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CONDUITE DE PROJET TECHNIQUE AERONAUTIQUE GROUPE B REVUE D'ARCHITECTURE 23 NOVEMBRE 2007 Auteurs : AMINIAN Romain BENIBGUI Yonni COISNON Marie DEBROUASSE Rémy DECAESTECKER Timothée DEVISSCHER Guillaume MAERE Igor MAIRET Sylvain MARTIN Maxime PELLETIER Julien Boris SAADI Mohamed VIETTO Julien

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CONDUITE DE PROJET TECHNIQUE AERONAUTIQUE

GROUPE B

REVUE D'ARCHITECTURE 23 NOVEMBRE 2007

Auteurs : AMINIAN Romain BENIBGUI Yonni COISNON Marie DEBROUASSE Rémy DECAESTECKER Timothée DEVISSCHER Guillaume MAERE Igor MAIRET Sylvain MARTIN Maxime PELLETIER Julien Boris SAADI Mohamed VIETTO Julien

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Table des matières

I. Présentation des objectifs ............................................................................................ 9

II. Planning....................................................................................................................... 10

III. Analyse fonctionnelle ................................................................................................. 11

IV. Choix architecturaux ................................................................................................. 14

IV.1. Choix de l’implantation moteur ............................................................................. 14

IV.1.1. Implantation moteur à l’arrière du fuselage................................................. 14 IV.1.2. Implantation moteur sur la voilure ............................................................... 15 IV.1.3. Implantation moteur sous la voilure............................................................. 15 IV.1.4. Conclusion.................................................................................................... 16

IV.2. Motorisation : le Pratt & Whitney PW2043........................................................... 17

IV.3. Choix d'implantation de la voilure ......................................................................... 18

IV.3.1. Introduction .................................................................................................. 18 IV.3.2. Configuration de type « aile haute » ............................................................ 18 IV.3.3. Configuration de type « aile médiane » ....................................................... 19 IV.3.4. Configuration de type « aile basse » ............................................................ 19 IV.3.5. Conclusion.................................................................................................... 21

IV.4. Dimensionnement de la voilure.............................................................................. 22

IV.4.1. Introduction .................................................................................................. 22 IV.4.2. Hypothèses de calcul .................................................................................... 22 IV.4.3. Caractéristiques générale de la voilure du TAC25....................................... 23 IV.4.4. Discrétisation de la voilure........................................................................... 24 IV.4.5. Dimensionnement en flambage général et local .......................................... 31 IV.4.6. Devis de masse ............................................................................................. 36 IV.4.7. Détermination des caractéristiques géométriques du caisson de voilure ..... 36 IV.4.8. Conclusion.................................................................................................... 38

IV.5. Définition de l’empennage et de la dérive ............................................................. 39

IV.6. Les trains d’atterrissage.......................................................................................... 40

IV.7. Le fuselage principal .............................................................................................. 42

IV.7.1. Introduction .................................................................................................. 42 IV.7.2. Hypothèses de calcul .................................................................................... 42 IV.7.3. Epaisseur de revêtement minimal ................................................................ 42 IV.7.4. Dimensionnement des cadres et des lisses ................................................... 43 IV.7.5. Masse de la structure du fuselage principal................................................. 45

IV.8. L’Auxiliary Power Unit (APU).............................................................................. 46

IV.9. Définition de l’aménagement intérieur .................................................................. 47

IV.9.1. Choix de configuration................................................................................. 47 IV.9.2. Données et aménagement............................................................................. 48

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IV.10. L’avionique ............................................................................................................ 53

IV.10.1. Choix de l’architecture avionique ................................................................ 53 IV.10.2. Equipements avioniques............................................................................... 54 IV.10.3. Les commandes de vol ................................................................................. 56 IV.10.4. Actionneurs : choix électrique/hydraulique................................................. 57 IV.10.5. Système de freinage ..................................................................................... 59 IV.10.6. La pressurisation .......................................................................................... 62 IV.10.7. Les systèmes de carburant............................................................................ 63 IV.10.8. L’atterrissage tout temps .............................................................................. 64

V. Masse et centrage ....................................................................................................... 69

V.1. Masses des différent composant du TAC25........................................................... 69

V.2. Centrage du TAC25 ............................................................................................... 71

V.2.1. Foyer aérodynamique................................................................................... 71 V.2.2. Centre de gravité .......................................................................................... 71

VI. Suivi des performances .............................................................................................. 73

VI.1. Introduction et hypothèses générales ..................................................................... 73

VI.2. Polaires et paramètres aérodynamiques ................................................................. 76

VI.2.1. Présentation du profil NACA 23012............................................................ 76 VI.2.2. Etude CFD sous Gambit............................................................................... 76 VI.2.3. Réalisation du calcul sous Fluent ................................................................. 77 VI.2.4. La portance et la traînée ............................................................................... 80 VI.2.5. Estimation des polaires de l’avion ............................................................... 80 VI.2.6. Bilan sur les différentes traînées .................................................................. 81

VI.3. Le décollage : longueur de piste minimale............................................................. 82

VI.3.1. Evaluation de la distance d’accélération arrêt.............................................. 83 VI.3.2. Evaluation de la distance de roulement au décollage................................... 85 VI.3.3. Longueur de piste équilibrée ........................................................................ 87 VI.3.4. Calcul du passage des 35ft. .......................................................................... 87 VI.3.5. Pente au deuxième segment ......................................................................... 88 VI.3.6. Décollage sans problème technique : distances et consommation de carburant....................................................................................................................... 88

VI.4. Montée jusqu’à l’altitude de croisière.................................................................... 90

VI.4.1. Détermination de la poussée nécessaire ....................................................... 92 VI.4.2. Synthèse des résultats................................................................................... 95

VI.5. Croisière ................................................................................................................. 96

VI.5.1. Plafond de vol............................................................................................... 96 VI.5.2. Atteinte du MMO......................................................................................... 97 VI.5.3. Distance franchissable de l’appareil à MMO............................................... 98 VI.5.4. Mach de croisière optimal .......................................................................... 100

VI.6. Descente ............................................................................................................... 101

VI.7. Atterrissage de l’avion ......................................................................................... 102

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VII. Industrialisation et production ............................................................................... 104

VII.1. Etude Make or Buy .............................................................................................. 104

VII.1.1. Rappel de l’étude Make or Buy.................................................................. 104 VII.1.2. Affinage de l’étude Make or Buy............................................................... 104 VII.1.3. Matrice de décision .................................................................................... 106

VII.2. Production ............................................................................................................ 109

VII.2.1. Processus de production ............................................................................. 109 VII.2.2. Aménagement usine ................................................................................... 110

VII.3. Implantation de l’usine......................................................................................... 115

VII.3.1. Rappel de l’étude........................................................................................ 115 VII.3.2. Localisation des fournisseurs ..................................................................... 115 VII.3.3. Implantation de notre structure .................................................................. 118 VII.3.4. Justification de l’implantation de l’usine...................................................124

VIII. Finance ...................................................................................................................... 132

VIII.1. Confirmation du budget prévisionnel................................................................... 132

VIII.1.1. Coûts de production ................................................................................... 132 VIII.1.2. Coûts de développement ............................................................................ 133 VIII.1.3. Couts de main d’œuvre .............................................................................. 134 VIII.1.4. Coûts de structures ..................................................................................... 137 VIII.1.5. Bilan sur les coûts ...................................................................................... 137

VIII.2. Justification du nombre d’avions ......................................................................... 138

VIII.3. Répartition des coûts et rentabilité ....................................................................... 139

VIII.3.1. Planning des dépenses................................................................................ 139 VIII.3.2. Prévisions des ventes.................................................................................. 140 VIII.3.3. Rentabilité .................................................................................................. 141

VIII.4. Maitrise des coûts................................................................................................. 143

VIII.4.1. Structure de coût......................................................................................... 143 VIII.4.2. Répartition du budget sur les centres de dépenses ..................................... 143 VIII.4.3. Le suivi des coûts ....................................................................................... 145

VIII.5. Conclusion............................................................................................................ 145

IX. Gestion des risques ................................................................................................... 146

X. Conclusion................................................................................................................. 148

Références ............................................................................................................................. 149

Annexe................................................................................................................................... 150

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Liste des figures

Figure 1 : Planning de la revue d'architecture .......................................................................... 10

Figure 2 : Analyse fonctionnelle .............................................................................................. 11

Figure 3 : Sous analyse fonctionnelle ...................................................................................... 11

Figure 4 : Sous analyse fonctionnelle ...................................................................................... 12

Figure 5 : Tableau associant fonctions et systèmes.................................................................. 13

Figure 6 : Exemple moteur à l'arrière (Fokker F100)............................................................... 14

Figure 7 : Exemple moteur sur voilure (VFW 614) ................................................................. 15

Figure 8 : Exemple de moteur sous voilure (Boeing B777)..................................................... 15

Figure 9 : Tableau de performance du moteur PW2043 .......................................................... 17

Figure 10 : Moteur PW 2043.................................................................................................... 17

Figure 11 : Exemple de voilure haute (McDonnell-Douglas C-17).........................................18

Figure 12 : Exemple de voilure médiane (avion léger de combat LCA) ................................ 19

Figure 13 : Exemple de voilure basse (McDonnell-Douglas MD-80) ..................................... 19

Figure 14 : Tableau de données de masse du TAC 25............................................................. 22

Figure 15 : Tableau des caractéristiques de l'aile..................................................................... 23

Figure 16 : Schéma 2D de l'aile sous Catia.............................................................................. 23

Figure 17 : Tableau de données de matériaux et masses.......................................................... 24

Figure 18 : Schéma de la discrétisation de l'aile sous Catia..................................................... 26

Figure 19 : Répartition de portance elliptique sur l’aile........................................................... 27

Figure 20 : Répartition elliptique de la portance alaire............................................................ 29

Figure 21 : Courbe de moment de flexion................................................................................ 30

Figure 22 : Evolution du flux normal....................................................................................... 31

Figure 23 : Schéma d'un raidisseur .......................................................................................... 32

Figure 24 : Masse de la voilure en fonction du pas raidisseur ................................................. 33

Figure 25 : Masse de la voilure en fonction du pas nervure .................................................... 34

Figure 26 : Evolution de l'épaisseur équivalente...................................................................... 35

Figure 27 : Tableau estimation de masse des éléments de la voilure....................................... 36

Figure 28 : Profil linéarisé de la voilure................................................................................... 37

Figure 29 : Situation des caissons de la voilure ....................................................................... 37

Figure 30 : Exemple d'empennage en croix ............................................................................. 39

Figure 31 : Géométrie de conception du fuselage.................................................................... 43

Figure 32 : Vue 3D Catia d'un tronçon de fuselage principal .................................................. 44

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Figure 33 : Estimation de la masse totale du fuselage principal .............................................. 45

Figure 34 : Vue générale de l'APS 3200 APU ......................................................................... 46

Figure 35 : Dimension générale de l'APS 3200 APU .............................................................. 46

Figure 36 : Section fuselage B727 - 200F................................................................................ 48

Figure 37 : Position des portes sur le B727 - 200F .................................................................. 50

Figure 38 : Plancher roulant ..................................................................................................... 50

Figure 39 : Structure interne..................................................................................................... 51

Figure 40 : Container................................................................................................................ 51

Figure 41 : Aménagement intérieur ......................................................................................... 52

Figure 42 : Matrice décisionnelle d'architecture avionique ..................................................... 54

Figure 43 : Principe de la CDVE ............................................................................................. 56

Figure 44 : Schéma explicatif de la CDVE .............................................................................. 57

Figure 45 : Vérin hydraulique .................................................................................................. 57

Figure 46 : Vérin électrique ..................................................................................................... 57

Figure 47 : Matrice décisionnelle de la source de puissance ................................................... 58

Figure 48 : frein à disque A340................................................................................................ 60

Figure 49 : Schéma explicatif du principe du freinage ............................................................ 61

Figure 50 : Schéma de la partie hydraulique du système de freinage de l'A330/340 .............. 61

Figure 51: Courbe de pression en fonction de l'altitude........................................................... 62

Figure 52 : Représentation des différentes catégories d'atterrissage........................................ 65

Figure 53 : Tableau récapitulatif des éléments nécessaires...................................................... 68

Figure 54 : Tableau de devis de masse du TAC 25.................................................................. 70

Figure 55 : Barycentre géométrique des trains......................................................................... 72

Figure 56 : Courbe de vitesse de décrochage en configuration lisse ....................................... 73

Figure 57 : Courbe de vitesse de décrochage en configuration volets sortis ........................... 74

Figure 58 : Profil NACA 23012............................................................................................... 76

Figure 59 : Maillage du profil NACA 23012 sous Gambit...................................................... 77

Figure 60 : Répartition du nombre de mach à incidence nulle................................................. 78

Figure 61 : Courbe d'évolution du Cz en fonction de l'incidence ............................................ 79

Figure 62 : Courbe d'évolution du Cz en fonction du Cx ........................................................ 79

Figure 63 : Tableau du facteur e et de la trainée à α = 0 pour diverses configurations ........... 80

Figure 64 : Schéma d'une piste................................................................................................. 82

Figure 65 : Courbe d'évolution de la distance parcourue en fonction de la vitesse de panne.. 84

Figure 66 : Courbe de la distance d'accélération arrêt ............................................................. 84

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Figure 67 : Courbe de la distance parcourue avec ou sans panne moteur................................ 85

Figure 68 : Distance de décollage en fonction de la vitesse de panne ..................................... 86

Figure 69 : Longueur de piste équilibrée ................................................................................. 86

Figure 70 : Climb profile at given IAS / Mach law ................................................................ 90

Figure 71 : Evolution de la TAS du TAC 25 en fonction de l'altitude..................................... 91

Figure 72 : Evolution de Vz du TAC 25 en fonction de l'altitude ........................................... 91

Figure 73 : Evolution de la poussée du TAC 25 en fonction de l'altitude................................ 93

Figure 74 : Perte de la poussée avec la vitesse et l'altitude...................................................... 93

Figure 75 : Evolution de la consommation en fonction de la payload..................................... 94

Figure 76 : Tableau de synthèse de la montée ......................................................................... 95

Figure 77 : Tableau récapitulatif de la croisière....................................................................... 99

Figure 78 : Distance franchissable en fonction de la payload.................................................. 99

Figure 79 : Distance franchissable en fonction du Mach ....................................................... 100

Figure 80 : Tableau récapitulatif de la descente..................................................................... 101

Figure 81 : Consommation en fonction de la payload ........................................................... 101

Figure 82 : Schéma de la piste d'atterrissage.......................................................................... 102

Figure 83 : Distance d'atterrissage ......................................................................................... 103

Figure 84 : Matrice décisionnelle du Make or Buy................................................................ 108

Figure 85 : Processus de production de l'EcoCargo............................................................... 109

Figure 86 : Vue globale du site .............................................................................................. 110

Figure 87 : Vue global du site (bâtiment A, B et C).............................................................. 111

Figure 88 : Vue du bâtiment A............................................................................................... 112

Figure 89 ; Vue du bâtiment B ............................................................................................... 112

Figure 90 : Plan du bâtiment A .............................................................................................. 113

Figure 91 : Plan du bâtiment B............................................................................................... 113

Figure 92 : Liste des équipementiers et leur localisation ....................................................... 117

Figure 93 : Situation géographique de Seattle - Nord Ouest des Etats-Unis ......................... 118

Figure 94 : Situation géographique de Wichita - centre des Etats-Unis ................................ 120

Figure 95 : Situation géographique de Mirabel - Sud Est du Canada .................................... 122

Figure 96 : Coûts d'exploitation dans le secteur de l'aérospatiale.......................................... 128

Figure 97 : Plan de la région de Montréal .............................................................................. 129

Figure 98 : Situation géographique de l'aéroport de Mirabel................................................. 130

Figure 99 : Tableau des coûts salariaux en fonction du poste à Montréal ............................. 134

Figure 100 : Planning des différentes phases du projet.......................................................... 134

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Projet CPT – Groupe B Revue d'architecture

Figure 101 : Evolution du personnel sur la durée du programme.......................................... 135

Figure 102 : Evolution de la masse salariale pour la durée du projet .................................... 136

Figure 103 : Tableau récapitulant les coûts de structure........................................................ 137

Figure 104 : Répartition des coûts de fabrication en fonction du nombre d'avions............... 138

Figure 105 : Coût de fabrication d'un avion pour la production en série ...............................138

Figure 106 : Evolution des coûts sur la durée du programme................................................ 139

Figure 107 : Evolution du nombre d'avions produits ............................................................. 140

Figure 108 : Courbe du nombre d'avions minimum à vendre en fonction du prix de vente.. 142

Figure 109 : Courbe du seuil de rentabilité ............................................................................ 142

Figure 110 : Répartition du budget du projet ......................................................................... 144

Figure 111 : Fiche suivi de risque .......................................................................................... 146

Figure 112 : Fiche suivi de risque .......................................................................................... 147

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I. Présentation des objectifs Lors de la revue de faisabilité, nous avons montré que notre projet : le TAC-25 était réalisable d’un point de vue technique et industriel. L’étude marketing et financière ont, quant à eux, démontrer la viabilité de ce projet à travers les ventes potentiels et les coûts de fabrication. De cette étude, en a découlé que l’ensemble des performances énoncé dans la note de besoin pouvait être réalisable mise à part le prix unitaire par avion qui passerait de 20 à 57M$. Suite à une justification rigoureuse de ce prix de fabrication nous avons obtenu l’acceptation de nos investisseurs d’accompagner le projet. La revue d'architecture va permettre de recenser les différentes solutions techniques et industrielles répondant à la note de besoin. Nous examinerons les avantages et inconvénients de chacune de ces solutions en vue de choisir le meilleur compromis. Ces choix seront effectués par le biais de matrices décisionnelles, en tenant compte des décisions amont et de diverses disciplines transverses. Ainsi, nous pourrons proposer la solution architecturale du TAC 25 ainsi que la stratégie industrielle que nous emploierons. Afin de définir l'architecture du TAC 25, il nous faut s’intéresser aux éléments nécessaires à cet avion afin qu’il puisse répondre aux différentes caractéristiques techniques énoncées dans la note de besoin. Pour cela, suite à une étude fonctionnelle, nous effectuerons les choix des divers éléments de la structure de l’avion, suivi de son avionique. De cette étude en découlera l’architecture de notre produit. D’un point de vue industriel, nous effectuerons une étude afin d'affiner le make or buy, de lister les fournisseurs et leur localisation. Dans un premier temps, cette étude permettra de réaliser une séquence d'assemblage du TAC 25 et de concevoir les premiers plans du site d'implantation. Dans un second temps, elle nous aidera à choisir le site d'implantation.

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Projet CPT – Groupe B Revue d'architecture

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II. Planning Pour la réalisation de cette revue, nous avons déterminé le planning suivant :

Figure 1 : Planning de la revue d'architecture

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III. Analyse fonctionnelle Avant de se lancer dans les choix architecturaux, nous avons fait une analyse fonctionnelle :

Figure 2 : Analyse fonctionnelle

De cette première analyse fonctionnelle, nous avons décliné chaque fonction en sous analyse fonctionnelle :

Figure 3 : Sous analyse fonctionnelle

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Figure 4 : Sous analyse fonctionnelle

Cette étude fonctionnelle nous a permis de déterminer les principales fonctions du TAC 25. Le TAC 25 étant un avion cargo, il possède différents systèmes : ailes, moteurs, train d'atterrissage, gouvernes, avionique, soute,… Nous allons associer, à chacun des ses systèmes, la ou les fonctions déterminées à l'aide de l'analyse fonctionnelle.

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A l'aide du tableau suivant, nous pouvons remarquer quel système remplit quelle(s) fonction(s) :

Aile

Mot

eurs

Tra

in d

'atte

rris

sage

Gou

vern

es

Avi

oniq

ue

Sou

te

Por

te

Transporter fret Stocker fret X Embarquer / Débarquer fret X Déplacer fret X Attacher fret X

Planer X

Avancer Créer poussée X Stocker carburant X Implanter dispositif X

Informer pilote Communiquer sol X Récupérer info sol X Récupérer info aéronef X Saisir info X Afficher info X

Atterrir / Se déplacer au sol Rouler X Rentrer / Sortir dispositif X Implanter dispositif X Soutenir masse X X

Contrôler l'aéronef Contrôle poussée X X Contrôler roulis, lacet, tangage X X Contrôler automatiquement X Contrôler manuellement X

Figure 5 : Tableau associant fonctions et systèmes En connaissant les fonctions associées aux systèmes de l'avion, nous pouvons faire des choix architecturaux en les expliquant.

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IV. Choix architecturaux

IV.1. Choix de l’implantation moteur Introduction : Nous devons définir le choix de l’implantation des moteurs sur la voilure. Le TAC25 est un bimoteur, il s’agira de part cette étude de bien cerner les avantages et inconvénients de chaque configuration afin d’optimiser le choix d’implantation moteur. Ce choix sera effectué en tenant compte de différents critères de sélection :

• Effets aérodynamiques (traînée) provoqués par l’implantation • Les contraintes mécaniques qu’entraîne l’implantation • Possibilité de mise en œuvre sur une voilure de type « aile basse » • Les dimensions des moteurs qui seront montés sur la voilure • La facilité d’accès pour la maintenance des moteurs • La facilité de la mise en place du circuit carburant ainsi que du câblage pour le

contrôle moteur

IV.1.1. Implantation moteur à l’arrière du fuselage Présentation :

Figure 6 : Exemple moteur à l'arrière (Fokker F100)

Avantages et inconvénients de l’implantation moteur à l’arrière du fuselage :

AVANTAGES INCONVENIENTS

Libère l'aile du moteur ce qui permet une aile plus légère

Impossibilité d'adapter des gros moteurs avec cette solution

Moins de risque d'avalement des moteurs (moteur plus protéger)

Complexité de mise en œuvre au niveau structural sur le fuselage

Difficulté d'accès à la maintenance des moteurs

Difficulté pour le fret (porte latérale très

rapprochée et dans l'axe du cheminement moteur)

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IV.1.2. Implantation moteur sur la voilure Présentation :

Figure 7 : Exemple moteur sur voilure (VFW 614)

Avantages et inconvénients de l’implantation moteur sur la voilure :

AVANTAGES INCONVENIENTS

diminution du bruit au décollage Grosse difficulté en terme de contrainte sur la

structure pour les gros moteurs

Difficulté d'accès à la maintenance moteur

Complexité de mise en œuvre

Aucun avion de notre gabarit ne possède cette

implantation

IV.1.3. Implantation moteur sous la voilure Présentation :

Figure 8 : Exemple de moteur sous voilure (Boeing B777)

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Avantages et inconvénients de l’implantation moteur sous la voilure :

AVANTAGES INCONVENIENTS

Configuration la plus répandu chez les avions de transport civil

Difficulté avec de gros moteur

Facilité de la maintenance moteur Risque d'avalement supérieur Peu de traînée moteur

Pas de gène pour le chargement et le déchargement du fret

Grand choix d'attache moteur donc peu de soucis de conception sur la structure

Matrice de critère pour l’implantation moteur :

Implantation arrière

fuselage Implantation sur

voilure Implantation sous

voilure

Critère Coefficient Note Point Note Point Note Point

Maintenance 5 5 25 3 15 8 40

chargement/déchargement fret

4 5 20 5 20 7 28

critè

res

clie

nts

Esthétique 1 8 8 5 5 6 6

aérodynamique 5 8 40 6 30 7 35

Aspect bruit 3 5 15 9 27 7 21

Stabilité en vol 4 6 24 4 16 8 32 Crit

ères

av

ionn

eur

complexité structure 3 4 12 3 9 6 18

144 122 180

IV.1.4. Conclusion Cette étude nous a permis de mettre en évidence que la solution qui s’impose est une implantation des moteurs sous la voilure. En effet, cette configuration est la plus répandue dans le monde des avions de transport ce qui démontre bien qu’elle a fait ces preuves. Cependant aucune solution n’était à écarter d’où cette petite étude comparative. En termes de maintenance, les moteurs en position basse vont permettre aux opérateurs d’accéder facilement aux circuits. Beaucoup de fournisseur ou de sous-traitant sont en mesure de nous aider à mettre en place cette configuration ce qui nous a également conduit à faire ce choix.

