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2014/2015
République Algérienne Démocratique et Populaire Ministère de l’Enseignement Supérieur et de la Recherche Scientifique
Université Akli Mohand Oulhadj (Bouira)
Faculté des Sciences et des Sciences Appliquées Département de Génie Mécanique
PROJET DE FIN D’ETUDES
Présenté pour l’obtention du Diplôme de Master par :
Foudi Amina
Ouarab Safia
Spécialité : Mécanique Energétique
THEME
Soutenu le 15/06/2015 : MAHFOUD. B Maitre de conférences B Université de Bouira Président HANNACHI. I Maitre Assistant B Université de Bouira Membre MOUSSAOUI. M Maitre Assistant A Université de Bouira Membre DJELLAL. S Maitre de Conférences B Université de Bouira Rapporteur
Design aérodynamique d'un corps volant : Application à un drone civil.
Dédicace
A qui puis-je dédier ce travail, à mes très chers parents, dont le sacrifice, la tendresse, l’amour,
la patience ; le soutien ; l’aide et les encouragements sont le secret de ma réussite.
Sans eux je ne serai pas ce que je suis aujourd’hui.
Je dédie ce travail également à mes chers frères : Houssem, Oussama, et mes sœurs : Dina et
kamélia.
A tous les membres de la famille OUARAB.
A tous mes amis et mes collègues avec qui j’ai partagé des moments inoubliables à l’Université.
A ceux avec qui je partage de bons souvenirs. A tous ce que j’aime et tous qui m’aiment. A tous ce
qui m’ont aidé de prés ou de loin dans la réalisation de ce travail.
Et en particulier à mon binôme Amina et sa famille.
Safia.
Dédicace
A qui puis-je dédier ce travail à mes très chers parents, dont le sacrifice, la tendresse, l’amour,
la patience, le soutien, l’aide et les encouragements sont le secret de ma réussite.
Sans eux, je ne serai pas ce que je suis aujourd’hui.
Je dédie ce travail également à mes chères sœurs : Samia, Sarah, Lynda et mon frère Karim.
A tous mes amis et mes collègues avec qui j’ai partagé des moments inoubliables à l’Université.
A ceux avec qui je partage de bons souvenirs. A tous ce que j’aime et tous qui m’aiment.
A tous ce qui m’ont aidé de prés ou de loin dans la réalisation de ce travail.
Et en particulier à mon binôme Safia et sa famille.
Amina.
Remerciements
Au terme de ce travail, nous devons remercier tout d’abord ALLAH qui nous a donné la force et le courage de suivre nos études et d’arriver à ce
stade.
Nous tenons à remercier notre encadreur Monsieur « S. DJELLAL » dans l’aide à la
réalisation de ce travail, et pour la confiance qu’il nous a apportée en nous fournissant une grande
liberté dans la pratique de notre travail de recherche. Merci aussi pour sa très grande patience
et sa compréhension et ses compétences scientifiques.
Nous tenons aussi à remercier les membres de jury.
Enfin, nous renouvelons nos remerciements à ceux qui nous ont aidés de prés ou de loin pour réaliser
ce travail sans oublier nos familles pour leur support inconditionnel, leur amour et leur
patience.
ملخص
تھدف ھذه الدراسة إلى تصميم أولي لطائرة بدون طيار الستعماالت مدنية انطالقا من احتياجات أولية مفروضة ُمسبقا مع احترام المقاييس الدولية الخاصة بھذا النوع من
.الطائراتيم قمنا بتقييم أّولي للكتلة الكلّية للطائرة ثم تصميم كامل لألجزاء، بعد ذلك تّم إعادة التقي
.الدقيق لجميع الكتل لحساب مركز ثقل الطائرة و مركزھا األيروديناميكيبالمائة و الذي 8,5النتائج النھائية سمحت بالحصول على فارق توازن ثابت يساوي
.ديناستقرار جييدّل على تصميم ومركز ايروديناميكي، مركز الثقل، الثقل على الجناح، الثقل على :كلمات مفتاحية
.رق توازن ثابتاتطاعة، تصميم ايروديناميكي، طائرة بدون طيار، فاالس
Résumé
Dans ce projet, nous avons présenté une méthode de design conceptuel d’un drone civil en partant de certains besoins de départ et en utilisant des données statistiques tout en respectant la norme correspondante (JAR 22). Nous avons conçu la configuration aérodynamique finale imposée par les contraintes aérodynamiques, structurales et de stabilité. Ces dernières sont en général contradictoires, d’où la nécessité d’un compromis entre les différents paramètres. La configuration de drone réalisée présente une marge statique de 8.5 % synonyme d’une bonne stabilité. Le calcul des performances final a permis de situer le design dans des marges acceptables selon les données statistiques. Mots clés : Centre aérodynamique, Centre de gravité, Charge alaire, Charge de puissance, Design aérodynamique, Marge statique.
Abstract
In this project, we present a conceptual design method for a civil UAV with some initial requirements and following statistic data with respect to the JAR 22 standards. We have designed a final configuration imposed by aerodynamic, structural and stability constraints. In general all these constraints are conflicting, so we have to use some compromise to achieve our goal. The realized design has a static margin equal to 8.5%, which is very acceptable following the published data. Key words : Aerodynamic center, Aerodynamic design, Center of gravity, Power loading, Static margin, UAV, Wing loading.
Sommaire Dédicaces
Remerciements
Liste des tables
Liste des figures
Liste des notations et abréviations
Chapitre 0 : Introduction générale ……………………………………….………...1
Chapitre I : Les drones (UAV, RPV)
I.1 Introduction ……………………………………………………………………....2
I.2 Utilisation des drones ……………………………………………………………3
I.3 Classification et différents types …………………………………………...........4
Chapitre II : Concepts de base et définitions des paramètres utilisés en
Aérodynamique
II.1 Définitions aéronautiques ……………………………………………………….8
II.2 Bases de l’Aérodynamique …………………………………………………….11
II.3 Centre de poussée et centre aérodynamique ……………………………….......17
II.4 Surfaces de contrôle …………………………………………………………....19
Chapitre III : Design conceptuel du drone
III.1 Notions de design aérodynamique …………………………………………....20
III.2 Besoins de départ ……………………………………………………………..21
III.3 Première estimation du poids de l’aéronef ……………………………………22
III.4 Estimation des paramètres critiques de performance ………………………...25
III.4.1 Coefficient de portance maximale …………………………………..26
III.4.2 Calcul de la charge alaire W0/S (la masse totale sur la surface de
l’aile) ……………………………………………………………………...…27
III.4.3 Le rapport T/W0 (la poussée sur la masse totale au décollage) …………….28 III.4.3.1 Influence de la distance au décollage ………………..…..29
III.4.3.2 Influence de la vitesse de montée …………………..…….32
III.5 Configuration de l’aéronef …………………………………………………38
III.5.1 Choix et intégration du système de propulsion …..………………………...38
III.5.2 Configuration de l’aile ………………………………………………39
III.5.3 Configuration du fuselage …………………………………………..44
III.5.4 1ère estimation de la position du centre de gravité …………………..46
III.5.5 Configuration de l’empennage horizontal et vertical ……………….50
III.5.6 Dimensions de l’hélice ……………………………………………...55
III.5.7 Train d’atterrissage et son emplacement par rapport à l’aile ……….56
III.5.8 Calcul du point neutre …………………………………….………...58
III.6 Meilleure estimation du poids ………………………………………………...65
III.7 Analyse de performance ………………………………………………………68
III.8 Meilleure estimation de la position du centre de gravité ……………………...68
III.9 Centre aérodynamique et marge statique ……………………………………..70
Conclusion générale et recommandations ………………………………………...74
Références bibliographiques ………………………………………………………76
Liste des tables
Tables page Table III.1 Avantages et inconvénients des configurations du système de propulsion
………………………………………………………………………………………..38
Table III.2 Comparaison des différentes configurations d’ailes …………………39
Table III.3 Effet de l’effilement sur certaines caractéristiques …………………...42
Table III.4 Influence du type de train d’atterrissage sur les Performances ………..57
Table III.5 Statistique des dimensions des roues ………………………………....63
Table III.6 Différents poids utilisés pour estimer le C.G ………………………....69
Liste des figures
Figures page Figure I.1 Classement des drones suivant le poids et la taille ……………………4
Figure I.2 Voilure fixe ………………………………….……………….…………5
Figure I.3 Voilure tournante …………………………………………………...…5
Figure I.4 Micro drone à ailes battantes .…………………………………………5
Figure I.5 Les types de drones selon l’altitude de mission………….……………6
Figure I.6 Lancement à la main d’un drone En Irak ……….………….………...7
Figure I.7 Phase de lancement sur catapulte d'un drone ………………………7
Figure I.8 RQ-2B Pioneer en mode télécommandé.……………………………...7
Figure II.1 Géométrie planaire de l’aile……………………....…………………...8
Figure II.2 Force et moment aérodynamiques et leurs sources ………..………...11
Figure II.3 Force aérodynamique résultante et ses différentes composantes..…...12
Figure II.4 Moments autour du bord d’attaque et autour du quart ………………13
Figure II.5 Courbe typique du coefficient de portance pour un profil non
symétrique …………………………………………..……………….14
Figure II.6 Courbe typique du coefficient de moment de tangage autour du quart
…………………………………………………………………………....…………..14
Figure II.7 Courbes des coefficients de portance et de trainée et de moment pour
différents Reynolds ………………….….…………………………...15
Figure II.8 Polaire aérodynamique (drag polar) et détermination du point de
performance maximale ………………………………………………15
Figure II.9 Distribution de pression sur un profil …………….…………………16
Figure II.10 Répartition de pression en fonction de la corde …...………………..17
Figure II.11 Centre de poussée………………...……………...…………………...17
Figure II.12 Variation de la position du centre de poussée avec l’incidence ..……18
Figure II.13 Surfaces de contrôle classiques d'un avion de transport ……………19
Figure III.1 Variation de We/W0 en fonction de W0 ……………………………..23
Figure III.2 Profil de mission ………………………….…………………………25
Figure III.3 Profil NACA 4418 ……………………………………………...…...26
Figure III.4 Distance totale au décollage …………………………..……………..29
Figure III.5 Calcul de la distance pendant le décollage …………………..………30
Figure III.6 Rapport surface mouillée sur surface de base pour différents
aéronefs………………………………………………………………33
Figure III.7 Coefficient de frottement pour une variété d’aéronefs .……………...33
Figure III.8 Rapport d’aspect pour les drones existants…………………………..34
Figure III.9 Diagramme statistique des performances ………..………………..…36
Figure III.10 Configurations pour système de propulsion ………………..........…38
Figure III.11 Facteur de traînée induite en fonction de pour différents AR …….41
Figure III.12 Vue de la demi aile sur le plan ………………………………………42
Figure III.13 Configurations de la position de l’aile par rapport au fuselage .....…..43
Figure III.14 Configuration du fuselage ……………………………………….…..45
Figure III.15 Equilibrage d’un avion classique ……………….…………......…….46
Figure III.16 Principe d’équilibrage d’un avion classique ………………………...47
Figure III.17 Calcul des moments autour du nez ………………………………..…48
Figure III.18 Calcul de la corde aérodynamique moyenne (M.A.C) ...…………… 49
Figure III.19 Géométrie de l’aile [position du C.G et du m.a.c de l’aile] ……….…49
Figure III.20 Différentes configurations d’empennage …………………………….51
Figure III.21 Bras de levier de l‘empennage horizontal ……………………………52
Figure III.22 Fuselage et empennage horizontal………………………...………….54
Figure III.23 Fuselage et empennage vertical (dimensions en mètres)……..………54
Figure III.24 Forme et dimensions de l’empennage vertical (dimensions en m) ......55
Figure III.25 Emplacement de l’aile …………………..……………………………58
Figure III.26 Position du train d’atterrissage …………………...…………………..61
Figure III.27 Diagramme de force pour l’obtention de la distribution de la charge sur
les pneus …………………………………………………….………..61
Figure III.28 Configuration initial du design conceptuel de l’aéronef ………….…64
Figure III.29 Estimation de la surface mouillée du fuselage par approximation de la
surface totale………………………………………….………………67
Figure III.30 Meilleure estimation du centre de gravité de l’aéronef ..……………70
Figure III.31 Position du point neutre et calcul de la marge statique………………72
Figure III.32 Vue en 3D du modèle conçu du drone ……………………………….73
Liste des notations et abréviations
Notations latines
a Tangente de la courbe de portance [----]
Af Surface mouillée du fuselage [m2, ft2]
aht Tangente de la courbe de portance pour l’empennage horizontal [----]
AR Allongement [----]
b Envergure [m, ft]
c Corde de l’aile [m, ft]
C Consommation spécifique du fuel [lb/hp/hr, kg /w/hr]
C.A Centre aérodynamique [----]
Cfe Coefficient de frottement pariétal [----]
cr Corde à l’emplanture de l’aile [m, ft]
ct Corde à l’extrémité de l’aile [m, ft]
c Corde aérodynamique moyenne de l’aile [m, ft]
CD Coefficient de traînée [----]
0DC Coefficient de traînée à portance nulle [----]
C.G Centre de gravité [----]
CL Coefficient de portance [----]
Cm, cm Coefficient du moment de tangage [----]
C.P Centre de poussée [----]
Cp Coefficient de pression [----]
d Diamètre [m, ft]
D Traînée (Drag) [N]
e0 Coefficient d’Oswald [----]
f Finesse [----]
g Accélération de la pesanteur [m/s2]
hOB Hauteur de l’obstacle à surmonter exigée par la norme JAR22 [m, ft]
K Coefficient de traînée due à la portance [----]
L Portance [N]
D
L Finesse [----]
LE Bord d’attaque (Leading Edge) [----]
m.a.c Centre aérodynamique moyen (mean aerodynamic center) [----]
M.A.C Corde aérodynamique moyenne (Mean Arodynamic Chord) [m, ft]
P Puissance [hp, w]
p Pression [Pa]
R Rayon de croisière [m, ft]
Re Nombre de Reynolds [----]
S Surface de référence de l’aile [m2, ft2]
Sa Distance de décollage (airborne) [m, ft]
Sg Roulement au sol (ground) [m, ft]
Swet Surface mouillée (wetted) [m2, ft2]
t Epaisseur du profil [m, ft]
T Poussée [N]
W
T Charge de puissance [----]
V Vitesse [m/s, ft/s]
W Masse [kg, lb]
S
W Charge alaire [lb/ft2, kg /m2]
x Distance [m, ft]
gx Position du centre de gravité [m, ft]
xn Position du point neutre [m, ft]
Notations grecques
Angle d’incidence [Rad]
Facteur de traînée induite [----]
Angle de déflexion (downwash) [Rad]
d Rendement du design [----]
ngle du dièdre de l’aile [Rad]
Effilement [----]
pr Rendement de l’hélice [----]
Masse volumique [kg/m3]
Contrainte de cisaillement [Pa]
Indices
HT Empennage horizontal (Horizontal tail)
Max Maximal
Stall Conditions du décrochage
TO Conditions du décollage (TakeOff)
VT Empennage vertical (Vertical Tail)
Conditions de l’écoulement libre
0 Total au décollage Abréviations
HALE High Altitude Long Endurance
JAR Joint Aircraft requirements
LALE Low Altitude Long Endurance
LASE Low Altitude Small Endurance
MALE Medium Altitude Long Endurance
MAV Micro Aerial Vehicule
NACA National Advisory Committee for Aeronautics
RAE Royal Aircraft Establishement
RPV Remote Aircraft Vehicule
STOL Short Takeoff and Landing
SUAV Small Unmanned Aeriel Vehicule
UAV Unmanned Aeriel Vehicule
UCAV Unmanned Combat Air Vehicule
VTOL Vertical Takeoff and Landing
Introduction générale
1
Chapitre 0
Introduction générale
Les drones ou UAV ont connu ces dernières années un essor considérable surtout dans le
domaine militaire avec l’apparition d’armes de destruction massive qui affligent de lourdes
pertes et surtout l’accroissement des conflits régionaux (Irak, Afghanistan, Balkanes . . ).
