Conception d’aéronefs

Aucune innovation n’est plus distinctive du XXe siècle, ni plus influente sur sa vie ou son imagination, que l’avion. Bien que les technologies racines aient été établies au XIXe siècle, ce sont les frères Wright, en 1903, qui les ont synthétisées pour la première fois en une machine capable de voler de manière soutenue et contrôlée.

Le vol plus lourd que l’air a repoussé les limites de la puissance du moteur et de la résistance structurelle par unité de poids et a donné une grande impulsion à la technologie, avec une influence bien au-delà de l’aéronautique.

Il a également largement initié la science de l’ingénierie de l’aérodynamique, encore une fois avec des implications de grande portée. L’étendue de la conception des aéronefs au cours du XXe siècle peut être considérée en examinant les développements de quatre types d’aéronefs :

1. Ailes biplans et contreventées à l’extérieur
2. Monoplans profilés
3. Avion transsonique
4. Avions supersoniques et hypersoniques.

Ailes biplans et contreventées à l’extérieur

Au cours de leurs quatre premières décennies, les avions à succès étaient presque exclusivement propulsés par des moteurs à pistons à combustion interne à allumage commandé. Les premiers moteurs ont suivi la pratique automobile, mais ont accordé une plus grande attention à la réduction du poids et ont utilisé des matériaux légers tels que l’aluminium pour le bloc. La puissance au décollage était généralement d’environ 40 kW et le poids par unité de puissance était d’environ 3 kilogrammes par kilowatt (kg/kW).

La durée de vie de la révision et le temps moyen entre les pannes en vol n’ont pas dépassé quelques heures. La théorie du moteur à pistons était comprise avec une clarté raisonnable, mais le manque d’expérience et de raffinement dans les détails mécaniques imposait des limites sévères.

La caractéristique la plus distinctive des avions était l’aile. Les concepteurs se sont appuyés sur des modèles aviaires pour formuler leurs idées de sections de profil aérodynamique et sur des souffleries primitives, développées depuis les années 1870, pour les tester.

Un profil aérodynamique mince par rapport à sa longueur de corde était jugé nécessaire pour l’efficacité. Pour fabriquer une aile mince suffisamment solide avec les matériaux existants (généralement du bois, contreventé par du fil d’acier), un contreventement externe était nécessaire.

Les Wright ont joint deux ailes avec une structure en treillis de bois et de fil de fer dans une configuration biplan, et la plupart des autres les ont suivis, bien que certains monoplans avec contreventement externe aient également été vus ainsi que quelques triplans.

On savait depuis longtemps qu’une aile non stabilisée pouvait s’abaisser. Cela pouvait être corrigé par une surface d’empennage horizontale montée à l’arrière gréée pour fournir une portance négative, ou une surface avant fournissant une portance positive, ce qu’on appelle le « canard », tel qu’employé par les Wright.

Les empennages horizontaux étaient généralement combinés à un stabilisateur vertical, une configuration empennage-arrière, car cela permettait de répartir les masses de la manière la plus pratique sur toute la longueur de l’avion.

En particulier, un avion empennage arrière pouvait monter son moteur à l’avant pour un meilleur refroidissement. Un fuselage en treillis portait la queue à une extrémité et le moteur à l’autre, le pilote étant logé au milieu du navire. Les surfaces des profils aérodynamiques étaient recouvertes de tissu cousu et verni, tout comme le fuselage de plus en plus. D’autres configurations ont été essayées, mais celle-ci est rapidement devenue dominante pour la plupart des applications car elle offrait le poids le plus bas et une traînée raisonnable.

Comme les Wright ont été les premiers à le reconnaître clairement, le contrôle était crucial. Leur schéma a été adopté comme norme pour les gouvernes, mais avec des modifications. Des gouvernails et des gouvernes de profondeur articulés ont été installés sur des stabilisateurs fixes, ajoutant ainsi une stabilité statique tout en préservant le contrôle.

Le gauchissement des ailes a été remplacé par des ailerons articulés plus simples. Au fur et à mesure que les avions passaient du statut de véhicules purement sportifs à celui de moyen de transport pratique, les concepteurs sont passés de la pratique de Wright de la stabilité statique négative à des conceptions positivement stables capables de voler régulièrement sans sollicitations constantes des commandes.

