Avions nucléaires français by INFOPRO DIGITAL

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Générale Aéronautique Marcel Dassault Mirage IV A Page 6

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Avions Marcel Dassault-Breguet Aviation Mirage IV P Page 52

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Générale Aéronautique Marcel Dassault Mirage III E Page 70

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SEPECAT Jaguar A Page 104

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Avions Marcel Dassault-Breguet Aviation Super Étendard Page 124

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Avions Marcel Dassault-Breguet Aviation Mirage 2000 N Page 142

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Mirage IV A n° 45 conﬁguré avec des réservoirs de 2 500 litres et avec une maquette d’AN 21. (B. Régnier)

Maquette du Mirage IV. (©Dassault Aviation)

En mars 1955, l’état-major de l’armée de l’air (EMAA) envisageait la succession du chasseur bombardier SNCASO Vautour. Sous la dénomination de SASP, la Direction Technique et Industrielle de l’Aéronautique (DTIA) souhaitait un avion remplissant une “mission de représailles”. En lien avec le Bureau des programmes de l’armée de l’air et le Service Technique Aéronautique (STAé), le bureau d’études de la GAMD (Générale Aéronautique Marcel Dassault) travaillait début 1956 sur un avion désigné Mirage IV. Par un courrier daté du 2 août 1956, le secrétariat aux Forces armées précisa à Marcel Dassault : “Il apparaît aussi que, compte tenu des idées actuelles sur le problème de l’interception dans les années correspondant à la mise en service de votre appareil, votre projet ne satisfait pas encore dans sa forme présente l’ensemble des desiderata des utilisateurs […], j’estime qu’il convient encore d’étudier de plus près certains points particuliers, notamment les suivants : possibilité de missions à haute altitude (20 000 m au minimum), possibilité d’augmentation de la charge emportée (combustible permettant une autonomie plus grande, radars éventuellement plus lourds que ceux actuellement prévus aﬁn de pallier l’insufﬁsance de plafond).” Ces contraintes suggéraient un avion de taille importante par le surplus de poids pour la charge militaire et pour le carburant. À partir de multiples projets, trois furent présentés aux autorités le 24 septembre 1956 par Marcel Dassault et par Jean Cabrière, directeur du bureau d’études de la GAMD : • le Mirage IV avec un moteur Snecma de 9 500 kgp ; • le Mirage IV avec un moteur De Havilland Gyron Senior de 12 000 kgp ; • le Mirage IV avec deux moteurs Snecma Atar 9 de 4 400 kgp.

Début 1959, la GAMD demanda au CEV (Centre d’Essais en Vol) que le premier vol du Mirage IV 01 ait lieu à Melun-Villaroche plutôt qu’à Istres, ce qui fut accordé moyennant le respect de deux directives apportées par le directeur du CEV à Brétigny-sur-Orge, l’une recommandant un nombre sufﬁsant d’essais du parachute-frein, l’autre limitant un poids faible pour l’avion. Roland Glavany, chef pilote à la GAMD, à la solide expérience des particularités de l’aile delta sur Mirage I et Mirage III, effectua le premier vol du Mirage IV 01 le 17 juin, accompagné par le Mystère IV N 01.

LA DÉFINITION DES CLAUSES TECHNIQUES DES AVIONS DE PRÉSÉRIE Les services officiels et la GAMD étudièrent à partir du Mirage IV 01 les modifications et les améliorations nécessaires pour définir la version de série Mirage IV A (A pour atomique). La principale demande concernait l’accroissement de la portée et des emports, la solution résidant dans l’amélioration des performances des réacteurs Snecma Atar en consommation et en puissance, impliquant un accroissement proportionnel de la taille de l’avion. La Snecma améliora le réacteur Atar 9 B et proposa l’Atar 9 D, version délivrant 2,5 % de poussée supplémentaire au sol et 15 % en altitude au-delà de Mach 1,4. Avec ces données, la définition d’un Mirage IV agrandi de 8 m2 pour la surface de voilure et de 1,70 m pour la longueur du fuselage fut approuvée en octobre 1959, le marché d’étude passé le 26 novembre et la commande de trois avions prototypes officialisée le 25 mars 1960, imposant les dates de premier vol : pour le Mirage IV A 02 le 1er décembre 1961, pour le Mirage IV 03

