taux de compression élevé et haute vitesse

[Delépine]

En 1975 au lieu de descendre des Kronenbourg au mess des troupes comme tout le monde lors d'un stage involontaire de douze mois à la BA 901 de Drachenbronn, je lisais dans leurs moindres détails les centaines de numéros de l'hebdomadaire Air et Cosmos que je trouvais dans les placards de l'Administration.

Un point m'avait paru peu clair ; si quelqu'un sait répondre ?...

C'était le temps du "marché du siècle" (il y en a un tous les dix ans) et de l'affrontement à l'exportation du Mirage F1 et du F-16.
La revue comparait la motorisation des deux appareils.
Elle expliquait que le réacteur F100 était optimisé pour une consommation spécifique faible grâce en particulier à son taux de compression énorme de plus de 30, avec en contre partie l'impossibilité de dépasser mach 2. Explication :
L'air en fin de compression à plus de 30 est très chaud. Entre sa température de sortie de compresseur et sa température admissible en entrée de turbine, il reste une certaine marge. La valeur de cette marge détermine et limite la quantité de pétrole brûlable dans cet air, et donc la poussée du réacteur.
D'autre part l'air est échauffé par l'échauffement cinétique qui croît avec la vitesse. Les deux échauffements de l'air s'ajoutent : compresseur + cinétique.  Ainsi l'écart entre température en sortie de turbine et température admissible en entrée de turbine, décroît avec la vitesse de l'avion. Donc selon ce raisonnement plus on vole vite et moins son peut pousser. Vient une vitesse où différence entre température en sortie de compresseur et température en entrée de turbine devenant nulle, on ne peut plus brûler de pétrole dans cet air. On n'a donc plus de poussée. Bref, le F-16 est bloqué à mach 2 quelle que soit sa grosse poussée au point fixe.
Inversement le faible taux de compression de l'Atar 9, de 5 à 6, chauffe peu l'air en sortie de compresseur, laissant à même vitesse de translation que le F100 plus de marge de température entre sortie de compresseur et entrée de turbine, pour brûler du pétrole. Dons, si l'Atar avec son faible taux de compression est médiocre en consommation spécifique subsonique, il conserve à mach très élevé la capacité à pousser encore que le F100 y a perdue. Aussi le Mirage F1 est-il plus rapide que le F-16.

Tout ceci est bel et bon, mais Air et Cosmos n'évoquait pas l'objection venant tout de suite à l'esprit : puisque ces considérations de thermodynamique coupent les pattes au F-100 à partir de mach 2 en y limitant la vitesse du F-16, comment se fait-il que le F-15 soit donné pour mach 2,5 avec le même moteur ? (qu'il y en ait 2 au lieu de 1 ne devrait pas changer le problème) ?

[Splitcat]

En descente peut-être ?

[Delépine]

Utilisation frauduleuse d'un smiley réservé.

[gma]

Cette vitesse max, dans un réacteur simple flux évoluant en régime supersonique est conditionnée par les ondes de choc dans la manche d'admission et en amont du compresseur, ce qui limite le débit amont par redondance.
De l'entrée à la sortie de la veine la vitesse du flux est quasi stable, c'est le débit qui change via l'accroissement de pression.
F16 et F15 ont des entrées fixes combinées à des sas automatiques pour les grandes incidences. Le F1 a deux entrées à géométrie variable.