En 1910, les avions étaient généralement capables de transporter une ou deux personnes à une vitesse d’environ 125 km/h pendant une heure, avec des applications principalement pour le sport et la reconnaissance et l’observation militaires. Leur valeur pendant la Première Guerre mondiale a conduit à une pression considérable pour s’améliorer.

Des puissances de moteur allant jusqu’à 200 kilowatts permettaient des structures plus grandes et plus robustes transportant des charges de 400 kilogrammes ou plus à des vitesses allant jusqu’à 200 km/h pendant plusieurs heures. Des cadres de tubes d’acier soudés ont commencé à apparaître, et quelques avions ont été recouverts d’aluminium.

Avant la Première Guerre mondiale, un nouveau type de moteur d’avion, le rotatif, a été développé. Les cylindres étaient disposés radialement, comme les rayons d’une roue, et le carter tournait avec l’hélice autour d’un vilebrequin fixé à la cellule.

La lubrification (à l’aide d’un système de perte totale à passage unique) et le refroidissement ont ainsi été améliorés, et les rotatives étaient relativement légères (moins de 2 kilogrammes par kilowatt) et fiables. Les forces d’inertie du moteur tourbillonnant ont empêché l’application de rotations plus puissantes, mais cela a suscité l’intérêt pour la configuration radiale fixe, avec un carter fixe et un vilebrequin rotatif.

Une fois que les problèmes de vibrations ont été améliorés, le radial est devenu l’un des deux principaux types de moteurs d’avion plus tard dans les années 1920. L’autre était le moteur en ligne refroidi à l’eau, souvent à deux rangées dans une configuration V8 ou V12. À la fin des années 1920, des puissances allant jusqu’à 425 kW avec des poids aussi bas que 1 kg/kW sont devenues disponibles.

L’augmentation de la puissance des moteurs et une meilleure compréhension des exigences du vol ont conduit à des progrès généraux en matière de performances et aux débuts du service aérien commercial dans les années 1920. Les ailes monoplans à contreventement extérieur sont devenues courantes, tout comme deux ou trois moteurs pour les modèles plus grands. Cependant, le vol restait dangereux et limité à des distances inférieures à 2 000 kilomètres et à des vitesses inférieures à 260 km/h, courses et cascades mises à part.

Bien que les physiciens aient construit un corpus impressionnant de théories sur les écoulements de fluides aux XVIIIe et XIXe siècles, peu de celles-ci ont été utiles aux premiers concepteurs d’avions. Des découvertes plus pertinentes n’ont pas tardé à venir, en particulier en Allemagne, sous la direction de Ludwig Prandtl.

Cependant, ce travail n’est devenu généralement connu et accepté par les concepteurs qu’après la Première Guerre mondiale, lorsqu’il a conduit à l’adoption de sections de profil aérodynamiques plus épaisses qui offraient de meilleures performances tout en permettant des structures plus solides nécessitant moins de contreventement induisant la traînée (Figure 1). Cependant, l’efficacité globale du vol, mesurée par le rapport entre la portance et la traînée (L :D), s’est peu améliorée.

Les réalisations des années 1920 ne représentaient pas une limite ultime pour les avions à contreventement extérieur avec des structures tubulaires recouvertes de tissu, mais le développement du monoplan profilé a progressivement conduit à la quasi-extinction des avions précédents. À la fin Au XXe siècle, cette construction était limitée aux avions de sport légers et aux avions à usage spécial.

Monoplans profilés

Avant 1930, le développement des avions était peu influencé par la science, et peu de concepteurs savaient grand-chose des réalisations de Ludwig Prandtl et de ses disciples dans la compréhension des mécanismes physiques de la portance et de la traînée. Les théories de la résistance structurelle basées sur la physique, importées de la pratique architecturale, ont trouvé une certaine utilité, mais elles n’ont pas été facilement appliquées à des structures aéronautiques plus élaborées.

Quoi qu’il en soit, le manque de connaissance des charges aérodynamiques a limité leur utilisation. La formule de la structure en tube d’acier recouverte de tissu avec des ailes biplans ou monoplans renforcées à l’extérieur était devenue confortable pour de nombreux concepteurs, et ils ont vu les besoins en termes d’amélioration progressive, et non de changement radical.

Alors que les aérodynamiciens s’appuyaient sur la théorie et les données expérimentales pour montrer un grand écart entre les performances réelles et potentielles, de plus en plus de concepteurs étaient déterminés à le combler.

