Soutenance mémoire
Définition de « l’adaptable »
Le principe de l’adaptable se base sur le mot anglais ≪ morphing ≫ traduisible littéralement par ≪ morphable ≫. L’agence americaine des projets de recherche en defense avancee (DARPA) definit une structure ≪ morphable ≫ comme une structure variant dans un court laps de temps et dont ces changements de geometrie influence les performances aerodynamiques. University (2004) Le ≪ morphing ≫ permet de limiter les compromis lies au choix d’une configuration d’avion. L’avion etant concu pour une mission, il sera donc optimal pour cette mission particuliere et plus ou moins bien adapte au reste des missions. Partant de ce constat, les solutions ≪ d’adaptable ≫ ont principalement fait leur apparition dans le domaine militaire. Ce domaine a la particularite d’etre applique a un champ de missions tres large, pouvant aller du vol d’observation tres long et a tres haute altitude, jusqu’aux missions d’interception au sol necessitant beaucoup de manoeuvrabilite et de vitesse a des faibles altitudes, comme decrit par Weisshaar (2006). Il est donc facile de concevoir que le transport civil, vu le type de sa mission, ait suscite moins d’interet pour ce type de configuration. Toutefois, les objectifs de consommation imposes par l’association internationale du transport aerien (IATA), visent une reduction de la consomma4 tion de 1.5% par an a partir de 2009 et jusqu’a 2020. ≪ L’adaptable ≫ devient une solution prometteuse en terme de reduction de consommation, IATA (2013).
Historique : Avant meme d’avoir reussi a voler au moyen d’un objet plus lourd que l’air, l’idee de ≪ morphing ≫ etait deja presente en se basant sur des observations du vol des oiseaux ainsi que des chauves-souris. Les premiers concepts mettant en evidence ces observations ont ete ceux de Clement Ader et son projet Eole en 1890. Son idee etait de construire un aeronef se basant sur le vol d’une chauve-souris, ainsi celui-ci ≪ battait des ailes ≫ a la facon d’une chauve-souris. Le premier vol controle et motorise de l’histoire a ete realise par les freres Wright a bord de leur Flyer en 1903. Cet avion presentait un gauchissement des ailes permettant le controle de l’avion. Ce gauchissement etait controle par le ≪ balancement ≫ du pilote. La Figure 1.1 presente le principe de gauchissement utilise sur le Flyer. Avec l’augmentation des masses et des charges utiles embarquees par les avions, les structures a base de bois et de toile ont disparus au profit de structures plus rigides a base metallique. Les structures etant de plus en plus rigides, il etait devenu impossible de les deformer de facon importante et bien controlee. L’adaptable etait oriente donc pendant les annees 1930 vers des configurations a geometrie variable, telles que les MAK-10 et MAK-123 disposant d’ailes a elongation variable ; ce principe est presente sur la Figure 1.2. Le changement d’elongation et ainsi de finesse, permet des performances accrues lors des phases de decollage et d’atterrissage, tout en maintenant une bonne manoeuvrabilite en vol. Le premier passage du mur du son en octobre 1947 a entraine l’essor du vol supersonique. Cette vitesse de vol a conduit a l’apparition des ondes de choc sur les surfaces mouillees de l’avion.
Le passage en vitesse supersonique entraine un deplacement du point d’application des forces aerodynamiques pouvant entrainer la perte de l’aeronef si celui-ci n’etait pas equilibre, tel que montre par Shortal et Maggin (1946) Afin d’avoir un avion a la fois performant pour les vitesses subsoniques et les vitesses supersoniques, il a ete necessaire d’ajuster l’angle de fleche de l’aeronef en fonction de la condition de vol. C’est ainsi que des 1951 et le premier vol du Bell X-5, ce type de configuration a ete adopte, permettant d’accroitre la polyvalence des avions de combat.
