Rapport PFE - Bezerra Cotias Dos Santos, Mikael

7/24/2019 Rapport PFE - Bezerra Cotias Dos Santos, Mikael

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Anne 2015-2016

INGENIEUR POLYTECHLILLE

Dpartement Conception Mcanique (CM)

PROJET DE FIN DETUDES (CM5)

Optimisation de la structure du Ptitavion-ULM

MIKAEL BEZERRA COTIAS DOS SANTOS

PTITAVION LILLE METROPOLE SAS

Arodrome de Lille-Marcq

59910 Bondues (France)

Tuteur : M. JEAN-BERNARD TRITSCH


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Remerciements

Au cours de ce projet, jaimerais remercier M. Tritsch pour le temps quil ma ddi, ses

orientations thoriques, prcieuses pour lavancement du projet. Dailleurs, je voudrais

remercier, aussi, M. Canon pour faire confiance en mon travail.

De plus, mes remerciements aux professeurs que mont donns des soutiens pour faire m ontravail de la meilleure faon. Laide maitriser des logiciels que mont fallu pour raliser lessimulations et obtenir des rsultats essentiels et bien raliser mes taches.

Pour finir, jaimerais bien remercier ma famille et aux mes amis qui sont toujours mon ct.


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Rsum

Un projet de fin dtudes est demand aux tudiants CM5 du dpartement de conceptionmcanique Polytech Lille. Celui-l donne la possibilit aux futurs ingnieurs de shabitueraux projets rels de la vie dun professionnel de ce mtier.Dailleurs, il y a le fait de pouvoir

appliquer tous les connaissances apportespendant ses tudes lcole.Jai travaill sur un aronef ULM (Ultra-Lger Motoris) classe3. Le projet est

intitul Optimisation de la structure du Ptitavion-ULM et, le but tait de proposer unestructure plus lger, et au mme temps, rsistent aux conditions de vol.

Le travail a t divis en trois parties :

Etude de la conception aronautique : Dans cette partie, jai tudi comment unaronef est constitu, quelles sont les charges de vol, en cherchant, principalement, lestypes de structures dj existantes.

Analyse de la rsistance structurel du ptitavion :Consiste en dterminer les forcesagissant sur lavion, raliserdes simulations CAO et dvaluer le comportement de lastructure soumise ces charges.

Optimisation de la structure existante : Suite aux rsultats obtenus dans ltapeprcdente, on a propos un structure plus lger, tandis que rsistante.


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Summary

An end of course project is requested to CM5s students of the mechanical design departmentat Polytech Lille. This gives the possibility to futures engineering to get used to reals projectsof the life of a professional specialized. Moreover, there is the possibility to apply all the

knowledge gained during their studies at university.Im working on an aircraft ULM (Ultra-light motorized) class3. This project is entitled

Optimization of the structure of the Ptitavion-ULM and, the goal is propose a lighterstructure and, at the same time, resisting the flight conditions.

The work is divided into three parts:

Study of the aircraft design: At this part, I studied how an aircraft is constituted, flightloads, searching, mainly, the structures already existing.

Analyses of the structures strength of the ptitavion: determining the loads acting onthe aircraft, realizing of CAD simulations and evaluation of the behavior of our structureunder these loads.

Optimization of the structure existing:Following the results obtained in the previousphase, we proposed a lighter structure, while durable.


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SOMMAIRE

INTRODUCTION................................................................................................................................. 4

Prsentation du Ptitavion.................................................................................................................... 5

La cellule............................................................................................................................................. 5

Fixation du moteur.............................................................................................................................. 6

1. Les Ailles..................................................................................................................................... 7

2. Ailerons....................................................................................................................................... 7

3. Gouvernes.................................................................................................................................... 7

4. Le train datterrissage.................................................................................................................. 7

I. Dmarches....................................................................................................................................... 8

II. Avancements................................................................................................................................... 9

III. Analyse des rsultats................................................................................................................. 10

IV. Perspectives du projet................................................................................................................ 18

V. Difficults trouves....................................................................................................................... 19

VI. Conclusion................................................................................................................................. 20

VII. Bibliographie............................................................................................................................. 21


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INDEX DE FIGURES

Figure 1: Ptit'avion. .................................................................................................................... 5Figure 2: la cellule. ..................................................................................................................... 6Figure 3: modle 3D du bti-moteur. ......................................................................................... 6