Les découvertes ont été particulièrement stimulantes : les petites entretoises et même les fils de contreventement produisaient beaucoup plus de traînée qu’on ne l’avait supposé. L’expérimentation scientifique systématique des souffleries, guidée par la théorie aérodynamique en développement, a stimulé de nombreuses améliorations à la fin des années 1920, dont les capots qui réduisaient considérablement la traînée des moteurs radiaux tout en fournissant un bon refroidissement étaient parmi les plus importants.

Les volets et les becs ont été conçus pour permettre de réduire la surface des ailes tout en offrant une portance suffisante pour le décollage et l’atterrissage à des vitesses raisonnables.

Des mécanismes ont été développés pour permettre aux trains d’atterrissage d’être rétractés.

La mise en œuvre complète des améliorations aérodynamiques dépendait des progrès structurels. Grâce à de nouvelles théories et à des expériences approfondies, les concepteurs ont appris à construire des structures d’avion sous forme de coques lisses et intégralement rigidifiées à partir de tôle d’aluminium facile à travailler et fixée avec des rivets.

Ils ont acquis les connaissances et la confiance nécessaires pour fabriquer des ailes avec un rapport d’aspect plus élevé (le rapport entre l’envergure et la longueur moyenne de la corde, du bord d’attaque à la traînée), sans contreventement externe, améliorant ainsi l’efficacité de la portance.

À mesure que la vitesse atteignait 300 km/h et au-delà, les petits détails ont commencé à devenir très importants. Les ingénieurs ont développé des techniques de rivetage affleurant afin de réaliser des structures encore plus lisses.

Ces développements avaient tendance à rendre les avions plus lourds, mais le poids était compensé par la puissance. En 1933, 800 kW étaient disponibles avec un poids d’environ

0,8 kg/kW. En 1940, 1500 kW étaient disponibles pour 0,7 kg/kW. Les moteurs radiaux et en ligne se sont développés en parallèle, les moteurs radiaux étant généralement préférés pour les transports, les bombardiers et tous les avions de guerre, et les moteurs en ligne utilisés pour les chasseurs terrestres (avec quelques exceptions dans les deux sens).

Les systèmes de refroidissement sous pression permettaient de réduire la taille et la traînée des radiateurs. La suralimentation du moteur est devenue largement utilisée, soit sous forme de turbine d’échappement, permettant aux avions de fonctionner à des altitudes plus élevées où la diminution de la densité atmosphérique réduisait la traînée. Aux États-Unis, le développement de carburants à indice d’octane élevé a permis d’augmenter les taux de compression.

Le résultat global a été une transformation remarquable de la forme et des performances des avions en moins d’une décennie. Bien qu’une grande partie des connaissances de base à l’origine de la transformation proviennent d’Allemagne, c’est l’Amérique qui a pris les devants, reflétant des conditions économiques et géographiques favorables et des investissements gouvernementaux importants dans la recherche pratique. L’industrie britannique a d’abord été quelque peu lente à adopter les nouvelles technologies, mais elle a rapidement comblé l’écart lorsque le réarmement a commencé plus tard dans les années 1930.

Le Ford AT-5 Trimotor de 1930, pesant 6100 kg et transportant 15 passagers à moins de 215 km/h, avait cédé en 1936 au Douglas DC-3 de 11 400 kg, transportant 21 passagers dans un confort beaucoup plus grand et capable de 370 km/h (bien que la vitesse de croisière normale soit d’environ 275 km/h).

En Grande-Bretagne, les chasseurs allaient du Bristol Bulldog de 1930, avec des vitesses atteignant 280 km/h, au biplan Gloster Gladiator de 415 km/h qui n’est entré en service qu’en 1937, au Supermarine Spitfire de 585 km/h de 1939.

Si la Seconde Guerre mondiale avait commencé en 1929, les avions qui y auraient combattu n’auraient été que légèrement supérieurs à ceux de la Première Guerre mondiale. Mais au moment où la guerre a commencé en 1939, les avions avaient pris beaucoup d’avance et avaient joué un rôle beaucoup plus important.