Déformation dans le plan de l’aile
Quelques configurations a angle de fleche variable ainsi que leur principaux avantages ont ete presentes dans la Section 1.1.2. Generalement, les avions avec une aile a envergure importante presentent une bonne autonomie et une consommation reduite, par contre ils manquent de manoeuvrabilite et doivent voler a basse vitesse. En revanche, un avion avec une envergure faible presente de bonnes capacites de manoeuvrabilite et pourra voler plus vite, mais avec une efficacite energetique reduite, McCormick et al. (1995). Le design d’une structure a envergure variable peut potentiellement permettre de combiner le gain des deux configurations mentionnees dans le paragraphe ci-dessus. Le premier avion integrant ce concept est l’avion MAK-10 presente precedemment sur la Figure 1.2. Le mecanisme d’elongation et de retractation de l’aile etait pneumatique. L’inconvenient majeur de ce type de ≪ morphing ≫ sur des avions trop grands est la variation importante de moments de flexion au niveau de l’emplanture de l’aile. Les applications sur des avions plus petits, comme celles decrites par Blondeau et al. (2003) utilisant une structure gonflable en trois parties.
L’un des projets les plus ambitieux portant sur le concept d’envergure variable est le ≪ Agile-Hunter ≫ qui a ete developpe par la compagnie Lockheed Martin. Ce concept consiste a replier les ailes au dessus du fuselage comme presente sur la Figure 1.5, ou les polymeres a memoire de forme au niveau des plis des ailes ont ete utilises. Davantage d’informations sur ce concept sont disponibles dans Bye et McClure (2007) et Ivanco et al. (2007) Les dispositifs permettant de faire varier la corde sur les avions conventionnels sont tres bien connus. Il s’agit des becs de bords d’attaque et des volets de bords de fuite. Il n’existe que tres peu de nouveaux concepts, principalement a cause des contraintes structurelles d’une aile. Toutefois une application basee sur une mousse a module dynamique (DMF) a tente d’aug menter la corde d’une aile par chauffage de cette mousse. Une partie des travaux de ce projet est presentee par Perkins et al. (2004).
Déformation hors du plan de l’aile
Les déformations possibles en dehors du plan de l’aile sont la torsion de l’aile, le changement d’angle de diedre et la flexion de l’aile. Le principe de deformation par torsion est apparu des les debuts de l’aviation, comme montre precedemment avec le Flyer des freres Wright. Le developpement de nouvelles techniques d’actionnement utilisant des actionneurs piezoelectriques ou encore des nouveaux materiaux a memoire de forme, a fait emerger de nouvelles applications de ≪ morphing ≫. Les actionneurs piezoelectriques se basent sur le principe suivant : sous l’action d’un champ electrique, le materiau se deforme suivant une direction. Un bon exemple d’application a ete montre dans les travaux de Barrett et al. (1997) qui a presente un design de surface de controle adaptable appele ≪ Flexspar ≫. Une maquette d’aile realisant un mouvement de torsion en utilisant des alliages a memoire de forme a ete realisee par Martin et al. (1998). Cette application a consiste en une torsion de l’aile par son centre en utilisant des arbres en SMA (Shape-Memory Alloy, SMA) capables de generer un couple de torsion. Les ailes a diedre variable presentent un grand interet surtout si le diedre varie de facon asymetrique. C’est ce que Cuji et Garcia (2008) ont montres. L’utilisation d’un diedre asymetrique entraine une augmentation des performances en virage sans perdre la capacite de roulis de l’appareil. Une autre application utilisant une variation du diedre est le bombardier supersonique XB-70 qui permet un controle sur le ratio portance-trainee en vol subsonique, mais egalement en vol supersonique .
Une etude de concept a ete realisee par Sofla et al. (2010). Celle-ci montre que la ≪ flexion en envergure ≫ peut avoir un impact positif sur l’efficacite energetique d’un modele reduit de type drone. Ce concept utilise des alliages a memoire de forme. L’auteur a conclu que pour qu’un design adaptable soit viable, il est necessaire d’utiliser ce type de materiau.