Cet intérêt croissant a aussi touché le secteur d’applications civiles surtout dans les zones
sensibles et dangereuses. Malheureusement, les données concernant ce type d’aéronef reste du
domaine secret, propre à quelques bureaux d’études à l’inverse de l’aviation générale.
Cette étude a pour finalité de combler ce vide en utilisant les données approximatives
disponibles.
Donc, l’objectif principal de ce mémoire est de concevoir la partie Aérodynamique d’une
configuration de drone dédié aux applications civiles. Ni le calcul de structures, ni le guidage
ne seront abordés dans cette étude.
Ainsi, le travail effectué dans le cadre de cette étude est présenté dans ce manuscrit organisé
en trois (03) chapitres :
Le chapitre I présente une introduction aux drones, à leurs caractéristiques principales qui
définissent leur utilisation dans les différentes applications civiles et militaires. Nous donnons
les avantages et les inconvénients les plus importants ainsi que les différents types de drones.
Dans le chapitre II, une attention particulière est adressée vers les différentes définitions
aéronautiques et aérodynamiques que nous allons utiliser pendant le design.
L’étape la plus importante est le design conceptuel du drone. Elle sera présentée dans le
chapitre III. Nous décrivons les procédures suivies pour arriver à notre but, et la conception
finale. Le calcul des masses, le centrage et de la marge statique représentent les points clé de
cette étape. Ceci n’est pas évident tant que les différents paramètres sont antagonistes, ce qui
nous mène à des compromis tout en respectant les besoins de départ imposés par le cahier de
charge et les normes en vigueur pour ce type d’aéronef.
Ce travail sera terminé par des conclusions et des recommandations.
Chapitre I. Les drones (UAV, RPV)
2
Chapitre I
Les drones (UAV, RPV)
I.1 Introduction
Contrairement à l’aviation générale les drones sont des applications récentes qui ont connu un
grand essor surtout dans le domaine militaire due aux lourdes pertes subies pendant la
seconde guerre mondiale par les aviations d'observation de chacun des antagonistes qui
suscitèrent l'idée d'un engin d'observation militaire sans équipage (ni pilote, ni observateur).
Les drones sont des aéronefs légers et ultra légers capables de voler et d'effectuer une mission
sans présence humaine à bord. Cette première caractéristique essentielle justifie leur
désignation de Uninhabited (ou Unmanned) Aerial Vehicul (UAV). D'origine anglaise, le mot
«drone», signifie «bourdon», ou «bourdonnement».
Cette première caractéristique, essentielle, supprime toute notion de risque pour l'équipage,
notamment dans le domaine militaire. Ces qualités ont incité les forces armées à les intégrer
progressivement dans la panoplie des moyens aériens engagés sur les théâtres d'opérations et
ce, en complément des systèmes classiques, avions, hélicoptères, missiles de croisière, et
satellites. Ainsi, le domaine d'action des drones ne cesse de s'élargir sur une large gamme
allant du mini drone tactique, à l'échelle du fantassin, au drone stratégique de haute
technologie.
De part leurs avantages, les drones sont utilisés dans plusieurs applications civiles et
militaires.
Actuellement 90% du marché mondial des drones est utilisé à des fins militaires où la
vocation principale est la surveillance et le renseignement, le support au combat et le combat
(UCAV).
Les drones présentent plusieurs avantages :
L’absence d’équipage à bord permet des missions de plus longue durée [1].
La réduction des coûts financiers de conception, d’entretien [1].
Limiter et éviter des risques humains dans les environnements dangereux [2].
peuvent exécuter des missions de grande flexibilité [3].
La capacité de charge utile relativement haute et variée [4].
Chapitre I. Les drones (UAV, RPV)
3
La mobilité stratégique car ils sont en générale aérotransportable et trouveront une
place sur des plates-formes d’envol marine réduite comme des patrouilleurs de haute
mer [5].
Mise en ouvre rapide par une unité proche d’une zone d’opération ou au contact et
dont les données sont exploitée sur place [5].
Souplesse d'opération (envoi, récupération, réutilisation).
Et éventuellement des inconvénients techniques et pratiques tels que :
En tant qu’engins non habités et présentant des risques de défaillances techniques
irrécupérables, ils nécessitent des certifications rigoureuses pour être autorisé à voler.
Il y a très peu d’éléments disponibles en matière d’étude de fiabilité, de concept de
maintenance sur les drones en général et de couts d’acquisition et de soutien en
particulier [5].
La photographie aérienne peut être sujette à des réclamations pour atteinte à la vie
privée et liberté personnelle.
Problème de tenue mécanique suites aux dommages subies pendant les atterrissages
forcés [6].
I.2 Utilisation des drones
Pour les applications, militaires, généralement secrètes et sensibles. Les drones sont utilisés
pour :
La préservation maximale de la vie des soldats en tenant l’information
disponible en temps réel [1].
La prise de décision tactique en générant des modifications majeures dans la
manière de concevoir non seulement les opérations aériennes, mais, au-delà,
les principes mêmes des opérations inter armées [1].
Les missions principales telles que la reconnaissance, l’espionnage et l’écoute.
Dans le domaine civil, ils sont utilisés dans une grande variété d’applications :
Recherche et sauvetage dans les endroits inaccessibles et dangereux, comme
les montagnes, la mer et les centrales chimiques [2] .
Chapitre I. Les drones (UAV, RPV)
4
La reconnaissance des frontières, l’évaluation des dommages, la surveillance
des feux de forêt, des lignes électriques haute tension, le survol des régions
éloignées, montagneuses et peu accessibles, des zones de pêche et des routes
maritimes très fréquentées et dangereuses, les niveaux de pollution
atmosphérique ou en mer, la surveillance du trafic routier, les tracés terrestres
et la cartographie [1] .
la surveillance des pipelines de pétrole et de gaz, surveillance de cargaisons
dangereuses, des sources d'eau, des vestiges archéologiques, des filons de
matières premières ou de combustible [1].
I.3 Classification et différents types
Tout comme les avions classiques, les drones peuvent être classés de plusieurs manières, on
cite entre autres le poids (taille), le type de voilure, l’altitude de mission, le mode de
propulsion (motorisation) et l’autonomie.
Les drones sont de taille et de masse variables (du micro drone au drone stratégique) ; de
quelques centimètres à une quarantaine de mètres, et de quelques dizaines de grammes à une
quinzaine de tonnes ; c'est, d'une part, les performances requises par la mission et, d'autre part,
la nature et l'importance de la charge utile, qui sont déterminants (figure 1-1) [7].
Figure (1-1) : Classement des drones suivant le poids total (Gross weight) et la taille [envergure (wingspan)] [7].
Chapitre I. Les drones (UAV, RPV)
5
Les drones peuvent être aussi classés suivant le type de voilure utilisée, soit des voilures fixes
(figure 1-2), ou voilure tournante (figure 1-3) ou même des ailes battantes (figure 1-4) dont
certains micro-drones sont équipés pour être facilement introduits dans les petits espaces
confinés.
Figure 1-2 : voilure fixe [8]. Figure 1-3 : voilure tournante
Figure 1-4 : Micro drone à ailes battantes [8].
La motorisation du drone est dictée par la mission qui lui est attribuée ; elle est déterminée par
la grosseur de la machine (et sa masse), l'altitude et la durée de son vol. On retrouve sur les
drones toute la palette des motorisations possibles pour les avions (moteurs à pistons, avec ou
sans turbocompresseur, turboréacteurs), auxquelles s'ajoutent, pour les petits drones, les
moteurs électriques qui peuvent être alimentés soit par une batterie embarquée soit par énergie
solaire [9].
Le type de mission du drone spécifie aussi l’altitude à laquelle le drone est destiné (figure
1.5). Elle peut varier de quelques mètres pour les micro drones à des dizaines de kilomètres
Chapitre I. Les drones (UAV, RPV)
6
(HALE : haute altitude et longue endurance) pour les drones stratégiques (Global Hawk) et
les drones d’exploration scientifique.
Figure 1-5 : les types de drones selon l’altitude de mission
Du point de vue fabrication, les drones qui sont des engins volet utilisant les même matériaux
de l’aviation civile ; les alliages métallique léger, le bois et récemment les matériaux
composite, polyéthylène, s-verre (magnésie d’alumine verre de silicate avec haute résistance),
verre E (verre de forte résistivité électrique), d’aramide, de quartz, de renforcement des fibres
de graphite époxy. Ces derniers présentent surtout des avantages liés au poids et à la tenue
mécanique[6].
La mise en vol d'un drone peut s'effectuer depuis une plate-forme terrestre ou maritime, ou
encore depuis un autre véhicule aérien. Il peut être lancé à la main (c'est le cas des drones de
petites dimensions) (figure 1.6) ; il peut être catapulté (figure 1.7).
Il peut aussi décoller ; on distingue toutefois deux catégories de drones : ceux qui requièrent
effectivement l'assistance d'un pilote au sol (figure 1.8), par exemple pour les phases de
décollage et d'atterrissage, et ceux qui sont entièrement autonomes. Cette autonomie de
pilotage peut s'étendre à la prise de décision opérationnelle pour réagir face à tout événement
aléatoire en cours de mission.
Chapitre I. Les drones (UAV, RPV)
7
Figure 1.6 : Lancement à la main d’un drone de petites dimensions en Irak [10]
Figure 1.7 : Phase de lancement sur catapulte d'un drone
Figure 1.8 : RQ-2B Pioneer en mode télécommandé[10].
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
8
Chapitre II
Concepts de base et définitions des paramètres utilisés en aérodynamique
Dans ce chapitre, nous donnons les définitions aéronautiques et les concepts de bases en
Aérodynamique que nous allons utiliser dans le design de notre drone et servant de base pour
tout débutant dans le domaine.
II.1 Définitions aéronautiques II.1.1 Géométrie de l’aile La figure II.1 représente une vue de dessus de l’aile d’un avion et inclut les différents
symboles utilisés :
Envergure : notée par b. c’est la distance entre les deux extrémités de l’aile ; la
distance, s, entre l’extrémité et la ligne centrale, est appelée demi-envergure.
Cordes : les deux longueurs cT et c0 sont respectivement, les cordes à l’extrémité et à
la racine (l’emplanture).
II.1 Géométrie planaire de l’aile
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
9
Surface planaire de l’aile : S = corde X envergure = c X b Corde moyenne : si l’aile présente une forme trapézoïdale, la corde moyenne est
obtenue par un calcul graphique simple.
Allongement (Rapport d’aspect) : S
bAR
2 . Pour une aile rectangulaire,
c
bAR
Effilement (Taper Ratio) (): est le rapport entre la corde à l’extrémité et la corde à
l’emplanture (racine). Le rapport entre les deux est l’effilement (taper ratio) . en
général < 1.
Epaisseur : l’épaisseur du profil est dicté par des considérations aérodynamiques et
structurelles.