Plus encore que lors de la Première Guerre mondiale, les pressions des conflits ont entraîné de grandes avancées. En 1948, les puissances des moteurs à pistons avaient atteint 2600 kW, et certaines unités pouvaient atteindre 0,5 kg/kW. Le chasseur nord-américain P-51H de 1945 pouvait atteindre 780 km/h, tandis que l’avion de ligne Lockheed Constellation de 25 000 kg de 1946 transportait 51 passagers à des vitesses allant jusqu’à 530 km/h, naviguant à 440 km/h.

Le Constellation incorporait la pressurisation de la cabine, permettant un fonctionnement confortable à des altitudes de 6000 m et plus. La plupart des gains de performance de cette période reflétaient simplement l’augmentation de la puissance du moteur avec un raffinement aérodynamique supplémentaire.

Au milieu des années 1930, les sciences fondamentales de l’ingénierie qui sous-tendaient ces réalisations étaient toutes en place. Dès les années 1840, les physiciens avaient formulé les équations exactes de l’écoulement des fluides (les équations de Navier-Stokes).

Ils étaient beaucoup trop complexes pour être résolus dans des cas réalistes, et même des solutions approximatives viables étaient très difficiles à obtenir.

Des efforts ont été faits pour analyser l’écoulement sur les profils aérodynamiques en supposant un écoulement incompressible, irrotationnel et visqueux (sans frottement), mais les résultats concordaient mal avec les mesures, en particulier pour la traînée.

Prandtl et ceux qui l’ont suivi ont montré que la viscosité était en fait d’une importance cruciale, mais que ses effets étaient en grande partie confinés à une très mince couche d’air, la « couche limite », qui se trouvait normalement immédiatement à côté de la surface de l’avion.

La compréhension des phénomènes de la couche limite a été compliquée par l’existence de deux types d’écoulement très différents : l’écoulement « laminaire » lisse et relativement simple et l’écoulement turbulent très complexe. La compréhension et la prédiction complètes des écoulements turbulents restaient insaisissables, même à la fin du XIXe siècle.

Néanmoins, en tenant compte de la couche limite dans leurs mathématiques, les aérodynamiciens ont pu trouver des solutions approximatives aux problèmes d’écoulement qui étaient utiles dans des cas pratiques, guidant les concepteurs vers des formes aérodynamiques qui pouvaient être affinées avec un temps et des efforts raisonnables grâce à des expériences en soufflerie.

Le principal problème était de gagner en portance par des répartitions favorables de la pression de l’air et d’éviter la traînée causée par des pressions défavorables. La pression est constante pour l’air au repos, mais elle est modifiée par le flux d’air devant l’avion de la manière prédite par les solutions approchées des équations de Navier-Stokes. La portance est générée par une pression excessive sur la face inférieure du profil aérodynamique par rapport à celle sur le dessus.

Une partie de la traînée provient d’un frottement visqueux, mais une grande partie est le résultat de la pression excessive sur l’avant des profils aérodynamiques et d’autres parties de l’avion sur celle agissant sur l’arrière. Il faut particulièrement éviter les situations dans lesquelles l’écoulement se sépare entièrement de la surface, laissant un vide relatif rempli de tourbillons irréguliers ; Les basses pressions ainsi générées entraînent une traînée élevée.

L’application intensive de ces connaissances, impliquant des essais et des analyses à grande échelle dans des installations spécialisées, a directement soutenu les concepteurs d’aéronefs et de moteurs.

En 1950, le monoplan profilé à hélice métallique avec moteur à pistons avait presque atteint ses limites technologiques inhérentes. Son triomphe avait été magnifique mais bref. Les centrales à turbines à gaz étaient apparues, offrant de nouvelles opportunités et de nouveaux défis. L’avion subsonique classique, avec des moteurs à pistons ou à turbopropulseurs, a continué à avoir d’importantes niches de marché à la fin du XXe siècle, mais seulement dans des rôles subsidiaires.

Avion transsonique

La théorie aérodynamique qui avait été si précieuse dans les années 1930 reposait sur l’importante hypothèse simplificatrice selon laquelle la compression de l’air par l’avion pouvait être ignorée. Cette hypothèse d’écoulement incompressible s’est effondrée en 1940, lorsque les vitesses approchaient Mach 0,7. (Le nombre de Mach est le rapport entre la vitesse de l’écoulement de l’air et celle du son. Toutes les perturbations de pression modérées se propagent à Mach 1 1/4 1225 km/h 1/4 340 mètres par seconde dans des conditions standard au niveau de la mer.