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_ - 17 -

IV.2. Motorisation : le Pratt & Whitney PW2043 Le choix du Pratt & Whitney PW2043 sera justifié lors des calculs des performances attendues du TAC25 « EcoCargo ». Le Pratt & Whitney PW2043 est le dernier né de la série PW2000 qui regroupe le PW2037, le PW2040 et donc le PW2043. Il est capable de fournir une poussée maximale de 195 kN. Il a été certifié en 1995 sur le Boeing B757-300 pour effectuer des vols 180-minute ETOPS. Innovations technologiques : Le PW 2043 possède la technologie RTC (Reduce Temperature Configuration) qui a été mise en place en 1994 sur les PW2037 et PW2040. Cette technologie a permis de réduire la température au sein de la chambre de combustion tout en conservant la poussée. Cela permet donc d’augmenter la durée de vie de ce moteur puisque les matériaux sont moins contraints par la température. De plus, la consommation s’en trouve diminuée. Le coût de maintenance est alors diminué de 22% soit 11 millions de dollar économisé sur la durée de vie du moteur qui est supérieur à la durée de vie moyen d’un avion en opération (20 ans). Les matériaux utilisés pour la construction de ce moteur sont à la pointe de la technologie et garantissent une optimisation du poids du moteur. Performances moteur :

Poussée maximale 195 kN Consommation spécifique décollage 0,307 lb/h.lb Consommation horaire sur B757-300 6,8 t/h

Masse moteur 3,3 t Diamètre moteur 2,7 m Longueur moteur 3,6 m

Figure 9 : Tableau de performance du moteur PW2043

Figure 10 : Moteur PW 2043

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IV.3. Choix d'implantation de la voilure

IV.3.1. Introduction Parmi les choix d’architecture généraux du TAC25, le choix d’implantation de la voilure est le plus fondamental puisqu’il va agir notamment sur le comportement de l’avion mais également sur l’organisation intérieure de l’avion ou encore sur la position des portes cargos. Ce choix devra s’appuyer sur des critères autant économiques (coûts de conception voilure) que pratique (avantages et inconvénient en opérationnel de chaque configuration).

IV.3.2. Configuration de type « aile haute » Présentation :

Figure 11 : Exemple de voilure haute (McDonnell-Douglas C-17)

Avantage et inconvénients de la configuration aile haute :

AVANTAGES INCONVENIENTS Grande garde au sol qui permet d'éviter les

projections dans le moteur favorisant ainsi les décollages sur piste difficile

Dièdre négatif obligatoire qui complique le pompage du fuel en bout d'aile

Favorise les décollages sur piste courte Complexité de mise en œuvre (centrage avion,

contrainte sur la structure, MMO élevé)

Autorise une plus grande facilité d'accès pour le chargement (porte arrière envisageable)

Maintenance moteur plus difficile et plus coûteuse (nécessite des chariots élévateurs)

Caisson de voilure situé en partie haute ce qui permet l'emport de charge volumineuse

Les trains d'atterrissage doivent être plus longs et seront donc plus lourd qu'avec une garde au

sol courte

Permet d'équiper un avion avec des moteurs de diamètre important

Grosse difficulté à sous-traiter car non existant pour un avion de cette catégorie

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IV.3.3. Configuration de type « aile médiane » Présentation :

Figure 12 : Exemple de voilure médiane (avion léger de combat LCA)

Avantages et inconvénients de la configuration aile médiane :

AVANTAGES

INCONVENIENTS

Peu de traîné aérodynamique Complexité de la mise en œuvre

Bien intégré dans le fuselage de l’avion Présence du caisson central au milieu du fuselage ce

qui minimise la capacité d'emport

Train d'atterrissage complexe et lourd tout comme la configuration "aile haute"

Non adapté aux avions de ce gabarit

IV.3.4. Configuration de type « aile basse » Présentation :

Figure 13 : Exemple de voilure basse (McDonnell-Douglas MD-80)

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Avantages et inconvénients de la configuration « aile basse » :

AVANTAGES INCONVENIENTS

Facilite l'implantation du train Faible garde au sol ce qui est dangereux pour les moteurs sur piste difficile

Train court donc plus léger Complexité pour le chargement du fret (obligation de portes latérales)

Caisson central en position basse donc facilité d'aménagement intérieur

Complexité pour l'installation d'un moteur de gros diamètre

Large utilisation au sein de la flotte d'avion civil ce qui facilite la sous-traitance

Facilité de la maintenance moteur (moteur bas) donc économie de maintenance

Moins de traînée aérodynamique qu'une voilure "aile haute"

Bonne portance à faible vitesse

Matrice des critères pour la configuration de voilure :

Voilure haute Voilure médiane Voilure basse

Critère Coefficient Note Point Note Point Note Point

Maintenance 5 6 30 7 35 8 40

chargement/déchargement fret 4 9 36 3 12 7 28

critè

res

clie

nts

Esthétique 2 4 8 7 14 7 14

aérodynamique 5 6 30 8 40 8 40

hauteur / masse des trains 3 3 9 5 15 8 24

Emport carburant 2 8 16 4 8 7 14

Stabilité en vol 4 7 28 8 32 8 32

critè

res

avio

nneu

r

complexité structure 3 5 15 3 9 5 15

172 165 207

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IV.3.5. Conclusion Cette étude comparative nous a permis de déterminer la configuration optimale que devra adopter le TAC25 « EcoCargo ». Au vue des avantages et inconvénients de chaque configuration, notre choix se portera sur une configuration de voilure de type « aile basse ». En effet, cette configuration est l'unique qui selon nos critères présente plus d’avantages que d’inconvénients. Certes, la configuration « aile haute » est largement utilisée dans le monde des avions cargos cependant elle présente le gros désavantage de demander de gros moyen au niveau de la conception puisqu’il n’existe aucun appareil de notre gamme possédant ce type de voilure. Dans la mesure où nous visons à réduire au maximum ces coûts de conception, ce choix a du être écarter. En effet, le principal atout d’une voilure de type « aile basse » est que ce concept est largement repris dans l’aviation civile de transport ce qui veut dire qu’en terme de savoir faire, celui-ci est assez important pour pouvoir prétendre à sous-traiter cette voilure. De plus, il existe bon nombre de solutions en termes de chargement de fret que cette implantation ne compromet pas (portes latérales notamment).

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IV.4. Dimensionnement de la voilure

IV.4.1. Introduction

Cette étude a pour but de fournir aux sous-traitants potentiels de la voilure, un cahier des charges réunissant tous les composants souhaités pour la bonne tenue en vol du TAC25. L’objectif est le dimensionnement de la voilure du TAC25 « EcoCargo » ; c’est à dire qu’il va nous falloir déterminer la masse optimale de la voilure tout en dimensionnant ses principales structures (caisson, longerons, nervures…). Nous tiendrons compte du flambage de l’aile pour le dimensionnement et nous ferons une étude de sensibilité pour optimiser la masse de la voilure. Pour réaliser ces calculs, nous allons devoir discrétiser la voilure en tenant compte de la géométrie (cassure, point d’attache moteur …).Nos calculs vont se dérouler en plusieurs étapes. Dans un premier temps, nous allons déterminer l’épaisseur de revêtement nécessaire à la tenue du moment de flexion. Ensuite la prise en compte du flambage nous conduira à déterminer un nombre de raidisseurs ainsi qu’une géométrie générale optimale.

IV.4.2. Hypothèses de calcul

Nous n’avons pas pris en compte certains phénomènes afin de simplifier notre étude. En effet, nous n’avons pas vérifié la tenue de notre voilure dans des situations critiques telles que le cas de ressource de l’avion, ou les coups de bélier générés par le pétrole en présence de roulis. D’autre part, le cisaillement de l’aile, ainsi que le moment de flexion dû à la rotation des moteurs et le moment de torsion généré par la poussée des moteurs n’ont pas été étudiés.

Nous avons effectué nos calculs à charge extrême avec l’avion chargé à la masse maxi au décollage de l’avion, afin de nous positionner dans la situation la plus contraignante. De plus, nous n’avons pas tenu compte du poids du carburant, car c’est un cas de charge moins dimensionnant. En effet celui-ci contrecarrant la portance, il contribue à minimiser le moment de flexion et dons les efforts que le revêtement doit passer.

Enfin, lors de la prise en compte du flambage, qui a lieu dans le cas de compression uniquement, les raidisseurs seront établis identiquement à l’extrados comme à l’intrados de l’aile bien que ce soit l’extrados qui travaille en compression dans le cas de vol classique ; l’intrados est toutefois amené à travailler quelques fois en compression dans le cas de rafale négative, d’emports importants… Principales caractéristiques de masse du TAC25 « EcoCargo » :

DONNEES MASSES TAC25

MTOW (kg) 85 000 Masse max atterrissage (kg) 72 250 Masse à vide (kg) 44 000 Figure 14 : Tableau de données de masse du TAC 25

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IV.4.3. Caractéristiques générale de la voilure du TAC25 Caractéristiques de l’aile du TAC25 « EcoCargo » :

Sref (m²) 125 Saile (m²) 62,8

Envergure voilure (m) 35,05 Corde emplanture (m) 6,9

Corde saumon (m) 1,725 Longueur avant cassure (m) 4,025

Longueur totale demi voilure (m) 15,525 Flèche à 25% φ25 25°

CMA (m) 4,396 YCMA (m) 6,21

Position du moteur par rapport à l’emplanture (m)

4,025

Epaisseur relative emplanture 0,12 Figure 15 : Tableau des caractéristiques de l'aile

Vision schématique Catia de l’aile du TAC25 :

Figure 16 : Schéma 2D de l'aile sous Catia

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Données matériaux et masses composants voilure : A noter que le matériau utilisé pour la réalisation de la voilure est un aluminium série 2000, l’alliage d’aluminium le plus utilisé dans la construction aéronautique et représentant le meilleur rapport qualités mécaniques/prix.

DONNEES MATERIAUX ET MASSES

Contrainte adm alu (hbar) 40 densité aluminium série 2000 (kg/m3) 2,8

Module d’Youg aluminium serie 2000 (MPa) 73000 Minimum technologique (mm) 2

Masse surfacique nervures et longerons (Kg/m2) 5 Masse surfacique bord d'attaque (Kg/m²) 15 Masse surfacique bord de fuite (Kg/m²) 20

Masse surfacique des nervures et longerons (Kg/m²) 5 Masse unitaire ferrure introduction de faible effort (Kg) 0,5

Masse unitaire ferrure introduction d'effort important (Kg) 2 Masse unitaire équipement (Kg) 2

Masses uniformément réparties (kg) 0,02 Figure 17 : Tableau de données de matériaux et masses

Remarque : le minimum technologique (fixé à 2mm) représente le minimum d’épaisseur des taules d’aluminium nécessaires à la fabrication de la voilure. Ce minimum est valable aussi bien pour les épaisseurs de revêtement, que les caractéristiques géométriques des raidisseurs et des nervures du caisson de voilure.

IV.4.4. Discrétisation de la voilure

IV.4.4.1 Calcul du facteur de charge extrême et de la charge aéro Le facteur de charge extrême est nécessaire pour déterminer le cas le plus contraignant auquel sera soumise la voilure. Pour le déterminer, il s’agit de faire appel à la réglementation (FAR25) qui détail le cas de vol le plus contraignant pour une voilure d’un avion civil. Il s’agit de la rafale de Pratt : une rafale verticale de 15,25 m/s² se produisant à une altitude de 20000 ft. Le facteur de charge de Pratt sera alors majoré de 50% (coefficient de sécurité de 1,5) pour obtenir le facteur de charge extrême.

Formule de Pratt : UK

S

gm

CVn

ref

Zeq ...

..

21 0

+= αρ

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_ - 25 -

Avec : • n : facteur de charge dû à la rafale de Pratt

• 0

.ρρ

avioneq VV = : vitesse équivalente de l’avion (m/s)

• g : l’accélération de la pesanteur (m/s²)

• µ : coefficient de masse αρ

µzCCS

m

....2=

• K : coefficient de Pratt µµ

+=

3.5.88.0

K

• U : vitesse de la rafale verticale (m/s²) Données avion : S = 125 m² ; altitude de croisière z = 20000ft ; M = 0.82 MTOW = 85 tonnes ; T = -21 °C en isa à z = 20000ft 396,4=MAC m ; ρ = 0.653 3. −mkg ; 0ρ =1,225 3. −mkg ; λ = 9,8

U = 15,25 m/s² (définie dans la JAR 25)

- Calcul de la vitesse avion : 1.264)35,257.4,287.4,1.82,0... −=== smTrMVavion γ

- Calcul vitesse équivalente : 1

0

.65,192225,1

653,0.264. −=== smVV avioneq ρ

ρ

- Calcul du

4))(1(2

..22

2522 ++−+

=φλ

λπα

tgMCz =

4))25(82.01(8,92

8,9..2222 ++−+ tg

π=6,48

- Calcul du 14,7348,6.396,4.125.653,0

85000.2

....2 ===

αρµ

zMA CCS

m

- Calcul du 821,014,733,5

14,73.88,0

3,5

.88,0 =+

=+

=µµ

K

- Calcul de la charge alaire : 2.8,6670125

81,9.85000. −== mNS

gm

ref

25,15.821,0.8,6670

48,6.65,192.

2

225,11..

.

.

21 0 +=

+=⇒ UK

S

gm

CVn

ref

Zeq αρ=2,43

⇒ 43,2=n Calcul du facteur de charge extrême :

nnext .5,1=

⇒ 65,3=extn

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_ - 26 -

Calcul de la charge aéro :

ref

ext

S

MTOWnCh

.= en T/m²

A.N : 48,2125

85.65,3 ==Ch T/m²

IV.4.4.2 Discrétisation de l’aile Afin de réaliser des calculs plus précis, nous avons décidé de discrétiser la voilure pour connaître les efforts à chaque point de la voilure et ainsi pouvoir optimiser le revêtement en fonction des efforts qui lui sont appliqués. Afin de ne pas trop alourdir les calculs nous avons discrétisé l’aile en 16 parties, tout en prenant soin de faire en sorte que les points où les efforts sont les plus complexes, c’est à dire la cassure de l’aile où le moteur est attaché. Remarque : le choix d’implanter le moteur au niveau de la cassure est justifié par le fait que le poids du moteur induit un moment de flexion qui contrecarre le moment de portance. Or, la cassure est le point où l’on observe la plus de contrainte due à la portance. Positionné le moteur au niveau de la cassure aura donc tendance à diminuer les contraintes au niveau de la cassure. Schéma Catia de la discrétisation de l’aile :

Figure 18 : Schéma de la discrétisation de l'aile sous Catia

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_ - 27 -

Caractéristiques géométriques de l’aile discrétisée :

Partie aile Suface (m²) Longueur de

corde (m) distance/emplanture

(m) Longueur

caisson (m) Hauteur caisson (m)

1 6,707 6,9 0,00 3,45 0,828 2 6,235 6,43 1,01 3,215 0,746 3 5,763 5,96 2,01 2,98 0,668 4 2,704 5,49 2,52 2,745 0,593 5 2,586 5,25 3,02 2,625 0,546 6 5,095 5,02 4,06 2,51 0,502 7 4,781 4,72 5,11 2,36 0,463 8 4,468 4,42 6,16 2,21 0,424 9 4,155 4,12 7,20 2,06 0,387 10 3,841 3,82 8,25 1,91 0,351 11 3,528 3,52 9,29 1,76 0,317 12 3,214 3,22 10,34 1,61 0,283 13 2,901 2,92 11,38 1,46 0,251 14 2,587 2,62 12,43 1,31 0,220 15 2,275 2,32 13,47 1,16 0,190 16 1,96 2,02 14,52 1,01 0,162

Saumon 1,725 15,525 0,86 0,138 Remarque : la hauteur de caisson a été calculée grâce à l’épaisseur relative du profil d’aile fixée à 12% au niveau de l’emplanture, 10% au niveau de la cassure et 8% au niveau du saumon. Ces valeurs d’épaisseur relative correspondent aux valeurs de l’aile de l’A320, voilure de gabarit semblable au TAC25. L’évolution de cette hauteur de caisson evolue linéairement entre ces valeurs fixées.

IV.4.4.3 Portance de la voilure

On considère que la répartition de la portance sur l’aile est elliptique avec un maximum à l’emplanture.

Figure 19 : Répartition de portance elliptique sur l’aile

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_ - 28 -

A partir de l’équation générale d’une ellipse : 1²

²

²

² =+b

y

a

x

On obtient l’équation de la portance (en T/m²) en fonction de l’abscisse x sur l’aile :

p(x) = y = ²

²1

a

xb − avec a : longueur de l’aile = 15,525 m

b : valeur maximum de portance à l’emplanture

Or l’aire de la partie sous la courbe de la répartition de portance (1/4 d’ellipse) :

apab ×=4

π avec 48,2=

×=

ref

Z

S

NMTOWp T/m²

16,34 ==⇒πp

b T/m²

La portance (en T/m²) de chaque partie discrétisée est donc définie par la formule suivante :

²

²1)(

a

YbYp −= avec a = 15,525 m b = 3,16 T/m²

Y : distance par rapport à l’emplanture (m) La portance (en T) de chaque partie discrétisée est définie par la formule suivante :

rétiséepartiediscSpP ×=

On obtient donc les résultats suivants pour chaque partie discrétisée :

Partie aile Portance p(Ymaille) (T/m²) Portance par maille

(T) 1 3,16 21,18 2 3,15 19,65 3 3,13 18,04 4 3,12 8,43 5 3,10 8,01 6 3,05 15,53 7 2,98 14,26 8 2,90 12,95 9 2,80 11,62 10 2,68 10,28 11 2,53 8,92 12 2,36 7,57 13 2,15 6,23 14 1,89 4,90 15 1,57 3,57 16 1,12 2,19

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_ - 29 -

Répartition elliptique de la portance alaire :

Figure 20 : Répartition elliptique de la portance alaire

IV.4.4.4 Efforts généraux

A partir de la répartition de portance, appliquée aux Ycma de chaque partie discrétisée, on peut calculer le moment de flexion dans la voilure et l’effort normal sur le revêtement.

Soit le moment de flexion au point i : )(16

_ ik

k

ikkiflexion yYcmaPM −= ∑

=

=

Par exemple, pour la partie discrétisée n°14 :

)()()( 14161614151514141414_ yYcmaPyYcmaPyYcmaPM flexion −+−+−=

Remarque : Pour les parties discrétisées n°1, 2, 3 et 4, on tient compte du moment de

flexion crée par le moteur (masse de 3,5 T) qui contrecarre l’effet de la portance. Le moteur est situé au niveau de la cassure soit à une distance de 4,025m de l’emplanture, soit un moment de flexion de :

)025,4(5,3__ iimoteurflexion yM −×=

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On obtient ainsi les courbes de moment de flexion suivantes :

Figure 21 : Courbe de moment de flexion

La résultante horizontale sur chaque maille est obtenue par la formule

suivante :maille

maille

caisson

p

mailleh h

MF =

Le flux par maille est obtenue en tenant compte de la corde moyenne de chaque maille, c’est

donc un flux moyen par maille que nous obtenons. maille

maille

moy

Hmaille C

F

.5,0=Φ

Voici les résultats obtenues par maille :

Partie aile Résultante F (T) Flux normal (kg/mm) 1 1119,45 324,48 2 1027,89 319,72 3 939,28 315,20 4 955,66 348,15 5 939,42 357,88 6 816,31 325,22 7 681,93 288,95 8 557,70 252,35 9 444,32 215,69 10 342,47 179,31 11 252,80 143,64 12 175,93 109,27 13 112,45 77,02 14 62,90 48,01 15 27,65 23,84 16 6,82 6,76

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Evolution du flux normal :

Figure 22 : Evolution du flux normal

Remarque : on observe bien ici l’augmentation de contrainte au niveau de la cassure qui se traduit par une augmentation du flux normal sur les parties 3, 4 et 5 de l’aile.

IV.4.5. Dimensionnement en flambage général et local

IV.4.5.1 Flambage général La contrainte de flambage générale est obtenue grâce à la formule générale suivante :

maille

maille

maille

raidnervure

raidFG

Sp

IE

.

..2

²πσ = (

mailleFGσ est exprimé en MPa) où :

• E est le module d’Young de l’aluminium (73000MPa) • nervurep est le pas de nervure de l’aile

IV.4.5.2 Flambage local La contrainte de flambage locale est obtenue grâce à la formule générale suivante :

2

..64,3

=

raid

eqFL p

eE maille

mailleσ (

mailleFLσ est exprimé en MPa)

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_ - 32 -

IV.4.5.3 Caractéristiques des raidisseurs

Figure 23 : Schéma d'un raidisseur

Caractéristiques d’un raidisseur :

• Elancement : revêtement

raidisseur

e

hEl =

• Rapport épaisseur raidisseur / revêtement : revêtement

raidisseur

e

ek =

• Epaisseur équivalente : raidisseur

raidisseureq p

Se =

• Surface de section de raidisseur (mm²) : raidraidraidisseurrvtraidisseur ehpeS .. +=

• Inertie de section raidisseur ( 4mm ) :

[ ]233

2)(

.).(12

).(12.

+−−+−+= rvtrvtraidraidrvtraid

rvtraidraidrvttravraidisseur

eeheeh

eheeLI

IV.4.5.4 Contrainte appliquée

On définie la formule suivante : raidisseurmailleapp pFmaille

.Φ= où raidisseurP est le pas du raidisseur

exprimé en millimètre, mailleappF est exprimé en Newton.

On définie la formule suivante : raidisseur

appappliquée S

F=σ , appliquéeσ est exprimé en MPa

Epaisseur revêtement

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IV.4.5.5 Hypothèses de calcul

• Minimisation de l’épaisseur équivalente • L’épaisseur minimum du raidisseur est de 2mm et maximum de 25mm • L’épaisseur minimum du revêtement est de 2mm et maximum de 25mm • L’élancement maximal est de 10 • Pas de nervures : 550mm ± 100mm • Pas de raidisseur nominal = 120mm ± 40mm • MPaappliqué 380≤σ (coefficient de sécurité de 1,05 par rapport à la contrainte

admissible de l’aluminium série 2000 de 400MPa) • appliquéeFG σσ ≥ (la structure doit assurer la tenue en flambage général)

• appliquéeFL σσ ≥ (la structure doit assurer la tenue en flambage local)

IV.4.5.6 Optimisation du pas de raidisseur et du pas de nervure Le but de ce calcul d’optimisation est d’obtenir une épaisseur équivalente (donc une masse) minimale tout en respectant les contraintes de flambage général et local ; pour cela, il nous a semblé pertinent d’utiliser un solveur. Dans un premier temps, nous allons uniquement optimiser le pas des raidisseurs. Le solveur prend en compte les contraintes et fait varier l’épaisseur tout en minimisant l’épaisseur équivalente.

Pas raidisseur (mm) Masse demi-caisson de voilure (kg) 80 1189 100 1189 120 1189 140 1231 160 1272

Figure 24 : Masse de la voilure en fonction du pas raidisseur

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Nous choisirons donc un pas de raidisseur de 120mm car à masse de voilure égale (pour les cas 80mm et 100mm) cela limite le nombre de raidisseur donc la complexité de la voilure. Dans un deuxième temps, nous fixons le pas de raidisseur à 120mm et nous déterminons le pas de nervure optimal.

pas nervure (mm) Masse demi-caisson de voilure (kg) 450 1237 500 1225 550 1189 600 1240 650 1280

Figure 25 : Masse de la voilure en fonction du pas nervure

En optimisant le pas des nervures et la géométrie du raidisseur (avec un pas de raidisseurs optimum), le tableau ci-dessus nous montre que l’on trouve une masse minimale pour un pas de nervure égal à 550mm.

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IV.4.5.7 Présentation des épaisseurs obtenue après optimisation du pas des raidisseurs et des nervures

Caractéristiques des raidisseurs obtenue et la masse de la demi voilure optimisée :

Partie aile e rvt (mm)

Elancement H raidisseur

(mm) e raidisseur

(mm) Sraid (mm²)

I raid (mm4)

e eq (mm)

Masse caisson (kg)

1 6,63 10 66,32 3,16 1005 267993 8,38 157,31 2 6,89 10 68,90 2,38 990 227627 8,25 144,09 3 6,70 10 66,96 2,58 976 226582 8,14 131,30 4 7,52 10 75,21 2,34 1078,5 292528 8,99 68,05 5 7,52 10 75,19 2,75 1109 341448 9,24 66,90 6 6,72 10 67,15 3,00 1007,5 264974 8,40 119,78 7 6,08 10 60,77 2,73 895 178472 7,46 99,86 8 4,76 10 47,65 4,41 782 137516 6,51 81,50 9 4,38 10 43,77 4,41 718 106607 5,99 69,64 10 4,12 10 41,15 4,41 675,5 88623 5,63 60,54 11 3,82 10 38,22 4,42 627 70993 5,23 51,65 12 3,49 10 34,88 4,42 573 54009 4,77 42,96 13 3,10 10 31,04 4,43 510 38070 4,25 34,52 14 2,65 10 26,51 4,43 435 23730 3,63 26,30 15 2,10 10 20,99 4,44 345 11781 2,88 18,32 16 2,00 10 20,00 4,45 328 10207 2,74 15,04 1187,8

Evolution de l’épaisseur équivalente :

Figure 26 : Evolution de l'épaisseur équivalente

Remarque : L’augmentation de la contrainte au niveau de la cassure se traduit par une augmentation de l’épaisseur équivalente de revêtement d’aluminium nécessaire pour contrecarrer cette sur contrainte.