Figure 4: Ptit'avion ULM. .......................................................................................................... 8Figure 5: Modle filaire du fuselage tudier. .......................................................................... 9Figure 6: (fonte : tpe-ato-crashrioparis.e-monsite.com) ressource........................................... 10Figure 7: Diagramme de forces pour l'aronef. ........................................................................ 11Figure 8: charge critique transmis au fuselage. ........................................................................ 11Figure 9: Son Dplacement. ..................................................................................................... 12Figure 10: Charge dcentralis illustrative. .............................................................................. 12Figure 11: Maillage du fuselage. .............................................................................................. 13Figure 12: Conditions limite, partie arrire du fuselage. .......................................................... 13Figure 13 : Distribution des efforts axiaux. .............................................................................. 14

Figure 14 : Contrainte axiale. ................................................................................................... 14Figure 15: Dplacement induit la structure. .......................................................................... 15Figure 16: Colum soumise une charge verticale centralise. ................................................ 15Figure 17: Atterrissage d'un aronef. ....................................................................................... 16Figure 18: modle pour l'aile. ................................................................................................... 17Figure 19: Modle pour la partie centrale et avant du fuselage. .............................................. 17Figure 20: Contraint axiale. ...................................................................................................... 18
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INTRODUCTION

Lentreprise Ptitavion Lille Mtropole SAS veut valuer la rsistance structurelle de son

aronef principal, Ptitavion: un ULM (Ultra-lger Motoris) classe3et mettre en place unestructure, plus lger et rsistent, mais, qui bien respecte les normes pour cette classe.Le Ptitavion a t conu par M. Lopold Didier et est commercialis depuis1998. Ce

concept a t achet par M. Thierry Canon pour sa commercialisation, ceci a donn naissance lentreprise Ptitavion Lille Mtropole SAS situe prcisment larodrome de Lille-Marcqdans le nord de la France et qui a comme chef M. Thierry Canon.

Suit cette problmatique, lentreprise a fait appel aux connaissances des tudiants Polytech Lille pour valuer et optimiser la structure existante (Ptitavion). Celui-ci est le but dece projet de fin dtude, intitul: Optimisation de la structure du Ptitavion-ULM.

Des connaissances sur la mcanique du vol sont requises pour lexcution de ce travail.Prcisment, lesquelles lies aux manouvres : ressource, facteur de charge, atterrissage, traindatterrissage. En plus, calculs de rsistance structurelle de treillis mtalliques tridimensionnelssont raliss. En effet, celui-ci est la base de cette travail, une fois que toute le fuselage du

ptitavion est en treillis.


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Prsentation du Ptitavion

Le Ptitavion est un ULM classe 3avec ailes pliables. Cette dernire spcification lui donneune qualit diffrentielle par rapport aux ULM de la mme catgorie dj au march. Il estcompos de3parties principales, notamment : la cellule, les ailes et le train datterrissage. De

plus, il faut savoir quil a dautres composants indispensables au bon fonctionnement dunaronef.

La cellule

Elle est compose des tubes et fils en acier ( 37) souds qui sentrecroisent lun lautre.Ces tubes sont traits avec les lments anticorrosion. Lors de lassemblage, sont prvus lesancrages mtalliques destins recevoir les lments de direction, les ailes et le traindatterrissage.

Un possible changement futur serait-il du matriel utilis. Pour des questions de prix et tempsde travail. Le constructeur a cogit lutilisation de lacier inox, car celui est vendu un prix

pareil et rsistance mcanique est, aussi semblable. En plus, il y a lconomisation avec le

service de peinture anti-corrosive.

Figure 1: Ptit'avion.


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Fixation du moteur

Le moteur est reli au bti-moteur par lintermdiaire de blocs de caoutchouc amortissant.Ces dernires sont fixs la cellule par lintermdede sillent blocs.

Figure 2: la cellule.

Figure 3: modle 3D du bti-moteur.


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1. Les Ailles

Les longerons de chaque demi-aile sont constitus de tubes dacier trianguls. La mobilit delaileron est assure par moyen de cinq charnires rparties sur le tube du borde fuite.

2. Ailerons

La commande de chaque aileron est ralise par moyen de billettes articules par rotulessphriques de diamtre 8 avec aiguille de scurit. Aprs collage et tension, la toiledacron1500 3 , de qualit aviation, reoit une couche denduit anti-UV avantdtre peint avec une peinture de qualit compatible.