I.1.2 Géométrie du profil Nomenclature :
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
10
Profil symétrique : utilisé surtout dans les cas où la portance recherchée n’est pas élevée (empennages)
Profil cambré : la cambrure sert à obtenir des valeurs de portance même à incidence nulle.
Classification des profils
a) Profils théoriques : ils sont déduits de cercles à partir des transformations conformes
(ex : transformation de Joukowski).
b) Profils empiriques : étudiés et conçus expérimentalement entre 1920 et 1960 par la
RAE (Royal Aircraft Establishement) et NACA (National Advisory Comittee of
Aeronautic), donnant plusieurs familles de « profils standards »[11].
Famille de profils à 04 chiffres, ex : NACA 0012 (symétrique), NACA 2412 (non
symétrique).
Famille de profils à 05 chiffres, ex : NACA 23012
Famille de profils série 6, ex : NACA 64-212
Famille des profils laminaires, ex : NACA 662-215
Dans chaque famille, ces chiffres représente les caractéristiques géométriques, ex : dans le
profil NACA 4418, le premier 4 exprime le pourcentage de la cambrure relative maximale
égale à 4%, le deuxième 4 représente la position de la cambrure max (40%) et le 18 représente
le pourcentage de l’épaisseur relative maximale = 18%.
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
11
II.2 - Bases de l’Aérodynamique II.2.1 Forces aérodynamiques et moments Les forces et les moments aérodynamiques sur un corps quelque soit sa complexité sont dues
à deux sources :
Distribution normale de pression (p) sur la surface (figure II.2a).
Distribution tangentielle de contrainte de cisaillement () sur la surface (couche limite).
L’intégration des distributions de p et sur la surface complète de l’obstacle donne une force
aérodynamique résultante R et un moment de tangage M (figure II.2b).
Figure II.2 : (a) contraintes, (b) force et moment aérodynamiques.
La force aérodynamique résultante peut être décomposée en deux composantes (figure II.3) :
L : portance (lift). C’est la composante perpendiculaire à l’écoulement. Son rôle est la
sustentation du corps aérodynamique.
D : trainée (Drag). C’est la composante de la force aérodynamique parallèle et opposée à la
direction de l’écoulement.
La performance aérodynamique d’un corps est donnée par la polaire ou par la finesse, qui est
le rapport L/D [ordre de grandeur : 2 à 60].
Dans un corps aérodynamique réel, les forces et les moments sont trois forces [portance,
trainée et force latérale] et trois moments [tangage, roulis et lacet] (figure II.3). En général,
seuls la trainée, la portance et le moment de tangage qui sont pris en compte dans les études
préliminaires, vu leur importance.
Dans tout travail de design, on cherche à augmenter la portance et diminuer la trainée (c’est le
souci majeur de tout aérodynamicien) sans pour autant altérer les autres performances
(structure, mécanique du vol et propulsion). Tout ça en répondant à un cahier de charge
imposé par l’utilisateur au préalable.
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
12
Figure II.3 : force aérodynamique résultante et ses différentes composantes (L : portance, D : trainée)
Convention de signe : Moment positif (cabreur) : tend à augmenter l’angle d’attaque et basculer le bord d’attaque
vers le haut.
Moment négatif (piqueur) : tend à diminuer l’angle d’attaque et basculer le bord d’attaque
vers le bas.
Le moment (figure II.4) peut être exprimé autour du bord d’attaque (MLE) ou autour du quart
de la corde (Mc/4). Pour les mêmes distributions de pression et de cisaillement MLE ≠ Mc/4.
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
13
Figure II.4 : Moments autour du bord d’attaque et autour du quart
L’expérience montre que les forces aérodynamiques sont fonction de :
L’angle d’attaque ()
La forme du profil
L’allongement de l’aile (AR)
La vitesse relative
La masse volumique de l’air
La surface de l’aile
II.2.2 Coefficients des forces et des moments C’est des valeurs adimensionnelles obtenues par analyse dimensionnelle
Coefficient de portance SV
2
1L
C2
L
[ordre de grandeur : 0.7 à 2.8]
Coefficient de trainée SV
2
1D
C2
D
[ordre de grandeur : 0.002 à 0.5]
Coefficient de moment lSV
2
1M
C2
m
S est la surface de référence (planform area) et non pas la surface mouillée qui est difficile à
calculer pour les corps complexes. Plusieurs méthodes sont utilisées pour calculer la surface
mouillée ; on utilise soit des méthodes approchées qui approxime une surface complexe par
un ensemble de surfaces simples (cylindre, ellipse, cône) dont le calcul est donné par les
expressions courantes ou soit les logiciels CAD (Autocad et Solidworks).
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
14
Courbes typiques des différents coefficients et points remarquables Il est très important de connaître la variation des différents coefficients et surtout les points
importants dont on aura besoin dans tout travail de design.
La courbe II.5 présente la variation du coefficient de portance CL en fonction de l’incidence
. Cette figure présente aussi les points les plus importants dans cette courbe. Dans le design
aérodynamique, la pente (a) est un paramètre très important.
Les figures II.6, II.7 et II.8 présentent les coefficients de moment Cm, le coefficient de trainée
CD et la polaire aérodynamique. En effet ; la figure II.8 est très importante, car elle exprime la
variation combinée de CL et CD et permet de déterminer le point de fonctionnement optimal.
Tout concepteur essaye d’avoir ce point optimal pour des faibles valeurs d’angle d’incidence
correspondantes à la phase de croisière qui présente plus de 90% de la mission.
Figure II.5 : Courbe typique du coefficient de portance pour un profil non symétrique
Figure II.6 : Courbe typique du coefficient de moment de tangage autour du quart
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
15
Figure II.7 : Courbes des coefficients de portance et de trainée et de moment pour différents
Reynolds [11]
Figure II.8 : Polaire aérodynamique (drag polar) et détermination du point de performance maximale
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
16
II.2.3 Distribution de pression sur un profil Pour une incidence donnée, il y a apparition d’une zone de dépression sur l’extrados et une
zone de surpression sur l’intrados. (figure II.9).
Ainsi, par rapport à la pression de l’écoulement libre p∞, l’extrados est en dépression et
l’intrados en surpression, si bien que l’on peut dire que l’aile est aspirée par en haut et
poussée par en bas (naissance de la portance).
On représente habituellement la répartition des pressions sur le profil soit par la figure II.9,
soit en traçant la courbe du coefficient de pression Cp = f(x/c) (figure II.10).
Le coefficient de pression Cp est obtenu à partir de l’équation de Bernouilli :
22 V2
1pV
2
1p ou bien
2
2p V
V1
V2
1pp
C
A chaque valeur de la corde correspondent deux valeurs de pression (ou de coefficient de
pression), l’une pour l’extrados, l’autre pour l’intrados.
Pour faciliter l’interprétation de ces courbes, on oriente souvent les valeurs positives de l’axe
des ordonnées vers le bas.
Figure II.9. Distribution de pression sur un profil
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
17
Figure II.10. Répartition de pression sur le profil en fonction de la corde
II.3 Centre de poussée et centre aérodynamique
Le point d’application de la résultante aérodynamique R s’appelle centre de poussée (C.P).
(figure II.11). En dynamique de l’aéronef, le C.P est rarement utilisé car il bouge vers l’arrière
avec l’angle d’incidence et s’approche du quart entre 10 et 14° (figure II.12).
Dans le cas général on utilise la force R concentrée au point du quart de la corde.
Figure II.11 : Centre de poussée Un autre choix est d’appliquer la résultante à un autre point appelé centre aérodynamique
(CA) ou foyer défini comme le point sur le profil autour duquel le moment est indépendant
de l’incidence. Pour la plupart des profils standards, le centre aérodynamique est très proche
du point du quart de la corde ; en général on les confond. Dans certaines familles de profils, le
C.A est en amont du point du quart. Pour d’autres, il est en aval.
Pour une famille de profils donnée, la position du C.A dépend de l’épaisseur du profil. Elle
s’éloigne en amont ou en aval avec l’augmentation de l’épaisseur.
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
18
La connaissance de la position du C.A est importante en dynamique du vol, surtout par
rapport au centre de gravité de l’appareil. Le fait que le Mac est indépendant de l’angle
d’attaque simplifie l’analyse des caractéristiques de stabilité et de contrôle.
Par conséquent, l’utilisation du C.A devient importante dans le design d’aéronefs. Il est
important de connaitre les positions des centres aérodynamiques des différents composants de
l’aéronef (fuselage, empennage) et par-dessus tout la position du C.A du véhicule complet.
Figure II.12. Variation de la position du centre de poussée avec l’incidence
Par exemple pour une aile bidimensionnelle, la position du foyer est obtenue par l’expression
suivante [12]
25.0a
mx
0
0ac
Où m0 est la pente de la courbe du moment du tangage et a0 est la pente de la courbe du
coefficient de portance (les pentes des parties linéaires des deux courbes).
Marge statique : La marge statique est une définition importante en Design. C’est un pourcentage qui indique
le degré de stabilité d’un modèle, défini par le rapport de la distance entre le centre de gravité
(CG) et le foyer (CA) sur la corde moyenne de l’aile.
Chapitre II. Concepts de bases et définitions en aérodynamique
19
c
xx gn
- Si la marge statique est négative : le modèle est instable (la moindre perturbation de la
trajectoire (action à la profondeur ou mouvement d’air) est amplifiée.
- Si la marge statique est nulle : le modèle est neutre.
- Si la marge statique est positive : le modèle reprend sa trajectoire naturelle d’autant plus vite
que la marge statique est élevée.
II.4 Surfaces de contrôle Les surfaces de contrôle de l’aéronef servent à assurer sa manœuvrabilité et son équilibrage.
Elles sont généralement réparties entre les ailerons (aile), la partie mobile de l'empennage
horizontal (gouverne de profondeur), et la partie mobile de l'empennage vertical (gouverne de
direction), (figure II.13).
Figure II.13 Surfaces de contrôle classiques d'un avion de transport
L’empennage horizontal est souvent appelé stabilisateur et l’empennage vertical connu sous
le nom de dérive. L’empennage horizontal ainsi que les ailes sont référencées comme étant
des surfaces portantes donnant chacune une part de la force de portance du corps. L’apport de
chaque partie sur les coefficients aérodynamiques et surtout sur la position du centre
aérodynamique global est déterminante.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
20
Chapitre III
Design conceptuel du drone
III.1 Notions de design aérodynamique
Le design ou la conception aérodynamique est une discipline de l’engineering aéronautique
utilisant les différentes disciplines analytiques comme l’aérodynamique, les structures, le
contrôle et la propulsion sans rentrer dans les détails profonds.
Le but ou le produit final est un schéma ou une configuration d’un corps aérodynamique
répondant à un besoin spécifique d’un consommateur, civil ou militaire.
Le design aérodynamique d’un corps volant est toujours un processus itératif qui part de
certaines conditions moyennes connues. En conséquence, nous dessinerons un premier avant-
projet pour lequel nous établirons un devis de masse (provisoire), un calcul de performances
et de stabilité (provisoire) avec des formules forfaitaires. Dans la suite des itérations, nous
ferons varier les paramètres aérodynamiques et géométriques afin de satisfaire au fur et à
mesure les objectifs posés au départ.
Le design aérodynamique d’un corps volant comporte en général trois phases ; le design
conceptuel, le design préliminaire et le design détaillé. La conception commence avec la
phase conceptuelle où les conceptions possibles sont imaginées et évaluées à partir des
besoins initiaux. Dans cette phase, le concepteur a la grande flexibilité dans la détermination
du poids, de la forme et de la configuration. Après la phase conceptuelle, cependant, seules
des petits changements peuvent apparaître dans la configuration du corps volant [13].
Le design préliminaire concerne les révisions mineures apportées. A ce stade, la configuration
est dite gelée.
Une fois la forme aérodynamique fixée, le design détaillé s’intéresse à tous les composants et
les détails de toutes les pièces du corps volant (matériaux, usinage, fixation . . . etc.).
Le processus du design conceptuel est un acte de créativité ; chaque concepteur, chaque
compagnie, chaque livre présente sa propre vision. La littérature spécialisée est abondante,
mais, certains détails ne sont pas disponibles surtout pour les drones (secrets de bureau
d’études). Néanmoins, du point de vue philosophique, nous pouvons regrouper les différentes
étapes de ce processus dans les points pivots suivants :
Chapitre III. Design conceptuel du drone
21
Lors de la conception aérodynamique d’un nouveau corps volant, il faut tenir compte de
beaucoup de facteurs différents pour satisfaire des exigences différentes – et souvent
contradictoires. Ces exigences représentent les contraintes d’optimisation auxquelles tout
concepteur est confronté pendant le design aérodynamique d’un corps volant.
III.2 Besoins de départ
Le but recherché dans cette partie est de concevoir un drone propulsé par un moto propulseur
conventionnel (moteurs à pistons + hélice) avec une construction simple, économique et sûre.
L'équipement nécessaire est composé d'au moins une caméra conventionnelle, un appareil
photographique, et des dispositifs infrarouges de vision nocturne (FLIR). La charge utile
maximale prévue est d'environ 15 kg.
oui
Itération
non
1. Besoins de départ
2. Première estimation du poids de l’aéronef
3. Paramètres critiques de performance
a. Coefficient de portance max (CL)max b. Finesse L/D c. Charge alaire W/S d. Rapport poussée sur poids T/W
4. Configuration de l’aéronef : forme et dimensions
5. Meilleure estimation du poids
6. Analyse des performances
7. Optimisation
Chapitre III. Design conceptuel du drone
22
Les spécifications initiales pour la conception dépendent des missions envisagées et des
performances souhaitées ainsi que les dispositions de sécurité, qui sont décrits ci-dessous.