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IV.4.6. Devis de masse Nous devons prendre en compte :

• Masse du revêtement + raidisseurs optimisé (d’après l’étude réalisée) • Masse surfacique du bord d’attaque : 15 kg/m² • Masse surfacique du bord de fuite : 20 kg/m² • Masse surfacique des nervures principales : 10 kg/m² • Masse surfacique des longerons principaux : 10 kg/m² • Masse unitaire des ferrures d’introduction d’efforts faibles : 0,5 kg • Masse unitaire des ferrures d’introduction d’efforts forts : 2 kg • Masse unitaire des équipements : 2kg • Masse uniformément répartie (peintures, graisses, fixations) : 1,5% de la masse à vide

de la voilure Présentation des estimations de masse de chaque élément de la voilure complète du TAC25 « EcoCargo » :

Description éléments Masse (kg) Revêtement + raidisseurs 2376

Bords d'attaque 273,2 Bords de fuite 720,0

60 nervures principales 1300 4 longerons principaux 245,4

Masse des 8 ferrures d'attache au fuselage 16 Masse des 4 ferrures d'attache des 2 moteurs 16

Masse des 26 équipements 52 Masse des 52 ferrures de faible effort 104

Masse peinture 76,5 MASSE TOTALE VOILURE 5179

Figure 27 : Tableau estimation de masse des éléments de la voilure Remarque : les surfaces de chaque élément ont été mesurées grâce aux esquisses Catia ainsi qu'à des lois d’évolution des surfaces linéaire (pour le calcul de la masse des nervures notamment).

IV.4.7. Détermination des caractéristiques géométriques du caisson de voilure

Hypothèses concernant la géométrie générale du caisson de voilure :

• Profil linéarisé :

Distance/bord d'attaque (%) % de la hauteur totale Bord d'attaque 0%

7,5% 75% 15% 80% 30% 100% 65% 70%

Bord de fuite 0%

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Représentation du profil linéarisé :

Figure 28 : Profil linéarisé de la voilure

• Dimensions du caisson :

Largeur du caisson 50% de la corde

Début caisson emplanture 12% de la corde / bord d'attaque Début caisson saumon 20% de la corde / bord d'attaque

Représentation général du caisson dans la voilure :

Figure 29 : Situation des caissons de la voilure

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IV.4.8. Conclusion Cette étude de pré-dimensionnement a permis de faire de nombreux choix d’architecture. En effet, nous avons établie une géométrie générale de voilure, une géométrie de tous les composants de la voilure (raidisseurs, nervures, longerons ...), tout cela justifier par les contraintes présentes au sein de cette structure. Nous avons également fait le choix d’un matériau (aluminium série 2000) qui répond de part ses qualités mécaniques aux contraintes structurales. Ce pré dimensionnement sera également une aide à la sous-traitance de la voilure puisque cela va permettre d’établir un cahier des charges à remettre au constructeur.

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IV.5. Définition de l’empennage et de la dérive L'empennage, situé sur la partie arrière du fuselage, à pour rôle d'assurer la stabilité (partie fixe) et la maniabilité (partie mobile) de l'avion. Il convient de distinguer:

• le plan vertical composé d'une partie fixe « la dérive » et d'une partie mobile « gouvernes de direction ».

• le plan horizontal composé du stabilisateur à calage fixe ou variable ainsi que les

gouvernes de profondeur.

• La gouverne de direction est articulée à l'arrière de la dérive et assure les mouvements de l'avion.

L’architecture de l’empennage d’un avion dépend entièrement de l’architecture de la voilure et de l’implantation moteur. En effet, l’empennage doit se situer au dessus de la voilure pour des raisons d’aérodynamique et d’écoulement d’air. L’empennage ne doit pas se situer sur le chemin de la sortie de tuyère des réacteurs sous peine de perturbation sur la poussée et de perte de portance sur l’empennage. Le TAC25 « EcoCargo » possède une voilure de type basse ainsi que deux moteurs situés sous la voilure.

Il convient donc d’adapter au TAC25 une dérive dite « en croix »

En effet, le plan horizontal est alors positionné au dessus de la voilure et au dessus de la trainée de sortie des réacteurs ce qui confère une bonne stabilité à l’avion.

Figure 30 : Exemple d'empennage en croix

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IV.6. Les trains d’atterrissage Les trains d’atterrissage sont des éléments primordiaux dans un avion et leur implantation doit faire l’objet d’une réelle réflexion bien qu’elle soit fortement conditionnée par l’architecture définie pour la voilure. En effet, suivant la position verticale de la voilure (voilure haute, médiane ou basse), certains positionnements des atterrisseurs et d’autre non. Par exemple, dans le cas d’une voilure haute, on ne peut avoir une implantation des atterrisseurs principaux dans la voilure. On aurait des jambes de train beaucoup trop longues et en termes d’encombrement, cela ne serait certainement pas faisable. Dans notre cas, il a été définis que notre voilure serait basse ce qui nous offre plusieurs solutions d’implantation du train principal possibles. En réalité, les trois solutions que nous allons présenter ont le point commun d’être intégrées à la voilure. Le train peut être fixé à l'intérieur et les roues se rétractent alors vers l'extérieur. Avantage : les efforts sont repris soit au niveau du fuselage, soit très près de celui-ci, ce qui permet de limiter les moments de flexion au niveau de l'emplanture en cas d'atterrissage dur. Le train peut également être fixé sur l'aile, et ses roues se rétracter dans le fuselage. Cela augmente l'écartement du train par rapport à l'emplanture, et donc les moments de flexion en cas d'atterrissage dur. Il est donc nécessaire de renforcer l'aile ce qui implique une augmentation de la masse. La deuxième solution est l’une des plus choisies aujourd’hui car elle permet d’obtenir un écartement important entre les trains ce qui accroit la stabilité de l’appareil lors des phases de roulage. L’ajout d’un Karman à l’emplanture permet d’intégrer les roues dans le fuselage après rétractation du train. Cette solution permet également d’éviter de perdre du volume de stockage de carburant dans la voilure.

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Il est important de noter également que dans les deux premières solutions, la rentrée ou la sortie des trains se fait via une simple rotation et qu’elle n’est faisable que si l’abscisse de contact entre la roue et le sol est la même que l’abscisse à laquelle le train est relié à l’avion. Si ces deux abscisses sont différentes, la cinématique de sortie et de rentrée des trains ne pourra plus se résumer à une simple rotation autour de l’axe x

r et il faudra considérer des

cinématiques plus complexes. Il existe d’autres solutions technologiques mais elles ne seront pas détaillées ici. Comme expliqué précédemment, la solution deux est l’une des plus répandues. Cela signifie concrètement que la technologie associée est parfaitement maîtrisée et qu’elle est également éprouvée. Cela laisse donc supposer qu’elle soit la plus économique et la plus simple à mettre en œuvre. Cela nous conduit donc à penser que cette solution est celle que nous devons adopter dans la conception de notre avion. Nous connaissons maintenant la solution à mettre en place. Il reste à définir la position précise de l’implantation des trains principaux et avant. Cette position doit notamment garantir une stabilité optimale de l’avion, permettre la prise d’incidence lors du décollage et autoriser la prise d’un angle de gîte pouvant être égal à 7° sans risque de collision avec la piste. En s’appuyant sur les positions des trains de l’Airbus A320 et du Boeing 737-800 (avions du même gabarit que le TAC 25), on peut estimer que les atterrisseurs principaux se situeront à environ 18,8m du nez de l’appareil, que les trains principaux seront espacés de 6,6m, que l’atterrisseur avant se situera à 12.7m du train principal (soit à environ 5,1m du nez de l’avion) et la hauteur entre le fuselage et le sol sera d’environ 1,6m. Le dimensionnement des atterrisseurs (configuration tricycle en diabolo) sera confié à un sous traitant spécialisé (Goodrich ldg, Liebherr ou Messier-Dowty). Le train devra être dimensionné de sortes à permettre un angle de braquage de +/- 75° pour l’atterrisseur avant et une vitesse de braquage de 20°/s. Le train doit permettre un décollage à MTOW (85T) à une vitesse de 95ms-1 et un atterrissage à MLW (72,5T) à 95ms-1 avec une vitesse verticale maximale de 4ms-1. L’encombrement des roues lorsque le train est rentré est estimé à environ 1 x 1 x 1,5 m3.

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IV.7. Le fuselage principal

IV.7.1. Introduction Cette étude à pour but de dimensionner le « fuselage principal », c’est à dire la partie où sera entreposer le fret au cours du vol. Dans l’éventualité de la sous-traitance de cette partie du fuselage, il est préférable d’avoir une idée des dimensions principal afin d’établir un cahier des charges cohérent. Les choix d’architecture qui seront effectués dans cette partie seront justifiés par des lois mécaniques générales de dimensionnement.

IV.7.2. Hypothèses de calcul

Limite à la rupture aluminium série 2000 450 MPa Coefficient de Poisson de l’aluminium 0,3

Module d'Young 73000 MPa Densité 2,8 kg/m3

Diamètre fuselage 4 m Longueur de fuselage 29 m

L’altitude maximale de vol du TAC25 est de 37000 ft or, l’altitude cabine d’un avion de transport civile est de 2000 ft soit une différence de pression de 0,563 Bar.

Delta P (Bar) 0,563

IV.7.3. Epaisseur de revêtement minimal Il va s’agir de déterminer l’épaisseur minimale de « peau » du fuselage nécessaire à la tenue du fuselage à la pressurisation. L’épaisseur minimale de peau nécessaire est donné par :

rupi

PRe

σ∆= .5.1.

min

Avec : • R le rayon du fuselage

• P∆ le delta de pression induit par la pressurisation de la cabine

• rupσ la limite à la rupture de l’aluminium

• 1,5 est le coefficient de sécurité

Epaisseur de « peau » mini 3,75 mm

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IV.7.4. Dimensionnement des cadres et des lisses Désormais, nous connaissons l’épaisseur minimum de la peau nécessaire à la tenue de la pressurisation. Pour reprendre les efforts transversaux dus à la pressurisation, on va ajouter des cadres. Pour reprendre les efforts longitudinaux dus à la pressurisation on va ajouter des lisses.

Figure 31 : Géométrie de conception du fuselage

En prenant compte de la pressurisation seule on obtient les paramètres suivant :

• σ 1 la contrainte longitudinale dans le revêtement • σ 2 la contrainte transversale dans le revêtement • σ lisse la contrainte dans les lisses de section S lisse • σ cadre la contrainte dans les cadres de section S cadre • a : pas des cadres. • b : pas des lisses. • n : nombre de lisse.

Un premier dimensionnement peut alors être effectué grâce au système d’équation mécanique suivant : (1) Equilibre des forces longitudinales : π R² 1,5 ∆P = 2 π R e σ 1 + n σ lisse S lisse

(2) Equilibre des forces transversales : 1,5 ∆P R a = σ 2 a e + σ cadre S cadre

(3) Egalité des allongements revêtement/cadre : σ 1 – ν σ 2 = σ cadre

(4) Egalité des allongements revêtement/lisse : σ 1 – ν σ 2 = σ lisse

Ce système va alors permettre de déterminer les paramètres de contrainte (σ 1, σ 2, σ lisse, σ cadre) ainsi que les paramètres géométriques nécessaire à la conception du fuselage principal (a, b, n, S lisse et S cadre)

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On obtient donc : Sigma 1 100 MPa Sigma 2 380 MPa

Remarque : pour réaliser ce calcul il nous a fallu fixer la contrainte transversale dans le revêtement σ 2 à 380 MPa soit avec un coefficient de 1,5 par rapport à la contrainte à la rupture de l’aluminium série 2000 (450 MPa). La structure sera alors sécurisée.

Pas des cadres 722 mm Section des cadres 542 mm²

Contrainte dans les cadres 350 MPa Nombre de cadre total 41

Pas des lisses 146 mm

Section des lisses 210 mm² Contrainte dans les lisses 326 MPa

Nombre de lisse 86

Figure 32 : Vue 3D Catia d'un tronçon de fuselage principal

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IV.7.5. Masse de la structure du fuselage principal En fonction de la géométrie optimisée nous avons estimé la masse d’un tronçon d’1 mètre de fuselage :

masse d'un cadre 19 kg masse d'un cadre pour 1m de fuselage 26,4 kg

masse d'une lisse entre 2 cadres 0,425 kg masse des lisses sur un tronçon entre 2 cadres 36,5 kg

masse des lisses pour un tronçon d'1 m 50,6 kg masse lisses+cadres 1m fuselage 77 kg

masse 1m de peau fuselage 132 kg Masse d'un mètre de fuselage 259,6 kg

Masse totale fuselage principal (29m) 7529 kg Figure 33 : Estimation de la masse totale du fuselage principal

Remarque : la masse totale du fuselage principale n’est qu’une estimation. En effet, celle-ci ne tient pas compte des ouvertures qui seront prévues pour la mise en place des portes de chargement du fret ainsi que d’autres portes éventuelles. De plus, on peut encore affiner cette masse en considérant les variations de diamètre de fuselage aux extrémités. Il reste à effectuer les calcules pour vérifier que ce revêtement tient les charges imposées par le chargement dans le fuselage à condition limite, ainsi que les moments imposés par les gouvernes en roulis, lacet et tangage

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IV.8. L’Auxiliary Power Unit (APU) La revue de faisabilité avait permis de mettre en évidence deux modèles d’APU :

• L’APS 3200 d’Hamilton Sundstrand qui équipe la famille A320 • L’APS 2000 d’Hamilton Sundstrand qui équipe la famille B737 nouvelle génération

Au regard des besoins du TAC25, il convient d’utiliser l’APS 3200. En effet, le gabarit du TAC25 est comparable à l’A321 équipé de l’APS 3200 et un avion cargo réclame moins d’énergie électrique au sol du fait de l’absence de passager à bord (système de ventilation moins gourmand, système de divertissement à bord inexistant ...). L’APU 3200 Auxiliary Power Unit est fabriqué par la firme américaine Hamilton Sundstrand et équipe toute la famille A320. Il est capable de fournir une puissance de 90 kVA pour une masse totale de 140 kg ce qui en fait meilleur rapport poids/puissance de tous les modèles de sa catégorie. Cet APU est également à la norme antibruit ICAO.

Figure 34 : Vue générale de l'APS 3200 APU

Figure 35 : Dimension générale de l'APS 3200 APU

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IV.9. Définition de l’aménagement intérieur Dans le but de définir l’architecture interne de l’avion, cette partie présente une première approche de l’aménagement intérieur. Tout d’abord nous définirons la configuration cabine, puis nous établirons les premières dimensions internes de l’appareil.

IV.9.1. Choix de configuration Comme indiqué dans la revue de faisabilité, deux configurations de plancher sont possibles pour le T.A.C.-25 :

• Un plancher haut • Un plancher bas

Le tableau ci-dessous énumère les avantages et les inconvénients des deux configurations. Il est à noter que la configuration "plancher bas" implique généralement une porte arrière contrairement à celle du plancher haut.

Avantages Inconvénients

Plancher haut

• Permet d’avoir davantage de surface de plancher pour l’arrangement des caissons

• Permet d’avoir deux espaces physiquement séparés (un pour les containers et un pour les pièces dites « en vrac »)

• Impossibilité d’embarquer des pièces volumineuses

• Nécessité d’avoir des structures aéroportuaires pour le chargement et le déchargement du fret de l’appareil (pas de porte arrière)

Plancher bas

• Permet de transporter des pièces volumineuses

• Possibilité de charger et décharger le fret par la porte arrière

• Volume moins facilement exploitable

• Ne permet pas d’embarquer suffisamment de containers (plancher plus étroit) et d’avoir un espace séparé pour les pièces dites « en vrac ».

La lecture du tableau ci-dessus nous a permis de montrer que les deux configurations présentent avantages et inconvénients. C’est donc par l’étude de la demande de nos futurs clients que nous avons sélectionné la configuration "plancher haut" . En effet, deux raisons nous ont permis d’établir ce choix :

• Nos principaux clients (DHL, Fedex, TNT, UPS notamment) utilisent principalement des avions à planchers hauts, ces derniers répondant davantage à leurs besoins (transport de pièces non volumineuses)

• Les planchers bas sont davantage utilisés pour les avions cargo militaires et pour les avions de transport de pièces très volumineuses ; cela ne rentre pas dans le cadre de nos clients (DHL, Fedex, TNT, UPS) comme définit dans la revue de faisabilité

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IV.9.2. Données et aménagement

IV.9.2.1 Estimation du volume En se basant sur l’existant, nous avons trouvé qu’il fallait multiplier par deux le volume minimum indiqué dans la revue de faisabilité.

Cela est principalement dû :

• Au volume perdu entre chaque container ainsi qu’entre les containers et la partie interne du fuselage

• Aux différentes pièces qui sont chargés dans les containers (ces derniers n’étant pas toujours chargés au maximum de leur capacité)

• Au volume des pièces dite « en vrac » (en soute)

On en déduit donc un volume transportable de 140 m3.

IV.9.2.2 Estimation des dimensions cabine Le volume étant définit, nous allons à présent faire une première estimation des dimensions cabine.

Pour ce faire, nous nous sommes basés sur l’existant avec comme exemple le Boeing 727-200F, dont les caractéristiques (volume d’emport, charge utile, etc.) sont proches du T.A.C.-25. La figure ci-dessous représente une section du fuselage du B727-200F, utilisé par DHL:

Figure 36 : Section fuselage B727 - 200F

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De cette figure et en se basant sur d’autres appareils similaires, nous en déduisons les dimensions dont nous avons besoin pour la cabine haute :

• Hauteur entre plancher haut et plafond ~ 250 cm • Largeur de la cabine à hauteur de plancher ~ 350 cm

En ce qui concerne la longueur cabine dont nous avons besoin, nous nous sommes basés sur la dimension des containers utilisés par nos principaux clients. Par exemple, DHL charge 12 containers de 233 cm de long pour ce type d’appareil. On en déduit donc :

• Longueur cabine nécessaire (fret uniquement) ~ 30 m Pour les autres longueurs, l’existant nous a permis d’en déduire les valeurs suivantes :

• Longueur cabine avant (comprenant toilettes, sièges, cockpit et autres) ~ 5 m • Longueur arrière (partant de la fin de la cabine fret jusqu'au bout de

l’appareil) ~ 5 à 10 m On en déduit approximativement la longueur de l’appareil, soit 40-45 m environ.

IV.9.2.3 Estimation des dimensions soute En ce qui concerne le volume disponible sous plancher, nous n’avons pas de contraintes spécifiques en ce qui concerne les dimensions puisque la soute d’un avion cargo à plancher haut est utilisée pour les pièces dites « en vrac », ne pouvant être dans un container. Il est à noter que cette soute se divise en deux parties séparées par le caisson central de voilure.

IV.9.2.4 Estimation des dimensions portes La soute possède deux portes, une à l’avant et une à l’arrière, dont les dimensions seront déterminées à la fin de cette partie. Il est seulement nécessaire de respecter les hauteurs de portes ouvertes indiquées sur la figure ci-dessus, c'est-à-dire :

• Hauteur de passage porte soute avant : 1 m • Hauteur de passage porte soute arrière : 1,1 m

En ce qui concerne les autres portes, l’avion doit posséder :

• Une grande porte principale avant de chargement et déchargement des containers sur le pont principal (plancher haut), de dimensions d’environ 3,50 m de largeur et 2,25 m de hauteur directe ; cette porte doit être située juste derrière la cabine avant, c'est-à-dire dès le début de la cabine fret

• Deux plus petites portes de soute avant et arrière pour le chargement et

déchargement des pièces en vrac en soute, de largeur 1,4 m et de hauteur directe 1,1 m environ ; concernant la structure, il est préférable que la porte soute avant se situe en dessous de la porte cargo principale (afin de se situer entre deux cadres du fuselage)

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• Une porte d’embarquement classique pour les PNT et autres passagers

éventuellement ; celle-ci doit être située au niveau de la cabine avant La figure ci-dessous est un exemple permettant de mieux comprendre le positionnement des différentes portes nécessaires :

Figure 37 : Position des portes sur le B727 - 200F

IV.9.2.5 Exemple d’aménagement intérieur Nos choix nous on permit de faire une modélisation sur catia de l’aménagement intérieur, donnant ainsi un aspect visuel du future T.A.C.-25. Nous avons d’abord réalisé un modèle standard de plancher utilisé dans ce type d’appareil. On y trouve ainsi des railles permettant de guider les containers, des rouleaux permettant de les déplacer, et enfin des systèmes d’attaches pour pouvoir les fixer au sol.

Figure 38 : Plancher roulant

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Ensuite grâce aux dimensions préalablement établies nous avons réalisé la partie interne du fuselage :

Figure 39 : Structure interne

Enfin nous avons modélisé un type de container existant permettant une bonne exploitation de l’espace disponible :

Figure 40 : Container

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Enfin, dans le but d’avoir un aspect général de l’aménagement intérieur nous avons assemblés les trois, rajoutés des textures, et intégré un Homme. Ceci nous permet de mieux apprécier les tailles des différents éléments :

Figure 41 : Aménagement intérieur

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IV.10. L’avionique

Elément incontournable d’un aéronef moderne, l’avionique est le cœur de l’appareil. Elle lui permet d’accomplir sa mission dans des paramètres de confort et de sécurité optimaux. Ces composants assurent des missions aussi diverses que l’atterrissage tout temps, le pilotage de l’appareil, la gestion de l’interface homme machine ou encore les communications avec l’extérieur, parmi bien d’autres. Revers de la médaille, les éléments composant les systèmes avioniques d’un appareil sont très nombreux, complexes et coûteux. De plus, plusieurs choix s’offrent à nous pour l’architecture et la nécessité de pouvoir atterrir dans de nombreuses conditions impose certains niveaux de redondance et d’équipements.

Ainsi, pour mener à bien une étude plus avancée que précédemment des systèmes de bord de l’appareil, nous choisirons tout d’abord l’architecture la plus adaptée à nos besoins. Ensuite, nous résumerons et expliquerons l’utilité des équipements principaux que l’avion doit comporter. Nous pourrons alors mettre l’accent sur les commandes de vol de l’appareil, puis, conséquence logique, le choix de la technologie des actionneurs. Un aperçu détaillé de systèmes critiques tels que le freinage, la pressurisation, et le carburant sera ensuite proposé. Pour finir, nous détaillerons ce qu’imposent la réglementation et les opérations pour permettre à notre avion d’atterrir par tous les temps.

IV.10.1. Choix de l’architecture avionique Précédemment, nous avions exposé les deux couples s’offrant à nous en matière d’architecture avionique : LRU/ARINC 429 ou IMA/ADFX. Pour résumer, l’architecture classique LRU consiste à avoir un « boîtier » par fonction, en d’autres mots un calculateur par besoin. L’IMA met quant à elle les ressources de calcul en commun et affecte aux unités de traitement les tâches à réaliser suivant leur priorité et la disponibilité des ressources. Par ailleurs, il a également été mentionné que l’architecture IMA est particulièrement novatrice et récente (donc particulièrement chère) et qu’elle est adaptée dans le cadre d’un traitement d’un grand nombre de données, ce qui ne sera pas le cas d’utilisation dans notre aéronef. Ainsi, pour nos besoins, l’architecture LRU permettra un traitement des données de qualité, quoique moindre que celui réalisé par l’IMA. Cette dernière, du fait de sa complexité, pose également des problèmes de maintenance et de diagnostic que l’on ne retrouve pas dans la solution plus ancienne : hormis le fait que cette technologie soit arrivée à maturité, chaque fonction est réalisée par un seul équipement, ce qui permet de trouver plus facilement la panne. Malheureusement, le choix de cette technologie limitera les capacités d’évolution de notre système mais ceci est beaucoup moins déterminant lorsque l’on transporte du fret.

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Le respect de ce raisonnement permet d’établir le tableau multicritères ci-dessous :

LRU IMA Critère Pondération Note points Note points

Prix 5 5 25 2 10 Adéquation aux besoins de l'avion 5 5 25 3 15

Facilité de maintenance 4 4 16 4 16 Qualité du traitement 4 5 20 5 20

Capacité d'évolution des fonctionnalités 3 3 9 5 15 Score total 95 76

Figure 42 : Matrice décisionnelle d'architecture avionique Il convient donc de sélectionner l’architecture LRU. Par conséquent, nous choisirons un système de transmission de données suivant la norme ARINC 429, particulièrement adapté à notre architecture LRU et existant déjà sur de nombreux appareils en service. La cohérence de ces deux choix vis-à-vis de notre avion et de ses impératifs permet également de ne pas augmenter son prix par la sélection d’une architecture de type IMA + ADFX non nécessaire et particulièrement coûteuse. De plus, l’architecture LRU remplit actuellement les objectifs de sûreté de fonctionnement pour les systèmes critiques : un taux de défaillance inférieur à 10-9 par heure de vol. Ainsi, ce choix est tout à fait pertinent du point de vue de la législation, même future (division par 10 de ce paramètre), car elle est en amélioration et développement constante de la part des industriels. Cette architecture permet d’intégrer de nombreux et indispensables éléments, qui sont présentés ci-après.