3. Gouvernes

Afin dviter lusure des axes des charnires provoque par les frquences de vol, ceux-ci sontcomposs d'un petit tube en rilsan dans lequel est embot un axe mtallique. Lesgouvernes sont relies aux commandes par des cbles inox de 3mm.

4. Le train datterrissage

Le train principal est quip de roues de diamtre400 et d'amortisseursolopneumatiques. La roue avant du train (tricycle) a un diamtre de260 . Monte sur unefourche, elle pivote au moyen de roulements billes dans une pice soude la cellule. La

pression sur les palonniers actionne le mouvement de cette roue.

Les spcifications techniques de lavion tudi sont dans la table suivante :

Tableau 1: Donns de performance du Ptit'avion.


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I. Dmarches

1. Modle filaire sur Ansys

Dans le but de crer une modle plus lger numriquement, mais que puisse bien reprsenterla structure rel, jai choisi remplacer la gomtrie 3solide pour une modle filaire o, pourchaque ligne, jai indiqu la section et le tube sur le fuselage quelle reprsente.

Cest une stratgie pour conomiser le temps de simulation et, par consquence, les efforts de

la machine. En effet, celle-l est une manuvresouvent utilis par les quipes de comptitionBAJA SAE et Formula SAE en Amrique.

2. Validation du modle numrique

Il existe plusieurs procdures pour valider un modle dlments finis, lune de ces procdures

consiste vrifier la cohrence de la masse et modes propres des modles (modle relle etnumrique) car ces sont deux proprits typiques a un systme mcanique.

3. Analyse structurelle statique

Figure 4: Ptit'avion ULM.


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Caractrisation des efforts que agissent dans les diffrents parties de lavion:arodynamiques, poids des diffrents composants (engins, humains, roues, combustible,etc.) ;

Dfinition des conditions aux limites de chargements 4; Etude le comportement des diffrentes parties de lavion lors de chargement (vrifier la

dformation et la rpartition de la contrainte).

4. Optimisation structurelle

Suite aux rsultats obtenus dans les simulations structurelles, on a travaill sur deux pointsprincipaux : identification des lments le plus sollicits et de ceux soumis une charge faible.

En identifiant les premires, on a regard sur le niveau de la contrainte axiale et de celle-ci parrapport la limite lastique du matriel utilis dans le fuselage. Selon ce niveau, on a un dgre

de libert, plus ou moins, de suggrer des changements sur la taille de la section des tubes.Pour les autres membres, on a bien gard la rigidit structurelle, par contre on a allg le

fuselage. Etant donn que ces lments restent assez loin de la contraint limite lastique, on arduit sa taille pour baisser la masse actuelle.

II. Avancements

a) Modle initial

Il est important noter que pour le modle filaire, je nai pas mis certains lments qui, aprs

discussion et recherches, ne participent pas de la partage des efforts soumis par le structure :entoilage, quelques petites tubes nont pas t mis, car ils ne servent que pour ajuster cbles quetransmettent des efforts de commandes la drive, volets ou ailerons.

Dans la figure suivant, nous pouvons voir le modle filaire sur la partie arrire du fuselage.

Figure 5: Modle filaire du fuselage tudier.


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Dans ce cas, nous navons qutudier la partie arrire du fuselage, comme ctait dj prsentcelle-l est divise en trois parties principales : celle derrire, au milieu et en avant.

III. Analyse des rsultats

Caractrisation du fuselage

Selon information donnes par M. Canon tout le fuselage est fait en acier 37avec lesproprits suivantes :

Contrainte limite de lasticit : 240 Limite de rupture : 360/500

Conditions de chargement pour la partie arrire

Les limites de chargement pour un ULM classe 3sont de 42, daprs loi franaisedu 21fvrier2012. Pour ce travail on a considr le cas plus gros : 4quon obtient dansune manuvreen ressource, come

En faisant un balance de charges pour ce cas-l (en prenant le moment par rapport au centrede pression du aronef), on arrive :

Figure 6: (fonte : tpe-ato-crashrioparis.e-

monsite.com) ressource.


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= (+)

.1

On a estim la distance du bord dattaque jusquau centre de pression comme 45 %de lavaleur de la corde de laile.

