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HKW-aero Calculs, essais et réglementation 2014/15 Indice B6 le 4.1.2020 1 / 45
Calculs, essais et réglementation
http://www.hkw-aero.fr
Indice B6 le 4.1.2020
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Sommaire
1- Réglementation
2- Tests sous-ensembles
2 1- Fuselage
2 2- Longeron
2 3- Train d'atterrissage
3- Essais avion complet
3 1- Introduction
3 2- Montage de l'avion et du système de palonnier
3 3- Passage de l'avion sur le dos
3 4- Première mise en charge de l'avion
3 5- Recherche de solutions correctives
3 6- Mise en charge finale de l'avion
4- Pourquoi tant de ruptures lors des essais ?
5- Conclusion
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1- Réglementation
La réglementation des avions UL industriels et de charge alaire
supérieure à 30 kg/m² doit respecter pour l’essentiel la
réglementation CS23 niveau 1 (anciennement CS VLA).
La réglementation UL impose un facteur de charge de 4 g en
positif, 2 g en négatif (g = accélération terrestre [m/s²]). 4 g
représente le facteur de charge maximum que rencontrera
l'aéronef pendant les quelques décennies de son existence. Le
coefficient de sécurité imposé est de 1,5 pour les calculs et pour
les essais). Ceci sous entend des calculs et essais réalisés
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avec 6 g, ce facteur de charge étant dit "facteur de charge
extrême". Entre 4 et 6 g, la réglementation accepte une
dégradation de l'aéronef sous réserve que cette déformation
permanente n'entraîne pas la perte de la machine (et de
l'équipage). Le facteur de charge de 6 g doit être tenu au moins
3 secondes. Au delà de 3 secondes, la rupture est acceptée.
Lors des essais, la réglementation impose de vérifier le bon
fonctionnement des commandes malgré les déformations sous
facteur de charge.
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2- Tests des sous-ensembles
En amont de l’essai au sol de l'avion complet, la plupart des
sous-ensembles et composants ont été testés individuellement.
2 1- Fuselage
Lors des essais fuselage isolé, quatre fuselages ont été
partiellement détruits. Un cinquième fuselage à été très
endommagé plusieurs fois lors des essais de l’avion complet.
La solution finale passe sans encombre les 6 g.
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Exemple de cas de charge : décrochage sous facteur de charge
max. Dans cette configuration, la résultante aérodynamique sur
l'aile est orientée vers l'avant. Les efforts sur les points
d'attache de l'aile sont considérables et très dimensionnants.
Dans notre cas, nous avons une charge extrême de 10000 N
(une tonne) à l'horizontale sur les points d'attache de l'aile.
Les photos pages suivantes présentent les essais liés à ce cas
de charge.
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Ruptures pour cause d'instabilité des matériaux :
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Ouverture du fuselage, recherche de solutions correctives et
réparation :
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Ce cycle a été réalisé plusieurs fois...
Essai final :
– la charge extrême a été
dépassée 10 % ;
– les déplacements sont
proportionnels aux
efforts et reviennent à
zéro après décharge,
ceci sous-entend que
nous restons dans le
domaine élastique.
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2 2- Longeron
Le longeron est dimensionné pour résister à 6 g. Au niveau de
l'emplanture, la semelle comprimée du longeron supporte un
effort d'environ 130000 N (13
tonnes) en compression !
Bien entendu, la partie
comprimée va flamber (dfn : le
flambage est la conséquence de
l'instabilité des matériaux soumis à la compression) et déverser
si elle n'est pas contenue. Notre longeron est contenu dans le
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canal de l'aile et, dans la partie centrale (fuselage), renforcé par
un dispositif antidéversement.
Les premiers essais du longeron isolé ont conduit à une rupture
prématurée du dispositif
antidéversement de la
partie centrale, et ce,
malgré nos calculs et
marges de sécurité.
Ceci confirme une fois
de plus l'importance de
réaliser des essais.
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Le dispositif antidéversement a été recalculé et renforcé. Le
nouveau système a donné entière satisfaction sous 6 g.
Valider la méthode de calcul du longeron composite : sa
structure comprend des profilés en carbone pultrudés pour les
semelles et d'une âme en biaxe carbone à 45°. Nous sommes
loin des cas d'école « poutre et matériaux isotrope » (dfn. : un
matériau est dit isotrope si ses propriétés mécaniques sont
identiques dans toutes les directions) d'où l'intérêt de valider la
méthode de calcul en comparant les déplacements calculés
avec les déplacements mesurés lors des essais.
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2 3- Train d'atterrissage
La réglementation UL n'a pas de spécifications particulières
pour le train d'atterrissage, nous avons donc retenu les
exigences de calculs et d'essais de la CS23 niveau 1
(anciennement CS VLA).
Dans ces conditions, en atterrissage extrême, nous avons
environ 10000 N (une tonne) sous chaque roue du train
principal et environ 4 fois plus au niveau des points
d’introduction des efforts dans la cellule. A noter que cet effort
extrême est fonction de la déflexion du train et de son mode de
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décélération. Ainsi, un train plus rigide conduirait à des efforts
encore plus élevés.
Processus d'essai :
1- essai de la jambe de train isolée ;
2- essai de l'élément de liaison jambe de train sur axe de roue ;
3- essai train complet monté sur la cloison principale de l'avion.
