Soutenance mémoire
Depuis des lurettes, l’être humain a pensé et pensera toujours au confort de l’humanité, que ce soit dans sa vie quotidienne ou dans son futur lointain. De l’âge de la pierre à ce jour, le monde évolue à la vitesse de la lumière dans tous les domaines et le plus évolué parmi tous : c’est celui de l’aérospatial. Celui-ci a connu plusieurs étapes et des années de recherche qui ont permis la réalisation d’une nouvelle technologie pour concevoir et fabriquer l’avion. L’avion est considéré comme le moyen du transport le plus prisé et le plus sécuritaire mais qui présente aussi un danger potentiel (par exemple faute des calculs, problèmes de pilotage ou de maintenance) qui peut se traduire par un disfonctionnement des composantes de la structure mécanique ou aéronautique. Ainsi, des recherches sont poursuivies dans le domaine de l’aéronautique pour qu’il garde toujours le label et l’emblème du moyen de transport le plus sécuritaire. De l’avion-cargo à l’avion militaire, l’essor de l’aviation a connu plusieurs avancements technologiques sous toutes ses formes; plus précisément les ingénieurs, les techniciens, les mécaniciens collaborent pour contribuer au maximum à cet avancement. Dans de nombreux domaines y compris dans le secteur aéronautique, la modélisation et la simulation des aéronefs sont des étapes obligatoires. Elles permettent l’illustration des aspects théoriques. L’aide apportée par ces procédés, permet de réduire les cycles de conception et de validation des aéronefs, par leur simulation dans leur environnement. Ainsi on peut rester compétitif face à la concurrence. Cependant, la modélisation et la simulation d’un avion nécessite la connaissance de plusieurs paramètres aérodynamiques tels que les coefficients aérodynamiques, les dérivés de stabilités, ainsi que des données géométriques comme les masses, les centres de gravité et les moments d’inerties. Ces derniers paramètres sont d’une très grande importance dans l’étude de la stabilité et du bon fonctionnement de l’avion. Malheureusement ces données ne sont pas toujours accessibles vu la confidentialité du domaine de l’aéronautique. Une question vient alors naturellement : comment faire pour estimer les masses, les positions du centre de gravité ainsi que les moments d’inerties de l’aéronef en se basant uniquement sur ses données géométriques ? Donc la question principale dans ce mémoire consiste dans l’obtention d’une méthode adéquate pour déterminer ces trois paramètres pour n’importe quel avion commercial.
Procédure Raymer
Daniel P. Raymer, grâce à ses connaissances en structures, en aérodynamique, en contrôle, en propulsion, en statistiques, etc., a mis au point une nouvelle technique pour l’estimation de la masse d’un avion à partir des données géométriques de l’avion (Raymer, 2006). Pour appliquer cette technique, il faut commencer par déterminer le groupe auquel l’avion appartient (avions de combat ou avions de transport/ cargo ou avions généraux) ; car les équations à utiliser diffèrent selon le groupe. Il s’agit ensuite de décomposer l’avion en sousparties (ailes, empennages, fuselage, moteur, etc.) en utilisant des données géométriques basées sur des statistiques des avions existants. L’erreur relative liée à cette estimation est bonne pour des configurations des avions standards. Cependant, cette technique n’est plus applicable pour des configurations en canard, pour des structures composites complexes ou encore pour des avions pour lesquels la base de données n’est pas suffisamment fournie pour produire des statistiques (avions au-delà de Mach 3).
Cette méthode considère des équations complexes qui sont basées sur de nombreuses régressions linéaires issues d’échanges d’informations entre les ingénieurs des grandes compagnies aéronautiques mondiales. Daniel P. Raymer reconnait qu’il n’existe pas la bonne estimation du modèle de l’avion avant que celui ci effectue des essais en vol et propose de moyenner sur des résultats issus de différentes équations d’estimation de la masse d’une même partie. Ainsi, la marge d’erreur prévue se trouve entre 5 et 10%. Le principal inconvénient est qu’il est difficile de produire et de valider de nouvelles équations et méthodologies lorsqu’on n’a pas l’accès aux données de vol ou de soufflerie pour les avions produits par des compagnies différentes. Il reste possible cependant d’utiliser ces équations et d’appliquer des facteurs correctifs en fonction des cas étudiés ainsi de construire sa propre base de données de ces facteurs. Le principal avantage de la méthode de Raymer est qu’elle est formulée pour une base de données très large ce qui nous fournira des résultats précis pour de nombreux avions, ainsi pour un modèle commun des avions (Raymer, 2006).
Procédure de DATCOM
La procédure DATCOM, de son nom complet USAF Stability and Control DATCOM (Data Compendium), est l’un des algorithmes les plus connus pour la prédiction analytique des coefficients aérodynamiques et des dérivées de stabilité pour un aéronef à voilure fixe. Rédigée entre septembre 1975 et septembre 1977, par McDonnell Douglas Corporation de concert avec les ingénieurs de l’Air Force Flight Dynamics Laboratory, Wright-Patterson Air Force Base, cette procédure donne en effet la corrélation, la codification et l’enregistrement d’une collection des meilleures connaissances, des opinions et des jugements pertinents dans le domaine de la stabilité et du contrôle des aéronefs. Pour n’importe quelle configuration et des conditions de vol données, une série quasi-complète des dérivées de stabilité et de contrôle peuvent être évaluées en utilisant uniquement la géométrie de l’appareil, sans recours à d’autres types d’informations. Des tableaux comparatifs des résultats calculés et des données de essais en vol fournissent les indications sur l’exactitude de chacune des méthodes (Popescu, 2009).