IV.10.2. Equipements avioniques Voici une liste recensant au mieux les équipements avioniques qui seront présents dans notre appareil, ainsi qu’un exemple de fournisseur auquel nous pourrions acheter chaque élément : Fonction Pilote Automatique (AP) / Directeur de vol (DV) / Auto poussée (AT) : AIDS: Aircraft Integrated Data System BSCU: Brake Stearing Control Unit (Messier-Bugatti) ECU: Engine Control Unit (Goodrich) EIU: Engine Interface Unit (GE Aviation) ELAC: Elevator Aileron Computer (Thales Avionics) FAC: Flight Augmentation Computer (Thales Avionics) FCU: Flight Control Unit (Thales Avionics) FG: Flight Guidance (Thales Avionics) FM: Flight Management (Thales Avionics) FMGC: Flight Management and Guidance Control (Thales Avionics) SEC: Spoiler Elevator Computer (Thales Avionics) Fonction Enregistreurs de vol : ACARS: Aircraft Communication & Addressing Reporting System (Réseau de communications opérationnelles (VHF) développé par les compagnies aériennes) AIDS: Aircraft Integrated Data System DFDR: Digital Flight Data Recorder (Honeywell? Solid State Flight Data Recorder)

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DFDRS: Digital Flight Data Recorder System (Honeywell? Solid State Flight Data Recorder) FDIU: Flight Data Interface Unit (Teledyne Controls) LA: Linear Accelerometer QAR: Quick Access Recorder (Teledyne Controls) Fonction Communication: ACP: Audio Control Panel (Thales) AMU: Audio Management Unit (Rockwell Collins) CFDIU: Centralised Fault Display Interface Unit ECAM: Electronic Centralized Alarm Monitoring (Thales Avionics) RMP: Radio Management Panel (Thales Avionics) Fonction Navigation : ACAS : Airborne Collision Avoidance System (Rockwell Collins) ADF: Automatic Direction Finder (Equipement avion lui permettant de déterminer son gisement par rapport à la station NDB (radiogoniométrie automatique)) (Rockwell Collins) ADIRU: Air Data & Inertial Reference Unit (Honeywell) ADM: Air Data Module (Honeywell) Auto GCAS: Automatic Ground Collision Avoidance System CFDIU: Centralised Fault Display Interface Unit DME: Distance Measuring Equipment (Rockwell Collins) FCU: Flight Control Unit (Thales Avionics) FMGC: Flight Management and Guidance Control (Thales Avionics) GPS: Global Positioning System (Système de navigation par satellite: Origine US-Department of Defence) (Rockwell Collins) RMI: Radio Magnetic Indicator (Gyroscope +ADF) (Rockwell Collins) SFCC: Slat and Flap Control Computers (Thales Avionics) VOR: VHF Omnidirectional Range (Moyen de navigation) (Rockwell Collins) Fonction Système d’Instrumentation Electronique (EIS) : ECAM: Electronic Centralized Alarm Monitoring (Thales Avionics) EFIS: Electronic Flight Instrument System (Rockwell Collins) FMDU: Flight Management and Display Unit HUDC: Head-Up Display Computer (Thales Avionics) ILS: Instrument Landing System (Equipement de radio navigation pour percée et atterrissage) (Rockwell Collins) OHU: Optical Head Unit (Selex Comms) SDAC: System Data Acquisition Concentrator Fonction Interface Homme Machine: CDU: Control and Display Unit (Thales Avionics ou GE Aviation) DMC: Display Management Computer (Thales Avionics) MCDU: Multipurpose Control and Display Unit (Thales Avionics ou GE Aviation) ND: Navigation Display (Thales Avionics) PFD: Primary Flight Display (Thales Avionics)

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IV.10.3. Les commandes de vol Jusqu'à un passé récent, les ordres envoyés aux différentes commandes de vol (profondeur (contrôle de tangage), ailerons (contrôle de roulis), direction (contrôle de lacet)) l'étaient par des câbles en acier, des poulies, des guignols de renvoi avec ou sans effets multiplicateurs ou diviseurs, des tringleries et des biellettes qui attaquaient des servocommandes hydrauliques permettant le mouvement des dites gouvernes. Depuis, pour l'aviation commerciale européenne, l'A320, et même beaucoup plus tôt puisque, là aussi, Concorde fut un précurseur dans ce domaine, les ordres ne sont plus envoyés aux servocommandes des gouvernes par des dispositifs mécaniques mais par des lignes électriques: c'est ce qu'on appelle les Commandes De Vol Electriques (CDVE). Mais en fait, pour l'action proprement dite sur la gouverne, c'est toujours la force hydraulique qui prévaut. Les principaux avantages des CDVE sont :

• Gain de poids, • Précision de l'action par rapport à la demande, • Meilleure répétitivité, • Aucune hystérésis, • Facilité de redondance des circuits de commande, • Pas de risques de grippage ou de coincement des circuits de commande.

Et, du fait même que les ordres sont envoyés de manière électrique, il est facile de concevoir des calculateurs prenant en charge la quasi-totalité des automatismes nécessaires au vol :

• Coordination virage (Axe de roulis + axe de lacet), • Capture et suivi des aides à la navigation : VOR, LOC, ILS, etc. • Suivi de plan de vol, • Automatisation de différentes phases de vol : montée, croisière, descente, • Etc.

Figure 43 : Principe de la CDVE

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Figure 44 : Schéma explicatif de la CDVE

IV.10.4. Actionneurs : choix électrique/hydraulique Une partie des équipements avioniques sert à appliquer les décisions prises par le pilote ou par les calculateurs. Pour cela, il faut asservir certains systèmes comme le freinage, les commandes de vol, les becs et volets, et les portes. La servitude s'effectue via des systèmes de gestion ou de commande ainsi que des vérins. Il faut déterminer quelle sera la source de puissance de ces vérins ainsi que la source de commande. Les technologies "Fly-by-wire" et "Brake-by-wire" se sont développées depuis plusieurs années et ont complètement pris le dessus sur la commande mécanique. La source de commande sera électrique. Pour la source de puissance, deux possibilités s'offrent au TAC 25 :

Figure 45 : Vérin hydraulique

Figure 46 : Vérin électrique

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• Hydraulique : Offrant une bonne puissance massique pour un coût raisonnable, cette source de puissance est présente dans tous les avions. Cependant, le poids de l'équipement (pompes, tuyauterie, vérins, fluide) est non négligeable ainsi que la maintenance qui n'est pas aisée au vu de tous les équipements et de la nature de la source de puissance. La fiabilité de cette source de puissance est reconnue.

• Electrique : Cette technologie est très récente et peu répandue (seuls le B787 'Dreamliner' et l’A380 en sont équipés). Elle permet un gain de poids et facilite la maintenance par rapport à l'hydraulique. Cette source de puissance est fiable mais a une puissance massique moyenne. Cependant la puissance délivrée est suffisante pour les besoins des différents systèmes. Pour déterminer la source de puissance choisie pour le TAC 25, nous avons utilisé une matrice multicritère :

Figure 47 : Matrice décisionnelle de la source de puissance Le TAC 25 utilisera une alimentation hydraulique des actionneurs. Le choix du nombre de circuits hydrauliques est en rapport avec le nombre de moteurs (ici 2) d'où il y aura 3 circuits. En effet, nous attribuons un circuit par moteur ; les moteurs alimentent chacun une pompe qui fournit la pression nécessaire au circuit. Le troisième circuit est un circuit de secours.

Hydraulique Electrique Critère Pondération Note points Note points Prix 5 4 20 2 10 Existant 5 5 25 2 10 Facilité de maintenance 4 2 8 5 20 Fiabilité 4 4 16 4 16 Poids 4 2 8 4 16 Puissance massique 3 5 15 2 6 Score total 82 78

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IV.10.5. Système de freinage Le système "Brake-by-wire" est très fiable, on estime qu'il tolère une panne pour 100 millions d'atterrissages. Cependant, le risque de défaillance n’est pas totalement absent, et il est alors nécessaire de prévoir un circuit de secours. Des capteurs analysent la pression de chaque circuit. En cas de chute de pression, le circuit touché est immédiatement coupé et le circuit hydraulique de secours, totalement indépendant, prend le relais. Par ailleurs, il faut prévoir une solution en cas de fuite dans le circuit hydraulique de secours. Deux cas peuvent se présenter :

• la fuite empêche une alimentation correcte du circuit de secours. Des accumulateurs (réservoirs contenant de l'huile sous pression) prennent le relais pour fournir la haute pression.

• la fuite empêche la transmission de la commande. Le pilote peut encore freiner l'avion avec la manette de frein de parking.

En mode de fonctionnement normal, la commande de freinage est assurée par un calculateur appelé BSCU (Brake and Steering Control Unit). Après analyse, le BSCU envoie ses conclusions sous forme de commandes aux actionneurs. Toutes ces informations sont transmises par signaux électriques. Les freins d'un avion étant hydrauliques, il faut ajuster la pression de l'huile qui pousse les pistons contre les disques pour ajuster l'effort de freinage. Cela signifie ouvrir plus ou moins les valves qui mènent l'huile aux freins. Tant que l'avion est en vol, le circuit de freinage est fermé. Une fois au sol, quand le pilote freine, un capteur situé dans la pédale envoie l'information "freinage" au BSCU. Celui-ci commande à l'électrovanne qui isole le circuit de freinage de s'ouvrir. L'huile s'engouffre alors à haute pression dans le circuit, maintenant prêt à fonctionner. Le BSCU commande à la servo-valve de chaque frein de s'ouvrir plus ou moins suivant la force d'appui transmise à la pédale. Une pression d'huile plus ou moins grande arrive jusqu'aux freins. En comparant la vitesse de l'avion à celles des roues mesurées par les tachymètres, le BSCU ajuste en permanence l'ouverture des servo-valves. Une servo-valve est un mécanisme qui laisse passer de l'huile à la pression exacte demandée par la consigne. Le TAC 25 aura recours à un système de régulation automatique du freinage en fonction de la température, de la surface au sol... L'antiskid (ou "anti-patinage"), précurseur de l'ABS pour nos voitures... il est couplé à un calculateur sur la roulette de nez, pour mesurer le glissement. Il se moque des conditions de piste, puisqu’il relâche la pression de freinage quand il détecte une roue qui patine ou qui se bloque.

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Types de frein : Nous avons trouvé les différents types de freins utilisés selon les appareils, les besoins, les époques et les masses en jeu :

• Le frein à tambour • Le frein à disques (en acier/cuivre, en carbone-carbone, en céramique)

Figure 48 : frein à disque A340

Emplacement des freins : La roulette de nez ne possède pas de frein et toutes les autres roues sont forcément freinées. Nous pouvons faire une petite étude de l'existant :

Avion Nb total de roues Nb de roues freinées

A300/310 10 8

A318/19/20/21 6 4

A330/340 10 8

A340-500/600 14 12

B767-300 10 8

B777 14 12 Mise à part la roulette de nez, toutes les autres roues du TAC 25 seront pourvues de frein. Principe du freinage hydraulique avec frein à disque : Comme son nom l'indique, un frein à disque est simplement un disque (de frein) solidaire de la roue et qui se fait écraser entre deux plaquettes (solidaires du moyeu, elles sont fixes) dans

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le cas le plus simple. Sur les avions, plusieurs disques sont présents ainsi que des plaquettes sur tout le pourtour. La pièce qui porte les plaquettes de frein (composée du support et de la garniture) s'appelle l'étrier. Pour écraser les plaquettes, on utilise un moyen hydraulique :

Figure 49 : Schéma explicatif du principe du freinage

Figure 50 : Schéma de la partie hydraulique du système de freinage de l'A330/340

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IV.10.6. La pressurisation Le système de pressurisation du T.A.C.-25 fait partie des systèmes les plus importants de l’appareil. Cette partie présent sommairement le système de pressurisation du T.A.C-25. Quelles parties du T.A.C.-25 est-il nécessaire de pressuriser et pourquoi ? Nous avons considéré que les éléments suivants de l’appareil devaient être pressurisés :

• Le cockpit, du fait de la présence des pilotes. • La cabine (contenant les containers), puisqu’il est possible que certains objets

transportés dans les containers ne puissent pas subir une pression telle la pression extérieure à haute altitude.

• La soute avionique, puisque les calculateurs ne peuvent pas subir une pression telle la pression extérieur à haute altitude.

• La soute (contenant les pièces dites « en vrac »), puisqu’il est possible que certains objets transportés dans les containers ne puissent pas supporter d’être placés dans une pression faible (0,25 bar à 11000m).

Comment fonctionne la pressurisation du T.A.C.-25 ? Le système de pressurisation du T.A.C.-25 est le même que sur tout autre appareil du même type : de l’air est soufflée dans les zones pressurisées et une ou plusieurs vannes s’ouvrent plus ou moins afin de réguler correctement la pression interne de l’appareil. Le système de pressurisation du T.A.C.-25 suivra donc la courbe de pression suivante :

Figure 51: Courbe de pression en fonction de l'altitude

Lorsque l’altitude de croisière sera atteinte (pression externe d’environ 24 kPa), le T.A.C.-25 aura une pression interne d’environ 78 kPa. Le système de pressurisation du T.A.C.-25 sera donc composé des éléments suivants :

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• Deux vannes de décharge, appelées Outflow Valves. • Six moteurs au total, trois sur chacune des Outflow Valves avec deux moteurs

automatiques et un manuel. • Deux vannes de sécurité, appelées Safety Valve. • Une troisième vanne de sécurité, appelée Negative Relief Valve.

• Deux calculateurs, appelés CPC (Cabine Pressure Controller). • Un panneau de contrôle dans le cockpit.

Le système peut fonctionner aussi bien en mode automatique qu’en mode manuel. En mode automatique, le système fonctionne en réunissant de nombreuses informations qui lui permettent d’ouvrir plus ou moins les Outflow Valves afin d’avoir une pression convenable dans les zones pressurisées. L’ensemble de ces informations arrive directement au calculateur (CPC). C’est lui qui gère les moteurs automatiques des Outflow Valves. En mode manuel, l’équipage contrôle la pression en cabine, c'est-à-dire l’altitude cabine, par l’intermédiaire du moteur manuel des Outflow Valves. Ce contrôle se fait, bien entendu, par l’intermédiaire du panneau de commande situé en cabine. Il est important de noter que le mode manuel est prioritaire sur tout autre mode de fonctionnement. Les deux Safety Valves sont équivalentes à deux soupapes pneumatiques indépendantes de sécurité et préviennent du risque que la pression en cabine devienne trop importante ou insuffisante. La Negative Relief Valve aide les Safety Valves au cas où la pression en cabine deviendrait trop faible.

IV.10.7. Les systèmes de carburant Le but du système de carburant du T.A.C.-25 est, comme tout autre avion, de stocker le carburant et de fournir au bon moment la quantité nécessaire aux moteurs. Il est également nécessaire que ce carburant soit dépourvu autant que possible d’impuretés. Ce système doit fonctionner dans toutes les phases de l’enveloppe de vol du T.A.C.-25. Le système de carburant du T.A.C.-25 doit donc être composé des éléments suivants :

• Quatre réservoirs de carburant (dont trois physiquement indépendants) : réservoir principal central, réservoirs principal et auxiliaire aile droite, réservoirs principal et auxiliaire aile gauche

• Six pompes à carburant : deux dans le réservoir principal central, deux dans le réservoir principal aile droite et deux dans le réservoir principal aile gauche

• Une septième pompe à carburant pour l’APU, située dans le réservoir principal central

• Trois vannes d’isolement, contrôlées par trois moteurs et permettant de couper l’arriver de carburant sur un moteur : une vanne pour le moteur droit, une pour le moteur gauche et une pour l’APU

• Une vanne d’alimentation croisée, située au centre du réservoir principal central, permettant de séparer physiquement les réservoirs de la partie droite et de la partie gauche de l’appareil

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• Un panneau de commande des pompes et de la vanne d’alimentation croisée, comprenant également différentes alarmes (pression par exemple) ainsi que la commande du système de chauffage

• Des sondes de niveau mini et de niveau maxi • Des jauges de mesure de quantités et densitomètres • Des capteurs de température des réservoirs d’aile, et de pression du carburant

• Des tuyaux reliant l’ensemble du système de carburant • Des filtres

• Un système de chauffage pour contrer l’effet des températures basses en altitude. • Deux FLSCU (Fuel Level Sensing Control Unit), permettant de récupérer les

informations des sondes de niveau mini et niveau maxi • Un FQIC (Fuel Quantity Indication Computer), contenant deux canaux (équivaut à une

redodondance), permettant de réunir les informations provenant du FLSCU, des jauges de mesure de quantités et densitomètres, des capteurs de température des réservoirs d’aile et de l’ADIRS (donnant les informations sur l’attitude de l’avion : tangage, roulis) pour indiquer sur un écran de contrôle dans le cockpit la quantité totale de carburant ainsi que la quantité de carburant dans chacun des réservoir.

• Un écran de contrôle dans le cockpit (cité dans le point précédent) où sont schématiquement représenté les différents réservoirs avec leur quantité de carburant, la quantité totale de carburant ainsi que l’état des vannes

• Un système inhibiteur d’étincelles au diazote, pour anticiper les futures réglementations sur les risques d’explosion en vol.

Le T.A.C.-25 sera également équipé d’un système de décharge de carburant en cas de nécessité.

IV.10.8. L’atterrissage tout temps

IV.10.8.1 Les différentes catégories d’atterrissage Avec l’augmentation du trafic aérien, de la complexité et de la taille des aéronefs les règles VFR (visual flying rules) sont obsolètes depuis de nombreuses années dans bien des cas d’exploitation. Ainsi, avec le progrès des systèmes avioniques, des technologies radar et de communication, différentes catégories d’approche permettant à un aéronef d’atterrir dans des conditions de plus en plus mauvaises de visibilité ont été développées. Ainsi, plusieurs catégories d’atterrissage ont été définies par la convention de Chicago, représentées sur le schéma suivant.

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Figure 52 : Représentation des différentes catégories d'atterrissage

La DH est la hauteur au-dessus du sol à laquelle la référence visuelle indispensable à la poursuite de l'approche à l'atterrissage, par exemple les lumières de la zone de touché des roues (touchdown zone), doit être acquise. La portée visuelle de piste (RVR, Runway Visual Range) est une mesure exacte de la visibilité, effectuée par un appareil de mesure dédié, pour identifier la distance jusqu’à laquelle un pilote, placé sur l’axe de la piste, peut voir les marques ou les feux qui délimitent la piste oui qui balisent son axe. La RVR est généralement mesurée en début, milieu et fin de piste. L’OACI prévoit que si la visibilité tombe en-dessous de 1500 mètres, la RVR doit être introduite dans les METAR, annoncée et prise en compte lors de la procédure d’approche et d’atterrissage de précision, qui est une opération aux instruments (IFR) utilisant un guidage de précision latéral et vertical. La catégorie 3 est davantage découpée en CAT IIIA, IIIB et IIIC, la CAT IIIC n’ayant ni DH, ni RVR. Ces découpages, ainsi que la frontière entre CAT II et CAT III ont été légèrement redéfinis pour des exploitants opérant selon le standard JAR OPS. Il est à noter que même si certains appareils ont la capacité technique d’effectuer un atterrissage tout automatique par l’intermédiaire de la catégorie III C, cette possibilité n’est pas utilisée pour le moment. Ainsi, le passage d’une catégorie à une autre permet un atterrissage dans des conditions de plus en plus difficiles, car la hauteur de décision se trouve fortement réduite lorsqu’on est en catégorie III B (50ft). Après avoir identifié quels sont les paramètres de l’atterrissage tous temps, il convient maintenant de connaître les caractéristiques du système permettant d’accomplir cette prouesse et les exigences réglementaires.

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IV.10.8.2 Les systèmes de l’atterrissage tout temps L'ILS (Instrument Landing System) est le moyen de radio-navigation le plus précis utilisé pour l'atterrissage en IFR. Actuellement en développement, le système MLS (microwave landing system) ne nous intéresse pas du fait de son prix. Cependant, la possibilité de son intégration future pourra être étudiée. Ainsi, nous nous baserons sur le principe de l’ILS, qui se décompose comme suit :

• un localizer qui fournit l'écart de l'avion par rapport à l'axe de la piste ; • un glide path qui fournit l'écart de l'avion par rapport à la pente nominale d'approche

Ces deux informations sont fournies soit sur un plateau de route HSI, soit sous forme d'indexes (barres, triangles, ...) sur 2 échelles, l'une horizontale, l'autre verticale, situées de part et d'autre de l'horizon artificiel (classique ou EFIS). Ce système est utilisé par tous les avions évoluant en IFR et en transport de passagers de nos jours, et présente des avantages opérationnels certains tout comme des défauts qu’il convient de garder à l’esprit.

IV.10.8.3 Portée, avantages et inconvénients de l’ILS

Les faisceaux localizer et glide path étant très étroits et sensibles aux perturbations, leur interception doit toujours être validée à l'aide d'une autre source de navigation. Pour le localizer cela peut être réalisé à l'aide d'un VOR, ADF ou de la RNAV. Pour la validation du glide path, on utilisait un ou deux markers (balise à émission verticale très ponctuelle), de plus en plus souvent remplacés par un DME (Distance Measuring Equipment) dont l'avantage est de fournir une information de distance en continu. Le DME est le plus souvent co-implanté avec le glide path, donnant ainsi directement la distance au seuil de piste, ce qui est très pratique ; mais il arrive exceptionnellement qu'il soit implanté avec le localizer.

Un voyant lumineux et un signal sonore sont activés au passage de chacun des markers. L'information de distance DME est quant à elle fournie sur l'afficheur DME.

D'un point de vue pratique, l'utilisateur affiche une seule fréquence, celle du localizer, comprise dans la gamme VHF 108,0 - 111,95 Mhz. Les fréquences glide path et DME lorsqu'il existe sont dans des gammes de fréquences différentes (UHF) mais appariées à celle du localizer donc cela reste transparent pour l'utilisateur.

La portée certifiée est de 15 à 20 NM pour le localizer (30 à 50 NM en pratique) ; légèrement moins pour le glide path. Le DME d'un ILS, moins puissant qu'un DME en route peut néanmoins être reçu jusqu'à 50 voire 100 NM.

Avantages de l'ILS :

• très grande précision • sous certaines conditions (dégagement des aires critiques, séparations accrues entre

avions, secours électrique, balisage spécifique, ...), permet de réaliser des atterrissages automatiques et donc de se poser avec des visibilités très faibles.

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Inconvénients de l'ILS :

• sensible aux perturbations des faisceaux électriques (par véhicule ou avion au sol ou avion en vol)

• existence occasionnelle de faux axes par réflexion du faisceau sur un relief • faisceaux étroits nécessitant une aide pour la capture. • Le faisceau du glide n'est plus exploitable à partir de 15m (50ft). Pour les atterrissages

automatiques l'avion est guidé par les informations de la radiosonde et du variomètre.

IV.10.8.4 Les équipements réglementaires Voici une liste non exhaustive des équipements minimums qui doivent être présents pour assurer un atterrissage de type III A, en plus des équipements standards.

• deux récepteurs ILS d’alignement de piste et d’alignement de descente et deux radios altimètres (radar) homologués

• un dispositif de guidage pour l’approche interrompue en exploitation de Catégorie III, comprenant des indicateurs gyroscopiques d’assiette (ou l’équivalent) étalonnés de 5 à 25 degrés pour l’assiette en tangage, ou un moyen de visualisation d’assiette en tangage

• un système de commande d’automanettes.

Pour pouvoir atterrir en catégorie 3 B, l’ajout des équipements suivants est obligatoire :

• Un système de commande de maintien d’axe au roulement, automatique ou manuel. La précision et la fiabilité de ce système déterminent les plus bas minima autorisés pour une exploitation particulière lorsqu’elles sont prises conjointement avec les

• repères visuels utilisables, en tenant compte des caractéristiques du système de servitude au sol.

• Des systèmes de commande de maintien d’axe au roulement passifs après panne

• À moins d’utiliser un système de commande de maintien d’axe au roulement

opérationnel après panne, un aéronef ne doit pas utiliser une piste dont les feux d’axe sont obscurcis par des précipitations (neige ou glace).

• Un instrument ou annonciateur permettant de détecter tout écart, latéral ou vertical

anormal pendant l’approche ou l’arrondi, ou d’un arrondi au-delà de la zone de poser de roues, ou d’un écart latéral excessif pendant le roulement au sol, et d’en avertir le pilote. Cet instrument ou annonciateur peut être remplacé par des procédures de l’équipage.

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IV.10.8.5 Procédures et systèmes de décélération Pour l’exploitation de Catégorie III, il est nécessaire d’avoir les moyens de déterminer que l’atterrissage peut être effectué entièrement et de manière fiable sur la longueur de piste utilisable. Pour ce faire, il faut avoir :

• un dispositif de visualisation indiquant la longueur de piste restante après le posé des roues

• un dispositif de visualisation de décélération montrant au pilote que la décélération est suffisante pour qu’il s’immobilise sur la piste.

• un indicateur de vitesse sol (à inertie). • un circuit de freinage automatique.

