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METHODOLOGIE D’ESTIMATION DES MASSES POUR LE CAS DE L’AVION CESSNA CITATION X
Estimation de la masse
Avant chaque vol, il faut obligatoirement vérifier que les limites de masses soient respectées sous peine de dépasser les limites structurales de l’avion. Cette étape de l’opération appelée « centrage de l’avion » représente un compromis entre la manœuvrabilité, l’efficacité du pilotage et la stabilité de l’avion. Dans ce contexte, le but de la présente partie est d’appliquer des méthodes et des principes d’estimation au cas de l’avion Cessna Citation X. En effet, nous allons appliquer les modèles de Raymer pour l’estimation de masse de l’avion (Raymer, 2006; Roskam, 2003a).
Les étapes d’estimation de la masse de l’avion Cessna Citation X
L’estimation de masse de l’avion Cessna Citation X s’effectue en trois étapes . Celui-ci résume les étapes nécessaires pour l’estimation des masses des sections de l’avion ainsi que sa masse totale. La première étape consiste dans l’estimation des masses des composantes constituant l’avion en appliquant les modèles de Raymer (éléments 1 à 14). Les quatre éléments restants (éléments 15 à 18) sont déterminés à partir des données issues de différentes autres références (« Cessna Citation X », 2014a; Jackson, 2003; FlightSafety international, 2000a; FlightSafety international, 2000b). La deuxième étape est la distribution de ces composantes entre les sept sections de l’avion: ainsi nous obtenons la masse de la section en additionnant les masses de tous les composants correspondants. Pendant la 3ieme étape, toutes les masses sont additionnées pour obtenir la masse totale de l’avion Cessna Citation X.
Estimation des masses de différentes composantes de l’avion Cessna Citation X
Selon les classes des avions, Raymer a établi des modèles d’estimation des poids des composantes constituant l’avion (Raymer, 2006). Ces méthodes utilisent des équations empiriques qui relient les poids de ces composants aux caractéristiques géométriques de conception des avions. Ces équations varient alors en fonction de l’élément dont on veut estimer la masse et s’expriment en fonction de différents paramètres influençant cet élément. En conséquence, une connaissance assez complète du design de l’avion est nécessaire.
On a trois classes pour les avions. Ces classes sont : avions de chasse, avions de transport, et aviation générale. Le Cessna Citation X est un avion commercial qui fait partie du groupe de l’aviation générale selon la classification donnée par Raymer.
Pour cette classe, les éléments sont (Raymer, 2006) :
a. L’aile;
b. L’empennage horizontal;
c. L’empennage vertical;
d. Le fuselage;
e. Le train d’atterrissage principal;
f. Le train d’atterrissage de nez de l’avion;
g. L’installation totale du moteur;
h. Le système de fuel;
i. Les commandes de vol;
j. Les systèmes hydrauliques;
k. Le système d’air conditionné et dégivrage;
l. Les systèmes électriques;
m. Équipements;
n. Les systèmes d’avionique.
La masse de l’aile
Les ailes de l’avion Cessna Citation X ont un angle de flèche égal à 40° au niveau du bord d’attaque, ce qui lui permet d’effectuer le vol en croisière avec 0,92 Mach tout en conservant un haut niveau d’efficacité aérodynamique. Les ailes, sont constituées par les éléments suivants: les aérofreins, les becs de bord d’attaque (slats) qui modifient les formes de l’aile lors de décollage et d’atterrissage, les gouvernes, les spoilers, les ailerons, les réservoirs de carburant et les volets. Le dégivrage, pour le bord d’attaque et les becs, est assuré à la fois par un moteur à évacuation d’air chaud et un courant électrique à la manchette de l’aile (wing cuff). Le réservoir central est rempli à partir de l’aile droite avec un système d’écoulement par gravité. Un train d’atterrissage à double roues est monté sur la partie inférieure de chaque aile et se rétracte vers l’intérieur dans la partie centrale du fuselage. Chaque roue est équipée d’un frein à commande hydraulique. Le freinage d’urgence est possible en utilisant la bouteille d’air à haute pression située dans le compartiment gauche d’avionique (FlightSafety international, 2000a).