Les donnes pour laile ont t prises du rapport de Mayra, lanne dernire, et sont lessuivants :

L

Q

Figure 7: Diagramme de forces pour l'aronef.

Tableau 2: donns du profil d'aile.

Figure 8: charge critique transmis au fuselage.


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La valeur obtenue: = 1500 .Cette charge doit tre soutenue par les stabizateur horizontales localiss sur lempennage de

laronef et, par symtrie, sa moiti tre transmis chaque ct du fuselage dans les pointsdapplication.

Dautres cas de vol ont t considrs. Laronef possde un vent traversant (vent latral)de25 /, par consquence, on peut estimer leffort ncessaire pour virer la drive et sontransmission la structure.

Nous pouvons, en plus, valuer la rsistance torsion de la structure en supposant une chargedplac latralement de la ligne longitudinale du CG. Ce qui arrive crer une contrainte decisaillement dans les tubes.

Pour celle-l, on a pris en compte quune personne de 80 reste accroch dans un ct dela partie arrire.

Cette simulation montre comment le fuselage ragit cette situation sans endommagerdfinitivement. Cest--dire, une dformation plastique de cisaillement.

Figure 10: Charge dcentralis illustrative.

Figure 9: Son Dplacement.


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Maillage

Nous avons utilis un maillage du type default, mais avec un dimensionnement fin, suffisantpour en russir une bonne caractrisation. En fait, dautres configurations de maillages ont tutilises, avec un nombre plus grand dlments, mais, on aobserv, au mme temps, que cela

navait pas un effet significatif sur les rsultats.

Conditions limites

Nous avons comme but labor un modle simple, mais raliste. Pour nen pas transformerdans un modle super statique ou que quelques lments ne soient pas sollicit, on a choisi lesconfigurations suivantes (daprs la figure9), et, du coup, les auteurs de mcanique destructures affirment que les points de soudures soient considrs comme un appui roulant, sans

Figure 11: Maillage du fuselage.

Figure 12: Conditions limite, partie arrire du fuselage.


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moment de raction. Comme Degrandschamps fait en son uvre, les points de fixation avec lapartie du milieu sont encastrs.

Comme hypothses pour le chargement, il y en a deux:

Les charges sont appliqus dans les points de soudure, de liaison de chaquetube ;

Lentoilage ne participe pas du partage du chargement, celui est toute soumis

par la structure en treillis.

Effort axial Contrainte axiale

Comme prvu, la plupart des efforts est soutenu par les haubans. Par contre, on peut voir,aussi, que plusieurs composants de la structure ne sont pas pris en charge, cest--dire, lacontrainte axiale principale natteindre pas un niveau critique, ce quindique que ces lments

sont surdimensionns.

Figure 13 : Distribution des efforts axiaux.

Figure 14 : Contrainte axiale.


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Dformation de la structure

La dformation plus accentu la partie arrire reflet une similarit une poutre.

Il faut dire quon a essay dautres configurations pour ce fuselage. Dans un premier temps,la rduction du nombre de cadres utiliss (de 4 3), Nanmoins on a fait des calculs de flambageensuite et, des membres plus arrires avaient du mal avec cette condition. Equation de Flambageutilise :

= ( gauche) .2

= , ( droite) eq.3

Figure 15: Dplacement induit la structure.

Figure 16: Colum soumise une charge verticale centralise.


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Un autre essai fut lutilisation des tubes carrs. A cause de problmes de soudureavec ceuxronds, car ceux-ci sont plus difficiles pour le coupage et pour le bon ajustage avec dautre tubesronds. Par contre, il y a eu un effet adverse, il a alourdi la masse du fuselage. On labandonnlide.

Conditions de chargement pour la partie centrale et avantCelles deux ont t tudies. La condition de chargement, la plus critique, trouve pour ce

groupe reste dans le moment datterrissage.

Les charges agissantes sur cette partie sont le poids des deux personnes ( 80 )dans la cabine, la masse du moteur (72 ), les deux rservoirs ( 22,5 ). Cesmasses ont t bien positionnes sur le modle. En plus, comme simulation de mme nature ontt menes lanne dernire sur les ailes, celles ont t remplacs par masses reprsentatives

dans leurs respectives endroits dans le fuselage.

