Méthodes de conception Flashcards
Que faut-il connaître afin de bien dimensionner ?
-Charges appliquées
-Caractéristiques des matériaux
-Différents types de conception
Les différentes sollicitations élémentaires
Compression
Traction
Flexion
Torsion
Cisaillement
Exemple de sollicitation élémentaire
Flexion ligne moyenne de l’aile, compression extrados traction intrados (en vol), cisaillement emplanture de l’aile, torsion de l’aile
Caractéristiques en traction/compression
Domaine élastique : pièce revient à l’état initial
Domaine plastique : déformation résiduelle
Puis rupture
En domaine élastique, contrainte = E*epsilon
E module d’Young
epsilon = variation de longueur / longueur initial
Striction ?
Quand la longueur après déformation est plus grande que L0 et qu’on remarque une diminution de la section au milieu
Module d’Young ?
E = 100MPa pour de l’acier
E = 1 GPa pour du diamant
Que signifie le module d’Young E
E traduit la rigidité intrinsèque du matériau, plus E est grand, plus le matériau est rigide
Phénomène de Flambage ?
Compression sur pièce de faible épaisseur = apparition brusque d’un changement de forme dans une direction différente de celle des forces de sollicitations (ex :train d’atterrissage)
Existe également le flambage thermique pour les rails de train, ou même dans les moteurs avion par exemple
Evolution des matériaux utilisés
Années 80 -> Titane (TA6V) et aluminium ou alliage à partir d’aluminium
Mais volonté de diminuer le poids, diminuer la conso et augmenter le rayon d’action
Depuis années 2010 -> composites
Différents types de composite
GFRP = glass fiber reinforced plastic ou fibre de verre (nez, bord attaque, dérive)
CFRP = carbon fiber reinforced polymer (dérive, panneaux moteur, bord attaque…)
Glare : composite aluminium et fibre de verre
Différentes charges subies par un avion
-Aérodynamiques (manoeuvres, rafales…)
-Inertie (couple gyro, vibrations…)
-Charges concentrées (train atterrissage)
-Pressurisation, thermique
-Diverses (crash, ditching, choc à l’oiseau…)
Test de bird strike
4 lbs à Vc (Zp=0) et à 0.85 Vc à Zp = 8000 ft
Charge en vol
-Bird strike
-Ice strike
-Manoeuvres en tangage
-Rafales
-Manoeuvres en roulis
-Manoeuvre en lacet
En vol dissymétrique ?
Braquage de la dérive -> flexion horizontale du fuselage (efforts tranchants + traction/compression flancs) + moment de torsion provoqué par le déport du point d’application de la force/axe élastique fuselage
Charges de pressurisation
sigma = 2*sigma(x)
sigma = pd/2e
La pressurisation est bénéfique pour le fuselage car diminution des contraintes de compression
Charges sol
Atterrissage de secours
Virages
Pivotement
Remorquage
Freinage
Charges sol inhabituelles
Atterrissage dur “nose whell landing”
Tail strike (65% des cas)
Parfois, sabot de prévention pour éviter tail strike
Charges subies par les ailes au sol
Charges massiques
structure, carburant, moteur
dans chaque section : effort tranchant et moment de flexion (extrados traction, intrados compression)
Et du fait que le CG diffère du centre élastique -> moment de torsion
Charges subies par les ailes en vol
Charges massiques + charges aérodynamiques
Portance s’oppose au poids et elle est dominante
Les moteurs placés sous voilure diminuent le moment de flexion à l’emplanture ainsi que le carburant dans l’aile
Charges longitudinales des ailes
Aile POUSSEE, moteur pas fixé sur les ailes (arrière fuselage), seule la traînée s’exerce sur la voilure
AILE TIREE, force de propulsion moteur s’oppose à la traînée. L’effort tranchant change de signe coté droit réacteur
Moment de flexion change de signe entre moteur interne et emplanture
Charges ponctuelles motorisation
Moment du au poids et moment du à la poussée s’oppose.