La méthode statistique DATCOM, sur laquelle s’appuie l’algorithme permet de calculer les moments d’inertie des avions pilotés manuellement (avions de transport, avions de combat dont la géométrie est un peu éloignée de la géométrie des avions existants) et de missiles. Elle requiert la connaissance des masses et des centres de gravité des composants de l’avion (Finck, R. D., 1978) ainsi que d’une vue en trois dimensions de l’avion (ou trois vues dans des plans différents pour les 3 axes d’inertie) et de ses caractéristiques géométriques. Une fois ces informations rassemblées (grâce aux méthodes décrites précédemment notamment), il est possible de calculer les moments d’inertie en découpant l’avion en sections majeures (ailes, fuselage, stabilisateurs horizontaux et verticaux, carburant et moteur principalement…) et de les estimer en fonction d’avions existants (si les géométries sont semblables en grandes lignes, car des bases de données statistiques manqueront pour des avions avec une conception peu conventionnelle). Le principal avantage de cette méthode est sa bonne précision vis-à-vis de la quantité d’informations nécessaires (notamment géométriques). Plus en détails, les équations utilisées dans la méthode DATCOM sont issues de calculs géométriques et sont pondérées par des facteurs correctifs en fonction de la composante étudiée. Ces facteurs tiennent compte statistiquement de la répartition de la masse inhomogène et inhérente à chaque pièce de l’avion; i.e. ce seront toujours les ailes qui contiendront le carburant et jamais les empennages. Ils peuvent être constants ou obtenus graphiquement en fonction de la forme géométrique, et donc du centre de gravité, de la pièce étudiée. Cette méthode peut donc s’appliquer à une large fourchette d’avions. Cependant, même si l’auteur précise que la précision est bonne, il ne donne pas de pourcentage d’erreur, ni les moyens de le calculer. Le fait qu’elle est largement utilisée aujourd’hui justifiera donc son utilisation ici. La mesure de la matrice de l’avion final sera donc indispensable pour vérifier l’étude dans la phase de conception.
Avion Cessna Citation X
L’avion d’affaires Cessna Citation X est connu pour être l’avion civil le plus rapide au monde. Il est construit par Cessna Aircraft Company au Kansas aux États Unis. Il a été conçu pour répondre aux besoins d’une clientèle qui souhaite obtenir un rayon d’action important et il est destiné à des entreprises ou des personnalités dans le monde d’affaires souhaitant traverser les continents (comme l’Amérique du Nord) et les océans (comme l’Océan Atlantique) plus rapidement et plus souplement qu’avec les liaisons assurées par les compagnies aériennes. Il offre des excellentes qualités de maniabilité et des systèmes fiables. C’est un jet de la même gamme que le Falcon 200LX de Dassault Aviation ou le Challenger 300 de Bombardier (« Citation X+ — The performance frontrunner and fastest civil airplane », 2014) (Jackson, 2003).
Caractéristiques générales (« Cessna Citation X », 2014a)
• Équipage : 2 (pilote et co-pilote);
• Capacité : 12 passagers;
• Longueur : 72 pi 4 po (22,04 m);
• Envergure : 63 pi 11 po (19,48 m);
• Hauteur : 19 pi 3 po (5,86 m);
• Surface de référence de l’aile : 527,0 m² (48,96 m²);
• Aspect Ratio : 7,8:1;
• Poids à vide : 21 600 lb (9798 kg);
• Masse au décollage maximale : 35 700 lb ou 36 100 lb (16 374 kg);
• Moteur : 2 × Rolls-Royce/Allison AE 3007C ou 3007C1 turboréacteur à double
flux, 6 442 lb ou 6764 lb (28,66 KN ou 30,09 KN) chacune.
Performance (« Cessna Citation X », 2014a)
• Vitesse maximale : Mach 0,92;
• Vitesse de croisière : 527 KTAS (604 mph, 972 kmh) à 35 000 pieds (10 700 m);
• Distance franchissable : 3 216 milles marins (3 700 mi; 5 956 km);
• Plafond opérationnel : 51 000 pi (15 545 m);
• Taux de montée : 3 650 pi / min (18,6 m / s);
• Distance de décollage : 5140 pi (1567 m);
• Distance d’atterrissage : 3400 pi (1036 m);
• Capacité du réservoir : 1 926 gallons US, 7291 L.