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Mirage IV 01 emportant un réservoir ventral de 1 600 litres avant un vol d’essai. (© Dassault Aviation)

le 15 avril 1962 et pour le Mirage IV 04 le 1er octobre 1962. Les prototypes étaient déﬁnis comme véhicules biplaces, capables d’agir par tout temps sur objectif dans des délais très courts, capables de vol prolongé en altitude, ravitaillables en vol et pouvant utiliser des accélérateurs de décollage JATO (Jet-Assisted Takeoff). Leurs équipements devaient comporter : deux radios UHF, un radiocompas, un TACAN, un IFF avec codage, une caméra photo verticale de 200 mm, le système de ralliement sur ravitailleur Rebecca Mk 8, pour le bombardement en basse altitude un intervallomètre pour le largage de huit bombes freinées de 400 kg, pour les contre-mesures deux détecteurs brouilleurs couvrant les secteurs arrière et avant de l’avion. Pour la navigation et le bombardement, des équipements permettant la navigation autonome précise et le bombardement en aveugle en vol horizontal entre 4 000 m et 8 000 m d’altitude, soit une centrale à cap faible dérive, un système Doppler, une centrale aérodynamique, un radar de recalage, un dispositif optique asservi pour la vue du sol, le recalage de la navigation et le bombardement à vue, une sonde altimétrique haute altitude et un jeu de calculateurs. Les avions devaient pouvoir emporter un large éventail de charges : • sous le fuselage en point central : une bombe nucléaire nationale ou une bombe atomique OTAN Mk 7, ou bien quatre bombes de 400 kg STRIM freinées par parachute ou encore un conteneur de reconnaissance photo ou un conteneur de contremesures offensives ; • sous la voilure : quatre bombes de 400 kg STRIM freinées par parachute, compatibles avec l’emport de réservoirs pendulaires. Les performances exigées pour la mission de bombardement supersonique étaient : décollage normal sur piste de 2 400 m, même en conditions extrêmes : 40°C et terrain situé à 500 m d’altitude, approche radioguidée par 50 m de plafond et 500 m de visibilité, un rayon d’action de 1 100 km en mission symétrique, la moitié du trajet étant parcourue à un nombre de Mach supérieur ou égal à 1,7 à une altitude supérieure ou égale à 16 000 m à l’aller et au retour, des facteurs de charge de 5 en subsonique et de 4 en supersonique. Les avions devaient voler à Mach 2,2 à 18 000 m d’altitude, la précision du bombardement en vol horizontal avec la bombe répondant aux marges d’erreur calculées sur la base du rayon d’un cercle à 90 % de probabilité, soit à Mach 1,7 avec largage à 18 000 m : • avec un recalage radar à 100 km du but : 2 000 m ; • avec un recalage radar à 50 km du but : 1 700 m ; • avec un recalage radar sur le but : 1 300 m, ou à 1 200 km/h avec largage à 4 000 m et recalage radar sur le but : 800 m, ou avec largage à 4 000 m et recalage optique sur le but : 400 m.

Le Mirage IV 01 en conﬁguration lisse au décollage à Istres. (DR, collection H. Beaumont)

Caractéristiques techniques des Mirage IV A de présérie Longueur avec perche : 23,50 m Envergure : 11,90 m Hauteur : 5,60 m Flèche au bord d’attaque : 60° Épaisseur relative : 3,5 % Dièdre : - 1° Surface de voilure : 78 m2 GTR : deux réacteurs Snecma Atar 9 D de 4 250 kgp de poussée à sec et de 6 150 kgp de poussée avec postcombustion. À partir de Mach 1,4, les réacteurs fonctionnaient en survitesse à 8 900 tr/min. Sièges éjectables Martin Baker Mk IV B M4 (altitude 0, vitesse de 185 km/h). Poids à vide : 13 980 kg Poids au décollage : 29 970 kg dont 11 000 kg de combustible en interne et 3 300 kg de combustible en externe.

LA CONCEPTION TECHNIQUE DES MIRAGE IV A DE PRÉSÉRIE La voilure était de type delta, composée de deux demi-voilures attachées sur le fuselage, la structure résistante de chaque demi-voilure étant composée d’un longeron principal à l’avant, d’un longeron arrière, à l’emplanture par une nervure et à l’extrémité par la nervure de la servocommande, donnant à l’ensemble une forme de trapèze. La structure de caisson était de type intégral servant de réservoir de combustible. Le longeron arrière portait les paliers de deux élevons constituant le bord de fuite, chaque élevon étant attaqué en son milieu directement par une servocommande logée dans un carénage d’intrados. À l’avant du longeron principal se trouvaient la soute de train, dans laquelle étaient attachés les axes de train et ses contreﬁches, et la soute aérofreins où s’articulaient les aérofreins avec leur mécanique (chaque demi-voilure avait deux aérofreins : un à l’intrados, un à l’extrados, commandés simultanément par un vérin hydraulique). En avant de la soute de train, il y avait un caisson triangulaire formant réservoir de combustible. Le bord d’attaque en structure intégrale formait réservoir de combustible sur la moitié de l’envergure et le longeron portait deux points d’attache de charges externes : un point central pour l’emport d’un réservoir largable et un point extérieur