Distance entre axe élastique et résultante poids-poussée produit un moment de torsion
On le minimise en modifiant l’emplacement du réacteur
Limitation MLW
Limite structurale de l’avion
Moment de flexion de l’aile, trois forces s’appliquent en 3 points différents, de l’emplanture vers saumon on a :
Poids structure et moteur, poids carburant, puis poids total /2 vers le haut (portance)
Dimensionnement de la structure soumis à des règlements ?
PART 23, PART 25, JAR P…
Niveaux de charges
Il existe une charge limite CL, qui subie 1 fois par l’avion ne doit pas laisser de déformation résiduelle et l’avion doit être pilotable
Charge sûre : 50 à 70% de CL
Charge extrême (ultime): 1.5*CL (pas de rupture pour 3s)
Qu’exige le règlement à propos de la charge limite
Si essai jusqu’à CL, il ne doit pas y avoir de déformation résiduelle ni de blocage des commandes de vol
Charges dynamiques ?
Les charges dynamiques sont DIMENSIONNANTES
Calculs des constructeurs
Calcul des efforts en tout point de la structure, on vérifie en premier la résistance aux charges limites et extrêmes
Essais statiques
Construction d’une réplique et essais statiques en rupture
Recherche de marges pour le dimensionnement ?
Si force estimée de 100N et qu’avec test on résiste à 147N, alors marge de 1.47
Avec le temps, on diminue au fur et à mesure les marges pour économiser, gagner du poids…
Essais statiques suffisants ?
Non, il faut prendre en compte l’aspect dynamique
Que doit prendre en compte le calcul de charge sur gros porteurs actuels ?
Souplesse de l’avion, les charges aérodynamiques déforment la structure, modifie incidence locale…
Calcul itératif = boucle de charge
L’étude du comportement des structures sous cette double influence s’appelle l’aéroélasticité
A partir des charges, calcul des efforts et moments internes contraignant la structure
Les modes de rupture d’une structure
-Statique (dépassement possibilité matériau)
-Fatigue
-Instabilité dynamique (vibration, aéroélasticité, souplesse)
-Fissuration (corrosion, dommage en service, dommage de fabrication)
-Thermoplasticité (température élevées)
Dans tous les cas, la structure doit supporter les charges sans rompre ou se déformer à tel point que l’avion devienne incontrôlable
Rupture en fatigue
Diminution progressive de la résistance d’une pièce sous l’action de charges répétées
Découverte au 19ème siècle
Cas typique = avion COMET en 1954
Fatigue/Durée de vie d’une pièce(DDV)
Courbe de WÖHLER (niveau de contrainte en fonction des répétitions)
On voit que plus on répète, plus la contrainte maximale supportable diminue progressivement du à l’effet de fatigue
On nomme sigma(u) la contrainte minimale à respecter pour la ddv de la pièce
et sigma(f) la contrainte finale du a la fatigue, constante tout le long de la vie pièce.
Si une pièce travaille à sig(u)<sig(f) ça va, mais la plupart travaillent à sig(u)>sig(f), donc forcément une ddv particulère
Instabilité dynamique
Ruptures statiques suites à de fortes vibrations. La structure d’un avion étant souple, elle possède des modes propres de vibration
Phénomène de FLUTTER du à la souplesse de l’avion (battement des ailes)
Corrosion
Par oxydation ou corrosion galvanique
Corrosion caverneuse ou piqûre, présence de liquides corrosifs stagnants comme de l’au de mer ou des liquides de nettoyage
Corrosion impact
Destruction du matériau en surface, favorisant les fissures qui vont s’agrandir sous charge
Cas : Aloha Airlines B737
Corrosion financier ?
Très présente en service, c’est l’un des postes de coût le plus important dans l’industrie aéronautique
Rupture par fissuration
La fissure s’agrandit (se propage) progressivement sous l’effet des charges répétées
Synthèse ruptures statique
Pour éviter rupture statique, il faut
sig <= sig(e) élastique
sig <= sig(r) rupture
-> CALCULS RDM
Synthèse fatigue
Il faut
sig<=sig(f)
OU
établissement d’une ddv sûre
-> CALCULS RDM, COURBE DE WÖHLER
Synthèse vibrations
Etudier les vibrations, couplages…
-> Critère de RIGIDITE
Synthèse fissures
Etablir un programme de surveillance
-> FAIL SAFE, SAFE LIFE
