Soutenance mémoire
Le travail présenté dans cette thèse a été effectué au sein de l’Institut Clément Ader à l’INSA de Toulouse. L’activité de recherche a été conduite sur la thématique (ISM-3) Systèmes et actionneurs embarqués de l’équipe Modélisation des Systèmes et Microsystèmes Mécaniques (MS2M).
De tout temps, les concepteurs se sont heurtés à la problématique de prise de décision sur les choix de concepts. Celles-ci sont dans le plupart du temps évaluées sur la base de critères spécifiques [1] relatifs à chaque application. De nos jours, la création de systèmes de plus en plus fiables et complexes, intégrant de nombreuses fonctionnalités et dans des délais de plus en plus courts est une priorité indépendamment de la technologie étudiée. Ce compromis entre respect des exigences et réduction des délais devient assez délicat lorsque l’on entame la conception de systèmes à environnement d’intégration sévère au niveau géométrique, thermique ou vibratoire comme les systèmes aéronautiques. Il est souvent nécessaire de procéder à des sauts technologiques et d’optimiser la conception au niveau global dès la conception préliminaire des systèmes.
Dans ce cadre, des évolutions remarquables pour les systèmes d’actionnement embarqués sont aujourd’hui au cœur des développements des programmes aéronautiques, en particulier pour les systèmes de puissance primaire d’hélicoptère (turbine à gaz) dans le projet de recherche SYRENA [2]. Ces travaux de thèse s’inscrivent dans la perspective de ce projet. L’objectif est de proposer des modèles et des méthodologies permettant d’apporter une contribution importante au dimensionnement préliminaire des actionneurs électromécaniques (EMA) et servohydrauliques (SHA) et à l’évaluation des différentes architectures en présence de contraintes d’environnement et d’intégration sévères.
Contexte aéronautique
L’enjeu de la motorisation et des systèmes de régulation
Pour l’industrie de l’hélicoptère, la réduction des coûts d’opération et de l’empreinte écologique constitue un enjeu essentiel spécialement pour la motorisation qui est un élément clef de l’hélicoptère moderne du point de vue des performances. C’est aussi son point faible financier, puisque sa consommation d’énergie représente 30 à 40% du coût d’opération direct [3]. Les constructeurs de moteurs sont les premiers concernés par l’augmentation du prix de l’énergie. La réduction de la consommation de la turbine devient donc un objectif prioritaire qui permettra des gains directs sur deux facettes : sur le cout énergétique et sur la réduction des émissions polluantes. La vision des constructeurs pour l’obtention de ces gains de performance est focalisée sur l’amélioration des techniques existantes sans changer les concepts fondamentaux de la turbine à gaz. Pour réussir, cette démarche doit s’appuyer sur l’exploitation optimale des possibilités offertes par le système de régulation numérique (FADEC), le développement de compresseurs et des turbines dits « 3D », l’introduction du calage variable des aubes et la maîtrise optimale des jeux dans les compresseurs et turbines. Cette tendance a été accompagnée d’un gain de 1 à 1,5% de consommation spécifique par an. La division par deux de la masse des moteurs entre 1970 et 2012 a été obtenue grâce à un taux de compression double et une température plus importante (par exemple jusqu’à 1027°C maximum pour le Makila 3G [4]) en entrée de turbine. Il s’en suit plus de contraintes d’intégration géométrique et thermique pour les composants embarqués sur ces turbines .
Le projet SYRENA
Le projet « SYstème de REgulation Nouvelle Architecture » (SYRENA) a pour objectif de créer un réseau de PME/laboratoires/grands groupes autour d’une réflexion commune sur l’architecture des systèmes de régulation carburant pour les turbines du futur. Ce domaine est particulièrement concurrencé par des acteurs américains. Ce projet, piloté par TURBOMECA (groupe SAFRAN) et co-labellisé par les pôles de compétitivité Aerospace Valley et Astech, implique 26 partenaires dont 16 groupes industriels/PME et 10 académiques. Il est financé par le fonds unique interministériel et par les régions Aquitaine et Midi-Pyrénées.