Au niveau des conditions aux limites, on a trouv des difficults car on a d bien reprsenter

le train datterrissage. Une premire tentative tait lencastrement des points de fixation du trainau fuselage, mais cela a donn des rsultats exagrs au niveau de la drive. La solution futencastr les lments (tubes) o restent ces points, en admettant que ces lments sontindformables.

Figure 17: Atterrissage d'un aronef.


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Figure 18: modle pour l'aile.

Contrainte axiale

Figure 19: Modle pour la partie centrale et avant du fuselage.


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Ce quon a pu apercevoir, ctait juste le fait que la structure est toujours loin de la limite

lastique du matriel. Aprs une discussion sur la convenance des rsultats, on a vu quils sontraisonnables du point de vu de la reprsentation de la situation.

Il vaut dire que pour ces simulations, on avait chang les dimensions des longerons de la partiearrire pour la 141,00 et les lments en diagonal pour101,00 . Ce changement at bas dpres une recherche sur autres aronefs djprsents sur le march.

Pour la partie avant, on na pas beaucoup touch, mais jai chang la rfrence du

181,00 pour celui

161,00 . Cette partie doit avoir des tubes plus robustes, car les

chargements le plus lourds, sur laronef, sont sur ceux.

IV. Perspectives du projet

Figure 20: Contraint axiale.


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Suite aux rsultats des simulations ralises, on peut passer lanalyse des lments que nesont pas beaucoup sollicits et improuver une gomtrie plus lger, mais encore rsistent. Soiten changeant le nombre de tubes utiliss ou sa section, soit en rduisant le nombre de cadres.Tout a va rduire la masse du systme et, par consquence, linertie mettre en mouvement.

Simulations seront ralises pour vrifier la consquence sur la fiabilit de la structure, scuriten vol, cause de quelques changements dans la gomtrie actuel.

Suite aux rsultats des simulations ralises, on espre que les changements proposs serontbien analyss par le fabricant de lavion et quils seront appliqus.

V. Difficults trouves


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Je trouve que la principale difficult dans la premire tape a t de trouver des informationsbien prcises sur le procs de conception de structures pour ces aronefs. Car, tous lesinformations, donnes tudis ont t lis les avions commerciales et, ne refltent pas lintrtde ce projet. La littrature est, surtout, descriptive qualitativement.

En plus, le domaine du logiciel (Ansys15.0.7). Au dbut du projet, je ne savais pas lutilis,et, cause de a, je nai pas fait la bonne modlisation, ce qui ma pris beaucoup de temps pourlapercevoir.

Juste une dernire, au niveau des conditions limites. Cest un travail assez intressent, trouvercelles qui bien reprsentent la situation physique. On a pu voir que diffrents conditions limitesdonnent des rsultats diffrents, mais javais deux experts en aronautique qui mont donn

tout le support quil ma fallu.

VI. Conclusion


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Ce projet consiste vrifier et optimiser la structure dun ULM classe 3. Pour simplifierltude, nous navons quvaluer le fuselage dans sa structure arrire qui a t tudieindpendamment.

Nous avons commenc par la cration du modle filaire de la partie, puis nous avons valid

les conditions aux limites. Finalement nous avons tudi son comportement dans les caslimites de chargement 4prescrit par les rglementations Franaise pour les aronefs.Le but principale est diminuer la masse et garder la rsistance aux conditions de vols. Cela

tait russi, une fois quon est sorti dun peu prs de 45 pour39 . Cette baisse sempletre petite, par contre elle peut avoir un effet significatif sur la consommation de combustibleen vol et en roulage.

VII. Bibliographie


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[1]M. Moreira, N.A. Amin, VERIFICATION ET OPTIMISATION DE LARESISTANCE STRUCTURELLE DU PTITAVION, France, Polytech Lille, 2015

[2]Federal Aviation Administration, Aviation Maintenance Technician Handbook-Airframe, Volume

1, cap.

1, EUA,

2012

[3]M.C-Y. Niu, AIRFRAME STRUCTURAL DESIGN Practical Design Informationand Data on Aircraft Structures, Lockheed Aeronautical Systems Company, caps. 3et11, California (EUA) 1988.[4]H. Fkt, Les Secrets de la construction des aronefs lgers Conception.Dimensionnement. Construction. Essais, France, 2010[5] R.G. Desgrandschamps, Calcul et construction des avions lgers, 2ed., France.

Rapport PFE - Bezerra Cotias Dos Santos, Mikael

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