Voici un bref résumé des équipements nécessaires :

Figure 53 : Tableau récapitulatif des éléments nécessaires

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V. Masse et centrage

V.1. Masses des différent composant du TAC25 I. Masse de la voilure :

La masse voilure des Boeing est estimée à 11,04% de la MTOW en moyenne alors que celle des Airbus est estimée à 13,24% de la MTOW en moyenne. L’outil statistique nous confère une masse de voilure correspondant à 11,25% de la MTOW :

Masse Voilure = 9,5 tonnes II. Masse du fuselage :

Masse Fuselage = 10 tonnes

III. Masse des atterrisseurs :

Masse Atterrisseurs = 3,8 tonnes

IV. Masse des moteurs : La masse des moteurs d’un bimoteur moyen courrier est estimée à 8% de la MTOW soit :

Masse Moteurs = 7 tonnes

V. Masse des systèmes embarqués : Les systèmes avion comprennent notamment toute l’avionique (d’aide à la navigation et au pilotage principalement), les servitudes (actionneurs CADV). On y trouve également tous les circuits hydrauliques. Tous ces systèmes ont été estimés à 11% de la MTOW soit :

Masse des systèmes embarqués = 9,3 tonnes

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Devis de masse général du TAC25 « EcoCargo »

% de la MTOW Masse PLANEUR 33,61 28,6 t

Voilure 11,25 9,56 t Fuselage 11,8 10 t

Empennages 2,42 2,06 t Commandes de vol 1,85 1,57 t

Atterrisseurs 4,46 3,79 t Nacelles et mâts 1,31 1,11 t

PROPULSION 9,03 7,68 t

Moteurs installés 8,24 7 t Circuits combustibles 0,77 0,65 t

Inconsommables 0,28 0,24 t

SYSTEMES 10,92 9,28 t Habilité cargo 5,07 4,31 t

Servitudes 3,93 3,34 t Pilotage/Navigation 1,03 0,88 t

Transmission 0,55 0,47 t Systèmes opérationnels 0,13 0,11 t

Figure 54 : Tableau de devis de masse du TAC 25 Toutes ces estimations ont été obtenues en faisant appel à des formules statistiques faisant appel notamment à la MTOW, aux différentes caractéristiques géométriques de l’avion, etc.

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V.2. Centrage du TAC25 Le TAC25 est un avion civil de transport de fret. Ainsi, on doit vérifier que, suivant les différents cas de chargement, son centre de gravité reste légèrement à l’avant du foyer aérodynamique. En effet, le fait que le centre de gravité se situe légèrement en avant permet d’assurer une grande stabilité de l’appareil tout en lui assurant une certaine maniabilité. Afin d’avoir une mesure pratique représentative du centrage de notre avion, nous l’exprimerons sous forme de pourcentage suivant la formule suivante :

cma

xxcma cdgfoyer −

=%

Cette mesure adimensionnelle nous permet de fixer l’intervalle de valeur dans lequel notre centrage doit appartenir. Bien que notre avion est équipé de commandes de vol électrique, de part ses applications civiles, nous voulons assurer un centrage avant quelque soit le cas de charge. Ainsi, le centrage de notre avion devra être avant et voir ses valeurs appartenir à l’intervalle [0% ; 10%].

V.2.1. Foyer aérodynamique

Il est évident que la position du foyer ne dépend que de la forme en plan de l’aile. En effet, le foyer aérodynamique, d’après la théorie de l’aérodynamique subsonique, se positionne sur la corde moyenne aérodynamique (appelée cma) à environ 25% de la valeur de la cma compté à partir du bord d’attaque. La cma peut être déterminée par méthode graphique ou méthode mathématique via la résolution de l’équation :

∫=2/

0

2 )(2 b

réf

dyycS

cma

Dans notre cas, la définition de la forme en plan de la voilure fait que le foyer se situe à 17,4m du nez de l’avion et à 6,2m de l’emplanture (début de l’emplanture situé à 13,4m du nez de l’avion).

V.2.2. Centre de gravité

D’après l’aménagement intérieur de l’appareil, la position des principaux équipements (position des moteurs, etc.) nous estimons que le centre de gravité de l’avion vide se situe à 17,1m du nez de l’avion. Cette position, déterminée en calculant l’influence de la masse de tous les équipements présents dans l’avions hormis le carburant et le fret, nous rassure dans le sens où elle se situe entre la position suivant x

rdu barycentre géométrique des trains

d’atterrissage et la position suivant xr

des atterrisseurs principaux. En effet, cette position assure une bonne répartition de la masse de l’avion sur les atterrisseurs (environ 85% de la masse de l’avion à l’atterrissage sur les atterrisseurs principaux et environ 15% sur l’atterrisseur avant).

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Figure 55 : Barycentre géométrique des trains

Afin de vérifier si le centrage de notre avion est conforme à l’intervalle que nous nous sommes fixé, nous devons définir différents cas de charge. En effet, définir le seul centrage de l’avion lorsque celui-ci est vide en supposant que cela est suffisant est une aberration. Aussi, nous vérifierons le centrage de notre avion suivant les cas de charges suivants :

• Avion vide en ordre d’exploitation • Avion avec 10 tonnes de fret chargé à l’arrière prêt à décoller • Avion avec 10 tonnes de fret chargé à l’avant prêt à décoller • Avion à MTOW.

Le premier cas de figure correspond finalement au cas le plus simple où la seule chose embarquée est le carburant. Dans ce cas, nous trouvons une valeur de 3,9%. Le deux cas suivants traitent l’hypothèse d’un chargement mal réalisé, c'est-à-dire un chargement « non homogène ». Cela pourrait également être représentatif d’une situation où l’on souhaite charger complètement l’avion mais où le chargement ne se fait que par la porte de chargement avant (réciproquement arrière). Dans l’hypothèse où nous chargeons 10 tonnes de fret à l’arrière de la soute, le centre de gravité se déplace d’environ 0,25m vers l’arrière de l’appareil ce qui nous donne une valeur de centrage de 1,3% et dans le cas où l’on place les 10 tonnes de fret à l’avant, le centre de gravité se déplace d’environ 0,15m vers le nez de l’avion ce qui nous donne un centrage d’environ 9,1%. Enfin, dans le dernier cas, nous supposons que le chargement est « homogène » sur toute la surface de la soute, et donc, nous trouvons une valeur de centrage d’environ 7,8%. Nous constatons que les différentes valeurs du centrage suivant les différents cas étudiés restent bien dans l’intervalle défini ce qui nous permet de penser que l’architecture et le positionnement des différents composants de l’avion est correct.

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VI. Suivi des performances Après nos premiers choix et hypothèses validés lors de la revue de faisabilité, il convient à cette étape du projet d’aller plus en avant dans la démarche du calcul de performances et d’affiner ceux qui ont déjà été réalisés. De nombreux calculs permettant de connaître en détail les caractéristiques de l’avion ont été réalisés : détermination des polaires, de la longueur de piste équilibrée, de la vitesse de croisière optimale… Par ailleurs, les choix ont été affinés : diminution de la surface de voilure de 140 à 125m² pour favoriser la croisière, sélection du moteur Pratt&Whitney 2043 de 195kN de poussée nominale. Afin de présenter nos résultats, nous rendrons tout d’abord compte des hypothèses et données avec lesquelles nous avons travaillé, et présenterons les données générales de l’avion. Ensuite, nous exposerons le calcul des polaires et des principaux paramètres aérodynamiques. Par suite, nous conduirons les différents calculs de sécurité au décollage, de montée, de croisière (distance franchissable en fonction de la charge utile, mach de croisière optimal…) et d’atterrissage, a chaque fois en calculant la consommation de carburant afin d’avoir la meilleure estimation possible.

VI.1. Introduction et hypothèses générales Pour mener à bien ces calculs de performance, nous avons travaillé en atmosphère standard ISA. Notre avion est maintenant équipé de deux moteurs P&W 2043, qui lui permettent de développer 390kN de poussée maximale au point fixe. Par ailleurs, la surface alaire de l’avion a été réduite à 125m² afin de favoriser ses performances en croisière.

vitesse de décrochage en configuration lisse

0

50

100

150

200

250

300

350

70000 71000 72000 73000 74000 75000 76000 77000 78000 79000 80000 81000 82000 83000 84000 85000

Masse de l'avion (kg)

Vite

sse

de d

écro

chag

e (n

oeud

s)

au niveau du sol

à 37000 pieds

Figure 56 : Courbe de vitesse de décrochage en configuration lisse

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Figure 57 : Courbe de vitesse de décrochage en configuration volets sortis

Ces nouvelles caractéristiques donnent de nouvelles vitesses de décrochage au niveau du sol et au plafond. Par ailleurs, les calculs ont été réalisés en atmosphère standard ISA (15°C et 1013hPa au niveau du sol). Nous n’avons pas encore à cette étape conduit des évaluations de performance à des températures plus ou moins élevées. La connaissance des performances de l’avion est primordiale afin de vérifier la validité de la conception face au cahier des charges et d’argumenter sérieusement ses atouts pour nos clients. Pour déterminer les caractéristiques de notre aéronef, nous nous attacherons tout d’abord à connaître ses données aérodynamiques par le biais des polaires. Ensuite, nous conduirons les calculs de performance et de sécurité pour les différentes étapes du vol :

• Décollage, • Montée, • Croisière, • Descente, • Atterrissage.

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VI.2. Polaires et paramètres aérodynamiques Afin de déterminer précisément les performances de notre avion, il est nécessaire de connaître les caractéristiques aérodynamiques du profil de l’aile. Cette partie a pour objectif de déterminer, à l’aide d’une étude CFD, les polaires du profil d’aile NACA 23012 et d’estimer la traînée des différentes parties de l’avion.

VI.2.1. Présentation du profil NACA 23012 Le profil NACA 23012 est un profil d’aile typique dans l’aviation commerciale. Il possède un bon compromis entre ses propriétés aérodynamiques et sa capacité d’emport de carburant.

Figure 58 : Profil NACA 23012

Les caractéristiques du profil sont : -Epaisseur relative : 12% -Position de la cambrure maximum : 15% -Coefficient de la portance caractéristique : 0,3

VI.2.2. Etude CFD sous Gambit L’étude CFD a pour objet de déterminer les polaires du profil NACA 23012. La simulation est réalisée en 2D. On réalise un maillage non-structuré autour du profil à l’aide du logiciel Gambit. On crée la forme du profil grâce à une série de point caractérisant le profil NACA 23012. Puis un maillage à base de triangle est généré à travers le domaine de calcul. La finesse du maillage et le domaine de calcul doivent être adaptés pour les différentes incidences que l’on souhaite calculer. Cela permet d’éviter de faire un maillage pour différents angles d’incidence. Ainsi on veille à ce que le maillage à l’arrière du profil soit suffisamment resserré pour capter correctement les sillages. On s’assure aussi d’avoir suffisamment resserré autour du profil afin de prendre en compte la couche limite. En conditions aux limites, on choisit le pressure-far-field pour caractériser le fluide à la limite du domaine de calcul.

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Figure 59 : Maillage du profil NACA 23012 sous Gambit

VI.2.3. Réalisation du calcul sous Fluent La résolution des équations de Navier Stockes est réalisée à l’aide du logiciel Fluent. Afin de modéliser correctement l’écoulement autour du profil mais surtout la force que celui-ci exerce dessus, on choisit d’utiliser le modèle de turbulence k-epsilon. Ce modèle utilise deux grandeurs physiques primordiales dans le phénomène e turbulence que sont k l’énergie cinétique turbulente et ε le taux de dissipation d’énergie cinétique turbulente. Les conditions dans lesquels les calculs ont été réalisés sont :

• Mach 0.82 • une altitude de croisière de 10 000 m :

o température 238 K o pression 26436 Pa

Nous avons réalisé un série de calcul à plusieurs incidences afin d’obtenir les polaires du profil NACA 23012.

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A incidence nulle, on obtient la répartition du nombre de Mach suivante :

Figure 60 : Répartition du nombre de mach à incidence nulle

On peut voir que le nombre de Mach augmente fortement à l’extrados jusqu'à Mach 1,45, pour ensuite décroître fortement. Il y a présence d’un choc à l’extrados ce qui explique le passage du régime subsonique à supersonique On obtient le tableau suivant :

Alpha Cz Cx -1,5 -0,0230 0,0088 -1 0,0126 0,0087 0 0,0837 0,0089 2 0,2259 0,0111 4 0,3681 0,0157 5 0,4392 0,0189 8 0,6525 0,0321 9 0,7236 0,0377 10 0,7947 0,0439 11 0,8658 0,0507 12 0,9369 0,0581 15 1,1502 0,0839

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-0,2

0,0

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

1,4

-3 0 3 6 9 12 15

Alpha (deg)

Cz

Figure 61 : Courbe d'évolution du Cz en fonction de l'incidence

Polaire NACA 23012

-0,2

0,0

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

1,4

0,00 0,02 0,04 0,06 0,08 0,10

Cx

Cz

Figure 62 : Courbe d'évolution du Cz en fonction du Cx

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VI.2.4. La portance et la traînée La traînée totale est la somme de la traînée de profil (à portance nulle) et de la traînée induite.

XiXoX CCC +=

Avec la traînée induite πλe

CC Z

Xi

2

= ; avec allongement aérodynamique 9,8λ =

Comme λ > 1, αα Z

Z Cd

dC = constante (pour -12° < α < +15°)

D’après les polaires obtenues précédemment, on détermine 0,0711zC

α=

Et * 0,0837zCz C

αα= +

On peut maintenant déterminer simplement l’angle de portance nulle pour le profil. Il en découle 0 1,18α = −

La traînée à la portance nulle est donc

0XC =0,0087

VI.2.5. Estimation des polaires de l’avion On peut décomposer la traînée de l’avion comme suit :

avion aile fuselageX X XC C C= +

D’après « Airplane Design » de Jan Roskam, nous avons les valeurs suivantes sur le facteur e et sur l’augmentation de la traînée à portance nulle en fonction des différentes configurations.

CONFIGURATION ∆Cxo e Lisse (croisière) 0 0,8-0,85 Décollage (flaps) 0,01-0,02 0,75-0,8 Atterrissage (flaps) 0,055-0,075 0,7-0,75 Train d'atterrissage 0,015-0,025 -----

Figure 63 : Tableau du facteur e et de la trainée à α = 0 pour diverses configurations

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VI.2.6. Bilan sur les différentes traînées Cx fuselage = 0,009 Cx nacelles = 0,002 Cx empennage = 0,002 On rajoute classiquement 10 % de traînée pour les imperfections de surface. Les polaires obtenues sont :

• Basse vitesse configuration lisse ∆Cx0 = 0 ; e = 0.82 : Cx = 0,023 + Cz ² / 25,3

• Décollage avec volets ∆Cx0 = 0,015 ; e = 0.77 : Cx = 0,0395 + Cz ² / 23,7

• Atterrissages avec volets ∆Cx0 = 0,065 ; e = 0.72 : Cx = 0,0945 + Cz ² / 22,2 Ces polaires sont des polaires classiques pour des avions de ligne. Elles sont fonction de la surface alaire et de la masse de l’avion. Il sera nécessaire d’affiner ces valeurs avec des calculs plus détaillés et une modélisation CFD.

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VI.3. Le décollage : longueur de piste minimale La réglementation aérienne impose, pour que l’avion soit certifié, de connaître et démontrer par des essais sa longueur de piste équilibrée. En effet, une panne moteur ou tout autre incident conduisant à l’arrêt d’un moteur sur deux de notre appareil peut survenir lors de la phase critique du décollage, et il convient de calculer la longueur de piste dont aura besoin notre avion pour décoller sur un seul moteur ou s’arrêter en toute sécurité. Dans un aéroport, une piste peut se schématiser de la façon suivante :

Figure 64 : Schéma d'une piste

Ainsi, le calcul de la longueur de piste équilibrée fait intervenir deux étapes :

• Evaluation de la distance d’accélération arrêt suivant la vitesse de panne. • Evaluation de la distance de roulement nécessaire au décollage, toujours avec une

panne moteur. Le tracé de ces deux courbes, permet, par leur intersection, de déterminer la longueur de piste équilibrée. Une fois cette distance connue, il faut établir la longueur nécessaire à l’avion pour s’élever au-delà de 35ft, étant donné qu’il peut exister des obstacles atteignant cette hauteur après le prolongement dégagé. Ensuite, on vérifie que l’avion pourra tenir une pente de montée supérieure à celle exigée par la réglementation pour un vol sur n-1 moteurs.

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Il est à noter qu’une fois de plus, ces calculs ont été faits volets sortis et on considérera donc une augmentation de 15% de la surface de référence, qui passe alors de 125 à 143,75m².

VI.3.1. Evaluation de la distance d’accélération arrêt La distance d’accélération arrêt peut être décomposée comme suit :

• Distance de roulage jusqu’à la panne moteur • Distance parcourue lors de la détection de la panne (temps de réaction des pilotes) • Distance de freinage.

La première distance est calculée en appliquant la formule suivante :

Lr = 0.5/A1*LN((F1/M)/((F1/M)-A1*V2²)) Où A1 et F1/M sont les coefficients cites ci-dessous.

• A1 = 0.5*ρ*(Cx0volets+Cxtrain-r*Cz0)/(MTOW/Sréf). Ce terme représente donc l’influence des forces de frottement fluides (traînée, notamment celle du train) et secs (frottement des pneus sur le sol).

• F1/M = g*(0.878*Poussée/(MTOW*g)-r). Ce terme représente donc la poussée.

Ensuite, on prendra comme hypothèse que l’avion n’accélère pas entre le moment de la panne et sa détection par les pilotes. Ce laps de temps a été évalué à 1,5 secondes, car la dissymétrie de poussée se ressent facilement et les pilotes savent parfaitement, dans le cadre d’une application stricte des procédures, s’ils ont dépassé la vitesse de décision V1 ou non. La longueur de piste parcourue pendant ce laps de temps vaut alors :

∆l = ∆t*Vef Où Vef est la vitesse à laquelle survient la panne moteur (EF est un acronyme pour Engine Failure). Enfin, on ajoutera à la somme préalablement obtenue la distance de freinage nécessaire pour arrêter à l’avion. Elle se calcule en appliquant la formule complexe mentionnée ci-dessus, en remplaçant le terme de poussée dans F1/M par un coefficient de freinage adéquat, choisi ici à 0.35, et en insérant dans le terme A1 la traînée induite par le moteur à l’arrêt. Il est à noter que cette distance de freinage intervient sans prise en compte d’une possible inversion de poussée, qui ne doit pas être prise en compte dans le cadre de calculs de certification.

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L’évolution de ces 3 distances avec la vitesse de panne du moteur est la suivante :

Figure 65 : Courbe d'évolution de la distance parcourue en fonction de la vitesse de panne

Ce qui nous permet de déduire la distance d’accélération arrêt :

Figure 66 : Courbe de la distance d'accélération arrêt

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VI.3.2. Evaluation de la distance de roulement au décollage Cette dernière se calcule en reprenant la distance de roulement jusqu’à la panne calculée précédemment, puis en minorant le terme de poussée (et également en majorant la traînée d’un coefficient adéquat dû à la panne du moteur et au braquage de la gouverne de direction afin de compenser la dissymétrie de poussée). On obtient alors les coefficients suivants :

AVANT PANNE A1 2,45236E-05 F1/M 3,770494118 APRES PANNE A1 4,52406E-05 F1/M 1,787247059

Conformément aux prévisions, le terme de traînée augmente alors que le terme de poussée se trouve fortement diminué. On peut dès lors calculer la distance parcourue jusqu’à la panne (la même que dans le cas de l’accélération arrêt), ainsi que la distance parcourue jusqu’à atteindre la vitesse de rotation V2, égale à 1,2 fois la vitesse minimale de sustentation Vs. On obtient les résultats suivants :

Figure 67 : Courbe de la distance parcourue avec ou sans panne moteur

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En sommant ces 2 résultats, on obtient la longueur roulage pour notre avion suivant la vitesse à laquelle intervient la panne.

Figure 68 : Distance de décollage en fonction de la vitesse de panne

Enfin, on peut tracer sur le même graphe la courbe d’accélération-arrêt et de distance de décollage suivant la vitesse à laquelle survient la panne :

Figure 69 : Longueur de piste équilibrée

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VI.3.3. Longueur de piste équilibrée La longueur de piste équilibrée, c'est-à-dire la longueur de piste minimale sur laquelle notre avion sera autorisé à opérer, correspond ainsi à l’intersection des 2 courbes. Cette valeur, calculée en prenant en compte un maximum de paramètres techniques et aérodynamiques, s’établit ainsi à 1350 mètres. Cette faible distance valide ainsi la réponse de l’aéronef au cahier des charges, lui spécifiant d’être capable de décoller sur des pistes courtes. Afin de valider cette longueur de piste, il faut par ailleurs calculer la distance parcourue pour franchir les 35ft avant la fin du dégagement, car des obstacles de cette hauteur peuvent être présents après cette zone.

VI.3.4. Calcul du passage des 35ft. La formule permettant d’évaluer la pente de montée est :

Sin(γ1) = (0.5*(FN(0)/P)*0.7) - f Cette montée s’effectue à vitesse constante (la vitesse de rotation V2) et sur un seul moteur, ce qui implique de diviser par 2 la poussée maximale au point fixe. Par ailleurs, le terme 0.7 est issu de la courbe adimensionnée représentant la diminution de la poussée avec la vitesse pour un moteur de λ=6. La finesse est quant à elle calculée à partir du Cz nécessaire à un vol à V2, ce qui nous permet d’appliquer la formule de polaire Cx = Cx0 + k*Cz² et de calculer f = Cz/Cx. On en déduit γ1 = 6.1% Ensuite, on calcule le rayon de l’arrondi au décollage, sous la forme R=V2²/(g*∆n). ∆n représente la variation de facteur de charge à l’arrondi, soit ∆n=n-1. Pour évaluer n, nous avons pris comme paramètres des données connues lors d’un projet de 3e année : pour l’aviation d’affaires, où le confort et l’aisance des personnes à bord est primordiale, on a couramment un facteur de charge de 1,1 au décollage. Ce facteur peut monter à 1,2 pour l’aviation civile classique. Cependant, notre avion ne transportant pas de passagers, nous pouvons tout à fait nous affranchir de contraintes commerciales nous empêchant de décoller rapidement, ce qui nous a amené à prendre un facteur de charge de 1,3, soit ∆n=0.3 . R vaut ici 2300m, on calcule ensuite ∆H1, un coefficient permettant d’aboutir au résultat final :

∆H1 = R*(1-cos(γ1)) = 4.4 mètres. Il vient alors la longueur nécessaire au passage des 35ft :

L = R* γ1 + (15- ∆H1) / tan(γ1).

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Ainsi, pour franchir les 35 pieds avec un seul moteur en fonctionnement, notre avion aura besoin de 315mètres (projection au niveau du sol), ce qui est encore une fois tout à fait valide du point de vue des installations aéroportuaires et en particulier des distances dégagées disponibles. Enfin, il faut s’assurer que notre avion saura tenir une certaine pente de montée après le passage des 35ft.

VI.3.5. Pente au deuxième segment La réglementation aérienne impose à l’aéronef d’être capable, sur un seul moteur, de tenir une pente de montée de 2,4% après le passage des 35ft afin de dégager rapidement les bas couloirs aériens situés à proximité immédiate de l’aéroport. Afin de vérifier que notre appareil satisfait à cette exigence, nous considérerons que cette deuxième étape de la montée s’effectue toujours à V2 et appliquerons la formule :

γ2 = FN(V2)/P – (1/f) FN(V2) représente la poussée d’un seul moteur sur deux à V2 (au niveau du sol), et équivaut ainsi à 35% de la poussée maximale au décollage des 2 réacteurs combinés, soit 136,5kN. P est le poids correspondant à la masse maximale au décollage, et f la finesse correspondant au Cz nécessaire pour faire voler l’avion à V2. On obtient ainsi γ2=5.6% , ce qui est bien supérieur aux 2,4% nécessaires imposés par la réglementation. Ce résultat apparaît toutefois logique au vu de la motorisation particulièrement puissante de notre avion, si on le compare à des avions équivalents. En effet, il développe une poussée presque 50% supérieure à un A320 dernier modèle.

VI.3.6. Décollage sans problème technique : distances et consommation de carburant.