L’avion lui-même n’a pas besoin de s’approcher de Mach 1 de très près pour rencontrer la compressibilité, puisque l’air accélère en passant devant l’avion. Toute avancée au-delà des conditions de vol atteintes à la fin de la Seconde Guerre mondiale en 1945 ne pouvait se faire qu’en pénétrant cette nouvelle région de vol « transsonique ».

Avant que cela ne devienne possible, de nouveaux moyens de propulsion étaient nécessaires. La vitesse d’une pale d’hélice dans l’air est, bien sûr, supérieure à celle de l’avion lui-même. Par conséquent, les hélices ont été les premières à être affectées à l’approche des vitesses soniques, ce qui a entraîné une baisse des performances.

Au fur et à mesure que les années 1930 avançaient, les ingénieurs de plusieurs pays se sont tournés vers une nouvelle application d’une vieille idée : une turbine à gaz pour générer un flux de gaz chaud pour la propulsion par réaction de jet en utilisant l’air atmosphérique, plutôt que de transporter un oxydant à bord de l’avion comme dans une fusée.

Ces idées ont été poursuivies en Grande-Bretagne et en Allemagne nazie, et à la fin de la Seconde Guerre mondiale, elles ont été mises en pratique par les deux pays.

Le décor était planté pour le vol transsonique si ses problèmes pouvaient être surmontés. La recherche et le développement aéronautiques allemands ayant suivi la Seconde Guerre mondiale, la direction est passée principalement aux États-Unis, à la Grande-Bretagne et à l’Union soviétique, les États-Unis jouant le rôle le plus important en raison de leurs grandes ressources.

Des progrès assez rapides ont été réalisés à la fois dans la compréhension théorique du vol transsonique (s’appuyant dans une large mesure sur les bases établies en Allemagne) et dans les difficiles problèmes de mesure. Il y a eu de nombreuses découvertes importantes, mais trois méritent une mention spéciale. Tout d’abord, il y a eu l’utilisation du balayage de l’aile.

C’est principalement la composante de l’écoulement de l’air perpendiculaire au bord d’attaque de l’aile qui détermine la portance et la traînée, de sorte que le balayage augmente le nombre de Mach critique de l’aile (le point auquel sa traînée commence à augmenter très brusquement en raison de la compressibilité). Deuxièmement, il y avait l’utilisation de sections très minces avec des bords d’attaque assez tranchants, généralement avec peu de balayage et un faible rapport d’aspect.

Enfin, les règles de zone régissaient la conception générale des avions transsoniques ; C’est-à-dire que l’avion est conçu pour s’assurer que la section transversale totale de toutes les zones varie de la manière la plus lisse possible sur sa longueur, sans bosses ni creux, minimisant ainsi la traînée des vagues causée par la formation de fronts de choc.

Grâce à ces moyens et à d’autres, il a été possible d’augmenter les rapports portance/traînée des gros avions à 20:1 ou plus, compensant la consommation élevée de carburant des premiers moteurs à réaction et, en fin de compte, donnant aux avions transsoniques des performances sans précédent en matière d’autonomie et de charge utile, car l’efficacité des moteurs a été améliorée.

Les vitesses de vol élevées ont augmenté les charges sur les structures des avions transsoniques, car celles-ci varient en fonction du carré de la vitesse. Les innovations aérodynamiques ont posé d’importants défis supplémentaires, car elles ont imposé des écarts plus importants par rapport aux formes structurellement efficaces.

Les problèmes étaient les plus notables dans les ailes, où la profondeur devait être sacrifiée et où le balayage augmentait le rapport d’aspect structurel effectif. Les concepteurs ont relevé ces défis avec des structures utilisant des géométries internes complexes pour optimiser la rigidité et la résistance.

Les pièces fortement sollicitées étaient souvent en acier inoxydable ou en titane, souvent sous la forme de pièces forgées massives usinées en forme de filet. Ces innovations ont considérablement augmenté le coût de la construction des avions, mais les avantages du vol transsonique justifiaient les dépenses pour de nombreuses applications.

La compréhension théorique et expérimentale de l’aérodynamique des avions transsoniques s’est développée pour répondre au besoin de données sur les charges sur lesquelles fonder la conception structurelle. Il est devenu clair que les structures pratiques des avions ne pouvaient même pas être approximativement rigides sous des charges de vol et de manœuvre transsoniques, ce qui a favorisé un développement beaucoup plus important de la discipline de l’aéroélasticité – l’analyse de la déformation de la structure de l’avion sous des charges aérodynamiques et de l’effet sur l’aérodynamique (et donc sur les charges) du changement de sa forme.

