Rémi87

A mon avis, rupture au niveau de la soufflante ou de la boite de transfert => perte brutale de la portance avant => tentative de salto avortée par sacrifice du train avant et du nez de l'avion. Mais il y a aussi qqch au niveau de la commande du moteur. Je ne veux pas croire que le pilote n'ait pas eu le réflexe du "tout réduit", alors que dans les faits on voit bien que la puissance reste très présente longtemps après le premier rebond...

Ils se sont mis quelques "g" dans le caisson! Mon passage préféré est quand il fonce vers la parois pleine PC à 0'57'': Je pense que tu dois trouver "une certaine" motivation a bien tirer sur le manche quand tu vois la muraille arriver comme ça!

Ça ne s'était pas limité à leur fin de vie?

Passer un câble plein ou un tuyau creux, ce n'est pas la même histoire... Même s'il y a 200 bars dedans (et du coup 350 dehors) une fois mis en service, ça n'est pas le cas lors de la mise en œuvre. Bref, ça ne me parait pas trop réaliste, même si j'avoue ne pas avoir creusé le sujet ni regarder s'il y a une antériorité.

Aux alentours de la vitesse minimale, en limite de décrochage. Lorsque l'altitude augmente, il y a moins d'air et la vitesse de décrochage augmente. D'après le commentaire du pilote et sans connaitre les valeurs réelles qui varient de toute façon avec la configuration, il est plus que probable que 237kn soit effectivement très proche du décrochage. Dans les démos à vitesse très lente, l'avion vole complètement assis sur les réacteurs avec une très forte incidence de sorte que la poussée réduit le poids apparent de l'avion et lui permet de ne pas décrocher bien qu'étant à une vitesse inférieure à celle de décrochage en pallier. C'est l'orientation de la poussée qui lui permet de tenir, tandis que dans le cas qui nous concerne c'est la vitesse que donne cette poussée qui lui permet de ne pas décrocher, même si du fait de la vitesse air lente, l'avion a quand même un AOA un peu élevé.

A ceci prêt que si tu ralentis, tu décroches! Alors c'est vrai techniquement que dire que la portance baisse est juste, mais c'est une chute de portance un peu plus violente que ta façon de décrire ce qu'il va se passer. Avec un peu de disymétrie, ça peut même partir en vrille...

Il ne suffit pas de réduire le taux de dilution pour en faire un moteur performant en supersonique (et qui deviendra très mauvais en subsonique, domaine de vol restant pourtant important également sur un avion supersonique). Il faut avoir recours à des régimes différents au niveau des entrées d'air notamment afin que les compresseurs reçoivent en permanence un air à vitesse subsonique. Pour cela il faut qu'en régime subsonique l'entrée d'air soit de forme divergente, tandis qu'en supersonique il faut que ce soit l'inverse... Regardez comment sont conçus les réacteurs prévus pour rester longtemps en supersonique (RR Olympus du Concorde ou PW J58 du SR71 par ex) pour essayer d'entrevoir la complexité nécessaire afin d'assurer un fonctionnement non pas optimal mais à minima correct sur toute l'enveloppe de vol pour comprendre que ça n'a pas grand chose à voir avec un "simple" turbofan subsonique auquel on aurait "enlevé le taux de dilution". Les moteurs militaires ne sont pas conçus pour fonctionner pendant de longues périodes à 80 ou 90 % de leur possibilité, les avions des combats n'étant pas non plus conçus pour rester longtemps en haut supersonique.

