Hélicoptère

Un hélicoptère est un aéronef dont la sustentation et la propulsion sont assurées par une voilure tournante, couramment appelée rotor, et entraînée par un ou plusieurs moteurs.

La majorité des hélicoptères utilise un seul rotor de sustentation et un rotor ou autre dispositif anticouple, les autres solutions sont des bi-rotors contrarotatifs placés sur le même axe, sur deux axes convergents, en tandem ou côte à côte.

L’histoire de l’hélicoptère commence au début du XX^e siècle mais les progrès sont nettement plus lents que ceux de l’avion. L’utilisation intensive des hélicoptères lors des guerres d’Algérie et du Viêt Nam et le développement des turbomachines marquent un tournant majeur pour apporter la preuve de ses capacités opérationnelles civiles ou militaires.

Comparé aux aéronefs à ailes fixes, l’hélicoptère est d’une conception plus complexe, sa maintenance est plus exigeante et le coût de l’heure de vol est plus élevé. Son aptitude à décoller et atterrir sur des terrains étroits et non préparés le rend indispensable pour certaines missions et fonctions malgré son autonomie et sa vitesse réduites.

1-Étymologie

Le mot « hélicoptère » a été inventé par l’inventeur français Gustave de Ponton d’Amécourt, à partir du grec ancien ἕλιξ / hélix, génitif ἕλικος / hélikos, « spirale », et πτερόν / pterón, « aile ». Ce terme est apparu pour la première fois le 3 août 1861 dans une demande de brevet au Royaume-Uni, puis le 16 avril 1862 dans un certificat d’addition au brevet 49.077 initialement déposé le 3 avril 1861 en France ne mentionnant que le terme « aéronef ». Cet inventeur construisit avec Gabriel de La Landelle un petit prototype d’hélicoptère (ou chère hélice) à moteur à vapeur bicylindre, à rotor contrarotatif, dont la chaudière fut une des premières utilisations de l’aluminium.

2-Histoire

L’histoire de l’hélicoptère commence au début du XX^e siècle, comme pour l’avion. L’insuffisance de la puissance des moteurs et les problèmes de stabilité rendent les développements beaucoup plus longs et aléatoires. En dehors de la parenthèse des autogires (aéronefs incapables de vol stationnaire), l’hélicoptère prouve son efficacité au cours de la Seconde Guerre mondiale. Le premier hélicoptère totalement contrôlable a été le Breguet Dorand Gyroplane-Laboratoire à double rotor contrarotatif en 1935. Le premier hélicoptère opérationnel est le Focke-Wulf Fw 61 de 1936. Les scientifiques du III^e Reich ont mis au point, en 1945, des hélicoptères opérationnels, démontrant leurs capacités missions de reconnaissance et de sauvetage. Ces derniers ont été très peu employés.

Les guerres menées dans les années 1950 par la France, en Indochine, en Algérie, et les États-Unis, en Corée puis au Viêt Nam dans les années 1960/1970, démontrent son intérêt militaire pour les missions de pénétration, d’appui-feu, de lutte anti-chars et pour le secours des blessés.

Sur le plan technique, l’apparition des turbomachines permettant le développement d’appareils plus lourds, plus rapides et plus fiables, donne à l’hélicoptère une place importante dans les forces armées, de police, de sécurité civile et de douane de beaucoup de pays. Sur le plan civil, en raison du coût élevé de l’heure de vol, pour cause de maintenance plus abondante, seuls quelques personnes et quelques opérations cruciales, profitent de ce moyen de transport et de manutention.

3-Physique de la sustentation

Comme pour l’avion, la vitesse relative de l’air et de la voilure génère une action mécanique qui permet à l’engin de voler. Mais, pour un hélicoptère, la rotation de ladite voilure engendre une vitesse relative y compris quand son fuselage est immobile par rapport à la masse d’air. Ceci permet à un hélicoptère de pratiquer le vol stationnaire, alors que l’avion est sujet à une vitesse « de décrochage » en deçà de laquelle le vol est impossible.

