Rétrospective sur les Prises d’Air du Concorde

Figure 1. Concorde au décollage montrant la disposition des prises d’air
Déjà 50 ans !
 
Le premier vol de Concorde eut lieu le 2 mars 1969. Pour participer au 50e anniversaire de ce moment historique, il est instructif de faire une rétrospective concernant ses prises d’air ; elles ont été un point essentiel de la faisabilité de ce bel oiseau.
 
Pourquoi des prises d’air ?
 
Un avion supersonique de croisière, tel que Concorde, ne peut être propulsé que par des turboréacteurs ; ils assurent la croisière mais aussi la montée et la descente de l’avion. Ces moteurs intègrent, de l’amont vers l’aval, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, éléments parfois suivis d’un canal de post combustion pour passer la phase de vol en transsonique (“ mur du son ”). Une tuyère placée en aval de l’ensemble accélère les gaz ayant traversé le moteur afin d’optimiser la poussée. Cet élément est généralement équipé d’un système de “ reverse ” (inverseur de poussée) pour aider au freinage de l’avion.
 
La prise d’air est aussi un élément constitutif du fuseau moteur. Placée en tête, elle capte le débit nécessaire au moteur et doit alimenter le compresseur dans les meilleures conditions possibles : pression élevée, faible distorsion, absence d’instabilités, etc. Pour les vols supersoniques, elle doit aussi ralentir l’écoulement du supersonique au subsonique (jusqu’à environ Mach 0,5) pour obtenir un fonctionnement correct du compresseur. En pratique, ce ralentissement ne peut être réalisé qu’au travers d’une ou plusieurs ondes de choc. Ces dernières engendrent une augmentation de l’entropie de l’écoulement, donc une perte de pression génératrice, d’où (quasi proportionnellement) une perte de poussée.
 
La prise d’air de type Pitot (un conduit placé face au vent) est la plus rustique mais induit, pour un vol à Mach 2, une efficacité de 0,72, totalement incompatible avec la croisière d’un avion tel que Concorde. Dans les années 50/60, il existait d’autres prises d’air avec des profils internes optimisés et des rendements de 0,85, à Mach 2, mais causant de multiples soucis lors des variations d’attitude de l’avion ou du régime moteur. Les premiers projets d’avion de transport supersonique se basent sur l’acquis de l’époque, mais les performances sont bien maigres alors qu’il faut y installer des passagers et, au moins, traverser l’Atlantique !! Dès les années 50, l’ONERA travaille sur les prises d’air d’un avion de transport supersonique en liaison étroite avec les industriels franco-britanniques concernés. En quelques années une efficacité de 0,93 (gain de 20 passagers !) est obtenue tout en éliminant les gros soucis de fonctionnement. Concorde va pouvoir voler commercialement.
 
Concorde est propulsé par 4 réacteurs Olympus, répartis dans deux nacelles positionnées à l’intrados de l’aile gothique de l’avion comme le montre la figure 1. Cet emplacement permet une première compression de l’écoulement capté, induite par la voilure. Des visualisations au tunnel hydrodynamique de l’ONERA permettront de vérifier que le train d’atterrissage principal - placé entre les nacelles (voir la figure 1) - et les trappes de fermeture associées sont compatibles avec le fonctionnement des prises d’air au décollage. Ces dernières sont légèrement écartées de l’aile par un piège à couche limite, dit externe, permettant d’absorber l’écoulement pariétal à énergie réduite contenu dans la couche limite de l’intrados de la voilure. Ce piège devra être de hauteur minimale pour minimiser la traînée. Autre point important : s’assurer qu’en cas de problèmes sur un moteur, il n’y ait pas d’interactions sur son voisin. Une étrave est ainsi placée entre les deux prises d’air adjacentes, juste en amont de la cloison médiane.
 
