V = 140 km/h, A = 12, QMpl = 0,49 ;
(4) idem solution 3 mais 100 % thermique :V = 140 km/h, A = 12, QMpl = 0,49.
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Nous obtenons les valeurs ci-dessous. A noter l’évolution des consommations :
La Msp et la Csp de la solution (3) sont déterminées pages précédentes avec une
répartition « thermique / électrique » de 20% / 80%. La répartition ci-dessus est
légèrement différente (25% / 75%), ceci n’a pas d’impact significatif sur les
résultats.
Les calculs sont détaillés en annexe.
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Nous constatons l’augmentation conséquente de la consommation de carburant de
la solution hybride classique (2) : 31 % de plus que l’avion classique (1) et 170 %
de plus que la solution hybride à moteurs non liés (3) :
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Résumons, la solution hybride à moteur non liés (3) voit sa consommation divisée
par plus de deux par rapport à l’avion classique (1) et quasiment par trois par
rapport à l’avion hybride classique (2) :
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La solution 100 % thermique (4) issue de l’avion (3) apporte aussi des gains
significatifs (-34 % sur la consommation) mais sans atteindre la faible
consommation de l’avion (3) :
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6 Conclusion
Contrairement aux voitures hybrides, l’avion hybride classique (2) débouche sur
une forte augmentation de la consommation. Dans ce contexte, quel pourrait être
l'intérêt de l'hybridation des avions ?
Par rapport à un avion thermique (1), l'hybridation classique (2) permet de décoller
sur les seules batteries ce qui permet de réduire les nuisances sonores au
décollage (l’autonomie sur batteries est toutefois réduite à quelques minutes de
vol). Ce point fort étant pondéré par le bruit de l'hélice qui est en général équivalent
au bruit d’un moteur thermique. Mais, en cas de panne du moteur thermique, la
partie électrique permet de poursuivre le vol sur quelques dizaines de km (30 à 40
km selon la masse de batteries).
La formule permet ainsi d'utiliser un moteur avec une certification allégée, la
réduction de la la fiabilité du moteur thermique étant compensée par la fiabilité de
la partie électrique (réputée de bon niveau).
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Retenons que l'hybridation classique (2) des avions mérite débat, autant par sa
complexité et par son coût que par la dégradation de la consommation.
Malgré ce bilan mitigé pour l’hybridation classique (2), la solution « avion hybride à
moteur non liés » (3) s’avère bien intéressante (cette solution est étudiée dans le
cadre de l’avion du CMI-ATE). Cette piste permet de gagner quasiment sur tous les
tableaux tel que nous l’avons vu dans ce document. Notamment, la consommation
est divisée par plus de deux par rapport à un avion classique (1) et quasiment par
trois par rapport à un avion hybride classique (2), mais au prix d’un réduction
sensible de la vitesse.
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La solution (3) a pour autres avantages d’avoir des hélices optimisées (l’une pour
la croisière, l’autre pour le décollage) et d’être multimoteur ce qui améliore la
sécurité par rapport à un monomoteur.
Reste à réaliser une étude analogue pour les avions de transport. Il s’agit d’évaluer
une motorisation hybride
soit avec une
turbomachine, soit avec un
moteur à pistons équipé
d’un turbo compound,
solution qui permet de
récupérer une partie
importante de l’énergie
perdue dans
l’échappement.
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Un moteur à piston à certes une Msp nettement plus élevée que celle d’une
turbomachine, mais ceci est largement compensé par :
- la capacité d’un moteur à piston à garder sa pleine puissance en altitude grâce à
la suralimentation, ceci jusqu’à « l’altitude de rétablissement » ;
- sa Csp particulièrement faible notamment grâce au turbo compound ;
- sa capacité à garder des rendements corrects à faibles taux de charge ;
- son coût moindre ;
- sa plus grande modularité en puissance notamment avec la configuration en
étoile. Nous pouvons imaginer d’associer plusieurs étoiles d’une puissance unitaire
de 500 cv par exemple. Ainsi la même
base couvrirait une plage de
puissance de 500 à 3000 cv par
moteur, puissance compatible avec les
avions de transports bimoteur jusqu’à
80 sièges.
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Annexe dimensionnements avions
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