Le projet SYRENA a pour objectif d’améliorer le système de régulation du point de vue performance, fiabilité et sécurité. il s’intéresse aux systèmes de pilotage d’entrée d’air de la turbine. Notre participation dans le projet SYRENA s’est focalisée sur la conception préliminaire du dispositif d’actionnement des aubes (actionneur de pilotage d’entrée d’air, APEA) et par le développement de deux variantes : l’une à source de puissance hydraulique et l’autre à source de puissance électrique. Ce dispositif, existant actuellement sur des turbines pour avion comme dans la turbine M88 de SNECMA.
Le système à développer doit permettre d’orienter les aubes pour ajuster le débit de l’air qui entre dans la turbine à gaz. De plus, le système doit résister aux contraintes d’intégration spécifique à une application sur turbine à gaz hélicoptère comme la température, l’espace d’intégration limité, les vibrations et les exigences de fiabilité et de sécurité.
Contexte méthodologique : La phase de conception préliminaire dans le cycle de conception en « V »
Le cycle de conception en V d’un système mécatronique [5] passe par trois étapes principales :
– La définition et synthèse du système ;
– La conception spécifique ;
– L’intégration système.
Partant des besoins exprimés, le concepteur commence par extraire les spécifications techniques des exigences requises dans le cahier des charges. Puis il choisit une architecture adéquate, c’est-à-dire une combinaison de composants répondant aux fonctions demandées. Le concepteur doit ensuite dimensionner les différents composants de cette architecture en tenant compte de différents critères (fonctions ou contraintes). Il peut se référer pour cela à des guides constructeurs ou adopter une approche basée sur la modélisation. L’étape suivante consiste à affiner les résultats obtenus en réalisant des simulations assistées par ordinateur (CAO) ou éléments finis pour la conception de détail.
Dans la phase d’intégration, les différents composants sont intégrés après des tests individuels afin d’obtenir le produit final. Dans le cycle de conception classique, une fois le prototype assemblé, les performances effectives de l’actionneur sont comparées aux spécifications du cahier des charges et en cas de non validation de la solution, on revient à la phase de développement. Plus une boucle de conception arrive à la fin du cycle de conception, plus son impact sur le temps et sur le coût de développement est important. Pour limiter ce risque, une approche consistant à faire des boucles d’itérations locales dans le cycle de conception, à l’aide d’outils de simulation et de modélisation mettant en place des liens entre certaines phases de conception, peut être adoptée. En conséquence, la modélisation et la simulation sont de plus en plus intégrées au processus de développement. D’où l’introduction des principes généraux de la conception orientée simulation (en anglais : « Model based design ») décrit dans le paragraphe qui suit.