La masse de l’aile varie en fonction des paramètres suivants :
♦︎ La surface trapézoïdale de l’aile (Sw en pi2) qui est la surface de référence de l’aile. Cette surface est obtenue à partir des données géométriques de l’avion Cessna Citation X (« Cessna Citation X », 2014b; Cessna corporation, 2001);
♦︎ La masse de fuel dans l’aile (Wfw en lb) qui est la somme des masses de fuel emmagasinées dans les deux réservoirs de l’aile de l’avion (Cessna corporation, 2001; « Cessna Citation X », 2014a; FlightSafety international, 2000a);
♦︎ L’allongement (A) qui est obtenu à partir des données géométriques de l’avion (« Cessna Citation X », 2014b; Cessna corporation, 2001);
♦︎ L’angle de flèche de l’aile (Λ= Wing Sweep) et le ratio de conicité (λ = Taper ratio). Ces deux paramètres sont des constantes obtenues à partir des données géométriques de l’avion (« Cessna Citation X », 2014b; Cessna corporation, 2001);
♦︎ La pression dynamique en croisière (q = Dynamic pressure at cruise, lb/pi2) qui est exprimée par l’équation (2.1) liant cinq paramètres (la densité de l’air ρ, le constante de l’air γ, la température à la hauteur de croisière T, la constante des gaz parfait R, le nombre de mach M) (Khrif, 2010; Nelson, 1998) :
q = (0,5) x (0,0311) ρ γRTM² (2.1)
♦︎ Le facteur de charge extrême (Nz =Ultimate load factor =1.5*limit load factor);
♦︎ Le rapport d’épaisseur (t/c) qui est le rapport entre l’épaisseur maximum et la corde (Oza, 2009);
♦︎ La masse au décollage (Wdg =Flight design cross weight =take off, lb.) est la masse maximale au décollage et elle est obtenue à partir des données géométriques de l’avion (« Cessna Citation X », 2014a; FlightSafety international, 2000a; CAE Inc., 2012);
La masse d’empennage horizontal
L’empennage de l’avion Cessna Citation X est conçu sous forme de T. Au sein de l’empennage, on a deux moteurs électriques pour actionner le front de l’empennage horizontal pour assurer l’équilibre vertical de l’avion. Des gouvernes de profondeurs conventionnelles sont montées sur la partie arrière d’empennage. La gouverne de direction est divisée en deux sections : supérieure et inférieure. La gouverne de direction supérieure est actionnée électriquement et contrôlée par le système d’augmentation de la stabilité en lacet. La gouverne de direction inférieure est actionnée hydrauliquement et reçoit des consignes du système de guidage de vol (FlightSafety international, 2000a; FlightSafety international, 2000b; FlightSafety international, 2000c).
La masse d’empennage horizontal (Raymer, 2006) et elle est exprimée en fonction des neufs paramètres. Six parmi eux ont déjà été définis et déterminés auparavant pour le cas de l’aile. Il nous reste alors à déterminer les trois paramètres suivants :
● Λht est l’angle de flèche d’empennage horizontal (Λht= Tail Sweep) et λht est le ratio de conicité (Taper ratio of tail). Ces deux paramètres sont des constantes obtenues à partir des données géométriques de l’avion (« Cessna Citation X », 2014b; Cessna corporation, 2001);
● La surface trapézoïdale d’empennage horizontal Sht est mesurée en pi2 (horizontal tail area). C’est la surface de référence d’empennage horizontal. Elle est obtenue à partir des données géométriques de l’avion d’affaires Cessna Citation X (« Cessna Citation X », 2014b; Cessna corporation, 2001).
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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
CONCLUSION