Les prises d’air, dites bidimensionnelles, sont carrées avec deux flancs latéraux qui assurent la bi-dimensionnalité des écoulements captés. La figure 2 présente la maquette utilisée à la soufflerie S5Ch de Chalais-Meudon pour mettre au point la prise d’air de Concorde. Comme le montre la visualisation strioscopique de la figure 3, à la partie supérieure, un profil de compression comportant des rampes capables de rotation permet d’adapter la configuration au nombre de Mach de vol. La carène, en partie basse, ferme l’ensemble. L’aire de la section de captation (carrée), très proche de celle de l’entrée ronde du moteur, assure un débit compatible avec les besoins du moteur, pour la plus grande partie du domaine de vol de l’avion. Pour le décollage, des trappes s’ouvrent sous la carène pour permettre d’accroitre le débit capté. Cette configuration, très compacte, minimise la traînée des fuseaux moteurs et leur poids.
Tout ce qui est synthétisé ici en quelques phrases représente un énorme travail de recherche, de réflexion et de mise au point, basé essentiellement sur des essais en souffleries (souffleries S5Ch de l’ONERA-Meudon, C4 du LRBA à Vernon, S2Ma du centre ONERA de Modane-Avrieux, Grande-Soufflerie S1Ch de l’ONERA-Meudon, etc.).
 
Pourquoi une rampe de compression et de quelle forme ? Quelle carène ? Un profil de compression avec plusieurs pentes successives permet de remplacer le choc droit de la prise d’air Pitot (très couteuse en rendement) par plusieurs chocs obliques de plus faible intensité, l’efficacité globale se trouvant de ce fait significativement augmentée. Comme le montre la visualisation strioscopique de la figure 3, cette rampe comportant deux pentes, est définie de façon à faire se focaliser les chocs sur la lèvre de la carène afin d’optimiser débit et efficacité : on dit alors que la prise d’air est “ adaptée ”. Mais comme le nombre de Mach de vol varie, notamment pour la montée et la descente, la partie aval de la rampe doit être mobile pour maintenir au mieux cet optimum. Avec une telle rampe de compression permettant de passer de Mach 2 à 1,4 environ, la carène peut être configurée pour terminer la partie supersonique de la compression par un choc droit à Mach 1,4, ce qui reste néanmoins assez couteux en terme d’efficacité Au-delà, le ralentissement se poursuit en subsonique dans le diffuseur reliant la prise d’air à l’entrée du compresseur, en jouant sur la forme et l’évolution des sections pour éviter les décollements et induire une faible distorsion à l’entrée du moteur.
 
Cette configuration dite “ à compression externe ” (pour ce qui concerne la partie supersonique) impose une pente de carène importante qui va induire de la traînée. Pour faire mieux, on diminue cette pente, en même temps que la déviation de la rampe amont. L’écoulement capté reste alors supersonique avec un choc oblique complémentaire à l’intérieur de la prise d’air qui sera suivi d’un choc droit de faible intensité situé au niveau de l’impact du choc oblique sur la rampe de compression qui lui fait face. Cet impact impose la mise en place d’un piège à couche limite, maintenant interne, pour absorber les interactions onde de choc-couche limite, causes de décollement et d’instationnarités. Ce piège apporte l’avantage de séparer le volet de rampe amont qui est mobile, de l’élément de paroi du diffuseur interne, qui lui fait suite, lui aussi mobile. On a alors une configuration dite “ à compression supersonique mixte ” (le début en externe, la fin en interne). La partie en compression interne pose toutefois des problèmes de stabilité induisant des désamorçages partiels lors des variations de nombre de Mach de vol ou de régime moteur. De telles configurations volaient à l’époque avec un rendement de 0, 85 et des problèmes de stabilité, non acceptables pour un avion supersonique commercial.
 
Voici beaucoup d’ingrédients de conception, mais comme en cuisine, il faut maintenant le savoir-faire pour réussir la recette ! Les études faites à l’ONERA vont introduire des constituants complémentaires pour obtenir une “ Super ”  prise d’air, celle qui rendra Concorde faisable. Ainsi, on va remplacer la compression supersonique interne par un seul choc induit par la carène, choc oblique dit “ fort ” (au sens solution type choc fort aux équations de choc), suivi d’un écoulement subsonique, et moins intense qu’un choc droit. Ce choc étant plus redressé par rapport au cas précédent, il faudra déplacer vers l’amont le piège à couche limite interne. Ensuite, s’il y a des fluctuations de régime moteur, c’est le piège interne qui absorbera les variations de débit, en maintenant le choc fort de carène et donc la stabilité de la prise d’air. On doit aussi rappeler le gros travail d’optimisation de ce piège interne qui sert de référence (sa pression) pour la régulation et qui assure un débit annexe de quelques pourcents qui va refroidir le moteur et permettre une optimisation de la tuyère, du type double-flux, et son refroidissement. Cette solution aboutira, comme déjà indiqué, à un rendement de 0,93.
 