Dans le cadre de ces calculs, nous utiliserons la valeur de Cs d’un turboréacteur GE CF6-6 de 188,6kN de poussée, très proche du notre. Cette SFC s’établit à 0,307 lb/h.lbf, soit 8,7 e-6 kg/N.s à poussée maximale au niveau de la mer. Par ailleurs, ces calculs ne feront pas intervenir de panne et se dérouleront donc dans le cadre d’un décollage classique de l’avion, où le PILOTE maintient la poussée maximale durant toute la durée de cette phase. Ils seront également effectués à la MTOW. En appliquant les formules précédentes, la longueur de roulage est de 938 mètres. En supposant que l’accélération est constante, l’appareil y roule à une vitesse moyenne de 0.5*V2, soit 41m/s. Ainsi, il va parcourir cette distance en t0 = 23 secondes en y développant 390kN de poussée. La consommation de l’appareil pendant le roulage vaut donc :

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C_roulage = Cs*Poussée*t0 = 78kg De plus, l’avion a besoin de 250mètres pour franchir les 35 pieds. A la vitesse de 82m/s, cela représente 3 secondes de vol. La consommation pendant cette phase se monte alors à 10kg de carburant. Par conséquent, l’avion aura consommé C_décollage = 88kg lors de la première phase de son vol et entamera la montée à une masse M=84912kg et à une vitesse V2 = 82m/s

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VI.4. Montée jusqu’à l’altitude de croisière Le TAC 25 commence maintenant sa montée vers son altitude de croisière située au FL 370. Afin de le rejoindre, le PILOTE doit adopter un profil de vitesse particulier respectant la réglementation. Compte tenu du gabarit de l'avion, nous pouvons supposer que nous suivrons le même profil de montée que celui de l’Airbus A320. Il faut noter que le TAC 25 est plus motorisé que celui-ci, mais que pour des raisons de consommation, nous n’exploiterons pas toute la poussée des réacteurs ce qui nous permettrait de rejoindre plus vite notre altitude de croisière.

• En dessous de 10 000ft, la montée est réalisée à vitesse conventionnelle constante valant 250 kt. Cette vitesse est limitée par la réglementation du trafic aérien.

• Au dessus de 10000ft, montée à vitesse conventionnelle constante de 300 kt (avec le

nombre de Mach inférieur à 0.78).

• A 10 000 ft, l’avion fait un palier accéléré jusqu’à une vitesse de montée optimale de 300 kt.

• A 29 000 ft, la montée se poursuit à un Mach constant de 0.78 jusqu’à 35 000 ft qui

est l’altitude de croisière choisie pour le TAC 25. Sachant que l'avion décolle à V2 = 81m.s-1 soit environ 157kt, il doit accélérer de sorte qu’il soit à 250kt au FL100.

Figure 70 : Climb profile at given IAS / Mach law

Il est intéressant de remarquer que la TAS ne fait qu’augmenter jusqu’au FL290 puis qu’elle décroit légèrement après alors que la montée se fait à CAS constante.

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En notant que σ

CASTAS= où σ est le ratio des masses volumiques considérées au point de

vol et au sol, on comprend ainsi pourquoi la TAS ne fait que de croitre jusqu’au FL290. Nous supposerons dans la suite des calculs que notre avion suit la même évolution de vitesse ascensionnelle que celle d’un Airbus A319. Ainsi, si nous connaissons la poussée nécessaire à chaque instant (poussée moyenne sur une plage de 1000ft), nous pourrons déterminer la consommation de carburant de notre avion à chaque instant et donc obtenir la consommation de carburant lors de la phase de montée.

Figure 71 : Evolution de la TAS du TAC 25 en fonction de l'altitude

Figure 72 : Evolution de Vz du TAC 25 en fonction de l'altitude

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VI.4.1. Détermination de la poussée nécessaire Nous supposerons que :

• l’incidence de vol est négligeable 0≈α , • nous réalisons la montée à finesse max 14max =f ,

• la consommation spécifique de notre réacteur varie linéairement en fonction de l’altitude de la valeur sNKg //107.8 6− à la valeur sNKg //1075.9 6− ,

• la masse est constante durant la montée. Sous ces hypothèses, les équations de la mécanique du vol s’écrivent :

××××−=+= CxVSTmg

VV

dt

dV

g

V

dt

dHt²

2

1)sin( ργ

CzVSdt

d

g

Vmg ××××=

+ ²

2

1)cos( ργγ

On en déduit donc :

²

)cos(2

VS

dt

d

g

Vgm

Cz××

+×××

γγ

Or connaissant la finesse, on a : f

CzCx =

On peut donc en déduire la poussée par :

CxVSVdt

dV

g

V

V

mgT ××××+

+= ²

2

1)sin( ργ

Ainsi, en connaissant la poussée nécessaire à la montée à chaque instant, nous sommes en mesure de connaître la consommation de carburant de notre avion à chaque instant (poussée et consommation moyenne sur un delta de 1000ft).

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A partir de ces calculs, nous obtenons l’évolution de poussée suivante :

Figure 73 : Evolution de la poussée du TAC 25 en fonction de l'altitude

Nous savons qu’avec l’altitude, la poussée disponible décroit. Sachant que notre moteur possède un taux de dilution 6≈λ , nous pouvons considérer que la poussée verra la même décroissance que celle du CFM56-2 (voir figure ci-dessous). Ainsi, nous vérifions bien que la poussée disponible est toujours supérieure à la poussée nécessaire à la montée.

Figure 74 : Perte de la poussée avec la vitesse et l'altitude

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Nous pouvons donc déterminer la masse de carburant consommée durant la montée à laquelle il ne faut pas oublier d’ajouter la masse de carburant due à l’accélération nécessaire pour passer de 250kt à 300kt (vitesse conventionnelle)au FL100. En effet, pour l’accélération en palier de 250kt à 300kt (vitesse conventionnelle) au FL100, on peut écrire :

CxVSdt

dVmF ××××=− ²

2

1 ρ

CzVSmg ××××= ²2

1 ρ

D’où f

g

m

F

dt

dV −=

Connaissant cette accélération, on peut facilement en déduire le temps nécessaire pour accélérer de 250kt à 300kt soit la masse de carburant consommée. En faisant varier la valeur de la charge utile embarquée à bord de l’appareil, nous trouvons logiquement que la consommation de carburant varie. Ici la variation est une fonction linéaire du fait des hypothèses prises dans les calculs.

Figure 75 : Evolution de la consommation en fonction de la payload

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VI.4.2. Synthèse des résultats Les résultats sont résumés dans le tableau ci-dessous :

100% de CU 0% de CU

Durée de montée 18,3 min 18,3 min

Vz moyen 2020 ft/min 2020 ft/min

Durée d’accélération au FL100 25s 35s

Distance parcourue pendant la montée 81,8NM 81,8NM

Consommation 1172 Kg 827 Kg Figure 76 : Tableau de synthèse de la montée

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VI.5. Croisière Une fois l’avion arrivé à son altitude de croisière, il convient de déterminer quelle va être la distance qu’il pourra y parcourir avant d’avoir consommé 90% du carburant total. Afin d’obtenir une estimation juste des performances de l’appareil et de fournir à nos clients des données précises, nous calculerons tout d’abord la distance franchissable de l’appareil suivant le pourcentage de charge utile emporté, ceci à sa vitesse maximale 0,82. Ensuite, nous évaluerons quel est le mach de croisière optimal, c'est-à-dire celui permettant d’aller le plus loin. Cette première utilisation du mach de croisière par une compagnie aérienne peut également lui permettre de franchir une distance identique en utilisant moins de carburant. Etant donné que notre choix de moteurs s’est affiné, que la surface alaire a également été modifiée et que nous disposons d’informations plus précises quant aux polaires de notre voilure, nous revérifierons dans un premier temps que l’objectif de 37000pieds est toujours valide, ainsi que la capacité de rejoindre la vitesse de mach 0.82 à cette altitude. Ensuite, nous exposerons les différentes performances et méthodes de calcul pour aboutir aux résultats mentionnés dans le paragraphe ci-dessus.

VI.5.1. Plafond de vol Au plafond de vol de l’appareil, la réglementation impose une réserve de hauteur totale de 300ft/min (environ 1,52m/s) afin de pouvoir palier à toute contrainte venant du transport aérien (accélération ou montée à un niveau de vol légèrement plus élevé). Pour vérifier la conformité de notre avion avec cette règle, on applique la formule :

[ ]Xrefft CMPsSFmg

V

dt

dHt²7,037000 −=

Comme exposé lors de la partie traitant de la montée, l’avion possède une poussée maximale de 97500kN à 11000mètres. Etant donné l’allure de la courbe montrant la variation de poussée suivant l’altitude et la vitesse de vol, il est tout à fait valable d’estimer qu’elle sera la même à 37 000 pieds = 11 300 mètres. Par ailleurs, la masse de l’appareil sera prise comme étant la plus contraignante, soit la masse en début de croisière lorsque l’on décolle à pleine charge. Le coefficient de traînée Cx est quant à lui déterminé à partir de l’équation de la polaire Cx=Cx0+k*Cz², Cz représentant le coefficient de portance nécessaire à un vol en palier à cette altitude et cette vitesse. On peut donc effectuer l’application numérique avec les paramètres suivants :

• V = 241,3m/s • Ps = 22000 Pa • M = 0.82 • Sréf = 125m²

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• F = 97500 N • g = 9.8m/s² • Cx = 0.05 • m = 84800 (masse maximale en début de croisière)

On obtient alors: dHt/dt = 10m/s Ce résultat est donc supérieur aux exigences de la réglementation, et permet de valider les modifications apportées depuis la revue de faisabilité sur cet aspect. On pourrait ainsi proposer, étant donné la réserve d’énergie, de voler plus haut. Cependant, cette possibilité n’a pas été retenue pour les raisons suivantes :

• Augmentation de la masse de l’appareil pour répondre à la différence de pression plus élevée, donc consommation plus élevée en croisière

• Augmentation de la consommation lors de la phase de montée de façon conséquente, étant donné la faible densité de l’air dans ces altitudes

• Augmentation du coût de l’appareil (plus de matières premières pour le fuselage) Ainsi, le ratio avantages/inconvénients d’un vol à une altitude plus importante ne nous apparaît pas assez bon pour retenir cette option.

VI.5.2. Atteinte du MMO Pour vérifier que notre avion est capable d’atteindre la vitesse spécifiée par le cahier des charges, il suffit de vérifier que la poussée à cette vitesse est supérieure ou égale à la traînée qu’implique un vol à ce point de mach. Ce calcul devant être fait dans le cas le plus contraignant, nous le ferons au plafond, là où la poussée est la plus faible et le Cx le plus important. A cette altitude et cette vitesse, la voilure doit fournir un Cz de 0.63 . Après relevé sur la courbe de la polaire, on en déduit un Cx égal à 0.047 La traînée vaut donc Fx = 0.7 * Ps * S * M² * Cx = 65 000 N Ainsi, la traînée est inférieure de 33% à la poussée disponible, ce qui prouve que notre avion pourra atteindre la vitesse maximale à haute altitude définie par le cahier des charges. Ceci permettra également de limiter la consommation. On pourrait s’interroger sur la validité d’un choix de moteur fournissant une poussée plus élevée que nécessaire en haute altitude, mais il convient de garder à l’esprit que le paramètre dimensionnant est le décollage sur des pistes courtes.

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VI.5.3. Distance franchissable de l’appareil à MMO Pour convaincre les compagnies aériennes d’acheter notre avion, il faut leur montrer que notre avion est capable de franchir une distance importante à pleine charge, au moins équivalente à d’autres avions de la même catégorie. De plus, la compagnie aérienne n’est pas obligée de faire partir l’avion à sa masse maximale, si elle souhaite aller plus loin ou tout simplement effectuer un vol de convoyage. C’est pourquoi nous nous proposons de faire le calcul de la distance franchissable en fonction du pourcentage de la charge utile maximale embarqué. Etant donné la consommation de l’appareil faible lors du décollage (en pourcentage par rapport au volume total de carburant de 16T), nous considérerons cette dernière comme constante quelque soit la masse au décollage et égale à 88kg. Les calculs de montée ont été faits en respectant cette hypothèse et suivant la charge utile. Nous démarrons donc notre croisière à la masse calculée en fin de montée. La formule générale nous donnant la distance franchissable est celle de Bréguet :

1ln( )

* 0

fV mdis

Cs g m

−=

Dans cette équation, on a les paramètres suivants :

• f : finesse moyenne au cours du trajet. • m1 : masse en fin de croisière. • m0 : masse en début de croisière. • V : vitesse de vol.

Certains éléments sont déjà connus : la vitesse V, calculée à partir du mach de vol et de l’altitude : 241,3m/s. La Consommation spécifique Cs est prise comme étant celle à 11 000 mètres et à poussée maximale : 0.344 lb/h.Lbf, soit 9.75 10-6 kg/N.s La masse en début de croisière est connue suite aux calculs de montée, et la masse en fin de croisière est choisie comme celle avec 10% de carburant restant, valeur typique nécessitée par des problèmes réglementaires de réserves de sécurité. Enfin, la finesse moyenne est déterminée à partir de la masse moyenne lors de la croisière et de la polaire.

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% C.U Masse début croisière Masse fin croisière Finesse moyenne Distance franchissable (NM)

0% 59 071 45 600 13,5 4 776 10% 61 543 48 100 13,8 4 667 20% 64 016 50 600 14,2 4 560 30% 66 488 53 100 14,5 4 452 40% 68 961 55 600 14,8 4 346 50% 71 433 58 100 15,0 4 241 60% 73 906 60 600 15,2 4 137 70% 76 378 63 100 15,4 4 034 80% 78 851 65 600 15,6 3 933 90% 81 323 68 100 15,8 3 833 100% 83 796 70 600 15,9 3 735

Figure 77 : Tableau récapitulatif de la croisière On obtient donc, pour un vol effectué à la vitesse maximale de l’appareil, les distances franchissables suivantes :

Distance Franchissable en fonction de la charge utile

0

1000

2000

3000

4000

5000

6000

0% 10% 20% 30% 40% 50% 60% 70% 80% 90% 100%Pourcentage Charge utile

Dis

tanc

e fr

anch

issa

ble

(NM

)

Figure 78 : Distance franchissable en fonction de la payload

On remarque ainsi que notre avion a une distance franchissable particulièrement élevée, s’élevant à 4800NM pour un vol de convoyage et 3700NM à pleine charge. Cette distance franchissable lui permet ainsi de se positionner sur des marchés transcontinentaux ou intercontinentaux particulièrement intéressants.

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VI.5.4. Mach de croisière optimal Pouvoir voler vite et en toute sécurité est un avantage certain de notre appareil. Cependant, dans un contexte international de plus en plus marqué par le problème du prix du carburant, les compagnies aériennes de fret cherchent de plus en plus à diminuer leurs coûts d’exploitation. Bien entendu, le kérosène y est en première ligne, et la seule solution pour consommer moins de kérosène est de voler moins vite. C’est pourquoi nous nous proposons ici d’évaluer le mach de croisière auquel notre avion pourra rejoindre la plus grande distance possible, c'est-à-dire celui où il consommera le moins. Pour valider ce calcul, nous l’effectuons à pleine charge, il sera le même quelque soit la charge utile emportée. La formule utilisée est la même que précédemment, la masse en fin de croisière est égale à 70600kg, et la masse de début de croisière vaut 83796kg. On garde une consommation spécifique de 9.75 10-6 kg/N.s. La vitesse est obtenue à partir de la formule triviale V=a*M, avec a la vitesse du son à 37000pieds, soit 295,5m/s. Pour déterminer un mach de croisière optimale permettant tout de même à l’avion de faire sa croisière dans un temps correct, les calculs seront menés de M 0.70 à M 0.82 Il convient alors de réappliquer la logique de raisonnement énoncée précédemment pour chaque mach de vol. Les résultats obtenus sont les suivants.

DF (mach)

3650

3700

3750

3800

3850

3900

0,7 0,71 0,72 0,73 0,74 0,75 0,76 0,77 0,78 0,79 0,8 0,81 0,82

DF (mach)

Figure 79 : Distance franchissable en fonction du Mach

Ainsi, le Mach de croisière économique de l’appareil est de M 0.72

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VI.6. Descente Les hypothèses sont les mêmes que celles prises lors de l’étude la montée et la méthode de calcul est la même. Ainsi, les résultats sont les suivants :

100% de CU 0% de CU

Durée de descente 16,9min 16,9min

Vz moyen -2188ft/min -2188ft/min

Distance parcourue pendant la descente 105,6NM 105,6NM

Consommation 90 kg 58 kg Figure 80 : Tableau récapitulatif de la descente

Ces résultats nous indiquent que, dans le cas où l’on réalise notre descente en ayant à bord 100% de la charge utile (25 tonnes), il nous resterait environ 1400kg de carburant.

Figure 81 : Consommation en fonction de la payload

Cette quantité semble largement suffisante pour permettre à l’avion d’atterrir à la condition que celui-ci atterrisse directement. En effet, la densité du trafic aérien oblige les contrôleurs à demander aux pilotes de se placer en circuit d’attente en attendant qu’un « slot » se libère. Cette manœuvre, réalisée à environ 180kt peut durer jusqu’à 30min. Outre cela, il faut également penser que le pilote doit pouvoir redécoller (remise des gaz) dans le cas où il aurait raté son atterrissage. Il faut donc s’assurer que la masse de carburant restante soit suffisante pour permettre de rester en circuit d’attente et de pouvoir redécoller en cas de nécessité. Pour ce faire, nous allons déterminer la masse de carburant consommée due à la sustentation de l’appareil à 180kt pendant 29 min et nous considérerons une poussée maximale pendant 1 min (durée équivalent à deux décollages départ arrêté).

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Pour se maintenir à 180kt, l’avion nécessite une poussée de 15KN soit environ 4% de la poussée disponible. Dans notre calcul, nous supposerons une poussée valant 20% de la poussée disponible (78KN). Ainsi tous calculs faits, on trouve que la masse de carburant consommée est de 1385Kg ce qui est inférieur aux 1400Kg restant.

VI.7. Atterrissage de l’avion Dernière étape du vol de l’avion, l’atterrissage se décompose en deux phases : la descente de 50ft jusqu’au niveau du sol, puis le freinage après le toucher. Ceci est particulièrement bien expliqué sur le schéma ci-dessous.

Figure 82 : Schéma de la piste d'atterrissage

Le prolongement d’arrêt est une extension de la piste présente en cas de problèmes de freinage à l’atterrissage ou autre évènement catastrophique lors du vol. Il n’est par contre pas prévu pour palier à une défaillance de l’inversion de poussée, cet élément n’intervenant pas lors des calculs de certification, comme pour le freinage lors du calcul de la distance d’accélération arrêt. Pour calculer la longueur d’atterrissage, on considérera une descente avec une pente de 5% à la vitesse V2, soit une Vz d’environ 740ft/min, et un freinage avec une décélération constante de 0.35g (-3,43m/s²), ce qui correspond à un système de freinage de bonne puissance. En partant du principe fondamental de la dynamique, on établit facilement :

• le temps de freinage Tf = - V2 / Décélération. • la longueur de freinage Lf = 0.5 * Tf² * Décélération + V2 * Tf.

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Pour rendre compte de la capacité d’atterrissage de notre avion, nous effectuerons ces calculs entre ZFW+5%du carburant (70000kg environ) et la MLW (72250kg). Les résultats obtenus sont les suivants :

Distance d'atterrissage

1075

1080

1085

1090

1095

1100

1105

1110

1115

1120

1125

70000 70250 70500 70750 71000 71250 71500 71750 72000 72250

Masse à l'atterrissage (kg)

Dis

tanc

e d'

atte

rris

sage

(m

)

Distance d'atterrissage

Figure 83 : Distance d'atterrissage

On constate donc que la distance d’atterrissage s’établit entre 1090 et 1120 mètres, suivant la masse à l’atterrissage de l’avion. Cette faible différence est principalement due aux bonnes performances aérodynamiques de l’avion, qui nous permettent de décoller court mais également d’atterrir à une faible vitesse. La force de notre système de freinage y a également une influence certaine (la diminution de la décélération à 0,3g augmente de 120mètres la longueur de freinage). Ces performances permettront à notre avion de maintenir ses capacités d’atterrissage sur piste courte dans de moins bonnes conditions qu’en atmosphère standard : on peut penser plus particulièrement aux atterrissages sur des aéroports tels que celui de Mexico ou dans des pays d’Afrique ou d’Amérique du Sud, où les températures élevées se combinent à un aéroport placé en altitude, où l’air porte moins. Des calculs plus détaillés seront fournis dans le cadre de la définition entière des performances de l’avion, notamment en vue de leur fourniture aux compagnies aériennes pour l’exploitation, dans la revue de définition.

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VII. Industrialisation et production

VII.1. Etude Make or Buy

VII.1.1. Rappel de l’étude Make or Buy Suite à l’étude make or buy, nous avons décidé de fabriquer l’empennage, la dérive et le nez de l’avion. Nous avons également choisi de se définir en tant qu’avionneur, donc de faire nous même l’assemblage des différentes parties de l’avion, les peintures ainsi que les finitions. Nous ferons appel à des sous traitants ou des fournisseurs pour le reste de la structure, la motorisation, les commandes de vol, IHM, l’avionique et les servitudes à bord.

VII.1.2. Affinage de l’étude Make or Buy Dans cette partie, nous allons détailler notre étude Make or Buy effectuée dans la revue de faisabilité. Nous allons continuer à analyser et décider de faire, de sous traiter ou d’acheter les différents ensembles et sous-ensembles principaux de notre avion. Ensuite nous établirons une matrice de décision pour valider notre choix.

Nous avons décidé de nous situer en tant qu’avionneur, c'est-à-dire de réaliser l’assemblage de l’avion ainsi que l’aménagement de la cabine et de la soute. Cela nous permet de mieux répondre aux demandes des clients et d’envisager de faire des avions « à la carte ». Nous avons décidé d’acheter les parties de l’avion qui demanderaient un investissement financier et technique considérable. En effet, acheter ou sous-traiter nous permet d’économiser les achats d’équipements nécessaires ainsi que le personnel à embaucher et à former. De plus, ne nous disposons pas de connaissances techniques spécifiques face à des fournisseurs expérimentés dans le domaine aéronautique. Choisir des fournisseurs reconnus nous assure des produits de grande qualité et une image de marque. D’après cette réflexion, nous avons établi une liste plus détaillée que celle présenté dans la revue de faisabilité : Voici ce que nous allons faire :

• Aménagement de la soute • Aménagement du cockpit • Assemblage de la structure • Maintenance • Peinture et finition • Structure de l’avion : empennage, dérive, nez • Traitement de surface et thermique

Voici ce que nous allons sous-traiter ou acheter :

• Aménagement intérieur o Eclairages pour le cockpit et la soute o Sanitaire o Sièges, rangements o Systèmes de sécurité : gilet de sauvetage, masque à oxygène, PBE,

toboggans…

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• Avionique o Equipement à contrôle numérique o Pilotage et contrôle du vol o Radar météo o Radio communication o Servocommandes o Système de guidage o Système et commande freinage

• Commandes de vol

o Servocommandes et actionneurs o Système électrique o Système hydraulique o Système mécanique

• Matière première

• Motorisation

o APU o Moteurs o Nacelle o Systèmes hydraulique et électrique o Système carburant

• Servitudes à bord

o Circuit électrique o Circuit carburant o Circuit air conditionné

• Structure

o Ailes o Becs et volets o Fuselage o Hublots, pare brise o Portes

• Système Air/Eau

• Train d’atterrissage

o Train d’atterrissage o Boite d’accrochage o Trappe

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VII.1.3. Matrice de décision Nous avons établi une grille de comparaison et de critères pour valider nos choix de notre étude Make or Buy. La matrice de compatibilité se présente sous la forme d'un tableau à double entrée qui facilite la prise de décision, il permet d'établir des priorités quant aux actions à mener. Selon différents critères, nous avons déterminé si nous allions :

• concevoir et fabriquer les sous ensembles en interne, • les concevoir en interne et sous traiter la fabrication, • les acheter auprès de fournisseurs.

Pour chacun des critères, nous avons attribués une note allant de 1 à 5. La note 5 représente la meilleure note vis-à-vis de la conception et de la fabrication en interne. Ensuite nous avons attribué une pondération pour chaque critère par un coefficient compris entre 1 et 5. Le critère le plus déterminant est associé au coefficient le plus élevé. Voici les critères que nous avons sélectionnés pour établir notre matrice de décision :

• Approvisionnement (coefficient 2) : Ce critère représente la facilité d’approvisionner les différentes parties de notre avion d’un point de vue logistique. Nous avons tenu compte des fournisseurs disponibles en Amérique du nord, mais aussi de l’encombrement des pièces à acheminer à l’usine. Plus un élément est difficile à livrer à l’usine, plus sa note sera faible. En effet, cela demande des frais logistiques supplémentaires.

• Savoir-faire (coefficient 3) : Le savoir faire exprime nos connaissances dans la

conception et la fabrication d’un ensemble. Plus un ensemble nécessite un savoir-faire élevé, plus sa note est faible car cela demande une main d’œuvre très qualifiée.

• Coût de développement (coefficient 3) : Ce critère représente tous les coûts

engendrés pour concevoir les différentes parties de l’avion. Plus un ensemble est onéreux à concevoir, plus sa note est faible. Nous sommes dans une politique de réduction des coûts.

• Coût de production (coefficient 4) : Ce critère représente les investissements

financiers de production pour fabriquer la partie de notre avion. Plus une partie est chère à produire, plus sa note est faible. Comme pour le critère de coût de développement, nous sommes dans une politique de réduction des coûts.

