IBTSS-05-OMM
Validation du calcul de la masse de l’avion
INTRODUCTION
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.
La masse du système électrique
Chaque moteur dispose de trois unités de production d’électricité connectées à une boîte de vitesse (FlightSafety international, 2000a). Le système électrique est alimenté par deux moteurs, de 400 ampères, et des générateurs CC (courant continu). En outre, un troisième générateur est entraîné par le groupe auxiliaire de bord (APU) pendant son fonctionnement.
Deux batteries, en nickel et cadmium, de 24 volts et 44 ampères heure sont fournies. Un câblage d’interconnexion pour les composantes électriques est conçu pour minimiser la sensibilité des systèmes critiques et essentiels aux champs de rayonnement à haute intensité (HIRF).
L’éclairage extérieur standard se compose de deux lumières stroboscopiques rouges utilisées pour la reconnaissance de terrain, deux flashs anticollision, deux feux d’inspection de l’aile, feux de navigation, deux feux d’atterrissage / reconnaissance, lumières de détection de glace, feux de taxi (situé sur le train d’atterrissage de nez de l’avion)…. (« Cessna Citation X », 2014b).
CONCLUSION
La conclusion générale est le dernier chapitre de notre mémoire. Elle constitue une occasion pour revenir sur les principales étapes de recherche qui nous avons présentées, d’en discuter quelques perspectives et quelques points importants ainsi que de décrire le développement en cours.
L’objectif global de ce projet de mémoire a été de trouver des méthodes et des procédures, en se basant uniquement sur la géométrie de l’avion, pour l’estimation :
1. Des masses de l’aéronef Cessna Citation X;
2. De ses centres de gravité;
3. De ses moments d’inertie (moment d’inertie de roulis, de tangage et de lacet).
En premier lieu, nous nous sommes donc intéressés à l’estimation des masses des sections majeures constituant l’aéronef en utilisant les méthodes de Raymer tout en débutant par l’estimation des masses de leurs composants. Les résultats obtenus par l’estimation de la masse de l’avion Cessna Citation X ont été validés par ses données réelles de performance.
Les résultats obtenus sont très bons vu que leur taux d’erreur, qui est de ± 6.75%, se trouve dans la marge de ± 10% prévue par Raymer.
Par la suite, nous avons abordé l’estimation des positions des centres de gravité des sections majeures ainsi que du centre de gravité de l’avion. Cette estimation a été réalisée par le biais des méthodes mathématiques de la mécanique des ingénieurs. Une étude de la variation de la position du centre de gravité global en fonction de la variation de la masse totale de l’avion, elle-même due à la consommation de fuel, a été effectuée. Des excellents résultats sont obtenus. Puisque la majorité des positions des centres de gravité sont à l’intérieur de l’enveloppe réelle de vol de l’avion donnée par le simulateur de vols; sauf pour quelques points qui sont à l’extérieur de cette enveloppe. Cette différence provient des hypothèses établies au départ dans ce projet. En effet, on a supposé que les surfaces de l’avion sont planes et que les distributions des masses sont homogènes, sans oublier toutes les erreurs de mesure, les incertitudes de calcul et de la variété des informations requises qui diffère selon les sources consultées.
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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
5.6.1 Les paramètres à déterminer pour les calculs des masses des
éléments
5.6.2 Les équations à calculer (Raymer, 2006)
5.7 Calcul des masses des diverses sections majeures
5.8 Estimation des centres de gravité
5.8.1 Les paramètres à déterminer
5.8.2 Les équations à utiliser pour la détermination des centres de gravité
5.9 Estimation des moments d’inerties I0 des sections majeures
5.9.1 Les paramètres à déterminer
5.9.2 Les équations à utiliser
5.9.2.1 Aile (Finck, R. D., 1978)
5.9.2.2 Fuselage (Finck, R. D., 1978)
5.9.2.3 Empennage horizontal (Finck, R. D., 1978)
5.9.2.4 Empennage vertical (Finck, R. D., 1978)
5.9.2.5 Nacelle et moteur (Finck, R. D., 1978)
5.10 Estimation de moments d’inertie I0 des variables et des consommables
(Finck, R. D., 1978)
5.10.1 Moment d’inertie de carburant
5.10.2 Moment d’inertie de cargo
5.11 Estimation de moments d’inertie I0 total de l’avion (Finck, R. D., 1978)
CHAPITRE 6 RESULTATS ET INTERPRETATIONS
6.1 Introduction
6.2 Validation du calcul de la masse de l’avion
6.3 Validation d’estimation de centre de gravité
6.4 Validation d’estimation de la composante X (=FS) du centre de gravité
6.5 Validation des composantes Y et Z du centre de gravité : Ycg, Zcg
6.6 Validation d’estimation des moments d’inertie
CONCLUSION
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