C'était couru d'avance... Un moteur civil qui doit maintenir un vol supersonique sans PC, c'est juste un développement sans commune mesure avec ce que le produit pourra rapporter après, et en complète contradiction avec les objectifs environnementaux qui vont se renforcer de plus en plus. A quelques (couteuses) exceptions près, les moteurs militaires ne sont pas conçu pour rester longtemps à leur poussée maximale et en supersonique, et, comme dit plus haut, ils ont des intervalles de maintenances totalement différents de moteurs civils. C'est un peu comme comparer un moteur de voiture et un moteur industriel (camion, train ou autre): Si on excepte la différence de demande en couple, il existe pleins de moteurs de voiture conçu pour fournir autant de puissance qu'un moteur de camion. MAIS, au niveau conception, le facteur de charge va être de 20 % dans un cas, alors qu'il sera de plus de 70% dans l'autre et ça change totalement la conception. On peut aussi se souvenir des casses successives des moteurs Thielert dans l'aviation (Diamond DA40 notamment), extrapolés des moteurs 1,7L des classe A de Mercedes. Il y a eu bon nombre de casse de vilebrequins qui témoignaient que ce n'était pas vraiment le fait d'une mauvaise avionisation d'un moteur de voiture, mais bien d'un effort trop important dans la durée pour lequel il n'était pas conçu. (il ne développait pas plus de puissance...) Bref, pour en revenir au moteur civile supersonique, en dehors des contraintes environnementales actuelles déjà citées et du marché de niche auquel il s'adresse, sa complexité fera qu'à mon avis on n'est pas prêt d'en revoir un. A mon avis, si le jet supersonique de Dassault n'a pas vu le jour, c'est clairement pour ce problème. Donc pour moi, tous ces projets sont immanquablement voués à l'échec. Il font juste un peu rêver et se souvenir du Concorde, toujours aussi présent dans le souvenir des amoureux de l'aviation.

En fait la vitesse vraie (ici traduite sur le machmètre), te permet de savoir à quelle heure tu vas arriver (s'il n'y a pas de vent), tandis que la vitesse anémométrique te dit si tu vas arriver... (c'est à dire si tu ne décroches pas et ne part pas en vrille, qui peut être plus ou moins rattrapable... Au moins, il y a de l'eau sous la quille!)

Oui... A l'extrême bout de la la pointe du sommet tout en haut du coffin corner! Bon en réalité, ce que je ne sais pas c'est : - Est-il à fond et donc effectivement à la limite de ce qu'il peut faire? - Est-il limité (administrativement...) au domaine subsonique, et il aurait donc encore une marge de poussée qui lui permettrait d'avoir encore un peu de marge de vitesse et donc possiblement monter encore un peu?

A cette altitude, Vmax et Vitesse de décrochage ont dangereusement tendance à se rapprocher au point de quasi fusionner. Le domaine de vol devient réduit à minimal, la manœuvrabilité quasi-nulle sous peine de décrochage. Ce n'est pas le moment de bradasser les commandes! De la souplesse, de la souplesse... Comme le dit DEFA, 237 knts c'est la vitesse anémométrique, pas la réelle. Mais c'est celle qui compte pour estimer la portance restante, notamment par rapport à la vitesse de décrochage. La vitesse vraie est bien supérieure.

C'est quoi comme jeu??

Tu as mal lu, c'est déjà écrit dans le post de Skw : "Le vice-amiral Shackleton recommande: "Un accord devrait être conclu avec le gouvernement américain pour construire en Australie neuf navires du destroyer USN DDG-51Flight III, intégrant le radar à réseau phasé australien".

Ça n'a aucun rapport. Là où le poids génère le moins de contrainte, c'est quand il est situé à l'endroit où est générée la portance. En schématisant, plus tu alourdis le fuselage, et plus tu créés des contraintes à l'emplanture des ailes, même si dans le cas du F-35 le fuselage est probablement légèrement porteur aussi... Donc l'armement interne n'apporte rien en terme de résistance aux G. Et reconnaitre ça ne veut pas dire que ça n'a aucun intérêt non plus, on est bien d'accord : cela permet de peu augmenter la trainée avec le chargement, et de ne pas dégrader la furtivité. Mais dire que du fait de l'emport interne le F-35 peut tirer autant de G à vide que chargé n'a aucun sens. Et globalement, il n'y a aucun argument qui pourrait justifier cela, c'est pour cela que je disais que si le F-35 peut réellement tirer 9G chargé, il n'y a aucune raison qu'il ne puisse pas faire mieux à vide. Mais son corolaire est vrai aussi : s'il ne peut tirer "que" 9G à vide, il n'y a pas de raison physique pour qu'il puisse le faire chargé...

S'il peut vraiment faire ça, alors il n'y a aucune raison qu'il ne puisse pas faire mieux à vide... La résistance limite vient du calcul poids * accélération, et ça vient des lois de la physique, pas d'un prospectus commercial.