• La spécificité (coefficient 4) : Selon la spécificité de la partie de l’avion, nous avons

choisi de la fabriquer, de la sous traiter ou de l’acheter. Plus un ensemble est spécifique, plus sa note est faible. En effet, un ensemble très spécifique demande trop d’investissement technologique et financier pour être conçu et fabriquer dans notre usine.

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Voici la matrice de décision pour valider notre étude Make or Buy :

2 3 3 4 4

Dés

igna

tion

App

rovi

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nem

ent

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oir-

fair

e

Coû

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Tot

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Con

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tern

e

Fab

ricat

ion

en In

tern

e

Just

ifica

tion

Aménagement de la soute

3 3 3 4 3 52 X X Spécificité de notre avion et dans notre domaine de compétence

Aménagement du cockpit

3 3 2 4 3 49 X X Spécificité de notre avion et dans notre domaine de compétence

APU 3 2 3 2 2 37 Très spécifique, maîtrise de la technologie, présence de spécialistes

Assemblage de la structure

2 4 2 3 4 50 X X Spécificité de notre avion et dans notre domaine de compétence

Avionique 4 1 2 1 1 25 Très spécifique, maîtrise de la technologie, présence de spécialistes

Commandes de vol 3 2 4 3 3 48 Spécifique, présence de nombreux spécialistes

Eclairages 4 3 3 3 4 54 Spécifique, présence de nombreux spécialistes

Maintenance 5 2 5 2 2 47 X X Nécessaire pour garantir la qualité de notre produit

Matière première 3 2 4 3 2 44 Spécifique, présence de nombreux spécialistes

Moteurs 3 1 2 1 1 23 Très spécifique, maîtrise de la technologie, présence de spécialistes

Peinture et finition 5 3 4 4 3 59 X X Nécessaire pour garantir la qualité de notre produit

Servitudes à bord 3 2 3 3 3 45 Spécifique, présence de nombreux spécialistes

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Ailes 1 2 2 2 1 26 X Spécifique, investissement financier et technologique lourd

Becs et volets 4 2 2 2 2 36 X Spécifique, investissement financier et technologique lourd

Empennage et dérive 3 3 3 3 1 40 X X Spécificité de notre avion et dans notre domaine de compétence

Fuselage 1 2 2 2 1 26 X Spécifique, investissement financier et technologique lourd

Hublots, pare brise 2 3 3 3 3 46 Spécifique, présence de nombreux spécialistes

Nez 3 3 3 3 1 40 X X Spécificité de notre avion et dans notre domaine de compétence

Portes 3 3 3 3 2 44 Spécifique, présence de nombreux spécialistes

Système Air/Eau 3 3 3 3 3 48 Spécifique, présence de nombreux spécialistes

Systèmes de sécurité 4 2 3 2 3 43 Spécifique, présence de nombreux spécialistes

Train d’atterrissage 3 2 2 2 1 30 Spécifique, présence de nombreux spécialistes

Traitement de surface et thermique

4 3 4 4 3 57 X X Nécessaire pour garantir la qualité de notre produit

Figure 84 : Matrice décisionnelle du Make or Buy Les résultats obtenus à l'aide de la matrice de décision confirment nos études initiales. Dès la première approche, nous pensions nous situer en tant qu’avionneur principalement. Après avoir analysé tous les résultats présentés dans la matrice et en considérant que l'aspect le plus important de notre choix qui est la spécificité de la partie de notre avion, nous confirmons le résultat de l’étude Make or Buy énoncé dans la section 1.2.

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VII.2. Production

VII.2.1. Processus de production D’après l’étude Make or Buy présentée dans le chapitre précédent, nous avons établi le processus de production suivant :

Figure 85 : Processus de production de l'EcoCargo

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VII.2.2. Aménagement usine L’aménagement du site a été fait dans un souci d’optimisation de la fabrication des appareils et de réduction maximale de l’ensemble des coûts (superficie usine, logistique, etc.). Pour cela, l’agencement des différents ateliers a été effectué en suivant l’ordre chronologique d’assemblage de l’avion. Cette partie présentera tout d’abord une vue globale du site avec la localisation des différents bâtiments, puis une description précise des bâtiments principaux et du mode d’assemblage de l’avion.

Figure 86 : Vue globale du site

Le site possède une superficie totale d’environ 45 ha, ce qui est supérieur à ce qui avait été annoncé dans la revue de faisabilité. Ceci est dû principalement au fait qu’au niveau de la phase de faisabilité, de nombreuses données manquaient pour établir la superficie correcte pour notre site. Le site est constitué de trois bâtiments :

• Bâtiment A (de dimensions d’environ 60 m par 80 m) : bâtiment administratif, dans lequel on trouve la R&D, le marketing, la finance, la direction mais également le restaurant d’entreprise

• Bâtiment B (de dimensions d’environ 300 m par 110 m) : bâtiment principal dans lequel sont fabriqués et assemblés les appareils

• Bâtiment C (de dimension d’environ 100 m par 60 m) : bâtiment servant aux essais sur les prototypes

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D’autre part, différents points ont été pensés lors la conception du site :

• Trois parkings ont été placés sur le site, dont deux réservés aux employés de la compagnie T.A.C., un pour le bâtiment A et un pour le B. Un troisième parking a été placé proche du bâtiment A (bâtiment administratif) pour l’accueil des visiteurs.

• Un restaurant d’entreprise a été placé à l’arrière du bâtiment A, dos à l’usine, permettant à l’ensemble des employés de se restaurer dans un cadre privilégié

• Le bâtiment A a volontairement été séparé de l’ensemble du complexe afin de minimiser les gênes occasionnés par la chaîne d’assemblage (bruits, odeurs, etc.)

• Les zones de livraisons sont placés tout autour du bâtiment B afin de facilité l’arrivage et le stockage des différents composants

Voici des vues du site permettant de distinguer la localisation des différents bâtiments : Vue global du site (bâtiment A, B et C) :

Figure 87 : Vue global du site (bâtiment A, B et C)

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Vue du bâtiment A :

Figure 88 : Vue du bâtiment A

Vue du batiment B :

Figure 89 ; Vue du bâtiment B

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Description du bâtiment A Le bâtiment A, réunissant tout ce qui concerne l’administration, la conception ainsi que la recherche, est composé des zones présentées sur la figure ci-dessous (pour un souci de clarté, le deuxième étage du bâtiment a été soulevé afin de distinguer toutes les parties du rez-de-chaussée) :

Figure 90 : Plan du bâtiment A

Description du bâtiment B Le bâtiment B, réunissant les ateliers de fabrication et d’assemblage, est composé des zones présentées sur la figure ci-dessous :

Figure 91 : Plan du bâtiment B

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Le processus d’assemblage de l’avion a donc été conçu comme suit : I. Réception des tronçons centraux et secondaires dans la zone de livraison conçue à cet

effet.

II. Assemblage des différentes parties du tronçon pour obtenir le fuselage complet.

III. Assemblage du nez et de la queue de l’appareil ; les ateliers de conception de ces deux parties de l’appareil ont volontairement été placé aux deux extrémités du tronçon central afin de faciliter la logistique et de réduire au maximum le déplacement des pièces.

IV. Assemblage des trains d’atterrissage; les étapes suivantes ont donc été placées de telle sorte que l’avion puisse avancer en ligne droite.

V. Assemblage des ailes puis des nacelles et moteurs des zones de livraisons ont été placées de chaque côté de l’appareil afin de simplifier l’assemblage des parties gauches et droites de l’appareil.

VI. Aménagement de la soute et du cockpit.

VII. Installation avionique, feux, derniers branchements…

VIII. Finition (traitement de surface, peinture, etc.).

IX. Appareil prêt à la livraison (stockage éventuel sur le tarmac extérieur) ou réservé aux

essais (bâtiment C).

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VII.3. Implantation de l’usine

VII.3.1. Rappel de l’étude D’après l’étude de l’implantation de l’usine présentée dans la revue de faisabilité, nous avons retenu l’Amérique du Nord. En effet, le Canada et les Etats-Unis réunissent à eux deux, deux des trois grands pôles aéronautiques mondiaux. De plus, le marché de l’Amérique du Nord est bien plus intéressant et porteur que l’Europe, l’Asie, ou l’Océanie.

VII.3.2. Localisation des fournisseurs Pour chaque élément défini dans le Make or Buy, nous avons listé les différents fournisseurs existants. Pour chacun des fournisseurs, nous avons répertorié leur localisation à travers le monde. Nous avons sélectionné les fournisseurs implantés dans des pays proche de l’Amérique du Nord.

Equipement Equipementiers Pays

Pacific Scientific USA, Vietnam et Italie Eaton USA… Precilec (Zodiac) France, Singapour et Chine

Actionneurs et servocommandes

SKF Aerospace France, Chine, Allemagne, UK

Vought aircraft industries USA... Ailes

Spirit aerosystems USA, UK Microturbo France, Australie

Hamilton Sundertland

Honeywell USA, France, Inde Pratt et Whitney Canada

APU

Pacific Scientific USA, Vietnam et Italie Goodrich UK, Inde, Chine, France, USA

Rockwell Collins UK, Inde, Chine, France, USA

Thales France, Chine et Singapour Avionique

Honeywell USA, France, Inde SONACA Belgique, USA, Canada Stork-Fokker France, Chine, Singapour

SKF Aerospace France, Chine, Allemagne, UK Becs et volets

Goodrich Actuator Systems

Boites noires Enertec

Labinal France… Câblages

Tyco electronics

Goodrich UK, Inde, Chine, France, USA

Dassault Equipement France

Commande de vol

SKF Aerospace France, Chine, Allemagne, UK

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Sagem (Safran)

Air precision

Nec aero

Goodrich USA Eclairage de l’avion

ECE (Zodiac) France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis

Thales

Sagem (Safran) Electronique

Sodilec Equipement à contrôle

numérique Sodilec

Gilets de sauvetage Zodiac France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis

Zodiac France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis Masques pilote/passagers B/E USA, UK

Zodiac France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis Extincteur

Draeger USA, UK Latecoere

Vought aircraft industries USA Fuselage

Spirit aerosystems USA, UK

Hublots, pare brise St Gobain

General Electric France et USA

Pratt & Whitney USA... Rolls Royce UK, Inde, Chine

Moteur

Snecma France, Inde

Nacelle du moteur Aircelle France, Maroc, UK

Thales Planche de bord

Zodiac France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis

Portes Latecoere

Zodiac France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis

Draeger USA, UK

Air liquide France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis (distribué par Zodiac)

PBE (masque antifumée)

B/E USA, UK Rockwell Collins

Sagem Radio communication

et navigation Thales

Radar météo Luntech

Sièges Zodiac France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis

Servocommandes Goodrich Actuator Systems

Goodrich Actuator Systems Système carburant

Industria France, Inde, Brésil, Israël

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Intertechnique (Zodiac) France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis

Sofrance

Thales Système de guidage

Sagem Système et commande

de freinage Messier Bugatti

Messier Bugatti France,Singapour et USA Freins et pneumatiques ABSC France, USA, Australie, Hong Kong

Messier-Dowty France, UK, Singapour, Chine Trains d'atterrissage

Liebherr France, Singapour et Chine

Intertechnique (Zodiac) France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis

Eaton USA… Messier Bugatti

Hispano Suiza

Industria France, Inde, Brésil, Israël

Le Bozec France, Allemagne, Canada, Inde, USA

Système hydraulique

Parker France, Inde, USA, Chine

Liebherr France, Singapour et Chine

Le Bozec France, Allemagne, Canada, Inde, USA, Chine

Intertechnique (Zodiac) France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis

B/E USA, UK Système air/eau

Honeywell USA, France, Inde ELTA France

SONACA Belgique, USA, Canada Système de dégivrage

Goodrich UK, Inde, Chine, France, USA

Toboggan Zodiac France, Chine, USA, Emirats Arabes Unis Figure 92 : Liste des équipementiers et leur localisation

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VII.3.3. Implantation de notre structure

Voici plusieurs possibilités de sites d’implantation en Amérique du Nord. Ces trois sites ont été choisis notamment pour leur proximité avec les équipementiers et les usines des sous traitants les plus importants, notamment pour la production du fuselage et des ailes.

• Premier site : Seattle Airport (Washington)

Figure 93 : Situation géographique de Seattle - Nord Ouest des Etats-Unis

Emplacements usine Vought et aéroport :

Site de production de Vought

Site possible de production du TAC 25 (Aéroport)

Axe routier majeur reliant les deux sites

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Vue de Seattle :

Situation Aéroport :

Port de Seattle (capable de réceptionner les différentes parties de notre avion)

Aéroport

Zones exploitables pour le site de production (espace suffisant)

Axe routier majeur reliant le port à l’aéroport

Terminal international

Axe routier majeur reliant le port à l’aéroport

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Avantages Inconvénients

Situé proche d'un grand port commercial: facilité de réception et de transport des

différents composants de l'appareil

Transport routier ou ferroviaire nécessaire entre l'usine de production "fuselage et

ailes" et l'usine d'assemblage Proche géographiquement de nombreux

équipementiers Peu de place disponible pour d’éventuels

agrandissements Présence de main d'œuvre qualifiée

(site aéronautique important) Site éloigné du motoriste

• Second site : Wichita Airport (Kansas)

Figure 94 : Situation géographique de Wichita - centre des Etats-Unis

Avantages Inconvénients

En contact direct avec l'usine de production du fuselage et des ailes

En plein centre des Etats-Unis: aucun port commercial à proximité : réception des

différents composants par transport routier, ferroviaire, ou aérien-coûteux. Pas de

possibilité de transport maritime

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Vue de l’aéroport :

Usine de fabrication Spirit Aerosystems

Zones exploitables pour le site de production (espace suffisant)

Zones exploitables pour le site de production (espace suffisant)

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• Troisième site : Aéroport de Mirabel (Québec)

Figure 95 : Situation géographique de Mirabel - Sud Est du Canada

Vue de Montréal (zone aéronautique) :

Port de Montréal (capable de réceptionner les différentes parties de notre avion)

Aéroport de Laval et usine Bombardier (ailes et fuselage)

Site possible de production du TAC 25 (Aéroport de Mirabel)

Axe routier majeur entre les aéroports et le port commercial

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Vue de l’Aéroport :

Avantages Inconvénients Situé proche d'un grand port commercial: facilité de réception et de transport des

différents composants de l'appareil

Transport routier nécessaire entre l'usine de production "fuselage et

ailes" et l'usine d'assemblage Proche géographiquement de nombreux

équipementiers et principaux sous traitants

Espace libre très important

En étudiant les avantages et inconvénients des trois sites, avons choisi le troisième site. Mirabel, dans la province du Québec au Canada. En effet, nous avons privilégié les critères suivants :

• Equipementiers proche de l’usine,

• Espace disponible sur le site,

• Possibilité de transport aérien, ferroviaire, routier et maritime

Le site de Mirabel correspond tout à fait à ses critères.

Zones importantes, exploitables pour l’implantation de l’usine de fabrication

Sites de maintenance et équipementiers

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VII.3.4. Justification de l’implantation de l’usine

La région de Montréal est reconnue pour son expertise dans le secteur de l'aérospatiale, et particulièrement dans la fabrication, la révision et la réparation de moteurs d'avions. En 2005, les exportations du Québec (dont 90 % proviennent du Grand Montréal) se sont élevées à 10 G$ CA. « La région de Montréal est l'un des rares endroits au monde où la quasi-totalité des composants d'un avion est accessible dans un rayon de 30 km » d’après l’organisme « Montréal International ».

VII.3.4.1 La formation La formation aéronautique est offerte dans les grandes universités, de même que dans plusieurs écoles et instituts, dont l'École des métiers de l'aérospatiale de Montréal (ÉMAM) et l'École nationale d'aérotechnique (ÉNA). De plus les grandes écoles d’ingénieur comme Concordia, polytechnique Montréal, ETS (Ecole Technique Supérieure) ou encore McGill propose une filière aéronautique très spécialisée. De nouveaux programmes d'études sont régulièrement créés pour répondre aux besoins de l'industrie, comme la maîtrise en génie aérospatial, offerte conjointement par cinq universités québécoises. En 2005, plus de 6 000 nouveaux étudiants entreprenaient une formation dans les programmes liés à l'aérospatiale. Ceci permet d’avoir une importante main d’œuvre qualifiée et compétente sur place.

VII.3.4.2 Organisations

Trois grandes organisations internationales du secteur de l’aérospatiale sont installées à Montréal : l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), l'Association du transport aérien international (IATA) et la Société internationale de télécommunications aéronautiques (SITA).

L'industrie aérospatiale montréalaise compte plus de 10 centres de recherche publics et parapublics, dont :

• L'Agence spatiale canadienne, chargée de la coordination de tous les éléments du programme spatial canadien

• Le Centre des technologies de fabrication de pointe en aérospatiale, dont les activités visent à améliorer les technologies et les méthodes de fabrication de l'industrie canadienne

• Le Consortium de recherche et d'innovation en aérospatiale au Québec (CRIAQ), qui regroupe les leaders de l'industrie, les écoles d'ingénierie et les facultés affiliées aux universités québécoises pour soutenir et réaliser conjointement des projets de recherche aérospatiale précompétitive.

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VII.3.4.3 Les assembleurs Sonaca NMF Canada est un leader de l’industrie aéronautique mondiale dans l’usinage, le formage et l’assemblage de panneaux d’ailes de grandes dimensions. Cette entreprise est située dans la ville de Mirabel. Ses clients sont les principaux manufacturiers d’avions régionaux et d’affaires au monde: Bombardier, Embraer, MHI ou AI. Sonaca NMF Canada fait partie du groupe SONACA S.A., une entreprise de construction aérospatiale située dans le Sud de la Belgique, la société est située au Brésil, au Canada et aux Etats-Unis. Cette entreprise est reconnue dans le traitement de grands panneaux d’ailes usinés en répondant aux besoins de nos clients et en adaptant les plus récentes technologies pour se faire. Voici les principalement structures aéronautiques construites sur le site de Mirabel:

• Panneaux d’ailes • Panneaux d’empennage • Composants d’ailes • Longerons • Cadres de fuselage • Ferrures • Nervures • Train d’atterrissage

Mecachrome est spécialisé dans la conception, l’ingénierie, la fabrication et l’assemblage de composants complexes de haute précision destinés à des applications aéronautiques et automobiles, y compris des composants d’aérostructures. Dans l’usine de Mirabel, Mecachrome fabrique des ensembles de fuselage structurel, des pièces de structures et des pièces de voilure

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Bombardier Aéronautique est le troisième plus grand fabricant d'avions commerciaux au monde et premier pour les avions de transport régional à réaction. L’entreprise est située à Saint-Laurent, Dorval et Mirabel. L’activité principale de Bombardier est de concevoir et fabriquer des avions, de systèmes et de composants pour les avionneurs.

Ses principaux produits sont: Regional Jet de Canadair, Challenger, Global Express

• Commentaires :

o 1er fournisseur d’avions régionaux à réaction et à turbopropulsion à 20-90 places; o 3e constructeur mondial d’avions civils, après Boeing et Airbus; o Carnet de commandes de 18,7 MM$ en date du 31 janvier 2003 pour Bombardier o Aéronautique mondiale; o En avril 2003, Bombardier Aéronautique a conclu un contrat avec US Airways dont

la valeur potentielle s’élève à 10,4 MM$; o Certification d’un nouvel avion chaque année, de 1992 à 2003, dont le CRJ9 qui a

été mis en service au début de 2003; o Bombardier sortira sur le marché quatre nouveaux avions au cours des 20 prochains

mois : le Lear 45 XR, le Challenger 300, le Lear 40 et le Global 5000. Bombardier possède les capacités techniques et industrielles pour réaliser les sous ensembles nécessaires à notre avion. Nous contacterons Bombardier pour établir un partenariat concernant la construction du fuselage et des ailes. Conclusion : Le choix du fournisseur n’est pas défini, une étude plus approfondie permettra de sélectionner la ou les meilleures entreprises. Si plusieurs entreprises conviennent, nous lancerons un appel d’offre.

VII.3.4.4 La fabrication, la révision et la réparation de moteurs

Pratt & Whitney : chef de file mondial parmi les motorisés équipant les avions d'affaires, les appareils de l'aviation générale, les avions de transport régional et les hélicoptères. Le site de production du moteur sélectionné se situe à Hartford : 570km de Mirabel (contre 4704km de Seattle ou encore 2523km de Wichita).

Mais un avantage non négligeable est que Pratt & Whitney possède un site à moins de 30km de Mirabel avec les caractéristiques suivantes :

• Établissements : Longueuil et Saint-Hubert (Région Montréalaise) • Activités : conception, développement, fabrication, mise en marché et soutien technique de turbosoufflantes, turbopropulseurs et de turbomoteurs pour répondre aux besoins des marchés suivants : transport régional, aviation d'affaires, hélicoptères, aviation utilitaire, groupes auxiliaires de puissance et applications industrielles • Produits principaux : turbopropulseurs et turbomoteurs (PT6), turbopropulseurs (PW100, PW150A), turbomoteurs (PW200), turbosoufflantes (PW300, PW500, PW800, JT15D) et groupes auxiliaires de puissance (PW900)

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• Commentaires :

o Mandat mondial pour les turbosoufflantes, turbopropulseurs et turbomoteurs de petite puissance;

o 823 compagnies aériennes et 7 969 exploitants répartis dans 183 pays utilisent les moteurs de Pratt & Whitney Canada; au total, 53 031 moteurs ont été livrés;

o 40 nouveaux moteurs de Pratt & Whitney Canada ont été certifiés au cours des huit dernières années et 20 moteurs d’aéronefs sont présentement en développement;

o Pratt & Whitney Canada a obtenu la certification ISO 14001, le standard international pour la gestion environnementale.

Conclusion : Pratt & Whitney est le fournisseur du moteur choisi pour propulser le TAC, avec un site de production à moins de 600km et surtout des installations lourdes à moins de 30km de Mirabel. Il est fortement envisageable qu’il puisse mettre à jour ce site canadien pour faire face à nos besoins.

VII.3.4.5 L'avionique

CAE : principal fournisseur mondial de simulateurs de vols commerciaux (plus de 85 % du commerce mondial).

CMC Électronique : un des plus grands spécialistes des télécommunications aéronautiques au monde.

Conclusion : Le choix du fournisseur n’est pas fixé, une étude plus supplémentaire permettra de sélectionner la ou les meilleures entreprises. Nous pourrons mettre en concurrence différentes entreprises pour avoir le meilleur produit au meilleur prix.

VII.3.4.6 Les trains d'atterrissage

Héroux-Devtek : entreprise spécialisée dans la conception, le développement, la fabrication et le service complet d'entretien et de réparation de produits aérospatiaux et industriels. Ces produits comportent des trains d'atterrissage, des systèmes de production d'électricité, des composantes structurelles pour les secteurs aéronautique et spatial.

Messier-Dowty : entreprise de conception, de développement, de fabrication et de support des systèmes d'atterrissage. Son usine de Montréal assure la fabrication des atterrisseurs de gros porteurs à bogie à quatre ou six roues, en particulier le train principal des Airbus A330/A340.

Conclusion : Le choix du fournisseur n’est pas fixé, comme pour l’avionique nous pourrons mettre en concurrence différentes entreprises.

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VII.3.4.7 Autres équipementiers Une liste exhaustive de tous les équipementiers est disponible en annexe (« site Montréal »). Les principaux acteurs du site de Montréal sont : Maîtres d’œuvre et centres de réparation et révision majeurs

Equipementiers Fabricants de produits spéciaux et sous traitants

Bombardier Aéronautique Pratt & Whitney Canada CAE Air Canada (Centre technique) Rolls-Royce Canada Bell Helicopter Textron Air Transat (Centre d'entretien)

CMC électronique EMS Technologies Canada Héroux-Devtek Honeywell Aérospatiale Messier-Dowty Lockheed Martin Canada Thales Canada

Innotech Execaire Howmet (Groupe Alcoa) NMF Canada Sargent Canada GFI LSI (Luminescent Systems Canada) Mecachrome

Les trois sites sélectionnés ont l’avantage d’être au contact d’un fabricant ailes et fuselage. En revanche seul Mirabel se démarque par ça relative proximité du motoriste. En ce qui concerne les autres équipementiers et sous-traitants, la caractéristique de proximité n’est pas la plus importante.

VII.3.4.8 Des coûts d'exploitation concurrentiels Pour le secteur de l'aérospatiale, le Grand Montréal offre les coûts d'exploitation les plus concurrentiels en Amérique du Nord. Selon une étude de KPMG menée en 2004, Montréal se classe en tête de liste parmi les régions métropolitaines comptant plus de deux millions d'habitants au Canada et aux États-Unis.