Les performances recherchées sont : (à noter l’utilisation de l’unité anglo-saxonne)
1. Vitesse maximale à mi croisière : 150 Km/hr (41.67 m/s).
2. Vitesse de montée au niveau de la mer : 06 m/s
3. Vitesse de décrochage (Vstall) ou la vitesse minimale à laquelle l’aéronef décroche :
Vstall = 80 km/hr = 22.22 m/s = 72.90 ft/s.
Comme définie dans la certification JAR22 concernant ce type d’aéronef, elle ne doit pas
dépasser 90 km/hr.
4. Rayon d’action (range) : 175 km. S’agissant d’un drone de surveillance, il est appelé à
parcourir une distance suffisante pour couvrir des zones d’intérêt (industrielles et sensibles)
plus une distance de sécurité qui tient compte du plus proche aéroport en cas d’urgence ou de
défaillance en vol. [14]
5. Altitude de croisière (ceiling) : elle est de quelque centaines de mètres et peut aller jusqu’à
3000 m (9842 ft).
6. Distance d’atterrissage (pour franchir un obstacle de 15 m (50 ft)) [15] : 500 m.
7. Distance de décollage (pour franchir un obstacle de 15 m (50 ft)) [15] : 500 m.
Lors de la conception aérodynamique d’un drone, il faut tenir compte de beaucoup de facteurs
différents pour satisfaire des exigences différentes – et souvent contradictoires. Ces exigences
représentent les contraintes d’optimisation auxquelles tout concepteur est confronté pendant le
design aérodynamique d’un drone. Nous voyons que l’aérodynamique d’un drone représente
toujours un compromis, avec des points plutôt faibles et d’autres points plutôt forts, selon les
critères d’optimisation. En plus, ces exigences doivent répondre aux normes de la JAR22
(normalisation utilisée pour ce type d’appareil) [15].
Remarque : dans la suite de l’étude, nous allons utiliser les unités anglo-saxonnes étant
donné que la plupart des équations utilisées dans le design sont des équations empiriques
obtenues avec ces unités.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
23
III.3 Première estimation du poids de l’aéronef : Avant de commencer tout travail de design, nous commençons par donner une première
estimation de la masse totale au décollage W0.
Cette masse est la somme des différentes composantes massiques suivantes :
Wcrew (poids de l’équipage) : c’est le poids du pilote et des passagers.
Wpayload (poids de la charge utile) : bagages, matériel, armements . . . etc.
Wfuel (poids du fuel) : on note que le poids du fuel varie avec le temps.
Wempty : le poids de tout ce qui reste ; la structure, le moteur, l’équipement électrique,
train d’atterrissage, moyens de communication . . . etc.
Les deux inconnus dans ces poids sont Wfuel et Wempty qui sont dépendants de W0, d’où la
nécessité d’un processus itératif. Le poids total de l’avion varie en vol à cause de la
consommation du fuel, mais la masse totale au décollage W0 est fixe et on peut l’estimer. La
masse totale au décollage est :
emptyfuelpayloadcrew WWWWW 0 III.1
Wcrew = 0 : parce qu’on a un drone sans équipage à bord.
Alors la masse totale au décollage sera définie comme suit :
emptyfuelpayload WWWW 0 III.2
Pour simplifier les notations, cette équation peut s’écrire :
00
00
0 WW
WW
W
WWW emptyfuel
payload III.3
Ce qui donne la forme très utilisée :
00
0
1W
W
W
W
WW
ef
payload
III.4
Le poids total au décollage W0 peut être déterminé si We/W0 et Wf/W0 peuvent être estimées.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
24
Détermination de Wpayload : s’agissant d’un drone de surveillance, la charge utile se limite
aux moyens d’observation (caméra et annexes), on prend :
Wpayload = 33 lb = 15 kg.
Estimation de We/W0 : dans le domaine du design, nous utilisons des données déjà existantes
dans la littérature pour concevoir un nouvel aéronef. La figure III.1 donne la courbe de We/W0
par rapport à W0 pour le cas des avions à motopropulseur. Dans cette courbe, les données de
19 aéronefs couvrant la période entre 1930 à nos jours montrent une réelle consistance. Les
valeurs du rapport We/W0 tendent vers une valeur proche de 0.6
Figure III.1 : Variation de We/W0 en fonction de W0 pour des aéronefs à hélices [12].
Pour un avion classique léger simple à construire avec des matériaux classiques, certains
concepteurs donnent la valeur de 0.583 [16].
Chapitre III. Design conceptuel du drone
25
Nous prenons cette dernière valeur pour notre design:
583.00
W
We III.5
Estimation de Wf/W0 : la masse du fuel varie pendant le vol et varie différemment pendant
les différentes étapes de la mission. La quantité de fuel nécessaire pour accomplir la mission
dépend de plusieurs paramètres ; par exemple pour le vol de croisière qui est l’étape la plus
longue (vol en palier stabilisé), la quantité du fuel dépend du : rendement du moto –
propulseur, de la consommation spécifique et du rendement aérodynamique donné par le
rapport L/D.
Ces facteurs sont donnés par l’équation de Breguet (Breguet Range Equation) :
1
ln
i
ipr
W
W
D
L
CR
III.6
La quantité totale du fuel consommée est celle consommée à partir de l’allumage (turn on)
jusqu’à la fin de la mission et l’arrêt des moteurs (shut down).
Entre ces deux moments extrêmes, la fraction du fuel peut être estimée à partir du profil de la
mission. En effet, le vol de chaque type d’aéronef est donné par un profil de mission (mission
profile). La figure III.2 donne le profil choisi dans notre étude :
Le point 0 : allumage (start). Segment 0 à 1 : taxi + décollage (takeoff) . Segment 1 à 2 : montée (climb). Segment 2 à 3 : croisière aller (cruise). Segment 3 à 4 : surveillance (loiter). Segment 4 à 5 : croisière retour (cruise). Segment 5 à 6 : descente. Segment 6 à 7 : landing (atterrissage + roulage). Le point 7 : arrêt moteur.
Plusieurs méthodes sont utilisées pour obtenir la fraction du fuel. On cite la méthode des
fractions massiques du fuel pour chaque segment du profil de mission (figure III.2). Chaque
segment est associé avec une fraction massique du fuel (weight fraction) définie par le rapport
de la masse de l’aéronef à la fin du segment sur sa masse au début du segment.
Les différentes fractions sont données dans la littérature pour l’aviation générale. Les valeurs
pour les drones sont rares. Pour simplifier les calculs dans cette étape de design conceptuel,
on va se baser sur des données existantes dans la littérature [12].
Chapitre III. Design conceptuel du drone
26
Figure III.2 : Profil de mission
On prendra directement :
15.00
W
W fuel III.7
Première estimation du poids maximal au décollage:
kglb
W
W
W
W
WW
ef
payload179.5687.123
100
0
D’après l’équation III.7, on aura Wfuel = 18.56 lb = 8.42 kg Sachant que la masse volumique du carburant est de 0.71 kg/l, cela conduit à une capacité
proche de 12 L, utilisée pour dimensionner les réservoirs et choisir leurs emplacements dans
le design préliminaire. Dans le design conceptuel, nous utilisons le poids du carburant ajouté à
celui de l’aile surtout pour estimer la position du centre de gravité (centrage).
III.4 Estimation des paramètres critiques de performance :
Ces paramètres sont maxLC ,
D
L,
S
W et
W
T et sont dictés par les besoins fixés au départ.
III.4.1 Coefficient de portance maximale :
Cruise
43
52
7 61 0
Descente Climb
Loiter
Landing Takeoff
Chapitre III. Design conceptuel du drone
27
A ce stade, nous faisons le choix initial de la forme du profil d’aile. Dans le choix du profil,
plusieurs facteurs entrent en jeu ; il faut que le profil assure un coefficient de portance élevé
pour une traînée minimale, pour retarder le décrochage, et une finesse élevée pour l’économie
en croisière. Les aspects structuraux sont aussi à prendre en considération tels que l’épaisseur
du profil qui détermine l’épaisseur du longeron supportant les charges sur l’aile. Un profil
épais permet un grand longeron et un volume additionnel pour le stockage du fuel.
Les profils NACA quatre chiffres sont très utilisés dans les drones, surtout le profil NACA
4418 (figure III.3). C’est un profil asymétrique ou cambré (ayant une ligne moyenne
courbée). Cette caractéristique de cambrure est très importante car l’aile peut développer une
portance même à incidence nulle (figure III.4).
Figure III.3 : profil NACA 4418
Le NACA 4418 est caractérisé par une épaisseur relative maximale de 18% et une cambrure
relative maximale de 4% située à 40% de la corde. Ces caractéristiques font de lui, le profil
adéquat pour intégrer facilement des longerons pour plus de tenue mécanique et surtout pour
loger le réservoir de fuel proche du centre, ce qui facilite par la suite les calculs de centrage de
l’appareil complet.
Dans cette étude, nous choisissons le même profil à l’emplanture et à l’extrémité pour des
raisons liées au comportement de la structure et à l’aérodynamique de l’aile.
Comme première approximation et en négligeant certains effets (effilement, vrillage), nous
pouvons supposer que le coefficient de portance maxLC est celui donné pour un nombre de
Reynolds de 105 qui est la valeur moyenne utilisée pour les drones [17].
Dans ce cas, on a maxLC = 1.4 pour le NACA 4418 [11]
Chapitre III. Design conceptuel du drone
28
Pour augmenter les performances au décollage et atterrissage, les ailes sont munies en général
de volets qui sont des dispositifs hypersustentateurs permettant d’augmenter la portance dans
certains régimes de vol. Plusieurs variétés de volets existent ; on choisit le volet simple pour
raison de coût et de facilité de réalisation.
Un tel dispositif permet avec une déflexion de 45° d’augmenter le coefficient de portance
maximal du profil par maxLC = 0.9
Par conséquent : )(max downflapLC = 1.4 + 0.9 = 2.3
Cette valeur considère que le volet se trouve sur toute l’envergure. En réalité, la portion du
volet est seulement ½ de l’envergure dans la plupart des cas ; d’où :
)(2
1)(
2
1maxmaxmax
cleanCdownflapCC LLL On obtient : maxLC = 1.85 III.8
Pour tenir compte de l’effet tridimensionnel d’une valeur finie de l’allongement, Raymer [13]
suggère pour des ailes finies avec un allongement supérieur à 5, un maxLC égal à :
maxLC = 0.9 maxLC . III.9
L’allongement est défini comme étant le rapport du carré de l’envergure sur la surface de
référence de l’aile.
En utilisant l’équation III.9, nous aurons : maxLC = 1.665 III.10
En première approximation, nous prendrons cette valeur comme le maxLC pour tout le drone,
ignorant pour le moment l’effet du fuselage, et des autres parties.
III.4.2 Calcul de la charge alaire W0/S (la masse totale sur la surface de l’aile) : La charge alaire est l’un des paramètres les plus importants affectant les performances des
aéronefs. C’est le rapport du poids de l’aéronef à la surface de référence de l’aile. En général,
elle est déterminée en tenant compte de la vitesse de décrochage Vstall. La vitesse de
décrochage est la vitesse limitée aérodynamiquement par la vitesse au-delà de laquelle le
drone peut produire suffisamment de portance pour équilibrer son poids.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
29
La vitesse de décrochage Vstall est donnée par l’expression :
max
12 0
Lstall CS
WV
III.11
La charge alaire est donc : max
20
2
1Lstall CV
S
W III.12
Pour ce type de drone, la valeur moyenne de la vitesse de décrochage est fonction de plusieurs
paramètres et est réglée par les régulations internationales (normes).
En effet, les normes qui régissent ce type d’appareils est la JAR 22 (Joint Aviation
Requirements) [15]. Cette norme exige une vitesse de décrochage entre 80 et 90 km/hr :
On prendra ; Vstall = 80 km/hr = 22.22 m/s = 72.90 ft/s [15].
Dans ce qui suit et pour une souplesse de calcul, nous utiliserons les unités anglaises étant
donné que les équations correspondantes empiriques sont obtenues avec ces unités.
A l’altitude imposée par les besoins de départ, la masse volumique de l’air est égale à
0.002377 slug/ft3 [1.23 kg .m3].
Nous trouvons alors une charge alaire de 20 /51.10 ftlbS
W = 503.22 N /m2
Connaissant W0, la valeur de W0/S nous permet d’obtenir la surface de l’aile
SWW
S0
0
Saile = 11.78 ft2 = 1.10 m2.
III.4.3 Le rapport T/W0 (la poussée sur la masse totale au décollage) :
Ce paramètre affecte directement les performances de l’aéronef. C’est le rapport de la
poussée au poids total de l’aéronef. Il est fonction de plusieurs contraintes telles que la
distance de décollage (takeoff distance), le taux ou la vitesse de montée (rate of climb) et la
vitesse maximale. Ce rapport peut être estimé à partir des tables statistiques [13] ou par
calcul direct à partir des trois contraintes précédentes.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
30
III.4.3.1 Influence de la distance au décollage : La vitesse de décollage est fonction des infrastructures aéroportuaires existantes ; l’optimum
est d’avoir la distance la plus courte possible, ce qui correspond à un avion à décollage et
atterrissage courts du type STOL. La distance de décollage dans notre cas correspond d’après
la JAR 22-51 à la distance nécessaire pour surmonter un obstacle de hauteur 15 m (49.2 ft)
après un parcours de 500 m (1640 ft) [15]
La figure III.4 donne la distance totale de décollage (Sg + Sa), avec Sg : roulement au sol, Sa :
distance de décollage.
