Évaluation du taux d’enlèvement en fonction du temps de mise sous pression

Circuits et fluides hydrauliques

Un avion commercial d’environ 100 places est équipé de deux systèmes hydrauliques dont la pression nominale est de 3000 PSI. Ils assurent les commandes de vol essentiellement et sont composés de pompes, de réservoirs de fluide et d’accumulateurs (BEA, 2008). Un appareil tel qu’un Boeing 777 possède trois systèmes hydrauliques et la pression dans un circuit hydraulique d’un gros porteur peut atteindre 5000 PSI (FAA, 2012). La plupart des canalisations hydrauliques sont aujourd’hui faites à partir de tubes en acier inoxydable, alliage d’aluminium ou titane. Leur diamètre varie généralement entre 1/4’’ (6,35 mm) et 3/8’’ (9,52 mm). Dans le cas de ce projet, les canalisations à l’étude sont de diamètre 1/4’’ en acier inoxydable. Pour ce diamètre, les rayons de cintrages, préconisé à 9/16’’ (14,28 mm), sont réalisés grâce à une machine pour éviter les variations de diamètre intérieur (FAA, 2008). Ces spécifications visent à minimiser les pertes de charges dans les circuits et éviter les amorces de ruptures pouvant apparaître lors du façonnage. Les circuits hydrauliques desservent les commandes de vols et de trains d’atterrissage.

Le schéma de la Figure 1.3 illustre l’étendue d’un circuit hydraulique dans un cas particulier d’un avion commercial à simple couloir. Du fait de leurs fonctions, les réseaux hydrauliques s’étendent de l’avant à l’arrière du fuselage et depuis les extrémités des ailes jusque dans le fuselage où sont situés les organes de pression tels que les pompes et les réservoirs. Les réseaux hydrauliques fonctionnent en circuit fermé et par conséquent entrainent un nombre important de canalisations sous pression et de retour de fluide. Lors du démontage des pièces des systèmes hydrauliques pour leur remise sur le marché, les travailleurs procèdent à l’ouverture des circuits qui provoque alors une vidange partielle du fluide recueilli dans des récipients. Cette opération se traduit parfois par des projections, lorsque les accumulateurs de pression se « déchargent » ou lorsque le travailleur se fait surprendre par la quantité importante de fluides résiduelle dans le circuit. Les mêmes incidents surviennent aussi lors de maintenance selon les experts en mécanique aéronautique. Dans ces deux cas, les vidanges sont réalisées par gravité en laissant le liquide s’écouler dans un récipient après ouverture du circuit. L’intérêt de récupérer le fluide hydraulique réside aussi dans la possibilité de régénération de celui-ci afin de le réutiliser dans des applications industrielles.

Caractéristiques des fluides

Parmi les fluides hydrauliques utilisés dans le domaine aéronautique, ceux au phosphate ester sont les plus courants dans les avions commerciaux depuis les années 1960. Ceux-ci sont résistants au feu, garde leur propriété de viscosité dans une large plage de température et permettent d’accroitre la sécurité des appareils en service. Selon la fiche signalétique d’un fluide au phosphate ester, celui-ci n’est pas règlementé pour le transport selon US Department Of Transportation, ni pour le transport des matières dangereuses au Canada mais il est classé en catégorie D2B (matières entrainant d’autres effets toxiques) selon le classement SIMDUT (Système d’Information sur les Matières Dangereuses Utilisées au Travail). Le fluide hydraulique au phosphate ester est très irritant pour la peau et pour les yeux et gravement irritant en cas d’inhalation. Son élimination doit être faite par incinération ou recyclage (Solutia, 2011). Cependant, les huiles minérales ou synthétiques sont considérées comme des matières dangereuses (Québec, 2013) et doivent donc respecter la réglementation concernant leur manipulation, leur stockage et leur disposition.