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De gauche à droite : À Istres, le Mirage IV 01 configuré avec des réservoirs de 2 000 litres. (© Dassault Aviation) Mirage IV 01 configuré avec un réservoir ventral de 1 600 litres et avec des réservoirs de 2 500 litres. (© Dassault Aviation) Ci-contre : Maquette de soufflerie en bois du Mirage IV A. (© Dassault Aviation)

pour l’emport d’une charge militaire. Un troisième point d’emport se trouvait sur l’emplanture en arrière du longeron principal. L’ensemble de chaque demi-voilure était encastré sur le fuselage par le longeron principal, ﬁxé par deux axes sur une ferrure du cadre principal, avec quatre autres points d’attache : l’attache de longeronnet, l’attache de longeron avant, l’attache de traverse de train et l’attache de longeron arrière. Le fuselage de structure coque classique était formé de cinq sous-ensembles : • la pointe avant démontable jusqu’au cadre 10 ; • le fuselage avant du cadre 10 au cadre 36, avec la soute haute pression, la soute Doppler, la soute supérieure au-dessus de la soute de train avant et la soute de contre-mesures. La partie arrière du fuselage avant recevait les entrées d’air, les noyaux réglables et leur mécanique ; • le fuselage central du cadre 36 au cadre 49 comprenait le cadre d’attache du longeronnet de bord d’attaque, le cadre d’attache de longeron avant, le cadre de soute de train principal, les manches à air et des réservoirs de combustible. À l’intrados, on trouvait la soute d’antenne du radar de recalage, son radôme et la partie avant de la soute bombe ; • le fuselage arrière du cadre 49 au cadre 66 avec les deux réacteurs logés côte à côte comprenait les ferrures d’attaches principales de dérive et de voilure. Le cadre 49 était le cadre principal de fuselage où s’encastraient les longerons principaux de voilure et le vérin d’éjection de la bombe. Les cadres 56 à 62 recevaient sur leur partie supérieure les ferrures de dérive et le cadre 59 les attaches de longeron arrière de voilure. Le fuselage arrière comprenait des logements caissonnés pour réservoirs souples sous les tunnels réacteurs et autour des viroles terminales

des manches à air, l’arrière de la soute bombe, le caisson d’escamotage de l’alternateur moulinet de secours, la soute de contre-mesures arrière ; • le croupion démontable en arrière du cadre 66 supportait le logement du conteneur du parachute-frein. Le fuselage avait une forme en taille de guêpe, respectant la loi des aires de Whitcomb. La dérive était composée d’un caisson formant réservoir, ﬁxé au fuselage par sept groupes de boulons verticaux s’accrochant sur des ferrures situées sur sept cadres de fuselage arrière (cadres 56 à 62). Le bord d’attaque de la dérive était de structure classique, à l’exception du triangle d’emplanture formant antenne noyée de lever de doute. Le gouvernail de direction occupait la totalité du bord de fuite de dérive, au-dessus du logement de parachute. La servocommande double corps logée à plat dans le caisson arrière de dérive attaquait le drapeau par l’intermédiaire d’un guignol et d’une bielle. Le pilote disposait d’un manche à balai et d’un palonnier classiques, d’une commande électrique de trim sur chacun des trois axes de manœuvre, d’une commande du pilote automatique et d’éléments de contrôle comprenant un indicateur de position profondeur, des voyants indicateurs et d’inverseurs. Le navigateur disposait d’un poste de commande auxiliaire du pilote automatique. • les transmissions des commandes pour la profondeur et le gauchissement s’effectuaient par bielles, une servocommande auxiliaire double corps de faible puissance était montée sur chacune des timoneries de profondeur et de gauchissement ; • en amont de la servocommande auxiliaire se trouvait sur chaque timonerie un dispositif de sensibilité non linéaire (Amédée) et un système de restitution artiﬁcielle d’efforts réglable grâce au moteur de trim électrique correspondant ; • les timoneries profondeur et gauchissement aboutissaient sur un mélangeur mécanique d’où sortaient les timoneries élevons droite et gauche ;

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Rafale M30 à l’appontage sur le PAN Charles-de-Gaulle. (© Dassault Aviation-DR/Photographe)

PAN Charles-de-Gaulle. (Sirpa Marine/Marine nationale)