Figure III.4 : Distance totale au décollage [12].
Sg est donnée par l’expression [12] :
0
0
max
21.1
W
TCg
S
W
S
L
g
III.13
Dans cette expression maxLC est la valeur avec une déflexion partielle des volets utilisée pour
le décollage ; donc on doit recalculer maxLC pour ce cas.
D’après la littérature [12] pour un volet simple, on suppose une déflexion de 20° pour le
décollage. La valeur maxLC = 0.9 déjà utilisée précédemment concerne une déflexion
angulaire de 45°.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
31
Pour chercher la valeur correspondante à 20°, on suppose une variation linéaire de
maxLC avec l’angle de déflexion du volet. D’où :
maxLC = 0.9 (20/45) = 0.4
Pour l’aile, avec une déflexion de 20° : maxLC = 1.8
En tenant compte d’une valeur finie de l’allongement, nous trouvons pour une déflexion de
20° : maxLC = 0.9
maxLC = 1.62
Nous aurons :
00
0
56.10221.1
max W
T
W
TCg
S
W
S
L
g
La valeur de T/W0 pour le cas d’un aéronef à hélice correspond à une vitesse V = 0.7(VTO)
avec VTO est la vitesse de décollage prise égale à VTO = 1.1(Vstall) [14, 15].
En connaissant la distance totale de décollage Sg + Sa, nous pouvons en calculer Sa et
déterminer Sg et par la suite T/W0.
La distance Sa est égale à : OBa sinRS où OB est l’angle de trajectoire du vol donné
par la figure III.4 :
R
hOBOB 1cos 1 avec hOB = 49.2 ft : hauteur de l’obstacle à
surmonter.
Figure III.5 : Calcul de la distance pendant le décollage
Chapitre III. Design conceptuel du drone
32
R est le rayon de la trajectoire du vol donné par [12] :
g
VR stall
296.6 III.14
Vstall ici correspond à maxLC avec les volets en position de décollage (
maxLC = 1.62).
max
12
Lstall CS
WV
Vstall =73.88 ft/s = 22.51 m/s
Le rayon de trajectoire de vol R = 359.59 m = 1179.79 ft.
L’angle de trajectoire du vol est OB = 16.60°.
La distance Sa = R sin OB =330.05 ft = 102.72 m
La distance totale de décollage est ftWT
SS ga 5.164005.33756.102
Donc : 04.07.00
LOVW
T ; c’est la valeur de T/W0 nécessaire à une vitesse V égale à :
V = 0.7 VLO = 0.7 (1.1 Vstall) = 0.7 (1.1 X 73.88) = 56.88 ft/s.
A cette vitesse, la puissance nécessaire pour faire décoller la masse totale de 56.179 kg
(123.87lb) trouvée initialement est :
VWW
TVTR 0. PR = 493.20ft.lb/s = 668.689 W.
Cette puissance requise doit être égale à la puissance disponible PA.
La puissance du moteur est pr
AP
Dans notre conception, nous utilisons une hélice de vitesse constante ayant un rendement de
0.8, donc la puissance du moteur est P = 616.5 ft.lb/s. = 853.86 W.
Etant donné qu’un hp = 550 ft.lb/s = 745.348 W, donc :
P = 616.5ft.lb/s = 1.12 hp est la puissance du moteur nécessaire pour satisfaire la
contrainte de décollage.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
33
III.4.3.2 Influence de la vitesse de montée : Pour le type d’aéronef choisi, le taux de montée est estimé à 6 m/s au niveau de la mer [12,
18]. Pour avoir la condition sur la montée, il faut estimer en premier lieu la polaire
aérodynamique de l’aéronef.
La polaire s’écrit : ARe
CCKCCC L
DLDD0
22
00 III.15
Avec ARe
CL
0
2
: coefficient de traînée induite (due à l’effet tridimensionnel d’une aile finie).
CD : trainée du profil (bidimensionnel).
AR : l’allongement (rapport d’aspect).
e0 : coefficient d’Oswald (Oswald efficiency factor) donné par
1
10e .
Estimation du coefficient de traînée à portance nulle
0DC
0DC est donné par [12] : fewet
D CS
SC
0 III.16
Où Swet : surface mouillée.
S : surface de référence de l’aile.
Cfe : coefficient de frottement pariétal.
Pour l’aviation générale mono-hélice le rapport Swet/S est égal approximativement à 3.8
(figure III.6).
Le coefficient de frottement pariétal Cfe est fonction du nombre de Reynolds (figure III.7).
Notre aéronef doit probablement avoir une vitesse correspondante à un nombre de Reynolds
proche de 106 ; la figure III.7 donne Cfe = 0.004 qui représente la valeur limite sur la courbe.
Anderson [12] utilise cette valeur limite pour manque de données concernant les valeurs
correspondantes aux Reynolds plus bas.
Par conséquent : fewet
D CS
SC
0= 0.015
Chapitre III. Design conceptuel du drone
34
Figure III.6 : Rapport surface mouillée sur surface de base pour différents aéronefs [12]
Figure III.7 : Coefficient de frottement pour une variété d’aéronefs [12].
Chapitre III. Design conceptuel du drone
35
L’utilisation d’un train d’atterrissage fixe aura une influence directe sur l’augmentation du
coefficient de traînée 0DC . Cette augmentation varie de 0.008 à 0.020 [19]. On prend la
valeur minimale 0.008, d’où le coefficient de traînée à portance nulle est : 0DC = 0.023
Estimation du K :
Nous le calculons d’après la valeur L/D estimée précédemment 14max
D
L
2
max
max
0
0 4
1
4
1
D
LC
KKCD
L
DD
K = 0,055
L’estimation de K permet aussi l’estimation de l’allongement Ke
AR0
1
e0 est le coefficient d’Oswald estimé à 0.6 pour le cas de l’aviation générale [12].
D’où : l’allongement est Ke
AR0
1
ce qui donne AR = 9.57
C’est une valeur acceptable utilisée pour la majorité des drones en service (figure III.7) [20].
Figure III.8 : Rapport d’aspect pour les drones existants [20]
Chapitre III. Design conceptuel du drone
36
Finalement pour retourner à la contrainte de la vitesse de montée (rate of climb), nous avons
l’expression qui donne la vitesse maximale de montée, (RC)max, pour un aéronef à
motopropulseur [12].
max
2
1
max
155.1
3
2
0DLS
W
C
K
W
PRC
D
pr
III.17
On obtient, connaissant la valeur de (RC)max : W
Ppr = 29.51ft/s = 8.994 m/s
En supposant que W est égale à W0 (nous ignorons la quantité du fuel brûlé durant le
décollage), nous aurons : P = 4300.47 ft.lb/s = 7.7 hp = 5741.88 W
Par conséquent pour satisfaire la contrainte sur la vitesse de montée, la puissance doit être :
P 7.7 hp.
La troisième contrainte de vitesse maximale n’est pas déterminante dans la majorité des cas
[12].
Enfin, les 02 contraintes sur la puissance ont donné les résultats suivants :
Décollage (takeoff) P 1.05 hp ; Vitesse de montée (rate of climb) P 7.70 hp
Il est clair que la contrainte sur la vitesse de montée est déterminante pour le design de notre
drone, le moteur doit être capable de produire une puissance maximale de 7.70 hp ou plus.
Ainsi, pour s’affranchir des problèmes liés à la variation de la masse volumique pendant la
montée, on utilise un moteur plus puissant. On prendra 10 hp.
Pour les aéronefs à hélices, le rapport puissance sur la masse P/W0 est plus utilisé que le
rapport poussée sur la masse T/W0, étant donné que la puissance de l’arbre est constante avec
la vitesse tandis que la poussée diminue avec la vitesse. Dans notre cas P/W0 = 0.080 hp/lb
=131.486 W/ kg .
Dans la littérature aéronautique, on utilise l’inverse de ce rapport ; W0/P appelée charge de
puissance (power loading). C’est une définition analogue à celle de la charge alaire.
Dans notre cas W0/P = 12.5 lb/hp {cette valeur est très proche de celle donnée par Raymer
[13] qui propose une valeur typique de 14 lb/hp pour les mono hélices}. Par conséquent, notre
estimation apparaît raisonnable.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
37
Ces rapports permettent de donner une idée sur les performances au décollage et en montée, et
ce par le calcul du produit de la charge alaire et la charge de puissance (W0/P).(W0/S).
Le diagramme statistique de la figure III.9 permet de nous situer en terme de performance. Le
produit donne (W0/P).(W0/S) = 131.37 lb2 / ft2.hp = 3.827 kg.s/m 3
Figure III.9 : Diagramme statistique des performances [18]
La valeur 131.37 se situe dans la zone acceptable permettant ainsi d’avoir de bonnes
performances au décollage et en montée.
Tableau récapitulatif La première estimation des paramètres critiques de performance a donné les valeurs
suivantes :
Coefficient de portance maximal, maxLC 1.665
Rapport maximal portance sur traînée : finesse max, (L/D)max 14
Charge alaire [wing loading], W0/S 10.51 lb/ft2=503.22 N /m2
Charge de puissance [power loading], W0/P 12.5 lb/hp=7.610-3 Kg /W
Dans ce processus d’estimation, on a trouvé d’autres caractéristiques du drone :
Chapitre III. Design conceptuel du drone
38
Poids total au décollage (takeoff gross weight), W0 123.87 lb = 56.179 kg
Poids du fuel (fuel weight), Wf 18.56 lb = 8.42 kg
Surface de l’aile (wing area), S 11.78 ft2 = 1.10 m2
Système hypersustentateur (hight lift device) Volet simple
Coefficient de traînée à portance nulle, 0DC 0.023
Coefficient de traînée due à la portance, K 0.055
Allongement (aspect ratio), AR 9.57
Rendement de l’hélice (propeller efficiency), 0.8
Puissance du moteur (engine power), 10 hp
Capacité des réservoirs de fuel 12 litres
Chapitre III. Design conceptuel du drone
39
III.5 Configuration de l’aéronef III.5.1 Choix et intégration du système de propulsion
Il existe deux configurations possibles (figure III.10) : hélice tractrice et hélice propulsive. La
table III.1 permet de dégager un choix suivant un compromis entre les avantages et les
inconvénients des deux configurations.
Avantages Inconvénients Hélice tractrice
le moteur se trouve en face, ce qui déplace le centre de gravité à l’avant et favorise la stabilité même avec un petit empennage. Un refroidissement important du moteur. L’hélice travaille dans un courant libre non perturbé.
l’hélice perturbe l’écoulement en amont du fuselage et de l’aile. l’augmentation de la vitesse et de la turbulence sur le fuselage augmente le frottement pariétal local.
Hélice propulsive
un écoulement propre sur l’aile et le fuselage. Réduction de la traînée de l’aéronef. Réduction du bruit du moteur près de la cabine. Augmentation du champ de vision.
le moteur à l’arrière fait déplacer le centre de gravité vers l’arrière réduisant par conséquent la stabilité longitudinale. Les problèmes de refroidissement sont sévères.
Table III.1 : Avantages et inconvénients des configurations du système de propulsion
Figure III.10 : Configurations pour système de propulsion (hélice tractrice et hélice propulsive) [12]
Chapitre III. Design conceptuel du drone
40
La configuration propulsive nécessite le surdimensionnement des empennages pour
assurer la stabilité longitudinale, donc une pénalité en poids. Depuis le siècle dernier, on
n’utilise pratiquement dans le domaine du design que des configurations tractrices. En plus, le
moteur choisi dans notre étude est un moteur puissant, nécessitant un refroidissement adéquat.
Par conséquent, nous choisissons la configuration hélice tractrice.
III.5.2 Configuration de l’aile
Les ailes sont les principaux éléments porteurs de l’aéronef responsable d’environ 90 à 95
% de la portance verticale, néanmoins, elles produisent approximativement de 20 à 40 % de la
traînée totale [21].
Cette traînée sur l’aile est due à plusieurs sources comme le frottement, la portance et
l’interférence. La traînée de frottement est directement liée à la surface mouillée de l’aile.
La traînée induite dépend de la portance, de l’allongement et du facteur de rendement
d’Oswald. La traînée d’interférence est due à la jonction aile – fuselage.
La traînée d’onde ou de compressibilité n’est pas prise en compte étant donné qu’elle ne
concerne que les régimes transsoniques et supersoniques.
Il y a plusieurs configurations d’ailes, la table III.2 donne les caractéristiques de quelques
configurations.
Table III. 2 : Comparaison des différentes configurations d’ailes [12]
La configuration conventionnelle monoplan cantilever est choisie. C’est une configuration
stable, simple et facile à construire. Elle permet l’ajout des dispositifs hypersustentateurs.
Dans le choix de la configuration de l’aile on est concerné par deux considérations ; la
forme géométrique et la position de l’aile par rapport au fuselage.
A – la forme géométrique : elle est décrite par :
Caractéristiques de l’aile Monoplan Cantilever Bi plan
Poids élevé Très bas
Traînée de profil Basse Très élevée
Traînée d’interférence Basse Très élevée
Chapitre III. Design conceptuel du drone
41
a – l’allongement (aspect ratio).
b - la flèche (wing sweep).
c – l’effilement (taper ratio).
d – variation de la forme du profil et de l’épaisseur le long de
l’envergure.
e – l’angle de vrillage (geometric twist) : variation de l’angle
d’incidence de la corde du profil le long de l’envergure).
a – l’allongement : il est déjà calculé AR = 9.57 b – la flèche (wing sweep) : la flèche est utilisée dans les régimes transsoniques et
supersoniques, où on veut réduire la traînée d’onde [13].