Déformation du profil d’aile
L’utilisation de changement de cambrure sur les ailes d’avion permet de faire varier le ratio entre la portance et la trainee. Les changements dans ce ratio permettent d’ajuster les performances de l’aile en fonction de la condition de vol. Lors de la phase d’atterrissage, il est necessaire d’avoir une portance elevee a une faible vitesse, c’est pourquoi le profil se doit d’etre tres cambre. En revanche, lors de la croisiere, il est preferable pour un niveau de forte portance donne d’obtenir une force de trainee la plus faible possible, diminuant ainsi la consommation en carburant. On cherche donc a maximiser le ratio portance / trainee. Cette maximisation passe par une reduction de la cambrure, Bolonkin et Gilyard (1999). Lors d’un vol typique, le profil d’aile doit donc passer par des changements de cambrure tres importants. De facon conventionnelle, nous utilisons des dispositifs hyper sustentateurs : les volets et les bords d’attaque. Leur inconvenient majeur est qu’en raison des fortes contraintes mecaniques qui sont appliquees sur ces surfaces, les actionneurs qui mettent en mouvement ces surfaces, sont tres imposants et depassent de l’intrados de l’aile. De nouvelles architectures adaptables ont donc ete proposees. Certains designs utilisent des systemes d’actionnement dits ≪ conventionnels ≫.
En se basant sur le fractionnement de l’aile dans le sens de la corde, on actionne les portions de corde separement l’une par rapport a l’autre, Monner et al. (1998). De nouveaux designs utilisent des materiaux piezoelectriques. Bien que cette technologie soit prometteuse, les faibles deformations generees par ce type de materiaux limitent grandement les angles de cambrure possible. Avec un maximum de 5˚de deflection obtenu par Lim et al. (2005) ce resultat a ete obtenu avec une structure extremement legere sur un profil de moins de 5 cm. L’utilisation d’alliage a memoire de forme permet d’obtenir de plus grands angles de deformation, comme presente par Berton (2006), seulement ce type de systeme d’actionnement ne permet pas de faible temps de reponse dans les deplacements. En outre, l’utilisation de SMA pose des problemes de temperature de fonctionnement, car l’elongation ou la contraction de ce type de materiaux est basee sur les changements de temperature. Il a ete demontre par Sainmont et al. (2009) dans le cadre du projet CRIAQ 7.1 que la deformation de l’epaisseur de l’aile pourrait permettre une reduction de 17% de la trainee aerodynamique de l’aile. Cette amelioration des performances passe par une augmentation de la region laminaire au niveau de l’extrados de l’aile. Ce resultat a pu etre obtenu par deformation de la peau superieure d’un profil d’aile, En utilisant des actionneurs de type SMA composant un systeme de glissiere permettant de convertir le mouvement horizontal des SMA en mouvement vertical de la peau superieure. La Figure 1.7 presente une vue de cote de l’aile schematisee contenant le principe d’actionnement.
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Table des matières
INTRODUCTION
CHAPITRE 1 REVUE DE LITTÉRATURE
1.1 Les avions et les ailes adaptables
1.1.1 Définition de « l’adaptable »
1.1.2 Historique
1.1.3 Principes de « l’adaptable »
1.1.3.1 Déformation dans le plan de l’aile
1.1.3.2 Déformation hors du plan de l’aile
1.1.3.3 Déformation du profil d’aile
1.2 Systèmes d’actionnement d’aileron
1.3 Essais structuraux en aéronautique
1.3.1 Les essais structuraux
1.3.2 Déformations et contraintes
1.3.3 Théorie du pont de Wheatstone
1.4 Couche limite et méthode de détection de la transition
1.4.1 Description de la couche limite
1.4.2 Description qualitative de la transition