Figure 96 : Coûts d'exploitation dans le secteur de l'aérospatiale

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VII.3.4.9 L’aéroport de Mirabel

• Situation géographique

Figure 97 : Plan de la région de Montréal

• Caractéristiques L'aéroport international Montréal-Mirabel est en service 24 heures sur 24. Il est situé à environ 40 minutes du centre-ville de Montréal en voiture. Il couvre une superficie de propriété et de développement de 65,56 km². L'aéroport comprend deux pistes d'une longueur de 3 650 m et d'une largeur de 61 m. (06R-24L et 11L-29R) Les installations de Bombardier aéronautique de même que le siège social et le centre d'entretien d'Air Transat se trouvent sur le site même de l'Aéroport international Montréal-Mirabel. De plus, l'aéroport se trouve à proximité des installations de Bell Helicopter Textron, de CAE électronique ainsi que celles de Messier-Dowty, une compagnie de renommée mondial fabricant des systèmes de trains d'atterrissage.

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Figure 98 : Situation géographique de l'aéroport de Mirabel

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• Les compagnies aériennes •

Les compagnies de fret aérien suivantes atterrissent à Mirabel:

o Aeroflot Cargo o Air Canada Cargo o Air France Cargo o Air Inuit o Air Transat Cargo o Alitalia Cargo o American Airlines o BAX Global Logistics o British Airways World Cargo o Cargojet Canada o Cubana o CSA Czech Airlines Cargo o Delta Airlines Cargo o DHL o Egyptair o Emery Worldwide

o FedEx o First Air Cargo o ICC Air Cargo o KLM Cargo o Korean Air Cargo o Lufthansa Cargo o Mexicana Cargo o Northwest Airlines Cargo o Olympic Airways Cargo o Purolator o Royal Air Maroc o Royal Jordanian o Swiss World Cargo o Tarom Romanian Airlines o UPS o US Airways Cargo

VII.3.4.10 Conclusion

Le site de Montréal possède :

• Une proximité avec les constructeurs, équipementier et sous traitants principaux, nécessaires à la production du TAC 25

• Les coûts d’exploitation les plus bas d’Amérique du Nord • Des écoles de formations spécialisées, une main d’œuvre présente et qualifiée • Un Aéroport (Mirabel) spécialisé dans les compagnies cargo et des espaces vierges

importants • Un réseau logistique incomparable : port international, réseau routier et ferré, un

second aéroport. Le site de Montréal représente, sous tous ses aspects, l’endroit idéal pour l’implantation de notre usine et est donc notre choix définitif.

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VIII. Finance Dans cette partie, nous allons estimer les coûts du programme TAC-25 de la même manière que dans la revue d’architecture, en tenant compte des réductions de coûts réalisées et des évolutions apportées par le travail des pôles Technique et Industrialisation. En effet, ces données ont permis de préciser quel sera exactement le pays dans lequel nous allons nous implanter et donc de calculer les coûts selon le niveau de salaires et les prix d’implantation des structures correspondants.

VIII.1. Confirmation du budget prévisionnel

VIII.1.1. Coûts de production Pour établir les coûts de production d’un avion, nous avons utilisé le modèle de coût canadien et tenu compte des réductions de coûts que nous avons réalisées (voir addendum à la revue de Faisabilité). En effet, pour proposer un prix de vente de notre avion qui soit compétitif, nous avons déterminé un certain nombre de points sur lesquels nous pouvions réduire nos dépenses. Par exemple, d’après le modèle de coût canadien, le prix de production d’un moteur est proportionnel à sa poussée nominale, à hauteur de 250$/lb de poussée (en CAD), ce qui représente un prix d’environ 10 M$ par moteur (en USD). En utilisant des moteurs d’ancienne génération qui seront mis à jour par le constructeur, on peut réduire ce coût à 200$/lb de poussée, ce qui représente alors un prix d’environ 8 M$ par moteur. Les coûts de production se calculent alors selon la répartition massique des différents éléments de l’avion et avec leurs coûts correspondants, à l’aide de la formule suivante :

maxmax *)*(

P

CoûtPi

Poids

CoûtPoidsC iprod +=∑ ,

où :

• Pmax : est la poussée maximale des moteurs (en lb). • Coût/poids i : est le coût par unité de poids de l’élément i (en CAD/lb). • Coût/Pmax : est le coût par unité de poussée maximale (CAD/lb).

Le tableau suivant décrit les coûts des différents éléments de l’avion, en tenant compte des réductions réalisées.

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Sous-système Elément Masse (lb) Coût / poids (CAD/lb) Coût (M USD)

Voilure 21103.75 200 4.29 Fuselage 22075.06 200 4.48

Empennages 4547.46 200 0.92 Atterrisseurs 8366.45 200 1.70

Structure

Nacelles et mâts 2450.33 200 0.50 Servitudes 7373.07 500 3.74

Circuits combustibles 1434.88 500 0.73 Inconsommables 529.80 500 0.27

Système

Systèmes opérationnels 242.83 500 0.12 Commandes de vol 3465.78 1000 3.52 Pilotage/Navigation 1942.60 1000 1.97 Avionique

Transmission 1037.53 1000 1.05 Intérieur Habilité cargo 9514.35 200 1.93 Moteurs 16.14 TOTAL AVION 41.3708

VIII.1.2. Coûts de développement Les coûts liés au développement du programme sont calculés à partir de la formule donnée par le modèle suivant :

productionprotovidedev CNPoids

CoûtPC ××+×= 5.1

où : • Pvide : Poids à vide de l’avion prêt à opérer (en lb), • Nproto : Nombre d’avions pour les essais, • Cproduction : Coûts de production pour un avion en CAD. • Coût/Poids = 20000 CAD/lb

On obtient alors les résultats suivants :

Coût de production d'un avion (M CAD) 40.74 Poids à vide de l'avion (lb) 97130.24

Nb avions pour essais 4 Coût total du développement (M USD) 2,220.82

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VIII.1.3. Couts de main d’œuvre Pour déterminer les coûts liés à la main d'œuvre, il faut établir un planning d'embauche (une estimation du personnel pour les différentes phases du projet) ainsi que les coûts salariaux annuels moyens selon le type de poste. Le tableau suivant récapitule les salaires des différents types de postes à Montréal en tenant compte des charges salariales associées :

Coûts salariaux en $ ouvrier 22500

employé 27000 technicien 29700 ingénieur 50500

cadre 94000 Figure 99 : Tableau des coûts salariaux en fonction du poste à Montréal

Le Planning suivant retrace les différentes phases du programme :

Date mois Création

TAC Lancement programme

Conception Industrialisation Production prototypes

Certification Production

série

01/10/2007 1

01/04/2008 7

01/05/2008 8

01/01/2009 16

01/02/2009 17

01/12/2009 27

01/01/2010 28

01/01/2011 40

01/02/2011 41

01/05/2011 44

01/06/2011 45

01/06/2012 57

01/07/2012 58

01/02/2013 65

01/03/2013 66

01/10/2032 301

Figure 100 : Planning des différentes phases du projet

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Il nous reste plus qu'à réaliser un plan de recrutement du personnel sur chaque phase. En tenant compte de la superposition des phases, il a été évalué quels seront les besoins en personnel. Nous avons tenu compte de la montée en cadence de la fabrication et donc du recrutement du personnel progressif sur les 5 premières années de la production. Nous pouvons donner en exemple le nombre d'employés lors de la toute première phase, la création de la Transport Aircraft Company :

Nombre d'employés Date Cadre Ingénieur Technicien Employé Ouvrier

01/10/2007 5 0 0 5 0 01/11/2007 5 0 0 5 0 01/12/2007 5 0 0 5 0 01/01/2008 5 0 0 5 0 01/02/2008 5 0 0 5 0 01/03/2008 5 0 0 5 0 01/04/2008 5 0 0 5 0

En réitérant le tableau pour les différentes phases du projet, nous pouvons définir le planning de recrutement sur la durée totale du programme, c’est-à-dire sur l’ensemble des 25 ans. Nous obtenons une courbe d'évolution du personnel sur la durée du programme :

Figure 101 : Evolution du personnel sur la durée du programme

L’évolution du nombre d’employés dans l’entreprise se fait par paliers : ces coûts sont fixes sur un mois donné et évoluent selon les différentes phases du programme.

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Avec le planning de recrutement et le tableau récapitulant les coûts salariaux associés aux différents postes au Canada, nous pouvons calculer la masse salariale sur l’ensemble du programme, mois par mois. Nous pouvons donner, en exemple, le budget à prévoir pour la masse salariale lors de la toute première phase, la création de la Transport Aircraft Company :

Budget (US$) Date cadre ingénieur technicien employé ouvrier TOTAL (M $) / mois

01/10/2007 39167 0 0 11250 0 0.05 01/11/2007 39167 0 0 11250 0 0.05 01/12/2007 39167 0 0 11250 0 0.05 01/01/2008 39167 0 0 11250 0 0.05 01/02/2008 39167 0 0 11250 0 0.05 01/03/2008 39167 0 0 11250 0 0.05 01/04/2008 39167 0 0 11250 0 0.05

Toutes ces étapes nous ont permis d'établir l'évolution de la masse salariale pour la durée du projet TAC 25 :

Figure 102 : Evolution de la masse salariale pour la durée du projet

On observe une évolution par paliers, qui correspond aux besoins croissants de l’entreprise. En sommant les coûts mois par mois sur l’ensemble des phases du programme, on trouve une masse salariale totale de 836,71 M$.

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VIII.1.4. Coûts de structures Les coûts des différentes structures se répartissent de la manière suivante :

Surface (m²) Prix au m² (M$/m²) Coeff de coût Coût (M$) Fabrication 60000 2.08E-03 2 125.0 Assemblage 125000 1.04E-03 1 130.2

BE 15000 1.25E-03 1.2 18.8 Pistes 40000 5.21E-04 0.5 20.8

Essais sol 25000 2.08E-03 2 52.1 Libre 35000 1.04E-04 0.1 3.6

TOTAL 300000 350.52 Figure 103 : Tableau récapitulant les coûts de structure

VIII.1.5. Bilan sur les coûts D’après les calculs précédents, nous avons pu déterminer quels seront nos coûts sur l’ensemble du programme :

BUDGET (M$) Total coût production 14479.77

Total coût développement 2220.82 Total coût personnel 836.71 Total coût structure 350.52

TOTAL 17887.83 Les dépenses atteignent donc environ 17 887 M$ sur un programme de 25 ans.

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VIII.2. Justification du nombre d’avions La répartition des coûts dans le prix d’un avion varie en fonction du nombre d’avions produits. En effet les coûts de développement sont constants que l’on produise 5 ou 500 avions. En revanche le coût de production est proportionnel au nombre d’avions produits. On peut donc tracer l’évolution des coûts de développement et de production en fonction du nombre d’avions produits. C’est ce que nous présente le graphique suivant :

Figure 104 : Répartition des coûts de fabrication en fonction du nombre d'avions

Le graphique traduit clairement que, dans le coût de fabrication d’une série d’avions, la part des coûts de développement diminue avec l’augmentation du nombre d’avions produits.

Coût de fabrication d'un avion pour la production d 'une série

30

35

40

45

50

55

60

65

100 150 200 250 300 350 400 450 500

Nombre d'avions

M$

Figure 105 : Coût de fabrication d'un avion pour la production en série

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Ce graphique traduit la conséquence de la répartition des coûts de développement dans le coût de fabrication d’un avion. Nous constatons que ce dernier baisse avec le nombre d’avions produits. Il faut noter que cette allure du coût de revient ne prend pas en compte les économies qui peuvent être effectuées sur les charges variables tels que certaines matières premières. Cette étude sur les coûts de fabrication d’un avion nous montre l’intérêt de produire un grand nombre d’avion afin d’avoir le coût de fabrication le plus faible possible. Cependant ce phénomène est asymptotique et le coût de fabrication atteindra de ce fait une constante. En imaginant avoir le monopole sur notre marché, nous aurions pu prévoir de produire un nombre d’avions très important afin d’avoir le coût de production le plus faible possible. Cependant nous n’avons pas le monopole du marché : l’analyse de la demande a estimé notre part de marché à 350 avions d’ici à 2032 pour un prix de vente compris entre 50 et 60 millions de dollars US, ce qui limite l’économie possible. De plus, un nombre supérieur à 350 avions produits ne permettrait pas une économie significative. (Voir graphique ci-dessus). L’objectif des 350 avions est donc un bon compromis. Pour assurer la rentabilité du programme, il faut cependant étudier plus en détail le planning des dépenses et celui des ventes.

VIII.3. Répartition des coûts et rentabilité

VIII.3.1. Planning des dépenses En sommant les différents coûts pour chaque mois de la durée du programme, nous définissons l’évolution des coûts au sein de l'entreprise. Les coûts liés au personnel et à la production sont échelonnés selon la montée en cadence.

Figure 106 : Evolution des coûts sur la durée du programme

Cela représente un coût total de 17 887 M$ sur les 25 ans du programme.

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VIII.3.2. Prévisions des ventes Le graphique suivant présente l’évolution de la production en série prévisionnelle qui suit l’enregistrement des commandes au cours du temps. On y distingue deux zones : la montée en cadence et la cadence maximale. La montée en cadence est du à deux facteurs. Le premier d’ordre technique est le temps nécessaire à l’équipe de production de se familiariser avec la méthode de production de l’avion et d’optimiser celle-ci. Le deuxième facteur est d’ordre économique. Généralement, les clients attendent que l’avion ait une certaine notoriété avant de commander massivement. Cela peut donc créer un décalage entre le début de la production et la signature de contrats importants. La cadence maximale est la période où la production a atteint sa cadence optimale par rapport aux infrastructures utilisées.

Figure 107 : Evolution du nombre d'avions produits

Le carnet de commandes s’enrichit dès la conception de l’avion et cela pendant 20 ans, ce qui correspond à la durée de production. Les livraisons débutent en 2012 pour s’achever aux alentours de 2032. La montée en cadence se répartit sur cinq ans. La première année 6 avions sont produits, 8 pour la deuxième, 11 pour la troisième et 15 lors de la quatrième. Nous atteignons la cadence maximale avec 19 avions par an à partir de la cinquième année. La cadence maximale est maintenue jusqu’à la fin de la production.

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VIII.3.3. Rentabilité Dans un premier temps, il s’agit d’identifier les charges qui sont variables et celles qui sont fixes :

• Les charges variables correspondent aux coûts de production : ces coûts sont proportionnels au nombre d’avions produits.

• Les charges fixes sont celles qui ne dépendent pas du niveau d’activité : ce sont les coûts de développement, la masse salariale et les coûts d’implantation des structures.

On a donc :

Charges Fixes (M$) 3408.1 Charges Variables (M$) 14479.8

Ensuite, pour la fabrication de 350 avions, nous définissons différents prix de vente possibles entre 50 et 60 M$. Cela nous permet de calculer notre chiffre d’affaire, le taux de marge brute, et le seuil de rentabilité associés, pour différents prix de vente. Ainsi cela permettra de justifier le choix du prix de vente final. Les résultats de ces calculs sont présentés dans le tableau suivant :

Prix de vente (M$) 50 52 54 56 58 60 Nb avions 350 350 350 350 350 350 CF (M$) 3408.1 3408.1 3408.1 3408.1 3408.1 3408.1 CV (M$) 14479.8 14479.8 14479.8 14479.8 14479.8 14479.8 CA (M$) 17500 18200 18900 19600 20300 21000 TMB (%) 17.3 20.4 23.4 26.1 28.7 31.0

On peut ainsi en déduire le chiffre d’affaire minimum à réaliser pour revenir sur nos investissements, et par conséquent le nombre d’avions qu’il est nécessaire de vendre pour assurer la rentabilité du programme. On obtient alors, suivant le prix de vente de notre avion :

Prix de vente (M$) 50 52 54 56 58 60 CAmini (M$) 19747.2 16672.8 14572.2 13045.9 11886.7 10976.5

Nb avions minimum 394.9 320.6 269.9 233.0 204.9 182.9 Nous remarquons tout de suite, que plus le prix de vente est élevé, moins il faut vendre d'avions pour avoir un retour sur investissement. Ce qui est logique et nous assure que les calculs ont été bien réalisés.

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Figure 108 : Courbe du nombre d'avions minimum à vendre en fonction du prix de vente

Avec cette courbe, la remarque faite précédemment est bien mise en évidence. Cependant, un prix de vente supérieur à 60 M$ ne nous permettrait pas de bénéficier des parts de marchés nécessaires à la viabilité du projet. Pour un prix de vente de 57 M$ et avec un objectif de fabrication de 350 avions, nous atteignons le seuil de rentabilité après avoir vendu 218 appareils.

Figure 109 : Courbe du seuil de rentabilité

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VIII.4. Maitrise des coûts

VIII.4.1. Structure de coût Pour déterminer la répartition du budget total dans notre programme, nous avons identifié dans un premier temps les grands centres générateurs de coûts et leurs services associés. Nous divisons ainsi le budget suivant les cinq centres de dépenses suivants :

• Finance : qui est en charge de la gestion du budget et de la recherche d’investissements

• Marketing : qui réalise les études de prévision du marché, de l’analyse de la concurrence et qui est en charge de la promotion du produit auprès des clients.

• Ressources Humaines : qui contrôle le niveau de personnel dans l’entreprise, qui gère • Industriel : qui contrôle les achats, la sous-traitance, la fabrication et l’assemblage des

différents ensembles de notre avion. • Technique : qui conduit les bureaux d’étude et la certification de notre avion.

VIII.4.2. Répartition du budget sur les centres de dépenses Après avoir inventorié les différents services et définit leur acticité, nous avons cherché à estimer leur part dans le budget global. Nous avons associé à ces centres de dépenses un pourcentage pour chacun des types de coûts définis préalablement, en tenant compte de leurs besoins évalués lors de leur définition.

TOTAL

en % Montant en % Montant en % Montant en % Montant Montant

Gestion budgétaire 2 16.73 0 0 0 0 1 3.51 20.24

Investissements 1.33 11.16 0 0 0 0 1 3.51 14.66

Prévision marché 1.11 9.30 0 0 0 0 1 3.51 12.80

Analyse concurrence 1.11 9.30 0 0 0 0 1 3.51 12.80

Promotion produit 1.11 9.30 0 0 0 0 1 3.51 12.80

Ressources Humaines Ressources Humaines 3.33 27.89 0 0 0 0 1 3.51 31.40

Achats / Sous traitance 5 41.84 70 10135.84 4 88.83 2 7.01 10273.52

Fabrication / Assemblage 65 543.86 30 4343.93 7 155.46 73 255.88 5299.13

Bureaux Etude 16 133.87 0 0 50 1110.41 4 14.02 1258.31

Certification 4 33.47 0 0 39 866.12 15 52.58 952.17

100 836.71 100 14479.77 100 2220.82 100 350.52 17887.83

Coût Développement Coût Structure

TOTAL

Finance

Marketing

Technique

Industriel

Coût Personnel Coût Production

Justification des attributions des pourcentages pour chacun des centres de dépenses selon les types de coûts

• Le budget du personnel correspond à la masse salariale totale de l’entreprise sur l’ensemble du programme. La phase industrielle du projet requiert un nombre important de personnel et pendant une période de 20 ans. En effet, nous avons calculé le rapport de la masse salariale correspondant à cette phase sur la masse salariale totale : 70%. On calcule de même la part du budget du pôle technique, celle-ci s’élève à 20%, les 10 % restant se répartissent entre la finance, le marketing et le département des ressources humaines.

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• Le budget de la production se répartit entre la fabrication, les achats, la sous-traitance

et l’assemblage en fonction des choix réalisés par le Make or Buy. La majeure partie des éléments de l’avion est achetée ou sous traitée, ce qui représente environ 70 % des coûts de production. Les 30 % restant correspondent à ce que nous allons fabriquer : l’empennage, le nez, la dérive, l’assemblage des éléments et l’aménagement du cockpit et de la soute.

• Le budget de structure est utilisé pour payer les différentes infrastructures nécessaires

tout au long du projet. Le budget lié aux structures de fabrication et d’assemblage représente 73 % du budget total des structures. ( !!!!!!!!!donner nom Tableau cout structure !!!!!!!!!!!!). Par le même calcul, on attribue un budget pour les infrastructures destinées aux essais et à la certification de 15 %.

• Le budget correspondant au développement du programme va permettre la mise en

place de la conception du produit, de son procédé d’industrialisation et de sa certification. Ce budget se répartit entre les pôles Industriel et Technique. Le pôle Industriel a pour rôle de fabriquer quatre prototypes (244 M$) et le pôle Technique doit concevoir l’avion et réaliser les essais nécessaires à la certification (1976 M$). Ces coûts ont été calculés à l’aide du modèle de coût canadien. Il en résulte les pourcentages respectifs de 11% et 89%.

L’organigramme suivant présente la répartition du budget global sur les différents pôles de l’entreprise :

Figure 110 : Répartition du budget du projet

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VIII.4.3. Le suivi des coûts L’un des rôles de la direction financière est d’éviter les dérives budgétaires. Pour cela, elle suit l’évolution des objectifs fixés à chacun des départements et les dépenses engagées par ceux-ci. Ces données permettent la comparaison et la révision du budget prévisionnel. En fonction des décalages constatés entre les dépenses réelles et prévues, des actions correctives seront mises en œuvre. Une demande de modification budgétaire sera formulée par le département concerné, la direction financière étudiera la demande et donnera ou non son approbation. Un crédit complémentaire sera alors ouvert si nécessaire pour palier aux besoins estimés. De la même façon, la direction financière peut également réduire le budget alloué à un département si elle juge que ses dépenses doivent être limitées.

VIII.5. Conclusion Dans un premier temps, cette partie nous a permis de mieux détailler quelles étaient nos dépenses sur les 25 années de notre programme en confirmant ou en précisant les différents calculs précédemment effectués pour la revue de Faisabilité. Dans un second temps, nous avons définit la répartition des dépenses sur la durée du programme. De plus, nous avons cherché à établir un planning de production correspondant au carnet de commandes. Les coûts prévisionnels et les prévisions de vente ont permis l’établissement d’un business plan et donc la détermination du seuil de rentabilité du projet. Le ROI est atteint après la vente d’environ 220 appareils. Enfin, dans un souci d’éviter une dérive du budget nous avons mis en place un système de maîtrise des coûts. Nous avons tout d’abord établit une structure de coût explicitant les grands centres de dépenses. Cela nous a permis de calculer un coût pour chacun des centres de dépenses et ainsi d’établir l’organigramme du budget. Cela permettra de suivre dans le temps l’évolution du budget sur chacun des centres de dépenses et ainsi de réagir en temps voulu sur les écarts de budget réalisés par rapport aux prévisions.

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IX. Gestion des risques

Figure 111 : Fiche suivi de risque

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Figure 112 : Fiche suivi de risque

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X. Conclusion Lors de l'étape précédente, il a été démontré qu'un marché potentiel s'offrait à nous pour un prix de vente donné. L'étape suivante était donc d'approfondir certains aspects de notre proposition. Dans cette étape, nous nous sommes intéressés à déterminer l''architecture générale du TAC 25 ainsi que d'organiser son industrialisation. La structure externe du TAC 25 se résume à :

• Voilure basse • Moteurs sous voilure • Empennage en croix • Train d'atterrissage implanté sous voilure • Fuselage cylindrique

Nous nous sommes penchés aussi sur l'aménagement intérieur (les dimensions nécessaire pour respecter le cahier des charges) et sur les équipements avioniques indispensables… Aussi, plusieurs points au niveau industriel ont été éclaircis, justifiés et validés tels que le choix du Make or Buy, du lieu d'implantation de l'usine, et de la séquence d'assemblage… L'étude financière a, quant à elle, confirmé les coûts de fabrication et établis une répartition du budget en fonction des différents départements de la Transport Aircraft Compagny. Une fois cette étape validée, nous pourrons nous intéresser au design du TAC 25 et des infrastructures de notre site d'implantation.

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Références Partie Technique

Sites Internet: Direction de l’aviation civile du Luxembourg. http://www.dac.public.lu/ Article wikipédia sur l’ILS http://fr.wikipedia.org/wiki/Instrument_landing_system OACI (et convention de Chicago) http://www.icao.int/fr/ Ministère des transports du Canada http://www.tc.gc.ca/publications/FR/TP1490/PDF/HR/tp1490f.pdf http://www.geae.com/engines/commercial/cf6/cf6-6.html http://www.aviation-fr.info/ http://www.nasa.gov Partie Industrielle

Sites Internet: Informations sur l’économie de la région de Montréal www.montrealinternational.com Sites Internet des fournisseurs présents dans le tableau : « Liste des équipementiers et leur localisation »

Cours: Cours d’ERP intitulé « CPT - Industrialisation » professé par Mr Jean Van de Velde

Logiciel :

Situation géographique : Google earth Construction des plans de notre usine (logiciel 3D) : Google SketchUp 6

Plaquette : HI TECH MONTREAL TECHNOLOGIE Éditeur : Montréal International

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Annexe

Annexe 1 : L’ensemble des maîtres d’œuvres et centres de réparations pour la région Montréal

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Annexe 2 : Les équipementiers pour la région Montréal

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Annexe 3 : Les sous traitants et fournisseurs de produits spéciaux pour la région Montréal

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