La vitesse maximale du design de notre aéronef, 150 km/hr est loin de ce domaine, par
conséquent nous n’avons pas besoin de ce type d’aile. Nous choisissons donc une aile
conventionnelle droite (straight wing).
c – l’effilement (Taper ratio) : = ct/cr = ctip/croot.
Les effets tridimensionnels sur une aile finie se traduisent par l’apparition des vortex à son
extrémité (wing-tip vortices) qui génèrent un champ d’écoulement perturbé induit sur l’aile.
Ce champ perturbe la distribution de pression sur la surface conduisant à une traînée de
pression supplémentaire appelée traînée induite (induced drag).
Suivant la théorie de la ligne portante, la traînée induite est donnée par : ARe
CC L
iD0
2
,
avec
1
10e ; est calculée à partir de la théorie de la ligne portante de Prandtl [22].
Le but de chaque concepteur est de réduire cette traînée induite. En effet, on essaie d’avoir
un facteur « e0 » le plus proche de l’unité.
La valeur de e0 est toujours inférieure à ‘1’ sauf dans le cas d’une aile avec une
distribution elliptique de la portance le long de l’envergure où on a e0 = 1.
Cette distribution elliptique est associée avec une forme elliptique du plan de l’aile
(elliptical planform shape).
Cependant les coûts de production de telles formes sont élevés par rapport à la forme
droite conventionnelle. Donc, on ne peut qu’approcher cette distribution en choisissant le
rapport Ct/Cr correct.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
42
La figure III.11 donne la valeur de en fonction de l’allongement AR et l’effilement .
D’après cette figure, pour notre allongement 9.57, la valeur minimale de correspond à une
valeur Ct/Cr = 0.32.
Figure III.11 : Facteur de traînée induite en fonction de pour différents AR [12]
Cette valeur minimale est 0.006 ; c’est à dire la configuration choisie doit avoir une
traînée induite 0.6 % seulement supérieure à celle d’une aile elliptique. Ce qui réconforte le
choix précédent de la valeur de AR dans le design. Le choix d’une aile effilée est par
conséquent automatique.
Ce choix influe aussi sur le centre de pression qui se déplace vers la racine de l’aile
augmentant à ce niveau la portance par unité d’envergure.
Cependant, les ailes avec des petites valeurs de présentent un comportement de
décollement indésirable. Cet écoulement décollé qui se développe en premier lieu sur la
racine, se déplace vers l’extrémité de l’aile à mesure que décroît.
La zone proche de l’extrémité est le siège des ailerons utilisés pour le contrôle de la
stabilité latérale, tout décollement dans cette zone induit une perte de contrôle des ailerons.
Donc, tout design est un compromis ; dans ce cas, on a un compromis entre un gain structural
pour de petits et un gain aérodynamique pour de grands .
La table III.3 donne l’effet de différentes valeurs de l’effilement.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
43
Item élevé bas
Poids élevé bas
Décollement de l’extrémité Bon Mauvais
Volume du réservoir de fuel Bon Mauvais
Table III.3 : Effet de l’effilement sur certaines caractéristiques
Historiquement, plusieurs aéronefs à ailes droites incorporent des rapports de l’ordre de
0.4 à 0.6. Certains aéronefs pour des soucis de coûts de réalisation utilisent des ailes
rectangulaires ( = 1). Pour notre cas, nous choisissons un effilement = 0.5
D’après la figure III.11, pour = 0.5 et AR = 9.57 on a = 0.015 ; ce qui représente une
traînée induite 1.5 % supérieure au minimum théorique. Donc la valeur = 0.5 est acceptable.
A partir de là, connaissant l’allongement, la surface de l’aile et l’effilement, nous pouvons
tracer à l’échelle une vue de l’aile sur le plan (figure III.12). La forme trapézoïdale permet de
calculer Cr et Ct à partir de la surface de la demi aile.
Figure III.12 : Vue de la demi aile sur le plan
d – variation de l’épaisseur et la forme du profil le long de l’envergure :
Dans le calcul du coefficient de portance maximal, nous avons choisi un NACA 4418. Ce
choix des profils permet pour un rapport = 0.5 d’avoir un maintien raisonnable de
l’écoulement attaché près des extrémités. Par conséquent, nous supposons que le vrillage
géométrique (geometric twist) n’est pas nécessaire.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
44
B – position de l’aile par rapport au fuselage : La position de l’aile est dictée par des considérations de contrôle et de stabilité.
Il y a trois positions possibles (figure III.13).
1- Aile haute (high wing).
2- Aile milieu (mid wing).
3- Aile basse (low wing).
Figure III.13 : Configurations de la position de l’aile par rapport au fuselage [12]
Chaque position présente des avantages et des inconvénients ; l’aile haute permet le
chargement et le déchargement faciles. Elle est aussi stable du point de vue roulis. Cependant,
elle engendre plus de traînée du fait qu’elle nécessite une augmentation de la section du
fuselage pour supporter les ailes. Elle permet aussi une bonne visibilité pour le pilote durant le
vol, mais cet avantage est sacrifié pendant les virages.
La position aile milieu fournit la traînée minimale car l’interférence aile – fuselage est
minimisée. Mais elle présente un inconvénient structural majeur ; en effet le moment de
flexion dû à la portance de l’aile doit être supporté par le fuselage et toute tentative de
remédier à ce problème pénalise le poids de l’aéronef.
La position aile basse est structuralement la meilleure position et est très efficace pour le train
d’atterrissage principal qui est généralement attaché à la structure de l’aile ainsi que pour les
trains rétractables.
Cette position généralement associée à une forme dihédrale dirigée vers le haut (figure
III.13c) est très stable latéralement. Mais elle présente un risque d’endommagement du fait de
son rapprochement du sol. La dihédrale est l’angle que fait l’aile vue de face par rapport à
l’horizontale.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
45
D’après ce qui précède et pour des considérations structurales et surtout celles du train
d’atterrissage, nous choisissons une aile basse.
L’angle du dièdre de l’aile pour le cas d’un appareil monomoteur mono-hélice à aile
basse varie de 3° à 5° [13, 23].
III.5.3 Configuration du fuselage La partie essentielle de l’aéronef est le fuselage, en effet, il doit être suffisamment large pour
contenir :
- Dans sa partie avant (ou nez) : le moteur dont les caractéristiques choisies arbitrairement et
pour lequel les dimensions correspondantes du fuselage à l’avant sont
- La longueur : 0.5 m (1.64ft).
- La largeur : 0.4 m (1.31ft)
- La hauteur : 0.4 m (1.31 ft).
- Dans sa partie centrale (ou corps) :
- Les mécanismes agissant sur les volets, les ailerons et les
gouvernes.
- Le système de génération électrique.
- La charge utile.
- Eventuellement, le fuel si c’est nécessaire, mais en général, le fuel
est stocké dans les ailes par mesure de sécurité et pour des
considérations de centrage.
La forme et le dimensionnement du fuselage sont dictés par les dimensions du moteur et le
volume utile devant comporter le compartiment de la charge utile.
La forme du fuselage est soit parallélépipédique soit cylindrique. Pour des considérations
aérodynamiques, et sachant que le fuselage est responsable d’environ 25 % - 30 % de la
traînée totale de l’aéronef [21], nous choisissons alors la forme cylindrique avec des sections
relativement circulaire et elliptique permettant un écoulement minimisant l’apparition des
décollements source de traînée et de perte de performances.
La section idéale d’un fuselage doit avoir pour les deux vues de face et de dessus, des
lignes comparables à celles d’un profil (figure III.14 a et b) malgré que dans la réalité, il est
difficile d’atteindre ce but. Roskam propose que le rapport longueur de fuselage sur la
profondeur doive être proche de six pour un maximum de rendement [24].
Chapitre III. Design conceptuel du drone
46
Pour la charge utile, on considère dans notre cas qu’elle se trouve à la place de l’équipage.
Pour le reste du fuselage, nous traçons un profil conique ayant une section qui tend
progressivement vers une valeur nulle à l’extrémité du fuselage pour ne pas créer de
décollement possible. L’angle ne doit pas être élevé (demi angle inférieur à 14°-20°) [21]. La
longueur du fuselage en aval du centre de gravité doit être suffisamment longue pour fournir
un bras de levier donnant un moment suffisant pour l’empennage horizontal et vertical.
L’arrangement résultant est obtenu en utilisant le logiciel AUTOCAD et est donné par la
figure III.14
Figure III.14 : Configuration du fuselage
Chapitre III. Design conceptuel du drone
47
III.5.4 1ère estimation de la position du centre de gravité
Dans le dimensionnement du drone, l’analyse du poids ou le centrage constitue une étape
délicate puisque elle est reliée étroitement à la stabilité et le contrôle de l’appareil en
déterminant la position du centre de gravité C.G et son déplacement durant tout scénario de
vol donné. Dans notre cas, le centre de gravité est déterminé en utilisant une simple équation
de moment autour du nez de l’appareil.
Toutes les surfaces d’un avion (voilure, empennage, fuselage, train, . . . etc) produisent de
la portance (ou de la déportance), dont on peut supposer qu’elle s’applique en un point de
chaque surface, le foyer. L’ensemble des efforts aérodynamiques d’un avion agit en un seul
point, le centre aérodynamique (C.A).
Sur les avions classiques, c’est principalement la voilure, qui crée des efforts
aérodynamiques, notamment de la portance. Le centre aérodynamique C.A se trouve alors
proche du foyer de la voilure (figure III.15).
Si le centre aérodynamique et le centre de gravité se trouvaient au même endroit, l’avion
serait très difficile à piloter.
Figure III.15 : Equilibrage d’un avion classique [25]
Pour être statiquement stable en vol, le centre de gravité doit être situé à l’avant du centre
aérodynamique pour que l’avion ait toujours une tendance à piquer, c’est à dire à baisser le
nez. Cette tendance à réduire l’angle d’attaque est souhaitée, car elle assure que l’avion reste
éloigné du décrochage. En vol stabilisé, ce moment piqueur est équilibré par la déportance
créée par l’empennage horizontal, appelée aussi stabilisateur horizontal (figure III.16). Une
position en arrière associée à un mauvais contrôle du stabilisateur ne peut pas empêcher le
décrochage.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
48
11La condition sur la position du C.G par rapport au C.A est valable pour toutes les
configurations et les conditions de chargement exercées en vol.
La position du centre de gravité est aussi importante pour le train d’atterrissage ; en effet,
au sol le C.G doit être situé entre le nez et le train d’atterrissage principal pour éviter le
basculement vers l’arrière.
On peut faire une première estimation connaissant le poids de certains composants comme
le moteur, l’équipage et leur charge utile sachant que les autres parties (l’empennage, le
fuselage et l’aile) contribuent aussi dans le calcul de la position du centre de gravité.
Figure III.16 : Principe d’équilibrage d’un avion classique [25]
Etant donné que nous n’avons pas encore dimensionné l’empennage, nous pouvons
prendre seulement l’aile et le fuselage aussi d’une manière approximative.
La figure III.17 donne les positions individuelles respectives des centres de gravité des
deux poids (le moteur installé et la charge utile) relativement au nez de l’appareil.
La position du C.G effective de ces deux poids donnée par gx est calculée par
l’expression suivante :
2
1
2
1
.
icomp
icomp
W
CGWx III.18
Le poids du moteur est pris égal à 10 kg et la charge utile 15 kg. On trouve
mftxg 83.072.2 (sans l’aile).
Chapitre III. Design conceptuel du drone
49
Figure III.17 : Calcul des moments autour du nez
Pour tenir compte du poids de l’aile dans le calcul du C.G, la procédure usuelle en design
positionne l’aile par rapport au fuselage de telle façon que le centre aérodynamique moyen
(m.a.c) de l’aile soit proche du C.G de l’aéronef. Nous supposons au début que le m.a.c de
l’aile est placé au C.G calculé précédemment ( mftxg 83.072.2 ).
Connaissant la géométrie de l’aile (figure III.18) ; nous calculons la corde aérodynamique
moyenne M.A.C, le centre aérodynamique moyen m.a.c et la position du centre de gravité
C.G de l’aile à l’aide du logiciel AUTOCAD [13]. Le m.a.c de l’aile étant à 25 % du M.A.C à
partir du bord d’attaque et le C.G de l’aile est supposé à 40 % du M.A.C [12]. L’utilisation du
logiciel précédent permet d’avoir les valeurs numériques. Nous utilisons comme première
estimation du poids de l’aile, l’expression suivante donnée par Raymer, [en unités anglaises]
[13]:
ailewing SareaplanformW 5.2 III.19
Dans notre cas Wwing = 29.45 lb = 13.42 kg.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
50
Figure III.18 : calcul de la corde aérodynamique moyenne (M.A.C).
Figure III.19 : Géométrie de l’aile [position du C.G et du m.a.c de l’aile]
Avec ces nouvelles données, et avec l’intégration du poids de l’aile, l’application de
l’équation des moments donne une nouvelle valeur du centre de gravité de l’ensemble :
mftxg 85.078.2
L’ajout du poids de l’aile a déplacé le C.G de l’aéronef vers l’arrière.