Le simulateur de vol de recherche pour le Cessna Citation X
La simulation est l’outil le plus utilisé par les ingénieurs, les chercheurs, les militaires, etc. elle nous permet l’étude des résultats des actions sur un élément sans la réalisation réelle de l’expérience. Avec l’utilisation des ordinateurs, on est passé d’une simulation analogique à une simulation numérique. Certes, pour connaitre les résultats d’un essai quelconque il suffit de réaliser l’expérience. Mais, malheureusement, ce n’est pas toujours facile et faisable vu que dans de nombreux cas l’expérience est irréalisable, trop chère, dangereuse ou elle pourrait être contraire à l’éthique. Tel que le cas des phénomènes physiques ainsi que le cas de domaine de l’aéronautique. D’où le recours à l’outil de simulation. Le simulateur de vol joue un rôle vital dans l’essor de domaine de l’aéronautique. Son rôle principal est d’entrainer l’équipage aux fonctions de bord (pilotage, navigation..). La formation pratique sur le simulateur procure aux apprentis pilotes les aptitudes de piloter l’appareil réel, sans aucun risque d’accident ni gaspillage de carburant. Cela assure une réduction importante de coût de formation. Il permet aussi le développement des nouveaux avions, et de comprendre les causes des accidents des avions dans le passé.
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Table des matières
INTRODUCTION
CHAPITRE 1 RECHERCHE BIBLIOGRAPHIQUE
1.1 Procédure Raymer
1.2 Procédure de DATCOM
1.3 Objet de l’étude et matériel de validation
1.3.1 Avion Cessna Citation X
1.3.1.1 Caractéristiques générales (« Cessna Citation X », 2014a)
1.3.1.2 Performance (« Cessna Citation X », 2014a)
1.3.2 Le simulateur de vol de recherche pour le Cessna Citation X
CHAPITRE 2 METHODOLOGIE D’ESTIMATION DES MASSES POUR LE CAS DE L’AVION CESSNA CITATION X
2.1 Estimation de la masse
2.1.1 Introduction
2.1.2 Les étapes d’estimation de la masse de l’avion Cessna Citation X
2.1.3 Estimation des masses de différentes composantes de l’avion Cessna Citation X
2.1.3.1 La masse de l’aile
2.1.3.2 La masse d’empennage horizontal
2.1.3.3 La masse d’empennage vertical
2.1.3.4 La masse du fuselage
2.1.3.5 La masse du train d’atterrissage principal
2.1.3.6 La masse du train d’atterrissage avant
2.1.3.7 La masse totale de moteur
2.1.3.8 La masse du système de fuel
2.1.3.9 La masse des systèmes des commandes de vol
2.1.3.10 La masse des systèmes hydrauliques
2.1.3.11 La masse du système avionique
2.1.3.12 La masse du système d’air de conditionnement et dégivrage
2.1.3.13 La masse du système électrique
2.1.3.14 La masse des équipements
2.1.4 Estimation des masses des sept sections majeures de l’avion Cessna Citation X
2.1.4.1 Masse de la section de l’aile
2.1.4.2 Masse de la section de fuselage
2.1.4.3 Masse de la section d’empennage horizontal
2.1.4.4 Masse de la section d’empennage vertical
2.1.4.5 Masse de la section de nacelle et moteur
2.1.4.6 Masse de la section de fuel central
2.1.4.7 Masse de la section de fuel de l’aile
CHAPITRE 3 METHODOLOGIE D’ESTIMATION DES CENTRES DE GRAVITÉ DE L’AÉRONEF CESSNA CITATION X
3.1 Les étapes d’estimation du centre de gravité
3.2 Numérisation avec Engauge Digitizer
3.3 Coupe latérale
3.3.1 L’aile
3.3.2 Nacelle-moteur
3.3.3 Fuselage
3.3.4 Empennage horizontal
3.3.5 Empennage vertical
3.3.6 Fuel central et fuel de l’aile
3.4 Coupe longitudinale
3.4.1 Aile
3.4.2 Fuselage
3.4.3 Nacelle-moteur
3.4.4 Empennage horizontal
3.4.5 Empennage vertical
3.4.6 Fuel central et fuel de l’aile
CHAPITRE 4 METHODOLOGIE D’ESTIMATION DES MOMENTS D’INERTIE DE L’AÉRONEF CESSNA CITATION X
4.1 Introduction
4.2 Les étapes d’estimation des moments d’inerties de l’avion Cessna Citation X par la procédure DATCOM
4.2.1 Division de l’avion Cessna Citation X en plusieurs sections majeures
4.2.2 Choix de trois axes des mouvements
4.2.3 Estimation des masses et des centres de gravité des sections majeures
4.2.4 Détermination de I0 pour les sections majeures
4.2.4.1 L’aile
4.2.4.2 Le fuselage
4.2.4.3 L’empennage horizontal
4.2.4.4 L’empennage vertical
4.2.4.5 Nacelle et moteur
4.2.5 Le moment d’inertie I0 de variables et des consommables
4.2.6 Le moment d’inertie total de l’avion
CHAPITRE 5 MODELE D’ESTIMATION DE MOMENT D’INERTIE D’UN AÉRONEF PAR LA PROCÉDURE DATCOM
5.1 Introduction
5.2 Bilan des hypothèses
5.3 L’organigramme
5.4 Le choix des axes
5.5 Division de l’avion Cessna Citation X en plusieurs sections majeures
5.6 Calcul des masses des éléments
CONCLUSION
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