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Le contrôle actif de l’aéroélasticité
L’aéroélasticité examine l’interaction entre l’aérodynamique et la structure de l’avion, tandis que la technologie de commande des structures examine l’interaction entre le contrôle du système et de la dynamique structurale. Le contrôle actif des systèmes aéroélastiques, connu sous le nom d’aéroservoélasticité, a comme objectif la modification du comportement aéroélastique d’un système par l’action délibérée des forces de commande sur le système aéroélastique, plus spécifiquement le contrôle aéroélastique représente l’intersection de l’aéroélasticité et la commande de l’avion.
Les objectifs de la commande active aéroélastique
La commande active aéroélastique est utilisée pour les avions à commande électrique (Fly-By-Wire). Dans le cadre de ce type de commande, on peut généralement suivre trois objectifs principaux pour concevoir les systèmes de commande active suivants : le système de suppression de battement (FSS: Flutter Suppression System), le système d’allégement des charges dues aux rafales (GLA: Gust Load Alleviation) et le système de contrôle des charges dues aux manœuvres (MLC : Maneuver Load Control). Dans les paragraphes suivantes, on va détailler chaque objectif, donc chaque système de commande active. Le premier et peut-être le plus discuté objectif de la commande aéroélastique est la suppression du phénomène de battement (FSS : Flutter Suppression System), par lequel l’enveloppe opérationnelle de vol de l’avion est agrandie pour une plage des vitesses et altitudes. Ceci est réalisé en stabilisant un système aéroélastique (pour une certaine vitesse et altitude) qui aurait autrement rencontré un phénomène de battement. Le deuxième objectif de la commande aéroélastique est l’allégement des charges dues aux rafales (GLA: Gust Load Alleviation), ce qui rend le vol des passagers plus confortable en réduisant au minimum la réponse de l’avions aux charges (forces et moments) induites par les rafales. L’objectif spécifique pour obtenir l’excellent confort du vol est la réduction au minimum des accélérations agissant sur l’avion. Le troisième objectif de la commande aéroélastique est le contrôle des charges sur l’avion soumis aux manœuvres (MLC: Maneuver Load Control). Le but est d’améliorer la capacité de l’avion de contrôler les changements dans les charges (forces et moments) exigés pour effectuer certaines manoeuvres.
Le logiciel ISAC
Le logiciel développé dans les années 70 par la NASA Langley Research Center appelé ISAC (Interaction of Structures, Aerodynamics and Controls) est un outil efficace pour les analyses aéroservoélastiques (Tiffany, 1988). Le logiciel ISAC a été utilisé dans les projets suivants :
-DAST ARW-1 (Newsom, 1983) et ARW-2 (Adams, 1984)
-Le modèle d’une aile de DC-10 dans une soufflerie (Abel, 1982)
-Les études de faisabilité d’une aile sous forme de X (Woods, 1990)
-Les analyses d’un avion avec une aile oblique (Burken, 1986)
-Les tests dans une soufflerie pour une aile flexible active AFW (Christhilf, 1992) et (Buttrill, 1990, 1992)
-Les véhicules hypersoniques génériques (Raney, 1993) et (Spain, 1993)
-Des tests pour des avions civils aux très hautes vitesses équipés des nsystèmes de commande active.
Le logiciel ADAM
Un autre logiciel pour les analyses aéroservoélastiques est ADAM (Analog and Digital Aeroservoelasticity Method) et ce programme a été développé chez Air Force Wright Aeronautical Laboratories AFWAL (Noll, 1986). Trois exemples ont été considérés :le X-29 A, le système de suppression active de battement pour le YF-17, qui a été testé dans un tunnel dynamique transsonique de 16 pi chez NASA Langley Research Center, et le modèle d’une aile en flèche orientée vers l’avant (Forward Swept Wing FSW) située dans une soufflerie subsonique de 5 pi. ADAM utilise des approximations des forces aérodynamiques par les méthodes des moindres carrés (Least Squares LS) dans le domaine de Laplace (où le numérateur est d’ordre 4 et le dénominateur est d’ordre 2).