LE SNM RAFALE M F3/ASMP-A Au début des années 1970, la Marine nationale tablait sur le remplacement des porte-avions Clemenceau et Foch au milieu des années 1990. Respectivement armés le 22 novembre 1961 et le 15 juillet 1963, ils seraient à bout de potentiel et de capacités opérationnelles. Le coût et la durée de déﬁnition, de construction et de mise au point d’un porte-avions imposaient cette anticipation. Par une décision du CSM du 27 novembre 1973, un plan de développement prévut la construction de deux porte-hélicoptères et de deux porte-avions. Ce conseil décida l’abandon du projet de porte-hélicoptères (mission incombant par défaut au Clemenceau et au Foch) pour ne garder que celui de deux porte-avions (PA 75) à propulsion nucléaire, dont les spéciﬁcations furent arrêtées le 23 septembre 1980 et la commande passée le 3 février 1986. À l’origine, la mise en service du premier PAN était prévue pour 1992, mais les coûts cumulés des différents programmes (char AMX Leclerc, programme ACT/ACX Rafale) interdirent la construction de deux PAN (ils auraient porté les noms de Charles-de-Gaulle et de Richelieu). Il fut alors légitime de s’interroger sur la nécessité de construire un nouveau porte-avions à propulsion nucléaire, son développement et sa mise au point étant très longs et très coûteux, plutôt que de faire le choix de deux porte-avions à propulsion classique.

L’intérêt principal de la propulsion nucléaire résidait dans la capacité conférée par une autonomie considérable, mais pas infinie. Le nombre suffisant de SNLE armés de leurs SSBS permettait la continuité à la mer de la veille nucléaire pendant les périodes d’entretien des autres SNLE. Ce choix aurait un effet sur la pertinence opérationnelle d’un seul porte-avions, l’expérience montrant que ce type de bâtiment nécessitait, à intervalles réguliers, de longues mises en cale pour procéder à d’indispensables travaux d’entretien. Si, pour d’impérieuses raisons, une ITER pouvait être reportée de quelques mois pour le Clemenceau ou le Foch, le report d’une ITER (prévue tous les sept ans) pour un porte-avions à propulsion nucléaire était difficilement compatible avec les contraintes de l’entretien des réacteurs nucléaires. Il fut admis que la France se trouverait dans l’incapacité d’assurer des missions aéronavales pendant la période d’indisponibilité. La mise en chantier du PAN Charles-de-Gaulle fut décidée le 20 janvier 1987 et la construction débuta le 25 novembre. La structure du bâtiment fut assemblée en avril 1989 et son lancement eut lieu le 7 mai 1994. À partir de cette date, le PAN reçut ses aménagements, puis débuta ses essais à la mer en janvier 1999, il fut armé le 28 septembre 2000 et admis au service le 18 mai 2001.

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Caractéristiques techniques du PAN Charles-de-Gaulle (marque de coque R 91, marque de pont G) Déplacement : 38 085 tonnes (porté à 42 000 tonnes en 2010) Longueur : 261,50 m Largeur : 64,36 m Largeur à la flottaison : 31,50 m Hauteur : 75 m Tirant d’eau : 12,50 m Propulsion : deux ensembles avant et arrière, chacun constitué d’un réacteur nucléaire K15 à eau pressurisée, développant une puissance de 83 000 ch et alimentant deux groupes de turbines avec réducteurs entraînant une ligne d’arbre et deux hélices à quatre pales fixes. Vitesse maximale : 27 nœuds (50 km/h) Stabilisation SATRAP compensant les mouvements, permettant la mise en œuvre des avions par mer de force 5 à 6. Installations avion : · pont d’envol : 12 000 m² ; · piste oblique de 203 m ; · deux catapultes à vapeur de type C1 3-3 de 75 m, capables de lancer un avion à la masse de 20 tonnes à 150 kts ; · deux ascenseurs de 200 m2 assurant la liaison avec le hangar, pouvant manœuvrer une masse de 36 tonnes, situés à tribord arrière ; · trois brins d’arrêt ; · hangar de 4 500 m2 pouvant abriter vingt à vingt-cinq avions ; · capacité de munitions : 4 900 m3, soit plus de 500 tonnes. Le stockage d’une quantité de cinq à dix missiles ASMP-A est possible dans les conditions requises par ses caractéristiques, nécessitant des aménagements spécifiques de soutes, de monte-charges et de locaux de manutention et de maintenance. Équipage : 1 950 personnes GAE : trente avions SEM et Rafale M, deux Northtrop Grumann E-2C Hawkeye, deux hélicoptères AS 365 F1 Dauphin et deux hélicoptères SA 330 B Puma ou d’autres types pour les liaisons logistiques.