À titre d’exemple, les travailleurs doivent porter des EPI (Équipement de Protection Individuelle) lorsqu’il y a un risque de contact avec les fluides, ceux-ci doivent être stockés dans des récipients équipés de bacs de rétention et la disposition doit être prise en charge par des compagnies spécialisées pour procéder à l’élimination par incinération dans une installation adéquate. L’utilisation d’autres types de fluides hydrauliques est aussi courante en aéronautique dans le cas d’application autres que pour les avions commerciaux. Les principaux fluides utilisés sont ceux répondant aux standards MIL-H-5606, MIL-H-83282 et MIL-H-87257. Ils sont issus du domaine militaire et correspondent chacun à des caractéristiques spécifiques. Le type MIL-H-5606 est de l’huile minérale et son utilisation est courante dans les systèmes pour les avions d’affaires et hélicoptères (Hydraulics and pneumatics. 1998). Ce type d’huile ne possède pas les mêmes caractéristiques que les fluides au phosphate ester et ses effets irritant pour la peau et les yeux sont moindres. Selon Wright (2009), l’utilisation du fluide au phosphate ester prend aussi une place importante dans l’industrie et notamment comme lubrifiant pour les turbines et compresseurs. De plus, il est largement utilisé dans les fonderies d’acier, d’aluminium et de fonte depuis la fin des années 1950 (Marino et al., 1999). Les nombreuses applications d’utilisation des fluides au phosphate ester engendrent autant de gisements de fluides usagés.

Taux de récupération du fluide dans le circuit de laboratoire

Le bilan de masse réalisé avec les pesées du fluide entrant, du fluide dans le tuyau et du fluide récupéré permet de définir les pertes (ou erreurs) dues aux aléas de manipulations. Ces pertes sont toujours positives. Les aléas des manipulations induisent des écarts dus aux pertes de fluides, fuites du circuit, irrégularités du polyéthylène et cela malgré les conditions de températures et de pression stables en laboratoire. L’équation 3.1 découle du principe de bilan de masse et montre la manière de calculer les pertes dans les manipulations. Elle a permis de compléter les données expérimentales recueillies dans l’ANNEXE II. Fluide injecté = fluide dans le tuyau + fluide dans le bécher + pertes (3.1) Sur la base du pilote préliminaire, quarante essais sont menés en fonction du bilan de masse et l’analyse des résultats mène au graphique de la Figure 3.2 et illustre la répartition des essais en fonction des pertes ou erreur de manipulation. Plus de 50% des essais ont un taux de perte inférieure à 0,20% et aucun ne dépassent 0,6%. C’est-à-dire que la quantité de fluide perdu par fuite, ou lors du démontage du tuyau pour la pesée est inférieure à 0,6% de la masse totale du fluide injecté.

Le répartition est de forme gaussienne et montre que l’erreur est acceptable pour ces manipulations. Les données recueillies sont exploitées selon le graphique de la Figure 3.3. L’état initial du système est défini par la fin de la vidange par gravité tel qu’observé en conditions réelles d’opérations de démantèlement. Par ailleurs, la vidange par gravité permet une stabilisation du système avant sa mise sous pression et donc évite des écarts lors des prises de temps. La tendance de la courbe du taux d’enlèvement par rapport au temps est de forme logarithmique avec une asymptote à 100% car il faut considérer qu’il restera toujours une partie, même infime, de fluide dans le tuyau quelque soit le temps de mise sous pression d’air. Cette première série de mesures a démontré la tendance logarithmique de l’évolution du taux de récupération de fluide. L’accès à des taux de récupération supérieur à 95% est obtenu au dessus de six secondes de mise sous pression. Au-delà de 25 secondes le gain de taux de fluide récupéré est inférieur à 2% et le temps de mise sous pression dépensé devient inutile. En effet, pour un rapport de 2s/% dépensées pour passer de 94% à 95% de récupération, il faut compter 15s/% au-delà de 98% de récupération. Les expérimentations ont été menées avec un circuit en polyéthylène souple. L’utilisation de canalisation d’avions permettrait de se rapprocher des cas réels tout en restant dans un contexte maitrisé de laboratoire.

