Essais de propulsion par turbopropulseur et moteur à pistons pour UAS

Le choix de la propulsion pour un aéronef MALE ou HALE est une discipline totalement différente de la simple sélection d'un moteur électrique et d'une hélice. Un turbopropulseur ou un moteur à pistons à carburant lourd implique une entrée d'air, un échappement, un système de refroidissement et une hélice suffisamment grande pour interagir de manière significative avec la cellule sur laquelle elle est montée — le tout à une vitesse de croisière et une altitude réelles, et non dans le régime à basse vitesse et à faible nombre de Reynolds dans lequel évolue un petit drone électrique.

1. Deux moteurs réels, deux vrais problèmes d'intégration

Les deux exemples phares de cette catégorie illustrent à quel point le terme « propulsion » peut recouvrir des réalités différentes, même au sein d'une même famille d'aéronefs. Le MQ-1 Predator d'origine était propulsé par un unique Rotax 914F, un moteur à pistons turbocompressé à quatre cylindres et quatre temps d'environ 115 ch , avec refroidissement par air pour les cylindres et par eau pour les culasses, entraînant une hélice propulsive bipale à vitesse constante — l'aéronef volait en croisière entre 84 et 135 mph environ, à près de 25 000 pieds, pendant bien plus de 24 heures d'affilée.

Son successeur plus imposant, le MQ-9 Reaper , est propulsé par un turbopropulseur Honeywell TPE331-10 doté d'un système de contrôle moteur électronique numérique (DEEC) , entraînant également une hélice propulsive multipale à pas variable montée à l'arrière . Selon General Atomics, l'aéronef opère jusqu'à 50 000 pieds, vole en croisière à une vitesse vraie de 240 nœuds et possède une autonomie de plus de 27 heures.

Les deux aéronefs ont opté pour la même architecture de base — une hélice propulsive montée à l'arrière du fuselage — bien que l'un fonctionne à l'essence via un moteur à pistons et l'autre au carburant d'aviation via un turbopropulseur. Ce choix architectural n'est pas anecdotique pour un programme d'essais en soufflerie ; il en est même l'élément central.

2. Pourquoi la configuration propulsive constitue un défi d'essai en soi

Une hélice propulsive montée à l'arrière du fuselage ne reçoit pas un flux d'air libre et non perturbé — elle ingère le sillage du fuselage et, selon la géométrie, celui de l'aile et de l'empennage situés en amont. Ce flux entrant est déjà distordu avant même d'atteindre le disque de l'hélice, et l'hélice, à son tour, réinjecte son propre swirl et ses perturbations de pression vers l'avant, dans le champ d'écoulement de l'empennage. Un essai au banc de l'hélice seule, ou un essai aérodynamique de l'aile seule, ne caractérise aucune des deux facettes de cette interaction — chacune n'a de sens que si elle est mesurée en présence de l'autre.

Cela reflète un constat plus large et documenté dans la recherche sur l'intégration hélice-entrée d'air et cellule-propulsion : la présence de l'hélice modifie de manière mesurable la distribution de la pression totale et introduit une distorsion liée au swirl. De plus, les effets des flux d'admission et d'échappement sur une cellule à propulsion intégrée peuvent modifier la finesse et le moment de tangage — des effets qui n'apparaissent que lorsque le système de propulsion et la cellule sont testés ensemble, et non séparément.

3. Ce que les essais d'intégration doivent réellement couvrir

La cellule complète en présence d'une hélice représentative , et non le résultat d'un banc d'essai de poussée d'hélice seule superposé à la polaire d'une cellule lisse — la configuration propulsive implique précisément que les deux ne sont pas indépendants.
La qualité du flux d'admission sur l'ensemble du domaine de vol. L'entrée d'air d'un turbopropulseur doit fournir des niveaux acceptables de récupération de pression et de distorsion à la face du moteur en croisière, en montée et dans toute condition à fort angle d'attaque incluse dans le profil de mission — une exigence qui n'a pas d'équivalent sur un moteur électrique.
Les effets de l'intégration de l'échappement sur la traînée et le moment de tangage , car il est prouvé que les flux d'admission et d'échappement modifient ces deux paramètres de manière mesurable. De plus, une mission de classe MALE repose sur l'efficacité en croisière, où de légères pénalités de traînée s'accumulent sur des vols de plus de 24 heures.
La prise en compte de la traînée de refroidissement, spécifiquement pour un groupe motopropulseur à pistons — un moteur à pistons refroidi par liquide ou par air génère une traînée liée au flux de refroidissement qu'un moteur électrique ne produit tout simplement pas, et celle-ci doit être mesurée lors du même essai que le reste du bilan de traînée de la cellule.
L'interaction entre le sillage de l'hélice et l'empennage , puisqu'une configuration propulsive place l'empennage directement dans, ou à proximité, du flux entrant et du souffle de l'hélice — un couplage qui évolue en fonction du régime de puissance et de l'angle d'attaque.

