COURS

ACTIVITÉ DES COURS

HEURES

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Introduction à l’aérodynamique et aux avions

Introduction à l’aérodynamique

Types de l’écoulement de l’air. Soufflerie aérodynamique. La résistance de l’air. La résultante aérodynamique sur une plaque inclinée.  Géométrie des profils d'aile : corde, angle d’attaque, allongement, cambrure relative, la position de la cambrure maximale, le rayon de courbure du bord d’attaque, l’épaisseur relative et la variation de l’épaisseur le long de la corde. Classification des profils selon leur ligne moyenne. Expression du coefficient de portance, coefficient de traînée, finesse aérodynamique, polaire, rapport de la portance à la traînée, position du centre de poussée, ou le coefficient de moment. Dispositifs hypersustentateurs.

Introduction aux avions

Les régimes de vol : palier rectiligne uniforme, montée rectiligne uniforme, descente rectiligne uniforme, en virage symétrique en palier. Surfaces de commande.

L’ordinateur des données de l'air ADC

À partir des données mesurées par les capteurs de pression à l’aide de l’ADC, nous allons calculer les valeurs de l’altitude, le nombre de Mach et la vitesse calibrée qui seront affichés sur les instruments du tableau de bord d’un avion. Tracé et validation des graphiques de :

1. la vitesse de son,
2. facteur de réduction de densité et
3. pression statique vs l’altitude,
4. rapport des pressions vs nombre de Mach,
5. pression dynamique vs la vitesse calibrée.

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Équations de mouvement longitudinal de l’avion – solution exacte et solution approximative

Le système des axes pour l’avion. Dérivation des équations de mouvement de l’avion. Calcul des forces et des moments de l’avion par la loi de Newton. Orientation et position de l’avion. Vitesse absolue en fonction des angles d’Euler. Calcul des forces gravitationnelles et des forces de propulsion. Théorie des petites perturbations. Calcul des dérivées de stabilité. Solution exacte et  approximative de la stabilité longitudinale de l’avion.

Séparation du mouvement :

1. Période courte et
2. Période longue.

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Solution exacte et approximative de la stabilité latérale de l’avion. 

Séparation du mouvement :

1. Roulis,
2. Roulis hollandais et
3. Spirale. 

Classification des classes d’avions en fonction de leurs poids.  Les phases de vol des avions : terminales  et non terminales. Calcul des qualités de vol d’un avion en fonction de la fréquence et de l’amortissement calculés de l’avion.

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Stabilité statique de l’avion vue par le pilote :

1. Longitudinale,
2. Directionnelle,
3. Latérale. 

Stabilité dynamique de l’avion vue par le pilote : positive, neutre, négative.

Modes dynamiques de mouvement de l’avion vus par le pilote :

1. Période  courte,
2. Période longue,
3. Roulis,
4. Spirale et
5. Roulis hollandais. 

Caractéristiques des systèmes en boucle ouverte vs boucle fermée. Le mouvement statique longitudinal d’un avion vu par le pilote. La mesure de la stabilité longitudinale – M_?  vue par le pilote.  Les dérivées de stabilité longitudinales M_q et M_? vues par le pilote.

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Stabilité dynamique longitudinale de l’avion vue par le pilote :

1. Période longue  et  
2. Période courte.

Réponses dynamiques longitudinales vues par le pilote.  

Dérivées de stabilité latérale directionnelle vues par le pilote :

1. Stabilité directionnelle N?   ( Moment de lacet dû à l’angle de glissade ??),
2. Dérivées d’amortissement Nr et Lp ,
3. L’amortissement de roulis Lp (Moment de roulis dû au taux de roulis p ),
4. Dérivées de couplage L?, Lr et Np ,
5. L’effet dièdre L? (Moment de roulis dû à l’angle de glissade ??),
6. Roulis dû au taux de lacet Lr ,
7. Lacet dû au taux de roulis Np.

Dérivées de couplage de commande :

1. Moment de roulis dû aux entrées de commande de roulis L?a,
2. Moment de lacet dû aux entrées de commande de lacet N?r,
3. Moment de lacet dû aux entrées de commande de roulis N?a,
4. Moment de roulis dû aux entrées de commande de lacet L?r

Stabilité statique directionnelle vue par le pilote. Stabilité dynamique latérale directionnelle vue par le pilote.

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Vibration libre d'un système non amorti. Solution du mode normal. Méthodes de commande classique : Méthode de placement des racines (Single pole placement) et 2) Méthode de placement des 2 racines. Méthode des valeurs propres : Exemples 1 et 2.

Le lieu des racines : Théorie et 6 exemples.  Étapes pour la construction de lieu des racines.

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EXAMEN INTRA SEMESTRIEL

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Introduction aux systèmes de commande des avions :

1. Le lieu des racines,
2. La stabilité du système,  
3. Racines, zéros et asymptotes du système en boucle fermée,
4. Spécifications dans le domaine du temps,
5. Méthode de résolution par l'espace d'état : Contrôlabilité et Observabilité.

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Exemples de stabilité, commande de l’avion et l'influence des rafales. Théorie sur des rafales rectangulaires, rafales 1-cosinus et rafales instationnaires.

Exemples :

1. Le facteur de charge dû à une rafale maximale statique pour le Lockheed Jetstar,
2. Théorie du mouvement de roulis pur en domaine temporel et fréquentiel
3. Vitesse de roulis par le DC-8,  
4. Variation dans l’angle de roulis de l’avion dû à l’application d’un impulse,
5. Réponse d’un avion sous une contrainte de roulis pure.

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Exemples de stabilité, commande de l’avion et l'influence des rafales (suite).

Exemples :

1. L’amplitude et l’angle de DC-8 suite à l’application d’une déflexion d’angle de l’aileron de 5⁰,
2. Valeurs et vecteurs propres du mouvement latéral de l’avion,
3. Approximation de roulis hollandais afin d’estimer la dynamique latérale directionnelle d’un avion DC-8 dans un vol de croisière,
4. Mouvement de roulis pur pour un avion en virage stationnaire vers la gauche avec angle de roulis de 30⁰  du DC-8,
5. Réponse de l’angle de roulis par rapport à l’entrée donnée de la déflexion d’angle de l’aileron du DC-8,
6.  L’approximation simplifiée du mode de roulis hollandais du DC-8,
7. Retour de la vitesse de lacet dans la matrice de gain afin d’en augmenter l’amortissement de mode de roulis hollandais du DC-8.

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Systèmes de commande d’un avion :

1. Système d’augmentation de la stabilité du  F-16,
2. Système de commande de l’angle de roulis,
3. Stabilité latérale de l’avion B-747,
4. Perturbation de l’avion.
5. Indice de performance.

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Commande optimale, méthode LQP, Méthode Explicit model following, Exemples avec la méthode LQP et LQR. Illustration d’un système d’augmentation de stabilité. Exemple de modèle de l’avion B-52 rigide.

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Révision générale.

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Laboratoires

30

Intra

3 heures

30

Final

3 heures

40