Maquette de l’ACM. (© Dassault Aviation)

ACX en construction aux AMD-BA chez Dassault Aviation. (© Dassault Aviation-DR/Photographe)

Alors que le Mirage 2000 poursuivait ses essais débutés en mars 1978, le remplacement à l’horizon 2000 des Jaguar A, des Mirage III E, des Mirage 5 F, des Mirage IV A, d’une partie des Mirage F1 C, des Super Étendard et des F-8 E (FN) demeurait. Pour l’AdA, le concept d’avion multi-mission air-air et air-sol prévalait, et une fiche programme pour un avion tactique et de supériorité aérienne fut établie. Pour la Marine nationale, le besoin était de même nature. De leur côté, la Grande-Bretagne et l’Allemagne de l’Ouest étaient confrontées au futur remplacement de leurs avions de supériorité aérienne. Pour des raisons liées à la politique de défense européenne commune et de rationalisation des coûts de développement et d’industrialisation, ces pays se concertèrent. Fin 1977, les états-majors confrontèrent leurs besoins, apparaissant rapidement divergents par la nature des missions à remplir du futur avion, imposant des équipements très différents et, pour la motorisation, chaque pays souhaitant que le moteur fût issu d’une production nationale, la Snecma pour la France. Dès 1977, la société engagea des études pour le successeur du moteur M-53. Le 23 octobre 1978, les trois armées de l’air constatèrent leurs divergences, s’avérant irrémédiables. En date du 30 octobre 1978, l’État passa un marché d’études à Dassault Breguet d’un avion polyvalent pour l’AdA, puis, le 22 décembre 1978, d’un avion polyvalent embarqué pour la Marine nationale. Pendant une période allant de 1979 à 1983, malgré de multiples tentatives de coopération européennes, avec BAE et avec MBB, les besoins des états-majors n’aboutirent pas à des compromis satisfaisants sur la définition du besoin, sur l’utilisation opérationnelle et sur la propulsion (ces négociations élargies à l’Italie et à l’Espagne se prolongèrent jusqu’en 1988). Dans ce contexte, en octobre 1982, l’État passa une commande aux AMD-BA pour l’étude d’un futur ACT déclinable en ACM et pour un démonstrateur destiné à en évaluer les options techniques et à en réduire les aléas technologiques, l’ACX. Les études préliminaires portaient sur les systèmes, sur le moteur et sur l'armement, puis les expérimentations étudièrent les essais en soufflerie des options aérodynamiques, les essais de tenue et de résistance de nouveaux matériaux, les aides au pilotage, l’ergonomie du poste pilote, les commandes de vol et les options opérationnelles. La DGA estima nécessaire de les tester en vol et lança le 13 avril 1983 le projet d’avion démonstrateur ACX auprès de la DT des AMD-BA, dirigée par Bruno Revellin-Falcoz, avec l’équipe constituée de JeanJules Samin et de Jean-Claude Hironde. Le marché fut notifié par l’État en date du 22 juillet 1983 pour les études et la construction d’un avion expérimental dénommé Rafale A. Dans un avant-projet défini en novembre 1981, l’ACX, alors désigné Mirage ACX, devait

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correspondre aux caractéristiques d’un avion de nouvelle génération pour l’AdA et pour la Marine, dont les principales améliorations portaient sur : la manœuvrabilité en combat avec des améliorations sur les marges de manœuvre en transsonique et en supersonique, les limites de manœuvre et l’augmentation de l’énergie totale disponible, la diminution des distances de décollage et d’atterrissage, l’invulnérabilité par la diminution des signatures radars et infrarouges, par le vol à très basse altitude et l’utilisation des CME, par la diminution de la charge de travail du pilote et par la capacité de vol de nuit par tout temps, la facilité de mise en œuvre et de maintenance et la capacité de polyvalence en pouvant assurer des missions air-air ou air-sol. Fidèles à leurs préceptes de développement d’un avion nouveau, les AMD-BA reprirent les acquis des développements des programmes Mirage 2000 et Mirage 4000, nécessitant un nouveau moteur, un nouveau radar, un nouveau SNA et de nouveaux armements. Le Mirage ACX était défini comme un avion monoplace biréacteur, avec des entrées d’air adaptées à un domaine de vol agrandi en incidence, équipé d’une voilure semibasse en forme de delta à allongement augmenté et à cassure de flèche de bord d’attaque favorisant l’amélioration des marges de manœuvre et équipé de canards mobiles favorisant l’interaction sur la voilure en incidence et l’augmentation de la portance. Une première évaluation des spécifications de l’ACX indiquait : • surface alaire : 50 m2 ; • envergure : 11 m ; • longueur : 14 m ; • capacité interne en pétrole : 4 tonnes ; • masse à vide : 9,4 tonnes ; • motorisation : deux Snecma M 88 ou deux General Electric F-404 GE 400 (dans le cas de la mise au point retardée des M 88). Le développement de cet avion prototype devait apporter : • la démonstration de la formule aérodynamique : la manœuvrabilité, les performances de décollage et d’atterrissage, les modes de contrôle automatisé généralisé, le comportement de l’avion et des entrées d’air aux grandes incidences ; • la généralisation de la technologie numérique pour les systèmes ; • l’utilisation de circuits nouveaux : hydraulique, électrique, carburant, conditionnement et anémométrie ; • la simulation de certaines phases de vol pour la version marine ; • l’expérimentation des dispositifs améliorant la résistance aux forts facteurs de charge et l’évaluation des qualités de vol en combat et à l’atterrissage ; • la validation en vol de technologies nouvelles et de matériaux