Avec un rapport entre la vitesse de vol et la vitesse de décrochage atteignant maintenant 4:1 ou plus, les problèmes de contrôle ont pris une nouvelle complexité. Des contrôles efficaces et nécessaires à basse vitesse pouvaient devenir totalement inefficaces ou même contre-efficaces à des vitesses transsoniques.

L’exemple classique est l’aileron d’une longue aile en flèche, qui a dû être complété ou supplanté par des spoilers ou d’autres commandes. Les circuits de commande manuels ont été remplacés par des commandes irréversibles motorisées.

Dans plusieurs cas, les problèmes, en particulier ceux associés au contrôle et à l’aéroélasticité, ont été identifiés pour la première fois par des accidents catastrophiques, dont certains dans des avions de ligne en service. Autrefois, on avait supposé que l’aviation était très dangereuse.

Cependant, à mesure que les aéronefs étaient de plus en plus utilisés pour le transport à grande échelle, la tolérance aux accidents diminuait fortement. Dans les années 1960, même les services militaires en étaient venus à rejeter les coûts humains et économiques des taux de perte élevés.

Cet accent mis sur la sécurité ainsi que sur la fiabilité, combiné aux rigueurs du vol transsonique, a permis de changer la conception de l’avion, passant de quelque chose accompli par dix à 25 ingénieurs sur une période d’un an à un projet d’ingénierie massif impliquant des centaines, voire des milliers de spécialistes sur un certain nombre d’années.

Les avions transsoniques ont atteint une maturité relative dans les années 1960, et la plupart des développements au cours du dernier tiers du siècle ont été de la nature d’améliorations progressives. Trois développements importants méritent toutefois d’être mentionnés. Tout d’abord, il y a eu le remplacement du contrôle manuel direct par des commandes électroniques « électriques » assistées par ordinateur.

Deuxièmement, l’introduction de matériaux renforcés de fibres, en particulier ceux incorporant des fibres de carbone dans une matrice plastique thermodurcissable. Après une longue gestation, occasionnée à la fois par le souci d’une sécurité prouvée et par la complexité de la conception pour un type de matériau tout à fait différent, les composites en fibre de carbone ont finalement commencé à être utilisés en quantité dans la dernière décennie du siècle, apportant des avantages significatifs en termes de réduction de poids et des promesses de réductions futures possibles des coûts de fabrication (contrebalancées par des coûts de matériaux plus élevés).

Le troisième développement important a été l’informatisation accrue du processus de conception, allant des dessins sans papier aux calculs complexes des écoulements aérodynamiques. Cela n’a pas, comme on l’espérait, permis de réduire le temps ou le coût de la conception, mais cela a permis une minutie sans précédent, ce qui a abouti à un avion meilleur et, en fin de compte, plus économique.

À la fin du XXe siècle, l’avion transsonique à réaction était le type dominant pour la grande majorité des services de transport et pour un large éventail d’applications militaires. Il n’y avait aucune perspective immédiate qu’il puisse être supplanté par des avions supersoniques ou hypersoniques dans la plupart des rôles, ce qui suggère que les avions transsoniques continueraient à être largement utilisés et à évoluer vers le XXIe siècle.

Avions supersoniques et hypersoniques

Lorsque le flux d’air au-dessus d’un avion atteint et dépasse Mach 1, la traînée commence à augmenter très fortement. La plupart des avions transsoniques manquent de puissance de propulsion pour pousser très loin dans l’élévation de la traînée en vol en palier, mais en 1950, il avait été vérifié que les avions transsoniques pouvaient dépasser des vitesses de vol de Mach 1 en piqué.

Les avions de chasse ont besoin d’une puissance excédentaire pour manœuvrer, généralement obtenue en ajoutant une postcombustion au moteur à réaction. L’étape suivante, commencée au début des années 1950, consistait à affiner l’aérodynamique et les commandes des chasseurs pour leur permettre de voler à des vitesses supersoniques (supérieures à Mach 1) en postcombustion.

Les changements les plus notables impliquaient l’adoption d’un angle de balayage plus grand, d’ailes delta très inclinées ou d’ailes minces et basses avec des bords d’attaque tranchants. En 1960, la plupart des chasseurs entrés en service étaient capables de dépasser Mach 2.