Comme première estimation, cette valeur sera utilisée pour le reste du dimensionnement.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
51
III.5.5 Configuration de l’empennage horizontal et vertical
Le dimensionnement de l’empennage est le processus le plus empirique dans le design des
aéronefs. Les empennages sont des organes qui servent à la stabilité et à la manœuvrabilité de
l’aéronef. En général, un avion comporte un empennage horizontal et un ou plusieurs
empennages verticaux.
Du point de vue aérodynamique, les empennages se comportent comme des ailes. Ils ont
une certaine surface, un certain allongement, un profil et sont soumis à des forces
aérodynamiques.
La fonction principale de l’empennage horizontal est d’assurer la stabilité longitudinale. Il
comporte un plan fixe et une partie mobile qui est la surface de contrôle (gouverne de
profondeur de surface équivalente à environ 25 à 30 % de la surface de l’empennage
horizontal et une envergure 10 à 90 % de l’envergure de l’empennage horizontal avec une
corde 30 à 40 % de la corde de l’empennage [13].
La fonction principale de l’empennage vertical est de fournir la stabilité directionnelle. Il
comporte généralement une partie fixe (la dérive) et une partie mobile (gouvernail de
direction) qui permet le contrôle de la direction. Le gouvernail de direction a une surface
équivalente à environ 30 à [23] % de la surface de l’empennage vertical et une envergure 10 à
75 % de celle de l’aile avec une corde d’environ 40 % de celle de l’empennage vertical [13].
Les dimensions de l’empennage doivent être suffisantes pour assurer la stabilité et la
contrôlabilité de l’aéronef.
Il existe plusieurs configurations possibles de l’empennage ; trois types sont les plus
utilisés : conventionnelle, T-tail et cruciforme (figure III.20).
Chapitre III. Design conceptuel du drone
52
Figure III.20 : Différentes configurations d’empennage [12].
Chaque configuration a ses avantages ; dans la configuration conventionnelle avec un
empennage horizontal bas, Les racines des surfaces horizontale et verticale sont
convenablement attachées directement au fuselage. Cette configuration présente un poids
structural minime, au même temps elle fournit une stabilité et un contrôle raisonnables.
La structure de la configuration T-tail est plus lourde pour supporter la charge
aérodynamique et le poids de l’empennage horizontal.
Nous choisissons la configuration conventionnelle pour des considérations de poids
structural.
Dans la configuration conventionnelle, le dimensionnement de l’empennage revient à
déterminer les surfaces SHT et SVT qui sont respectivement la surface de l’empennage
horizontal et la surface de l’empennage vertical par la méthode des coefficients de volume ou
rapports de volume de l’empennage définis par :
Empennage horizontal : Sc
SlV HTHT
HT III.20
Empennage vertical : Sb
SlV VTVT
VT III.21
Où : lVT : distance horizontal entre le C.G de l’aéronef et le centre aérodynamique de
l’empennage vertical.
LHT : distance horizontal entre le C.G de l’aéronef et le centre aérodynamique de l’empennage
horizontal.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
53
c : corde aérodynamique moyenne de l’aile (M.A.C).
Les coefficients VHT et VVT sont obtenus en ce rapportant au cas d’un appareil monomoteur
monohélice [13] : VHT = 0.5 VVT = 0.03
Dans notre logique de design, nous allons localiser arbitrairement le centre
aérodynamique de l’empennage horizontal à une distance de 5.314 ft (1.620 m) par rapport au
nez (figure III.21). En effet, cette distance représente 0.91 de la longueur du fuselage, c’est
une valeur moyenne calculée à partir de plusieurs configurations dans la littérature variant
entre 0.90 et 0.92 [12, 26]. Ensuite, nous calculons la surface SHT à partir de l’équation du
rapport de volume de l’empennage horizontal.
Figure III.21 : Bras de levier de l’empennage horizontal.
Le bras de levier à partir du centre de gravité est lHT = 7.254 – 2.78 = 4.465 ft.
De l’équation III.20 on a : Sc
Sl HTHT5.0
La corde moyenne est donnée par la figure III.19.
Avec = 0.35 m, et S=1.10 m2, on aura la surface de l’empennage horizontal :
SHT = 0.17 m2
Chapitre III. Design conceptuel du drone
54
SHT = 0.55 ft2= 0.17 m2 et SHT / Saile = 0.154. Cette valeur est acceptable, la plupart des
aéronefs ont le rapport variant entre 0.15 et 0.20 [26].
Concernant la forme de leurs surfaces, les empennages sont de petites ailes ; la
détermination de leur forme suit la même logique que celle utilisée pour la voilure. A la
différence de cette dernière, les empennages ne participent pas à la génération de portance ;
leur rôle principal est de maintenir la stabilité et le contrôle de l’appareil : en plus, les
directions des forces aérodynamiques sur l’empennage changent constamment tout dépend de
la déflexion des gouvernes de profondeur et des gouvernails de direction. Cette caractéristique
fait que l’utilisation des profils cambrés n’a aucune utilité.
Les empennages utilisent donc, sur pratiquement tous les aéronefs, des profils symétriques
avec un faible rapport épaisseur sur la corde pour éviter le décrochage. Le choix populaire est
le NACA 0012 [23]. C’est ce profil que nous utiliserons dans la suite de l’étude pour tous
les empennages.
Et comme toute aile, l’empennage horizontal a une valeur de l’allongement bien
déterminée. Puisque cet organe est utilisé pour le contrôle, il doit garder cette fonctionnalité
même si l’aile décroche à des angles d’attaque élevés. Pour ces raisons, on utilise des petites
valeurs de l’allongement malgré le rendement aérodynamique faible résultant.
Nous choisissons une valeur AR = 3 [27], et pour l’effilement nous prenons une valeur
égale à l’unité (aile rectangulaire). Par conséquent, l’envergure de l’empennage horizontal, b
est (figure III.22):
mftARSb HT 71.0329.2. .
La corde est alors : b
Sc HT = 0.784 ft = 0.239 m.
La figure III.22 donne la géométrie de l’empennage horizontal résultant.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
55
Figure III.22 : Fuselage et empennage horizontal
De manière similaire, pour l’empennage verticale avec b= 3.24 m, nous plaçons le centre
aérodynamique moyen de l’empennage vertical à une distance du centre de gravité égalé à lVT
= 5.216 ft ou bien 1.59 m (figure III.23). A partir de l’équation du rapport du volume de
l’empennage vertical (III.24), on aura :
03.0Sb
SlV VTVT
VT ; 59.1
)10.1()24.3(03.003.0
VTVT l
bSS
SVT = 0.22 ft2 = 0.067 m2.
Pour la forme de l’empennage, nous choisissons celle donnée par la figure III.23 qui reste
la plus utilisée chez les designers [23].
Figure III.23 : Fuselage et empennage vertical (dimensions en mètres).
Chapitre III. Design conceptuel du drone
56
Connaissant la surface de l’empennage vertical SVT, calculée précédemment, nous
pouvons calculer les dimensions de l’empennage en se fixant comme contraintes la distance
lVT et l’allongement ARVT variant en général entre 1.3 et 2 [27].
Un choix initial de ARVT = 1.35 et en utilisant AUTOCAD nous avons obtenu les
dimensions données par la figure III.24. (Dans le cas de l’empennage vertical, l’envergure b,
dans l’expression III.21 est la distance entre la racine et l’extrémité).
Figure III.24 : Forme et dimensions de l’empennage vertical (dimensions en mètres).
III.5.6 Dimensions de l’hélice
En avant projet et dans le cas d’un design aérodynamique conceptuel, on n’est pas
concerné par les détails de l’hélice, la forme des pâles et la section du profil. Dans cette étape,
nos besoins se limitent à établir le diamètre de l’hélice qui va dicter la longueur et par
conséquent le poids du train d’atterrissage.
La fonction de l’hélice est de recevoir la puissance de l’arbre moteur et la transformer en
une énergie de poussée dans le but de propulser l’aéronef vers l’avant.
Ceci ne peut être réalisé sans pertes, d’où le rendement de l’hélice pr est toujours inférieur à
l’unité. Ce rendement augmente avec l’augmentation du diamètre de l’hélice.
Il y a deux contraintes pratiques sur le diamètre :
Chapitre III. Design conceptuel du drone
57
1. Les bouts de l’hélice doivent être éloignés du sol lorsque l’aéronef est sur terre.
2. La vitesse du bout de l’hélice ne doit pas atteindre la vitesse du son à laquelle d’autres
phénomènes apparaissent et détruisent les performances de l’hélice.
Au même temps, l’hélice doit être suffisamment longue pour absorber la puissance du
moteur. L’augmentation du diamètre de l’hélice et du nombre de pâles augmente aussi
l’absorption de cette puissance [28]. Dans l’aviation générale, les hélices bi - pâles et à trois
pâles sont très répandues. Les hélices à quatre pâles ne sont utilisées que pour les gros
transporteurs.
Pour un premier dimensionnement, Raymer donne la relation empirique suivante du diamètre
de l’hélice en fonction de la puissance du moteur [13]: (d est donné en inches).
bi – pâles 41
22 HPd
trois pâles 41
18 HPd
Pour notre design, on choisit une hélice à 03 pâles (utilisée dans l’aviation générale).
Le diamètre est alors d = 32 in = 2.67 ft = 0.8128 m.
III.5.7 Train d’atterrissage et son emplacement par rapport à l’aile
Il y a plusieurs raisons pour incorporer les trains d’atterrissage dans les avions :
- L’absorption des chocs pendant l’atterrissage et le roulage.
- Permettre les manœuvres au sol (taxi, roulage, direction, remorquage).
- Possibilité de freinage.
Il y a deux décisions majeures à prendre avant de faire le choix du type de train. Ce choix
affecte le We (empty weight) et la performance de l’aéronef à cause de l’augmentation de la
traînée générée par un train fixe. Ces deux décisions sont :
1 - utiliser un train fixe ou rétractable.
2 - utiliser un train tricycle, bicycle ou roulette de queue.
La première décision est un compromis entre le poids, la traînée et la complexité.
La table III.4 donne l’effet du type de train sur les performances.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
58
Effet sur Type de train d’atterrissage
Fixe rétractable
Traînée aérodynamique Elevée minimale
poids Bas élevé
Complexité et coût Bas élevé
Table III.4 : Influence du type de train d’atterrissage sur les performances
Donc, il est clair que l’utilisation d’un train fixe est un bon compromis. Seulement pour
réduire la traînée résultante de l’intégration du train fixe, on utilise un carénage pour les roues.
Pour la deuxième décision, le train tricycle est largement utilisé pour les appareils de ce
type. Le centre de gravité est en amont des roues principales ce qui augmente la stabilité au
cours du roulage.
Pour la hauteur du train d’atterrissage, il est dicté par la hauteur minimale de l’hélice au
dessus du sol. Pour les drones, les certifications ne donnent pas une valeur précise,
l’utilisation des valeurs pour les drones proches s’avère nécessaire pour choisir une valeur
dans notre design [29, 12]. On prend une distance de sécurité entre l’extrémité de l’hélice et le
sol égale à 0.16 m.
Puisque le rayon de l’hélice est 1.328 ft = 0.405 m, ceci place l’axe du moulinet d’hélice à
1.837 ft (0.56m) du sol ; le train d’atterrissage doit être conçu pour fournir cette hauteur
(figure III.25).
Chapitre III. Design conceptuel du drone
59
Figure III.25 : Emplacement de l’aile
A ce stade, nous devons estimer les dimensions des pneus qui dépendent de la charge
supportée par chaque roue. Pour calculer la distribution du poids de l’aéronef sur les deux
roues principales et la roue avant (nosewheel), nous avons besoin de localiser les roues
relativement au centre de gravité de l’aéronef. Et puisque le train principal est fixé sur l’aile,
la localisation de cette dernière est primordiale.
Nous avons placé auparavant le m.a.c de l’aile arbitrairement au C.G estimé initialement,
c’est à dire à 0.83 m = 2.72 ft, ensuite en tenant compte de la masse de l’aile, nous avons
recalculé la position du C.G: le résultat était 0.85 m = 2.78 ft (figures III.17 et III.21). Cette
valeur de C.G est une valeur préliminaire, seule une étude complète du centrage peut en
donner la valeur finale.
III.5.8 Calcul du point neutre
La position de l’aile sur le fuselage est dictée par des considérations de stabilité longitudinale
du drone, donc il est crucial que le centre de l’ensemble (fuselage + aile + empennage) soit
localisé au bon endroit par rapport au centre de gravité de l’appareil.
Pour une bonne stabilité de l’appareil, le centre de gravité (CG) doit être localisé proche et
avant le centre aérodynamique (CA), appelé aussi point neutre (foyer) quelque soit le
Chapitre III. Design conceptuel du drone
60
chargement de drone. Si le CG est derrière le CA, l’appareil tend à cabrer et à augmenter
l’angle d’attaque et peut par conséquent amener au décrochage de l’aile.
Le point neutre est par définition le point ou le moment de tangage est indépendant de l’angle
d’attaque.
0mc
La stabilité peut être exprimée par la marge statique qui est donnée dans le sous chapitre II.3
c
xx gn III.22
où nx est la position de point neutre, gx est la position de centre de gravité de l’appareil et c
est la corde aérodynamique moyenne de l’aile (M.A.C).
En général, la marge statique pour les UAV est de l’ordre de 5 à 15% [30].
La position de point neutre est donnée par l’expression suivante [12, 31].
d
d
a
aVxx HT
HTacwbn 1 III.23
VHT étant le rapport de volume de l’empennage horizontal qui est aussi une surface portante
qui influe sur la position du centre aérodynamique global de l’appareil.