Approximation de Froude

Selon la théorie de Froude, la puissance nécessaire à un hélicoptère correspond à la variation de quantité de mouvement imposé à la colonne d’air. Le calcul de cette variation est approximatif, mais conduit à un résultat correct en termes d’analyse dimensionnelle. Schématiquement, si l’on fait l’approximation que le rotor impose une vitesse descendante uniforme au cylindre d’air qui le traverse, la force F (en kg⋅m⋅s⁻²) générée par le rotor vient de ce qu’un certain débit massique d’air (en kg⋅s⁻¹) est mis en Mouvement à une vitesse v (en m⋅s⁻¹), la force étant le produit de ces deux quantités. Le débit massique passant à travers le disque des pales (en kg⋅s⁻¹) dépend lui-même de la densité de l’air (en kg⋅m⁻³), de la surface S de ce disque (en m²) et de la vitesse v de l’air (en m⋅s⁻¹), le débit massique étant le produit de ces trois quantités. Globalement, la force générée par le rotor est alors de la forme :

F=v^{2}.\rho .S

La puissance W (en kg⋅m²⋅s⁻³) nécessaire pour créer cette force est en première approche l’énergie cinétique ( $\scriptstyle {\frac {1}{2}}.m.v^{2}$ ) fournie à chaque élément de cette colonne d’air par unité de temps, donc le débit massique d’air est cette fois-ci multiplié par la vitesse au carré :

W={\frac {1}{2}}v^{3}.\rho .S

Diamètre du rotor

Qualitativement, on voit que le rapport [puissance sur poussée] est proportionnel à la vitesse (moyenne) d’éjection de l’air. Pour une motorisation donnée (donc, une puissance maximale donnée), et pour une poussée nécessaire donnée (le poids de l’appareil), on voit que le poids à supporter pourra être d’autant plus important que la vitesse d’éjection par le rotor sera plus faible :

v=2W/F

, et donc

F=2W/v

Mais l’autre équation nous indique que pour ce poids donné, et pour pouvoir réaliser cette vitesse imposée, la surface balayée par le rotor doit être d’autant plus grande que le poids à supporter est grand :

F={\frac {4.W^{2}}{F^{2}}}.\rho .S

, et donc :

S={\frac {F^{3}}{4.W^{2}.\rho }}

Cette équation impose que pour une motorisation donnée (W) et un poids d’emport imposé (F) la surface balayée par le rotor doit être en proportion du cube de la masse à soulever, et donc, à puissance disponible égale, que le diamètre du rotor soit proportionnel à la puissance 3/2 de la charge. C’est la raison pour laquelle le rotor d’un hélicoptère est si grand : il vaut mieux avoir une pale longue et lente que courte et rapide.

La longueur de la pale rencontre cependant des limites pratiques, parce que l’analyse dimensionnelle ci-dessus suppose que le poids du rotor est faible devant la masse totale qu’il doit soulever. Par exemple, pour faire décoller un hélicoptère en pédalant (hélicoptère à propulsion humaine), un athlète de 80 kg (donc pesant 785 N) développant une puissance de 250 W (la densité de l’air étant de 1,3 kg m⁻³) devrait utiliser un rotor de l’ordre de 1 500 m², c’est-à-dire des pales de plus de 20 mètres ; mais des pales aussi longues entraînent un problème de poids.

Puissance du moteur

La puissance W (en Watts) minimum nécessaire à la sustentation d’un hélicoptère de masse M (en kg) en vol stationnaire est :

W={\sqrt {\frac {(Mg)^{3}}{2\rho S}}}

Où

$S$ est la surface du disque rotor en $m^{2}$ ;
$g$ est l’accélération de la gravité terrestre en $m/s^{2}$ ; et
$\rho$ est la masse volumique de l’air en $kg/m^{3}$ ;

Concrètement, les surfaces de rotor acceptables sont de l’ordre de 10 m², et la masse volumique de l’air est de l’ordre de 1 kg m⁻³. Pour un hélicoptère de l’ordre de 10 tonnes ( $Mg\simeq 10^{5}$ ), la puissance nécessaire sera de l’ordre de 10⁷ W. Ceci explique que les hélicoptères n’ont en pratique été développés qu’à partir du moment où des moteurs suffisamment puissants ont été disponibles.

Approximations

La théorie de Froude est notamment basée sur l’approximation que l’air a une viscosité nulle. Elle permet de prédire la puissance nécessaire à l’accélération de l’air vers le bas, cette accélération produisant — en vertu du principe action – réaction — une force sur les pales dirigée vers le haut.

En réalité, de toute évidence, le régime des vitesses des filets d’air traversant le rotor est un champ vectoriel variable. Il n’est pas possible donc de parler de vitesse constante, et les quantités précédentes sont le résultat de l’intégration des quantités élémentaires sur la surface du rotor ; mais ça ne change pas l’analyse dimensionnelle ci-dessus.

De plus, les pertes dues à la viscosité, ainsi que diverses autres pertes (la puissance nécessaire au rotor anti-couple, les pertes de la boîte de transmission, etc.) représentent environ 50 % de la puissance minimum de Froude. Une estimation réaliste de la puissance des moteurs d’un hélicoptère peut donc être obtenue en multipliant la formule ci-dessus par un coefficient de 1,5.

Source: Wikipédia sous licence CC-BY-SA 3.0.

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