Ce dernier essais permet aussi de contrôler les éléments de
reprise du train et de la cloison principale.
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1- Essai de la jambe de train isolée (jusqu'à la rupture) :
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2- Essai de l'élément de liaison jambe de train sur axe de roue :
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3- Essai du train complet monté sur la cloison principale de
l'avion. Cet essai permet aussi de contrôler les éléments de
reprise du train et de la cloison principale.
Le banc d'essai a nécessité un développement particulièrement
long. Le résultat final consiste à lier la cloison principale à une
masse puis à laisser chuter l'ensemble d'une hauteur donnée
(cf. drop test CS23). Bien entendu, les déformations sont
mesurées en différents points. L'essai est spectaculaire et
laisse penser que l'équipage serait particulièrement secoué
dans ces conditions d’atterrissage extrême.
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Dispositif pour réaliser les « Drop-Tests » :
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Les essais des grands sous-ensembles ont été complétés par
les essais de nombreux autres composants.
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3- Essais avion complet3 1- Introduction
A ce stade, nous disposions de sous-ensembles dûment testés,
restait à réaliser l'essai de l'avion complet.
Cet essai permettait de tester en plus la résistance en torsion
de l'aile, le longeronnet, le fuselage, la tenue de l'assise...
Quant à ce dernier point, il nous a fallu imaginer un système de
reprise directement sur l'assise. Aussi, nous avons imaginé de
reprendre, lors des essais, le fuselage en trois points : cloison
moteur, assise, point de reprise empennage horizontal. Nous
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abordions cet essai avec beaucoup d'incertitudes compte-tenu
du nombre d’éléments impliqués.
Comment reprendre le fuselage en trois points avec pour
objectif d'avoir une répartition constante, entre ces trois points,
quelle que soit la charge ? Un système de palonnier répond à
cette problématique :
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A noter que la tenue du fuselage (cf. photos pages suivantes) et
de l'assise sont des points particulièrement dimensionnants :
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3 2- Montage de l'avion et du système de palonnier
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3 3 – Passage de l'avion sur le dos
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3 4- Première mise en charge de l'avion
...et rupture prématurée du fuselage pour cause d'instabilité.
Rappelons que les
phénomènes
d'instabilité sont
quasi impossibles à
prédire par calcul
sur des structures
complexes.
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3 5- Recherche de solutions correctives
Ce cycle a été réalisé plusieurs fois toujours pour cause
d'instabilités constatées...
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3 6- Mise en charge finale de l'avion et vérification du fonctionnement des commandes
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...les 6 g sont atteints :
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...ce qui correspond à une voiture sur chaque aile :
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Les trois secondes imposées par la réglementation sont
largement dépassées, nous avons pris 20 minutes pour
analyser les déformations et mesurer les déplacements. Les
valeurs mesurées sont
conformes aux calculs
excepté l'angle de torsion
qui s'avère sensiblement
moins élevé que ce que
nous avions prévu. Ceci
est une bonne nouvelle.
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Notons aussi les déformations sur les flancs du fuselage :
...déformations disparues après décharge !
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Déformations de l'aile à l'emplanture :
...déformations elles aussi disparues après décharge.
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Cet essai a été complété par des essais sous facteur de charge
négatif, par des essais de la tenue des empennages et des
commandes de vol.
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4- Pourquoi tant de ruptures lors des essais ?
Un calcul de résistance des matériaux, aussi pointu soit-il, n'est
qu'une approximation de la réalité. Pour cette raison, calcul puis
essai à 6 g, il est courant voire normal de rompre lors des
essais. L'essentiel étant de renforcer la cellule pour passer les
tests 6 g avec succès. Ces renforcements consistent
principalement à raidir les zones instables. Les bancs et
processus de tests sont conçus pour limiter les conséquences
des effondrements de structures. Bien entendu il serait toujours
possible de dimensionner à 8 g, mais l'avion serait
irrémédiablement trop lourd donc moins performant...
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Ainsi, l’avion a été maintes fois réparé et renforcé au fil des
effondrements de structure. Ceci d'une part pour une question
de coût, d'autre part pour réaliser les essais avec des sous-
ensembles dégradés puis réparés. Par exemple, certains sous-
ensembles fortement sollicités ont été dé-rivetés re-rivetés
plusieurs fois. Procéder ainsi permet de prendre en compte les
dégradations et réparations possibles de l'avion au fil de son
vieillissement.
Pour ces raisons, le prototype aura déjà bien vécu avant son
premier vol... mais la cellule aura résisté avec succès à ces
sollicitations extrêmes.
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5- Conclusion
Nous avons constaté que les calculs numériques réalisés n'ont
pas détecté les destructions par instabilité que nous avons
constatées lors des essais.
Le processus de développement est intimement lié à la
combinaison de calculs (analytiques pour l'essentiel puis
numériques dans un second temps) et d'essais. En ce sens, la
réglementation ne doit pas être perçue comme une contrainte
mais comme un élément essentiel du processus de conception.
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Nous pourrions représenter ceci par une chaîne...
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Rajoutons que les essais conduisent à augmenter légèrement
la masse, mais c'est le prix à payer pour avoir confiance dans la
résistance de l'avion.
La réussite de ces essais nous permet d’aborder les premiers
vols avec confiance.
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Merci pour votre attention.