composites : le fuselage avant, les voilures, la dérive, les gouvernes, les portes d’accès moteurs, les canards et les trappes de train en carbone, les éléments de fuselage en aluminium lithium, le nez, les raccords Karman et le croupion en fibre aramide et les becs de bord d’attaque en titane SPF-DB ; • la préparation des applications envisagées pour l’ACT et l’ACM et l’évaluation des techniques de fabrication et des coûts. Le Mirage ACX devait faciliter le développement de l’ACT et de l’ACM en servant de point de référence pour préciser les spécifications techniques, la taille définitive des moteurs, le développement cohérent d’une version AdA et d’une version Marine nationale, en diminuant les aléas du développement et la réduction des coûts et des délais pour la mise en série. Ces phases d’essais terminées, le Mirage ACX servirait de banc d’essai pour les développements du moteur M88, du SNA et d’options de diminution de la signature radar. Le planning de développement prévoyait : • l’étude de faisabilité et la définition des clauses techniques pour fin 1982 ; • les dessins et la fabrication pour fin 1984 ; • le premier vol pour fin 1984 ; • les essais en vol de démonstration de la formule : 1985 jusqu’à mi-1986 ; • le montage d’une voilure en matériaux composites : mi-1986 ; • la poursuite des essais : 1987 ; • le montage du moteur M88 prototype : mi-1988 ; • banc d’essais volant pour le moteur M 88 : à partir de mi-1988 ; • le premier vol du prototype de l’ACT : premier semestre 1989. En décembre 1984, l’ACX était présenté comme un avion polyvalent pouvant assurer les missions d’appui au sol, de supériorité aérienne, de pénétration et de reconnaissance. Comparé au Mirage 2000 équipé du moteur M53-P2, l’avion offrait une meilleure visibilité vers le bas de 2°, il avait une cabine de pilotage plus large de 16 cm possédant une meilleure habitabilité, une meilleure disposition de l’ergonomie des instruments de pilotage, trois points d’emport de plus pour un total de douze et de meilleures performances : • une vitesse d’approche abaissée de 20 % soit 118 kts contre 143 kts ; • une longueur d’atterrissage abaissée de 45 % soit 320 m contre 580 m ; • une longueur de roulement au décollage abaissée de 35 %, soit 510 m contre 760 m ; • une limite de manœuvre à 200 kts/20 000 kts améliorée de 20 % soit 3,9 g contre 3,25 g ; • une vitesse ascensionnelle améliorée de 65 % soit 180 m/s contre 110 m/s ; • une accélération de 200 kts à Mach 0,9 améliorée de 28 % soit 27 s contre 37 s. Pour la mission de pénétration nucléaire à basse altitude, il était prévu que l’ACX, configuré avec un réservoir ventral de 1 700 litres, avec un missile ASMP aux points 1 sous voilure et avec un missile Matra R 550 Magic 2 en bouts d’aile, emportant 5 440 litres de pétrole en interne, puisse assurer une mission de pénétration en TBA avec un rayon d’action de 900 km à une altitude de 300 ft à 420 kts, dont deux accélérations à 550 kts sur 500 km. Les clauses techniques acceptées par les services officiels en date du 21 octobre 1983, la construction du prototype débuta en mars 1984 dans l’atelier des prototypes des AMD-BA à Saint-Cloud. Le 15 décembre 1985, l’avion fut transféré par la route à Istres, où débutèrent les essais de vibrations au sol et les

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Caractéristiques techniques du réacteur Snecma M88-2