Cela n’était possible qu’à haute altitude (limitée par l’échauffement aérodynamique et les forces) et pendant de brèves périodes (limitée par une consommation élevée de carburant après combustion), mais la vitesse était utile tactiquement. Il s’agissait d’avions transsoniques capables de sprints supersoniques.

Lorsque les avions transsoniques sont entrés en service en grand nombre à des fins militaires et commerciales dans les années 1950, on s’attendait généralement à ce qu’ils soient bientôt supplantés ou du moins largement complétés par des avions véritablement supersoniques qui volaient normalement à plus de Mach 1. Cependant, en 2000, un seul type d’avion passait régulièrement plus de la moitié de son temps en vol supersonique, l’avion de ligne franco-britannique Concorde, et seulement une douzaine de Concorde restaient en service.

Les obstacles à un vol supersonique plus large comprenaient le poids, le coût et l’impact environnemental. La théorie et l’expérience ont rapidement conduit à la conclusion que la meilleure forme pour le vol supersonique était élancée et en forme de flèche et que les avions minces appropriés pouvaient naviguer supersoniquement avec une efficacité généralement égale à celle des avions transsoniques.

Cependant, les avions élancés n’étaient pas intrinsèquement adaptés aux vitesses relativement basses nécessaires à l’atterrissage et au décollage. Des compromis et des adaptations ont été nécessaires pour un vol contrôlable et efficace sur une gamme de vitesses qui variaient de 10:1 ou plus, du maximum au décrochage, entraînant un poids et des dépenses supplémentaires. De plus, le vol supersonique présentait des défis structurels encore plus importants que le vol transsonique, ce qui entraînait également des pénalités de coût et de poids.

Celles-ci résultent en partie des pressions dynamiques élevées impliquées dans le vol à très grande vitesse, mais plus encore de l’échauffement aérodynamique, représentant la somme à la fois du frottement et de la compression de l’air dans l’écoulement supersonique. Pour un vol soutenu à plus de Mach 2,5, l’aluminium perd trop de résistance en raison de l’échauffement pour être utilisé comme matériau structurel à moins d’être refroidi ou protégé. De l’acier ou du titane peuvent être utilisés à la place.

Dans les avions, toute augmentation de poids entraîne des problèmes en cascade. Cela est particulièrement vrai pour les avions supersoniques, qui ont tendance à être plus attrayants pour les missions à long rayon d’action nécessitant de grandes charges de carburant. Le poids élevé allié à la nécessité de matériaux et de structures spéciaux a fait grimper les coûts des avions supersoniques.

De plus, l’onde de choc supersonique atteint des niveaux inquiétants et même destructeurs sur le sol sous la trajectoire de l’avion supersonique, même lorsqu’il vole à des altitudes de 20 kilomètres ou plus. Ces problèmes se sont combinés à une acceptation drastiquement lente du vol supersonique.

En effet, un type supersonique qui a connu un service réussi, l’avion de reconnaissance stratégique américain Lockheed SR-71 Mach 3þ, a finalement été retiré des opérations parce que ses fonctions pouvaient être remplies de manière plus économique par d’autres moyens.

À plus de Mach 4, une série de changements dans les phénomènes aérodynamiques a conduit à l’application de l’étiquette « hypersonique ». En principe, le vol hypersonique présente des opportunités intéressantes. Dans les années 1960, on croyait que les avions supersoniques pourraient être complétés relativement rapidement par des types hypersoniques. Dans la pratique, les problèmes de poids, de coût et d’effets environnementaux se sont avérés encore plus insolubles.

À vitesse hypersonique, le chauffage est si intense que même l’acier et le titane perdent de leur résistance. Un certain nombre de programmes de recherche relatifs au vol hypersonique, stimulés en partie par les exigences de la rentrée depuis l’espace, ont conduit à l’accumulation de connaissances considérables sur de nombreuses questions.

Cependant, les progrès dans le développement de systèmes de propulsion à respiration aérienne s’arrêtaient, et plusieurs efforts visant à construire un prototype d’avion hypersonique échouèrent en raison de problèmes de coût et de technologie. Ainsi, à la fin du XXe siècle, la promesse du vol supersonique semblait hors de portée et celle du vol hypersonique pas encore clairement en vue.

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