TOPOLO a écrit :La transition entre l'entrée d'air et les aubage n'est pas isenthalpique, mais adiabatique.
La particule l'air qui a une énergie totale équivalente à une Ti de 135° à l'infini amont aura la même énergie quand elle entrera au contact de l'aube
Bien, bien, Monsieur TOPOLO.
Je vois que l’on n’a pas oublié les fondamentaux étudiés à l’école.
Bien évidemment l’écoulement autour de l’avion est de type permanent sans apport d’énergie dit isentropique (ou adiabatique et reversible).
La conséquence est que la température totale Tt reste constante tout au long de l’écoulement, ondes de chocs ou non.
Ainsi donc, lorsque je considère une température statique extérieure de -60°C à 40.000 ft, elle ne peut pas être également de -60°C (Ts) à l’entrée moteur.
Je commets une erreur grave.
Il faut par donc appliquer le principe évoqué plus haut, soit la conservation de la température totale Tt.
Reprenons notre exemple du F1 à M2.10 à 40.000 ft.
Si sa sonde Tt ou Ti indique 135°C, la température Tt ou Ti à l’entrée du moteur sera également de 135°C.
Si le Mach en entrée moteur est de M0.50, alors le calcul donnera une température statique Ts de 116°C au droit du premier étage du compresseur (Tt = Ts (1 + 0.2xMach carré)).
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Il est là :PS si on a, comme tu le dis toi même, la relation , que l'on connait Ts et Ti (ou Tt pour moi c'est la même chose non ?), où est le problème pour calculer le Mach ?
Mach M = Vp / k.racine Ts
Tu disposes de Tt (ou Ti) donné par la sonde; tu ne connais pas Vp , donc tu ne peux pas calculer M, donc impossible d'obtenir Ts (tu ne connais que Vi donné par (Pt - Ps)
Par contre si tu peux connaître M par des mesures données par tes sondes Pt et Ps, étant donné que M est une fonction démontrée du rapport (Pt – Ps)/Ps (j’aimerais bien d’ailleurs retrouver cette démonstration) - cette information brute peut t’être donnée par ton machmètre ou encore calculée précisément par ta centrale aéro – alors la centrale est en mesure de calculer Ts puis Vp.
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, moi qui suis fan de navires anciens (en bois).