Le logiciel F AMUSS
McDonnell Aircraft Company a développé, dans le but d’analyser les interactions aéroservoélastiques sur leurs avions le programme par ordinateur F AMUSS (Flexible Aircraft Modeling Using State Space). Dans ce logiciel, les approximations des forces aérodynamiques sont différentes de celles données par les autres codes aéroservoélastiques, car ici, un modèle sous forme d’espace d’état qui approche la réponse en fréquence d’une fonction de transfert pour une plage donnée des fréquences.On a obtenu un nombre plus petit des équations par l’approche utilisée en FAMUSS par Mr Dale Pitt travaillant chez Boeing que par 1′ approche par des fonctions rationnelles utilisé dans les autres logiciels (Pitt, 1992).Le modèle des zéros et racines est généré à partir de la réponse d’une fonction de transfert en utilisant des techniques linéaires et non – linéaires et ce modèle est utilisé pour calculer les racines d’un système. Les racines du système sont obtenues directement à partir des données des forces aérodynamiques généralisées.
La méthode des moindres carrés LS
Dans les équations décrivant la dynamique des systèmes aéroservoélastique, tous les termes liés aux forces aérodynamiques Q (k, M) présentent de non linéarités par rapport à la fréquence réduite k. La multitude et la puissance des algorithmes d’analyse et de modélisation appliquées aux systèmes linéaires fournissent une profonde motivation à l’obtention d’un système aéroservoélastique linéaire dans le domaine de Laplace s. Ainsi émerge l’idée de convertir la matrice des forces aérodynamiques généralisées Q du domaine de la fréquence réduite k, exprimée sous la forme Q(k, M), dans le domaine de Laplace s en approchant la matrice Q par des fonctions rationnelles de la variable de Laplace. Généralement la linéarisation fait apparaître de nouveaux états, appelés retards aérodynamiques, pour décrire la dépendance de la matrice Q par rapport à la fréquence réduite k.
DESCRIPTION DE LA MÉTHODE DES DOUBLETS DLM
La méthode des doublets (Doublet Lattice Method) est applicable sur les ailes des différentes formes et cette méthode est utilisée aussi sur des configurations (ailes et d’autres parties de l’avion) tridimensionnelles complexes. Elle tient compte de la déformation de l’aile selon la longueur de la corde, un aspect très important quand on utilise des ailes avec un petit allongement. Elle est utilisée dans le régime subsonique. On peut introduire des corrections empiriques pour 1′ effet transsonique, la séparation de l’écoulement de l’air ou d’autres phénomènes qui ne sont pas très bien représentés dans la théorie linéaire de l’aérodynamique. La méthode DLM a été premièrement présentée par Giesing, Kalman et Rodden dans les années 60 et, au cours du temps, plusieurs versions du programme pour la méthode DLM ont été réalisées. La compagnie Boeing a utilisé deux versions: la premièreversion pour le département d’analyse de phénomène de battement et la deuxièmeversion pour le calcul des charges dues aux rafales et aux manoeuvres. La version de la méthode DLM a été intégrée dans le logiciel MSC/NASTRAN en 1977 sous le nom N5KA et cette version résoudrait l’interférence des surfaces de portance multiples et des corps minces (Rodden, 1997). La deuxième version s’appelait N5KQ et contenait des améliorations dans l’analyse des surfaces de portance (Rodden, 1996). Le point du départ pour la conception de la méthode des doublets DLM est l’équationdifférentielle du potentiel d’accélération de perturbation. En utilisant la procédure du théorème de Green, l’intégrale de volume de l’équation différentielle par rapport au temps est convertie dans une intégrale de surface.