Moteur Snecma M88-2. (Snecma)

essais des réacteurs américains montés sur le Rafale A, deux General Electric F 404-GE 400 aux caractéristiques suivantes : • longueur : 3,912 m ; • diamètre : 0,889 m ; • masse : 1 036 kg ; • poussée : 4 996 kgp à sec et 8 025 kgp avec postcombustion. Ces moteurs à double flux et double corps comportaient un compresseur axial à trois étages basse pression et sept étages haute pression, une chambre de combustion annulaire, une turbine à un étage basse pression et un étage haute pression, une postcombustion et un canal de postcombustion. Tandis que le réacteur M53 était en développement, la Snecma faisait une étude prospective dès 1975 et travaillait sur la définition d’un moteur militaire de conception modulaire pour un avion de combat polyvalent de prochaine génération. Le besoin défini imposait un moteur pour un avion de combat multi-mission, compatible avec les exigences de la pénétration à basse altitude et de la supériorité aérienne, alliant par conséquent une faible consommation kilométrique et de fortes poussées. La complexité des problèmes technologiques était importante pour réduire l’encombrement du moteur et assurer la puissance espérée par l’optimisation des flux aérodynamiques pour la définition des étages de compression et des turbines, par l’optimisation de la combustion, par la mécanique des structures, par le développement de nouveaux matériaux et par les systèmes de commandes et de régulation. Dans sa phase exploratoire de septembre 1979 à 1982, la Snecma développa au banc les essais des composants de ce moteur en plusieurs phases : performances aérodynamiques, thermiques et mécaniques des composants, intégration des éléments vitaux du moteur pour les essais de corps haute pression et intégration de l’ensemble du moteur pour validation et évaluation des performances. En 1983, la Snecma procéda aux essais du corps haute pression (1 427 °C à l’entrée de turbine), aboutissant à la mise au point de deux moteurs de démonstration testés au banc de 1984 à début 1988. Un processus similaire fut engagé au cours d’une deuxième phase avec un nouveau corps haute pression (1 577 °C à l’entrée de turbine) dont les composants et le corps haute pression furent testés au banc de 1984 jusqu’en milieu d’année 1988. Fin 1986, la décision de développer le moteur désigné M88 fut prise, avec la fabrication de neuf moteurs, lancée en 1987, et des essais au banc prévus début 1989. Par ses progrès technologiques, le moteur M88 présentait des avancées considérables par rapport au moteur Atar 9K50 : un gain de masse de 47 %, une diminution de longueur de 40 % et un volume réduit

· Carter d’entrée d’air. · Compresseur basse pression à trois étages avec une roue directrice d’entrée d’air à calage variable. · Compresseur haute pression à six étages dont la directrice d’entrée et les deux premiers redresseurs sont à calage variable. · Chambre de combustion annulaire ultra-compacte à pulvérisation aérodynamique assurant un fonctionnement sans fumée. · Turbine haute pression mono-étage refroidie, capable de températures des gaz supérieures à 1 500 °C. · Turbine basse pression mono-étage refroidie. · Chambre de réchauffe intégrée ultra-courte agissant sur les deux flux. · Canal de postcombustion. · Tuyère convergente à dix volets à section variable en matériaux composites. Le moteur M88-2, composé de vingt et un modules interchangeables sans réglages et sans équilibrages, est une avancée notable en termes de compacité, de légèreté, de pilotage et de maintenance. La maintenance repose sur des concepts de : · simplicité, par l’inspection par endoscopie sans démontage, par l’espacement des inspections périodiques et le remplacement de pièces et d’équipements sans réglage ; · rapidité, par un système d’auto-test permanent, par un calculateur de maintenance intégré et par la dépose et le montage en moins de trente minutes ; · rentabilité, par les échanges d’équipements sans démontage du moteur, par la simplification de la chaîne de manutention et par la suppression des essais systématiques au banc. Longueur : 3,66 m Diamètre d’entrée d’air : 0,673 m Diamètre à l’anneau de tuyère : 0,90 m Masse : 944,5 kg Poussée : 5 062 kgp à sec et 7 650 kgp avec postcombustion Vitesse de rotation : 17 650 tr/min (corps haute pression) et 13 195 tr/min (corps basse pression) Le moteur M88-2 permet d’améliorer significativement la disponibilité opérationnelle et la facilité de mise en œuvre. Pour le pilote, le moteur répond immédiatement à ses sollicitations avec un temps de réponse instantané, les consignes et les limitations étant automatiquement intégrées dans leur régulation en fonction des paramètres de vol, le domaine d’utilisation étendu, la consommation de carburant optimisée et les modes de fonctionnement automatiquement sélectionnés, ceci étant possible par la souplesse des calculateurs numériques, par l’augmentation du nombre de paramètres pris en compte dans les lois de régulation et par les possibilités de calage de certains stators.

