Méthodes de conception Flashcards

1
Q

Que faut-il connaître afin de bien dimensionner ?

A

-Charges appliquées
-Caractéristiques des matériaux
-Différents types de conception

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Q

Les différentes sollicitations élémentaires

A

Compression
Traction
Flexion
Torsion
Cisaillement

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3
Q

Exemple de sollicitation élémentaire

A

Flexion ligne moyenne de l’aile, compression extrados traction intrados (en vol), cisaillement emplanture de l’aile, torsion de l’aile

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4
Q

Caractéristiques en traction/compression

A

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

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5
Q

Striction ?

A

Quand la longueur après déformation est plus grande que L0 et qu’on remarque une diminution de la section au milieu

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6
Q

Module d’Young ?

A

E = 100MPa pour de l’acier
E = 1 GPa pour du diamant

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7
Q

Que signifie le module d’Young E

A

E traduit la rigidité intrinsèque du matériau, plus E est grand, plus le matériau est rigide

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8
Q

Phénomène de Flambage ?

A

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

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9
Q

Evolution des matériaux utilisés

A

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

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10
Q

Différents types de composite

A

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

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11
Q

Différentes charges subies par un avion

A

-Aérodynamiques (manoeuvres, rafales…)
-Inertie (couple gyro, vibrations…)
-Charges concentrées (train atterrissage)
-Pressurisation, thermique
-Diverses (crash, ditching, choc à l’oiseau…)

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12
Q

Test de bird strike

A

4 lbs à Vc (Zp=0) et à 0.85 Vc à Zp = 8000 ft

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13
Q

Charge en vol

A

-Bird strike
-Ice strike
-Manoeuvres en tangage
-Rafales
-Manoeuvres en roulis
-Manoeuvre en lacet

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14
Q

En vol dissymétrique ?

A

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

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15
Q

Charges de pressurisation

A

sigma = 2*sigma(x)
sigma = pd/2e

La pressurisation est bénéfique pour le fuselage car diminution des contraintes de compression

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16
Q

Charges sol

A

Atterrissage de secours
Virages
Pivotement
Remorquage
Freinage

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17
Q

Charges sol inhabituelles

A

Atterrissage dur “nose whell landing”
Tail strike (65% des cas)

Parfois, sabot de prévention pour éviter tail strike

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18
Q

Charges subies par les ailes au sol

A

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

19
Q

Charges subies par les ailes en vol

A

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

20
Q

Charges longitudinales des ailes

A

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

21
Q

Charges ponctuelles motorisation

A

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

22
Q

Limitation MLW

A

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)

23
Q

Dimensionnement de la structure soumis à des règlements ?

A

PART 23, PART 25, JAR P…

24
Q

Niveaux de charges

A

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)

25
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
26
Charges dynamiques ?
Les charges dynamiques sont DIMENSIONNANTES
27
Calculs des constructeurs
Calcul des efforts en tout point de la structure, on vérifie en premier la résistance aux charges limites et extrêmes
28
Essais statiques
Construction d'une réplique et essais statiques en rupture
29
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...
30
Essais statiques suffisants ?
Non, il faut prendre en compte l'aspect dynamique
31
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
32
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
33
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
34
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), donc forcément une ddv particulère
35
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)
36
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
37
Corrosion impact
Destruction du matériau en surface, favorisant les fissures qui vont s'agrandir sous charge Cas : Aloha Airlines B737
38
Corrosion financier ?
Très présente en service, c'est l'un des postes de coût le plus important dans l'industrie aéronautique
39
Rupture par fissuration
La fissure s'agrandit (se propage) progressivement sous l'effet des charges répétées
40
Synthèse ruptures statique
Pour éviter rupture statique, il faut sig <= sig(e) élastique sig <= sig(r) rupture -> CALCULS RDM
41
Synthèse fatigue
Il faut sig<=sig(f) OU établissement d'une ddv sûre -> CALCULS RDM, COURBE DE WÖHLER
42
Synthèse vibrations
Etudier les vibrations, couplages... -> Critère de RIGIDITE
43
Synthèse fissures
Etablir un programme de surveillance -> FAIL SAFE, SAFE LIFE