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Table des matières
SOMMAIRE
ABSTRACT
REMERCIEMENTS
TABLE DES MATIÈRES
LISTE DES TABLEAUX
LISTE DES FIGURES
LISTE DES ABRÉVIATIONS ET DES SIGLES
CHAPITRE 1 REVUE DE LA LITTÉRATURE
1.1 Introduction
1.2 Le contrôle actif de l’aéroélasticité
1.3 Les objectifs de la commande active aéroélastique
1.4 Le logiciel ISAC
1.5 Le logiciel ADAM
1.6 Le logiciel FAMUSS
1. 7 Le logiciel ASTROS
1.8 Le logiciel ZAER0
1.9 Le logiciel EASY5x
1.10 Le logiciel STARS
1.11 Le logiciel MSC/Nastran
CHAPITRE 2 ANALYSE AÉROÉLASTIQUE
2.1 Méthode k
2.2 Méthode pk
2.3 La méthode des moindres carrés LS
CHAPITRE 3 DESCRIPTION DE LA MÉTHODE DES DOUBLETS DLM
CHAPITRE 4 DONNÉES D’ENTRÉE
4.1 Données d’entrée pour le fichier – sa/ids
4.1.1 Paramètres de base
4.1.1.1 Modèle structural
4.1.1.2 Charges et déplacements
4.1.1.3 Données définissant la nature de la solution requise
4.1.1.4 Paramètres de base supplémentaires
4.1.1.5 Caractéristiques pour la solution de vecteurs propres
4.1.2 Données nodales d’entrée
4.1.3 Entrées des éléments
4.1.3.1 Propriétés de base pour un élément de type ligne
4.1.3.2 Épaisseur pour un élément de type plaque
4.1.3.3 Propriétés du matériau
4.1.4 Données nodales de masse
4.1.5 La spécification des points pour l’interpolation directe des données modales
4.1.6 Entrée de données pour les modes rigides de commande
4.2 Données d’entrée pour le fichier – genmass
4.3 Données d’entrée pour le fichier – aero
4.3.1 Paramètres de base
4.3.2 Indicateur pour de l’endroit des données
4.3.3 Valeurs de référence pour le calcul des forces aérodynamiques
4.3.4 Vitesses réduites
4.3.5 Spécification de la vitesse de l’air pour l’analyse pk
4.3.6 Données pour l’interpolation de forces aérodynamiques
4.3.7 Plage d’impression pour les graphiques V-g et V-f
4.3.8 Rapports de densités atmosphériques
4.3.9 La spécification des modes éliminés dans les analyses de battement et de divergence
4.3.10 Longueur et surface de référence
4.3.11 Données géométriques des panneaux
4.3.12 Données des surfaces portantes
4.3.12.1 Description
4.3.12.2 Translation et rotation des panneaux
4.3.12.3 Coordonnées des points définissant un panneau aérodynamique
4.3.12.4 Les coordonnées sur 1′ axe des z et le nombre des frontières
4.3.12.5 La disposition des frontières des panneaux
4.3.13 Données du corps mince
4.3.13.1 Coordonnées globales du système de références X, Y, et Z
4.3.13.2 Origine du fuselage, des éléments, et tous les panneaux d’interférence complémentaires
4.3.13.3 La disposition des frontières des éléments du corps mince du fuselage
4.3.13.4 Les rayons du corps mince du fuselage
4.3.14 Paramètres généraux pour les données aérodynamiques
4.3.15 Lignes d’interpolation sur les surfaces portantes
4.3.15.1 Ensembles des données des surfaces primaires
4.3.15.2 Interpolation des déflexions pour les surfaces primaires et de contrôle
4.3.15.3 Déflexions des éléments aérodynamiques du corps mince
4.3.16 Option d’impression pour la géométrie globale
4.4 Données d’entrée pour le fichier – con vert
4.5 Données d’entrée pour le fichier- ASE PADÉ
4.5.1 Paramètres de base
4.5.2 Coefficients de tension
4.5.3 Masses généralisées
4.5.4 Données de 1′ amortissement généralisé
4.5.5 Fréquences naturelles
4.5.6 Angles de l’avion, degrés de liberté
4.5.7 Transformation des coordonnées entre la Terre et le système fixé au corps
4.5.8 Données des capteurs
4.5.9 Positionnement et orientation des capteurs
CHAPITRE 5 LE MODÈLE DE TEST DE L’AVION ATM
5.1 Modèle structural
5.2 Modèle aérodynamique de l’ATM
5.3 Modèle aéroservoélastique de l’ATM
5.4 Différences de définition entre les deux modèles ATM
5.4.1 Modifications apportées dans le fichier pr _solids.dat (annexe 2)
5.4.2 Modifications apportées dans le fichier pr _genmass.dat (annexe 3)
5.4.3 Modifications apportées dans le fichier pr _aero _ase.dat (annexe 4)
CHAPITRE6 DISCUSSION ET INTERPRÉTATION DES RÉSULTATS
6.1 Introduction
6.2 Analyse de vibrations
6.3 Analyses aéroélastiques
6.3.1 Méthode k
6.3.2 Méthode Pk
6.3.3 Méthode ASE
6.4 Synthèse des résultats
CONCLUSIONS
RECOMMANDATIONS
ANNEXES
1.Modes élastiques du modèle ATM complet
2.Le listage du fichier pr _solids.dat
3.Le listage du fichier pr _genmass. dat
4.Le listage du fichier pr _aero_ ase. dat
5.Le listage du fichier pr _aero_ con vert. dat
6.Le listage du fichier pr _aero _pa de. dat
BIBLIOGRAPHIE
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