Si la nouvelle configuration proposée pour la prise d’air de Concorde peut s’expliquer en quelques mots, il restait à la rendre opérationnelle dans tout le domaine de vol, sans oublier les cas de dérapage de l’avion, etc. Afin d’obtenir la certification, tout cela a conduit à une quantité impressionnante d’essais, de modifications, d’analyses ! A-t-on encore tous les Procès-Verbaux d’essais et les Notes Techniques d’exploitation ? Pas sûr ! On peut aussi se poser la question concernant la concurrence (ou complémentarité) entre les approches, expérimentale d’hier et numérique d’aujourd’hui : comment referions nous un nouveau Concorde ?
 
Le développement de la prise d’air du missile ASMP (Air Sol Moyenne Portée) a été réalisé en se basant sur l’expérience Concorde. À Mach 2, aucune amélioration n’a été obtenue, il a suffi d’étendre son domaine de vol à Mach 3 et gérer la manœuvrabilité que demandait le missile. On doit noter que les Américains nous avaient indiqué que notre prise d’air ne supporterait pas les instabilités “ basse fréquence ” liées à la combustion au sein du statoréacteur. Pour éclaircir ce point, un essai très original dans la soufflerie S5Ch du centre ONERA de Meudon a été réalisé avec un porte-voix de la marine (portée de 10 km) pour simuler les instabilités, sans moteur. Ils ont confirmé que le piège avait bien son rôle d’amortisseur et garantissait un bon fonctionnement de la prise d’air. 
 
Pour terminer une petite anecdote. Pierre Carrière, alors Directeur de l’Aérodynamique à l’ONERA, racontait la visite d’Andreï Tupolev à l’ONERA-Meudon:
“ Devant la maquette de la prise d’air de Concorde, Tupolev a exprimé sa forte surprise de la voir si courte et pour un rendement aussi remarquable. Et qui dit plus court, dit moins encombrant et plus léger ”.
 
Jacky Leynaert (Sup-Aéro 1954) et Gérard Laruelle (Sup-Aéro 1970), se sont connus à Sup Aéro, le premier enseignant les prises d’air et le second étant son élève. En 1970, G. Laruelle rejoint l’ONERA pour son service militaire puis son embauche dans la division Aérodynamique Appliquée animée par J. Leynaert au sein de la Direction de l’Aérodynamique dirigée par Pierre Carrière. Dans le cadre du développement du projet Concorde, et à la demande d’Aérospatiale, J. Leynaert va travailler sur l’optimisation des prises d’air du transport supersonique ce qui nécessitera de nombreux séjours en Grande Bretagne, partenaire qui a la responsabilité de la propulsion. Il engagera aussi de nombreuses études dans les souffleries françaises afin d’optimiser les prises d’air de Concorde et deviendra un spécialiste mondial en la matière. En 1977, il quitte la Direction de l’Aérodynamique pour devenir Directeur adjoint des Grands Moyens d’Essais de l’ONERA qui a en particulier en charge la gestion des grandes souffleries des centres de Modane-Avrieux et du Fauga-Mauzac. 
Il prend sa retraite en 1993. Jacky Leynaert a longtemps été le titulaire du cours sur les Prises d’air à Sup-Aéro, maintenant ISAE-SUPAERO.
 
La première mission de G. Laruelle à l’ONERA sera de définir les prises d’air d’un missile d’interception Sol Air dont le deuxième étage est propulsé par un statoréacteur entre Mach 3 et Mach 6 avec une très forte manœuvrabilité, tout azimut ; c’est le projet SCORPION. À l’ONERA, G. Laruelle travaillera au développement de plusieurs missiles en liaison avec les industriels Aérospatiale et Matra (Modèle probatoire, ASMP, ANS, missile rustique, etc.) avant de piloter le programme français PREPHA (statoréacteur à combustion supersonique). En 1991, il quitte l’ONERA pour poursuivre son action sur les moteurs hypersoniques, puis de prendre la vice-présidence de la recherche à Airbus Space & defence. En 2007, il participe à la création du pôle de compétitivité francilien ASTech Paris-Région et en prend la direction générale. Il prend sa retraite en 2013 pour s’occuper des jeunes et de leur formation.  Président du Comité Jeunes de la 3AF, enseignant dans plusieurs établissements, G. Laruelle est co-animateur du stage sur les prises d’air et les tuyères dans le cadre de la formation EUROSAE. Il est membre de l’Académie de l’Air et de l’Espace depuis 2016.