Expérimentation de vidange

Le circuit d’hélicoptère est adapté aux conditions de test en laboratoire. La Figure 3.7 montre l’installation sur le plan de travail et les éléments principaux tels que l’arrivée d’air comprimé, la vanne trois voies, le réservoir et le cylindre gradué de réception de fluide. Le circuit d’hélicoptère est lié au pilote pour permettre le remplissage complet du circuit grâce au réservoir et à la vanne de remplissage ainsi que le raccordement à l’air comprimé assuré par la vanne trois voies. La partie testée est celle sous pression, c’est-à-dire que le fluide parcourt le circuit depuis la sortie de pompe vers les entrées des servocommandes. Cette partie contient un filtre situé à l’entrée du circuit qui constitue un obstacle à la circulation du fluide et différencie les deux parties. Le cylindre gradué est équipé d’une mise à l’air. Les deux parties du circuit ont été soumises à la manipulation de vidange. La vidange par gravité est effectuée avant la mise sous pression d’air comprimé pour donner une référence stable et se mettre dans les conditions d’opérations réelles.

Les temps sont pris depuis l’ouverture jusqu’à la fermeture de la vanne trois voies pour permettre la circulation de l’air comprimé dans le circuit. Pour les deux parties de circuits, les résultats sont présentés sur le graphique de la Figure 3.8. La forme de la tendance observée sur le graphique est tirée des expériences réalisées sur le pilote de laboratoire. Tel qu’exprimé sur la Figure 3.8 la vidange par gravité a été considérée comme point de départ de la manipulation. La portion de circuit sous-pression, c’est-à-dire celle qui va de la sortie de la pompe (1) à l’entrée de la servocommande (3) comprend le filtre qui est à l’origine du décalage par rapport à la courbe associé au circuit de retour de la sortie de la servocommande (4) vers l’entrée de la pompe (5). En effet, cette analyse de l’effet du décalage s’appuie sur le fait que les longueurs ainsi que les quantités de fluide dans le réseau sont équivalentes. La Figure 3.8 montre qu’à partir de 10 secondes de mise sous pression, le taux de récupération est supérieur à 90%. Finalement, considérant l’allure de la courbe il est possible de fixer un temps efficient de mise sous pression pour ce type de circuit situé sous les 20 secondes.

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Table des matières

INTRODUCTION
CHAPITRE 1 ÉTAT DES CONNAISSANCES
1.1 Les aérodynes en fin de vie
1.1.1 Pratiques observées
1.1.2 Étapes de traitement
1.1.3 Sécurisation d’un appareil en fin de vie
1.2 Circuits et fluides hydrauliques
1.2.1 Caractéristiques des fluides
1.2.2 Récupération et le traitement des fluides
1.2.3 Propriétés hydrauliques
CHAPITRE 2 MÉTHODOLOGIE
2.1 Évaluation du taux d’enlèvement en fonction du temps de mise sous pression
2.1.1 Géométrie et caractéristiques
2.1.2 Protocole de mesure
2.1.3 Matériel et mesures
2.2 Comportement hydraulique du fluide dans des canalisations d’avion
2.2.1 Vitesse moyenne du fluide dans une canalisation
2.2.2 Effet des pertes de charge singulières sur l’écoulement
2.3 Mise en pratique sur un circuit d’hélicoptère
2.3.1 Principe du pilote
2.3.2 Protocole de mesure
CHAPITRE 3 RÉSULTATS ET ANALYSES
3.1 Évolution du taux de fluide récupéré du circuit de laboratoire
3.1.1 Construction du pilote de laboratoire
3.1.2 Taux de récupération du fluide dans le circuit de laboratoire
3.2 Expérimentation sur des circuits partiels d’avions
3.2.1 Évolution de la vitesse moyenne du fluide dans un circuit
3.2.2 Application du théorème de Bernoulli
3.3 Application au circuit hydraulique d’un hélicoptère
3.3.1 Fonctionnement du circuit
3.3.2 Expérimentation de vidange
CHAPITRE 4 DISCUSSION
4.1 Analyse et interprétation des résultats
4.2 Opérationnalisation du processus pour les aérodynes
4.3 Stratégies et recommandations
CONCLUSION
ANNEXE I PRÉSENTATION DES SECTIONS DE CANALISATIONS
HYDRAULIQUES D’AVIONS
ANNEXE II RELEVÉ DES DONNÉES OBTENUES PAR LE PILOTE
PRÉLIMINAIRE DE LABORATOIRE
BIBLIOGRAPHIE

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