4. Cinq erreurs que nous observons fréquemment

Tester l'hélice et la cellule lors de deux campagnes distinctes. Sur une configuration propulsive, le flux entrant de l'hélice provient du sillage de la cellule, et l'écoulement au niveau de l'empennage de la cellule est façonné par l'hélice — aucun essai isolé ne permet de capturer ce couplage.
Ignorer la mesure de la distorsion en entrée sous prétexte que « le fabricant du moteur la spécifie ». Les spécifications du fabricant supposent un flux entrant propre et sans distorsion ; la distorsion une fois le moteur installé sur la cellule est un effet d'intégration que la fiche technique du moteur ne peut pas prédire.
Traiter la traînée de refroidissement comme une réflexion après coup lors de l'intégration du moteur. Pour un groupe motopropulseur à pistons, le flux de refroidissement fait partie intégrante du bilan de traînée de l'aéronef dès le premier jour, et non comme une correction appliquée une fois l'essai aérodynamique terminé.
Supposer que la propulsion par turbopropulseur et par moteur à pistons partagent le même plan d'essai. L'exigence de récupération de pression à l'admission d'un turbopropulseur et l'exigence de flux d'air de refroidissement d'un moteur à pistons sont des problèmes physiques distincts nécessitant une instrumentation différente.
Ne pas effectuer d'essais à différents régimes de puissance. L'interaction entre le souffle de l'hélice et l'empennage varie avec la poussée. Ainsi, un essai à un seul régime de puissance ne permet pas d'observer l'évolution de ce couplage tout au long du profil de mission réel — les puissances de montée, de croisière et de patrouille ne sont pas des points d'essai interchangeables.

5. Ce que cela signifie pour votre programme

Indiquez-nous votre type de moteur, la configuration de votre hélice et le profil de puissance de votre mission , et nous définirons un essai d'intégration cellule-propulsion qui capturera conjointement les effets de l'admission, de l'échappement, du refroidissement et du souffle de l'hélice — et non sous forme d'essais au banc séparés greffés sur la polaire d'une cellule lisse. Lecture connexe : notre article central sur

long-range fixed-wing UAS testing

Sources et remarques

Propulsion du MQ-1 Predator (moteur à pistons turbocompressé à quatre cylindres Rotax 914F d'environ 115 ch, cylindres refroidis par air et culasses refroidies par eau, hélice propulsive bipale à vitesse constante, vitesse de croisière d'environ 84–135 mph à près de 25 000 pieds pour des missions de plus de 24 heures) : conforme aux spécifications moteur publiées par le fabricant (Page produit Rotax, « 914 UL | F ») et à l'historique du programme MQ-1 Predator de General Atomics.
Propulsion du MQ-9A Reaper (turbopropulseur Honeywell TPE331-10 avec système de contrôle moteur électronique numérique, altitude maximale de 50 000 pieds, vitesse de croisière de 240 KTAS, autonomie de plus de 27 heures) : General Atomics Aeronautical Systems, « MQ-9A Reaper (Predator B) ».
La configuration à hélice propulsive montée à l'arrière sur les cellules du Predator et du Reaper est une caractéristique documentée de la conception de la famille Predator/Reaper de General Atomics.
Les effets de l'intégration hélice-entrée d'air (modifications mesurables de la distribution de la pression totale et de la distorsion liée au swirl lorsque l'hélice est active) ainsi que les effets de l'intégration de l'admission et de l'échappement sur la finesse et le moment de tangage sont des résultats documentés dans la littérature publiée sur les essais en soufflerie et les simulations d'intégration hélice-entrée d'air et cellule-propulsion.
Les recommandations méthodologiques d'essai (essais combinés hélice-cellule, mesure de la distorsion en entrée, prise en compte de la traînée de refroidissement, essais du souffle de l'hélice à différents régimes de puissance) relèvent de la pratique d'ingénierie de TunnelTech.

Intégration de la propulsion par turbopropulseur et moteur à pistons pour les UAS à longue portée