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Table des matières
INTRODUCTION GENERALE
CHAPITRE I : PRISE DE DECISION SUR LES ARCHITECTURES
1 Contextes de la thèse
1.1 Contexte aéronautique
1.1.1 L’enjeu de la motorisation et des systèmes de régulation
1.1.2 Le projet SYRENA
1.2 Contexte méthodologique
1.2.1 La phase de conception préliminaire dans le cycle de conception en « V »
1.2.2 Conception orientée simulation
1.4 Positionnement par rapport aux travaux du laboratoire
2 Synthèse d’architectures de puissance
2.1 Prise de décision sous contraintes
2.1.1 Fiabilité des architectures de puissance
2.1.2 Caractéristiques des contraintes de conception pour l’approche systématique
2.2 Proposition d’une approche systématique de sélection d’architectures
2.2.1 Génération des architectures
3 Evaluation de concept
3.1 Méthodes d’analyse de conception
3.1.1 Filtrage qualitatif
3.1.2 Filtrage quantitatif
3.2 Implémentation
4 Cas-test : Actionneur de pilotage d’entré d’air (APEA) du projet SYRENA
4.1 Fonctions et contraintes principales
4.2 Architecture de puissance
4.2.1 Filtrage qualitatif
4.2.2 Filtrage quantitatif
5 Conclusion
CHAPITRE II : ANALYSE DE SENSIBILITE DES MODELES DE CONCEPTION PRELIMINAIRE
1 Etat de l’art
1.1 Méthodologie générale
1.1.1. Spécification du problème
1.1.2. Quantification des sources d’incertitude
1.1.3. Propagation des incertitudes
1.1.4. Hiérarchisation des sources d’incertitude
1.2 Méthodologie d’analyse de sensibilité quantitative
2 Première source d’incertitude : le profil de mission
2.1 Description du modèle de profil de mission
2.2 Modélisation
2.3 Sources d’incertitudes du modèle
2.4 Etude statistique de la réponse du modèle
2.5 Analyse de sensibilité globale
2.6 Réduction de paramétrage
2.7 Exploitation des résultats de l’analyse de sensibilité pour les profils de mission
2.8 Analyse d’impact de l’incertitude du profil de mission sur le dimensionnement d’un actionneur EMA
2.8.1 Démarche d’analyse de sensibilité
2.8.2 Etude statistique
2.8.3 Analyse de sensibilité globale
2.8.4 Conclusion
3 Deuxième source d’incertitudes : les modèles d’estimation
3.1 Forme statistique de la distribution de l’erreur
3.2 Modèles d’estimation existants
3.3 Corrélation entre diffèrentes erreurs
3.4 Evolution de l’erreur moyenne
3.5 Evolution de l’écart-type
3.6 Exemples des effets de l’incertitude des modèles d’estimation lors de la conception préliminaire
4 Conclusion
CHAPITRE III : INTEGRABILITE GEOMETRIQUE AVEC L’ENVIRONNEMENT
1 Etat de l’art
1.1 Introduction
1.2 Couplage 0D/3D « géométrique »
1.3 Formats d’échanges
2 Implémentation
2.1 Méthodologie
2.2 Les environnements 0D-1D pour le dimensionnement
2.2.1 Feuilles de calcul
2.2.2 Travail Antérieur : Librairie Modelica
3 Cas test
3.1 Etude d’interférence géométrique
3.1.1 Spécification et profil de mission
3.1.2 Dimensionnement et étude d’intégrabilité
3.2 Etude de faisabilité d’architecture
3.2.1 Architecture rotatif
3.2.2 Architecture linéaire
3.2.3 Bilan sur l’intégration géométrique des deux architectures
3.3 Etude d’intégrabilité sous contrainte thermique
3.3.1 Performances attendues et contraintes de conception
3.3.2 Méthodologie adopté
3.3.3 Dimensionnement mécanique
3.3.4 CAO et emplacement d’intégration
3.3.5 Dimensionnement du radiateur
4 Conclusion
CHAPITRE IV : METAMODELES BASES SUR LES LOIS D’ECHELLE
1 Etat de l’art
1.1 Généralité sur les métamodèles
1.2 Surface de réponse
2 Lois d’échelle et modèles d’estimation
2.1 Les lois d’échelle et le théorème de Buckingham
2.2 Exemples de lois d’échelle
2.3 Intérêts et limites des lois d’échelle
3 Les lois d’échelle basées sur la régression
3.1 Forme générale des modèles
3.2 Processus de régression
3.2.1 Étape 1- Génération des données
3.2.2 Étape 2 – étude de la forme générale de la fonction
3.2.3 Etape 3 – Construction du métamodèle
3.3 Exemple avec une fonction test
3.4 Comparaison avec d’autres méthodes d’analyse et de régression
4 Cas d’étude
4.1 Etude du moteur LAT
4.2 Etude du pivot flexible
5 Conclusion
Conclusion générale
Références