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de 36 %. Ces progrès étaient possibles grâce à de nouvelles conceptions en aérodynamique et en thermodynamique, par la réduction des chambres de combustion, par de nouvelles méthodes de fabrication et par l’utilisation de nouveaux matériaux métalliques et composites. À terme, la Snecma prévoyait le développement du moteur M88-2 en une version sans réchauffe (M88-2S et M88-3S) et en une version avec réchauffe, le moteur M88-3 (6,07 tonnes de poussée à sec et de 9,6 tonnes avec postcombustion). Le premier roulage au sol du démonstrateur Rafale A eut lieu le 2 juin 1986 et le premier vol, le 4 juillet 1986, avec Guy Mitaux-Maurouard à Istres, au cours duquel la vitesse de Mach 1,3 fut atteinte à 30 000 ft. Les vols d’essai furent consacrés à l’ouverture du domaine de vol : vitesses, altitude, facteurs de charge, incidences et qualités de vol. Le 17 juillet 1986, lors du sixième vol, la vitesse de Mach 1,8 fut atteinte à 42 000 ft. Le Rafale A effectua sa première présentation publique lors du Salon de Farnborough le 31 août 1986. Le démonstrateur présentait les caractéristiques suivantes : • longueur : 15,80 m ; • envergure : 11,20 m ; • surface alaire : 47 m2 ; • poids à vide : 9,5 tonnes. Entre le 18 et le 28 novembre 1986, neuf vols furent menés par deux pilotes du CEV, deux de l’AdA et un de la Marine nationale. Au premier semestre 1987, les essais furent focalisés sur l’exploration du fonctionnement des entrées d’air, sur le fonctionnement de nouveaux logiciels de pilotage et sur le comportement de l’avion avec des emports. Le 4 mars 1987, lors du 93e vol, la vitesse de Mach 2 à 42 650 kts fut atteinte. Pour le développement de la version marine, le Rafale A piloté par Yves Kerhervé effectua des simulations d’approche sur la BAN de Nîmes-Garons, sur la piste simulant celle d’un porte-avions, suivies de sept simulations d’appontage sur le porte-avions Clemenceau le 30 avril 1987. Entre le 4 juillet et le 8 juillet 1988, quatrevingt-cinq approches furent effectuées sur le porte-avions Foch et, en milieu d’année 1989, des vols furent consacrés aux ASSP sur les pistes d’Istres (124 vols) et de Nîmes-Garons (160 vols), démontrant la capacité d’incidence en approche de 16° à 18°. Après des essais consacrés aux équipements digitaux à partir d’avril 1989, le Rafale A entra en chantier après son 460e vol (pour 431 heures de vol) le 12 juillet. Un long chantier de six mois fut consacré au montage d’un moteur Snecma M88-2 à gauche. Cette conﬁguration nécessitait l’aménagement du logement moteur, les modiﬁcations des circuits (carburant et commandes), les essais au sol et la parfaite coordination des deux moteurs sur le même avion. Le 27 février 1990 à Istres, Guy Mitaux Maurouard décolla le Rafale A avec un moteur M88-2 à gauche et un

Vol en patrouille du Rafale M 01 et du Super-Étendard n° 18. (© Dassault Aviation-DR/Photographe) Rafale M 01 conﬁguré avec deux réservoirs de 1 250 litres lors d’un essai de catapultage sur piste. (© Dassault Aviation-DR/Photographe)

moteur F 404 GE-400 à droite, avant que l’avion soit réceptionné par le CEV du 6 au 9 mars, puis confié au chef pilote de la Snecma, Alain Rabion, pour les essais du M88-2. Le Rafale A effectua son 867e et ultime vol le 24 février 1994. La définition d’un nouvel avion de combat supposait le développement d’un nouveau radar à hautes performances. Les premières études furent lancées au début des années 1980 par la DGA et la DCAé pour la définition d’un radar intégrant de nouvelles technologies de composants et de matériaux en reprenant nombre d’acquis du radar RDY. Ces études envisageaient un radar Thomson CSF RDX, désigné RACAAS, qui fit son premier vol fin 1986 monté sur un Mystère XX du CEV. De son côté, l’ESD travaillait sur un développement du radar Antilope V, l’Antilope 50, testé sur un Mystère XX du CEV début 1988. Thomson CSF et ESD étaient en concurrence pour le radar du Rafale mais, ni en 1986 ni en 1988, la DGA ne parvint à départager les deux projets. Le 1er septembre 1988, le ministère de la Défense demanda aux deux sociétés d’unir leurs efforts, justifiant la création d’un GIE, afin d’aboutir à un développement technique financièrement raisonnable. Le GIE Radar ACT/ ACM avait pour chef de file Thomson CSF impliqué dans les deux tiers du projet, ESD prenant en charge le tiers restant. Ce GIE entreprit le développement du projet de radar RBG, aboutissant à des applications permettant une polyvalence de fonctions : • L’interception air-air et le combat par la conduite de tir du nouveau missile MICA en assurant automatiquement la détection et la

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