1.4.3 Méthode d’identification semi-empirique eN
1.4.4 Méthodes d’identification expérimentale de la transition
1.4.4.1 Visualisation par flux d’huile
1.4.4.2 Méthode par cristaux liquides
1.4.4.3 Méthode de vélocimétrie par image de particules
1.4.4.4 Utilisation de fils chauds
1.4.4.5 Méthode par infrarouges
1.4.4.6 Dérivée seconde du Coefficient de pression
1.4.4.7 Analyse fréquentielle du coefficient de pression
1.5 Présentation du projet d’aile adaptable CRIAQ MDO-505
1.5.1 Configuration d’aile adaptable adoptée
1.5.2 Les partenaires du projet
1.5.3 Présentation technique
1.5.3.1 Peau adaptable et structure de l’aile
1.5.3.2 Présentation des actionneurs de l’aile adaptable
CHAPITRE 2 DÉVELOPPEMENT D’UNE SOLUTION D’ACTIONNEMENT POUR L’AILERON RIGIDE DE L’AILE ADAPTABLE
2.1 Contrainte de conception
2.2 Solution d’actionnement
2.2.1 Système mécanique
2.2.1.1 Cinématique d’actionnement
2.2.1.2 Détails des éléments qui constituent le système
2.2.2 Système électrique
2.2.3 Principe de commande
2.3 Résultat et validation expérimentale
2.3.1 Mise en place de la table de correspondance
2.3.2 Validation de l’angle de braquage par comparaison de pression
2.3.3 Validation de la contrainte de battement
CHAPITRE 3 PRÉDICTION NUMÉRIQUE DE LA TRANSITION DE COUCHE LIMITE POUR LA CARACTÉRISATION DE CAPTEUR DE PRESSION
3.1 Mise en contexte de la caractérisation des capteurs
3.2 Étude numérique de la position de la transition
3.2.1 Profil, conditions d’écoulement utilisées et paramètres de la simulation
3.2.2 Approche et méthode de résolution
3.3 Assemblage mécanique utilisé pour la validation expérimentale
3.3.1 Présentation de la soufflerie Price-Païdoussis
3.3.2 Analyse fonctionnelle de l’assemblage
3.3.3 Analyse statique
3.4 installation des capteurs de pression
3.4.1 Prise de pression statique
3.4.2 Capteur haute sensibilité
3.5 Validation expérimentale de la détection de la transition
3.5.1 Plan de test
3.5.2 Correction de l’angle d’incidence α
3.5.3 Résultats pour les capteurs de pression faible sensibilité
3.5.4 Résultats pour les capteurs de pression haute sensibilité
3.5.5 Comparaison et interprétation des résultats expérimentaux et théoriques pour les capteurs haute sensibilités
3.5.5.1 Coefficient de pression Cp
3.5.5.2 Transformer de fourrier et signaux fréquentiel
3.6 Discutions des résultats obtenues
3.7 Perspectives et remise en contexte dans le projet global
CHAPITRE 4 DÉVELOPPEMENT D’UN ENVIRONNEMENT DE MESURE ET DE CONTRÔLE DE L’AILE ADAPTABLE POUR DES TESTS STRUCTURELS
4.1 Présentation des essais de chargement structurel
4.1.1 Mise en contexte des essais
4.1.2 Installation de l’aile pour les essais statiques
4.2 Capteurs installés pour le test
4.2.1 Jauges de déformation uni-axiale
4.2.2 Jauge de déformation « rosette »
4.2.3 Scanner de surface
4.2.4 Cellule de charge
4.3 Procédure de test
4.4 Système de contrôle et d’acquisition
4.4.1 Architecture matérielle
4.4.1.1 Présentation générale
4.4.1.2 Équipements de mesure de l’aile adaptable
4.4.1.3 Équipements de contrôle des actionneurs de l’aile adaptable
4.4.2 Architecture logicielle
4.4.2.1 Architecture logicielle générale
4.4.2.2 Architecture logicielle de l’unité centrale
4.4.2.3 Architecture logicielle de l’ordinateur de contrôle
4.4.3 Interface de visualisation des paramètres et de contrôle de l’aile adaptable
4.5 Résultats obtenus
4.5.1 Validation pour un capteur unitaire
4.5.2 Aile adaptable complète
CONCLUSION
ANNEXE I FICHES TECHNIQUE DE L’ACTIONNEUR LINÉAIRE
ANNEXE II FICHES TECHNIQUE DU MOTEUR DE L’ACTIONNEUR LINÉAIRE
ANNEXE III FICHES TECHNIQUE DE LA DRIVE DE L’ACTIONNEUR LINÉAIRE
ANNEXE IV ARTICLE DE CONFÉRENCE
LISTE DE RÉFÉRENCES
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