Xacwb est la position de centre aérodynamique de l’ensemble aile et fuselage.
aht et a sont respectivement les pentes des profils de l’empennage horizontal (NACA 0012
avec aHT = 0.100) et l’aile (NACA 4418 avec a = 0.125) et dε/dα est la correction de la
tridimensionnalité de l’écoulement dont la valeur est très petite (de l’ordre de 0.05).
Chapitre III. Design conceptuel du drone
61
Supposons une valeur de 10 % pour notre design : marge statique = 1.0
c
xx gn
En utilisant les valeurs de gx et c calculées précédemment, nous trouvons à partir de
l’équation précédente : mftxcx gn 885.090.21.0 .
Nous supposons maintenant, pour simplifier, que le centre aérodynamique de l’ensemble
aile –fuselage est le même que celui de l’aile : xacwb = (xac)wing.
Nous obtenons alors la position longitudinale du centre aérodynamique de l’aile, sachant
que VHT = 0.5 et 1-d/d = 0.8 : (xac)wing = 2.90 – 0.5 (0.8) (0.8) = 2.58 ft = 0.78 m.
Par conséquent, nous devons placer l’aile de sorte que son centre aérodynamique moyen
(m.a.c) soit 2.58 ft (0.78 m) derrière le nez de l’appareil (figure III.25).
Et d’après les dimensions de l’aile données par la figure III.19, nous plaçons le bord
d’attaque de la corde de la racine à x = 2.58 – (0.288+0.162) = 2.13 ft
(x = 0.64 m) (figure III.25).
Une fois l’emplacement de l’aile établi, nous revenons à la position et la dimension du
train d’atterrissage. Pour des raisons d’encombrement et structurales, nous positionnons le
train principal au centre de l’aile.
D’après la figure III.26 et puisque la corde à la racine de l’aile est 450 mm, la position du
centre de l’aile est à xc = 0.865 m. Donc le train principal est situé à 0.865m = 2.83 ft derrière
le nez de l’aéronef (figure III.26).
Pour la roue avant, nous la positionnons approximativement à 1/3 de la distance du train
principal [18], soit 0.946 ft = 0.288 m (figure III.26).
Chapitre III. Design conceptuel du drone
62
Figure III.26 : Position du train d’atterrissage
Les dimensions des pneus dépendent de la distribution de charge entre les roues
principales et la roue avant. Les charges sur les pneus peuvent être calculées à l’aide de la
figure III.27.
Figure III.27 : Diagramme de force pour l’obtention de la distribution
de la charge sur les pneus
Chapitre III. Design conceptuel du drone
63
A et B sont les points de contact de la roue avant et le train principal avec le sol. La charge
portée par chaque roue est représentée par les forces égales et opposées exercées par le sol sur
la roue (le pneu). FN et FM représentent ces forces respectivement sur la roue avant et les
roues principales. (FM est la charge combinée sur les deux roues principales).
Le poids total au décollage W0 agit à travers le centre de gravité.
En prenant les moments autour du point A, nous avons :
3
10103 x
xWFouxWxF MM
En prenant les moments autour du point B, nous avons :
3
20203 x
xWFouxWxF NN
Les distances x1, x2 et x3 calculées d’après les figures III.25 et III.26 permettent d’avoir
les forces supportées par les roues principales et la roue avant. Les distances x1, x2 et par
conséquent les charges sur les roues varient en fonction de la position du centre de gravité qui
varie durant le vol. Plus loin, nous devons s’intéresser aux deux positions extrêmes que prend
le centre de gravité pour recalculer les x1, x2 et les dimensions des pneus.
Nous trouvons une charge sur la roue avant FN = 5.36 lb = 2.43 kg et FM/2 = 59.25 lb =
26.875 kg sur chaque roue du train principal.
Dans notre design, nous n’avons considéré qu’un seul cas de charge pour le calcul des
charges sur les roues. Les normes définissent tous les cas de charge, c’est à dire les efforts
horizontaux, verticaux et latéraux, qui doivent être repris par le train d’atterrissage.
Avec ces données, nous pouvons estimer les dimensions des pneus.
Raymer [13] donne la relation empirique suivante entre le diamètre et la largeur de la roue en
fonction de la charge appliquée par chaque pneu.
Diamètre de la roue ou largeur (inches) = A.WB
Chapitre III. Design conceptuel du drone
64
Pour l’aviation générale, les valeurs de A et B sont données par la table III.5 :
A B
Diamètre de la roue (inches)
Largeur de la roue (inches)
1,51
0,715
0,349
0,312
Table III.5 : Statistique des dimensions des roues [13]
Pour notre design, nous avons pour le train principal :
Le diamètre est 349,0
251,1
2
M
BM FF
A = 6.275 in = 0.159 m
La largeur est 312,0
2715,0
2
M
BM FF
A = 2.554 in = 0.064 m
Et pour la roue avant :
Le diamètre est BNFA = 349,051,1 NF = 2.714 in = 0.068 m
La largeur est BNFA = 312,0715,0 NF = 1.207 in = 0.030 m
Comme dans le cas de l’hélice, les catalogues des fabricants permettent de faire le choix
des pneus qui ont les mêmes dimensions ou proches.
A partir du premier dimensionnement établi par les différentes méthodes précédentes, et
en utilisant le logiciel AUTOCAD pour l’assemblage de toutes les parties, nous obtenons le
schéma résultant du design donné par la figure III.28.
Chapitre III. Design conceptuel du drone
65
III.28 : Configuration initial du design conceptuel de l’aéronef (les dimensions en mètres)
Chapitre III. Design conceptuel du drone
66
Cette configuration initiale a été obtenue en utilisant des formules forfaitaires et simples
concernant la position du centre de gravité avec des hypothèses et des valeurs statistiques
disponibles dans différents ouvrages. Le design étant un processus itératif, il est très important
et très critique d’estimer le plus précisément possible la répartition des masses et les centres
de gravité dans les différents cas de charge.
La structure principale ne représente en général qu’environ 30 % du poids total de l’avion,
et connaissant la masse du moteur et le fuel, l’estimation de la masse à vide, de la masse
minimale et de la masse maximale peut être relativement précise.
Plus difficile est la prédiction des centres de gravité correspondants, car ils dépendent des
positions des différentes masses. Ces positions dépendent aussi des dimensions et de la
conception générale de l’aéronef. Ce qui, en effet, est l’objet d’un processus itératif.
III.6 Meilleure estimation du poids :
Dans les parties précédentes, nous avons utilisé une première estimation du poids total sans
tenir compte des différentes composantes, notre but était le choix de la configuration. Dans ce
qui suit, on va calculer le poids de chaque composante en se basant sur des expressions
données dans la littérature. Il existe plusieurs expressions.
Raymer [13] donne les expressions suivantes :
Poids de l’aile = 2.5 Saile exposée III.23a
Poids de l’empennage horizontale = 2.0 Sempennage horizontale exposée III.23b
Poids de l’empennage verticale = 2.0 Sempennage verticale exposée III.23c
Poids du fuselage = 1.4 (surface mouillée) III.23d
Poids de train d’atterrissage = 0.057 W0 III.23e
Poids de moteur installé = 1.4 (poids du moteur) III.23f
Tout sauf la charge utile = 0.1 W0 III.23g
Dans ces équations empiriques, les unités sont celles utilisées par l’auteur (la surface est en
foot au carrée (ft2) et la masse est en livre (pounds (lb) ).
Chapitre III. Design conceptuel du drone
67
La surface exposée de l’aile dans la figure III.28, n’inclut pas la partie de l’aile intégrée à
l’intérieur du fuselage (Sint). Dans notre cas, d’après la même figure elle est égale à
(0.4)(0.43)=0.172 m2.
Nous avons déjà calculé la surface complète de l’aile qui est de 1.10m2. Donc :
Saile exposée = Saile – Sint =1.10- 0.172 = 0.982 m2= 10.57 ft2
Sempennage horizontale exposée= 0.17 – 0.048 = 0.122m2= 1.313 ft2
Sempennage vericale exposée =0.067 m2 = 0.721 ft2
Pour estimer la surface mouillée de fuselage (équation III.23d), on va approximer la forme du
fuselage par la somme de quatre surface ; surface (A) conique représentant le nez de fuselage
comportant le moteur, une autre surface (B) cylindrique représentant la partie amont de
fuselage, une autre surface (C) tronconique représentant le milieu de fuselage et une
quatrième surface (D) tronconique représentant la partie avale de fuselage. Les dimensions de
ces quatre surfaces sont tirées à partir de la figure correspondante (figure III.29).
III.29 : Estimation de la surface mouillée du fuselage par approximation de la surface totale
Calcul de la surface (A) :
S1= π r = 0.338 m2 = 3.46 ft2
Calcul de la surface (B) :
S2 = 2π r L = 0.628m2 = 6.75 ft2
Chapitre III. Design conceptuel du drone
68
Calcul de la surface (C) :
S3= π a (R + R’) = 0.5 m2 = 5.39 ft2
Calcul de la surface (D) :
S4= π a (R + R’) = 0.44 m2 = 4.70 ft2
On obtient alors la surface mouillée du fuselage Smouillée :
Smouillée= S12 + S 3 + S4 = (0.338) + (0.628) + (0.5) + (0.44) = 1.9 m2 = 20.45 ft2
On remplace cette valeur dans les équations précédentes (III.23):
Poids de l’aile = 2.5 (Surface de l’aile exposée) = 2.5 X 10.57 = 26.43 lb = 11.98 kg
Poids de l’empennage horizontale = 2.0 Sempennage horizontale exposée= 2 (1.313)
= 2.626 lb = 1.19 kg
Poids de l’empennage verticale = 2.0 Sempennage verticale exposée= 2 (0.712)=1.424 lb = 645.784 kg
Poids du fuselage = 1.4 (surface mouillée)=1.4 (20.45)=28.63 lb = 12.98 kg
Poids de train d’atterrissage = 0.057 W0=0.057 (123.87)=7.06 lb = 3.20 kg
Poids de moteur installée = 1.4 (poids du moteur)=1.4(22.05)=30.87 lb = 13.99 kg
Tout sauf empty = 0.1 W0=0.1(123.87)=12.387 lb = 5.617 kg
Total empty = 109.4 lb = 49.612 kg
Avec ces nouvelles valeurs, on calcule de nouveau le poids total au décollage W0, donné par
l’équation :
W0 = Wpayload + Wfuel + Wempty = 33 + 18.56 + 109.4 = 161 lb = 73.0135 kg
Chapitre III. Design conceptuel du drone
69
III.7 Analyse de performance
La nouvelle estimation de W0 et supérieure à la première valeur utilisée dans les calculs de
conception (section III.3), ceci peut influencer les performances initiales.
Sachant que tous les paramètres sont interdépendants, il est impératif de faire une analyse
de performance. Les nouveaux paramètres de performance sont :
Charge alaire 2/59.1384.11
161ftlb
S
W = 650.69 N / m2
Charge de puissance W/Kg7810.9hp/lb1.1610
161
P
W 3
Le produit de ces deux charges 218 se trouve en bas de la zone acceptable sur le diagramme
statistique de la figure III.9, traduisant ainsi une bonne conception.
Pour la contrainte de la vitesse de décrochage, la nouvelle valeur W0 donne une vitesse
de décrochage égale à 90 km/hr, c'est-à-dire égale à la limite imposée par la
certification [15] (90 km/hr).
III.8 Meilleure estimation de la position du centre de gravité
Une fois, les poids des différentes composantes de l’aéronef sont connus, on peut faire une
meilleure estimation de la position du centre de gravité de l’aéronef.
Une liste complète comportant le poids des différentes composantes, la distance estimée
entre leur centre de gravité et le nez de l’appareil et le moment autour du nez produit par
chaque composante est donnée par la table III.6.
Le centre de gravité de l’aéronef est donné par l’équation :
comp
comp
W
CGXWCG
Sachant le poids des différentes composantes (661.26 N), l’utilisation des valeurs de la table
III.6 permet d’obtenir la nouvelle estimation de la position du centre de gravité CG = 0.866
m (figure III.30).
Chapitre III. Design conceptuel du drone
70
composante Masse (lb) Masse
(kg)
Poids
(N)
Distance du
CG
au nez (m)
Moment autour
du nez (N.m)
Aile + Fuel 44.99 20.40 200.15 0.82 164.12
Fuselage 28.67 13 127.54 1.15 146.67
Empennage
horizontal
2.62 1.19 11.68 2.26 26.39
Empennage vertical 1.44 0.65 6.40 2.49 15.93
Moteur installé 30.87 13.99 137.33 0.2 27.46
Train d’atterrissage
principal
4.7 2.13 20.90 0.86 17.97
Train d’atterrissage
avant
2.35 1.06 10.45 0.28 2.92
Charge utile 33 14.96 146.81 1.17 171.76
Table III.6 : Différents poids et leurs positions utilisés pour estimer le C.G
Chapitre III. Design conceptuel du drone
71
Figure III.30 : Meilleure estimation du centre de gravité de l’aéronef
III.9 Centre aérodynamique et marge statique
Sur la grande majorité des profils de voilure le centre aérodynamique ou le point neutre ce
point se situe à peu près à 25 % de la corde aérodynamique moyenne (MAC). Mais cette
position n’est valable que pour des profils, c'est-à-dire en 2D. La différence de 2D à 3D
(d’une section de voilure [profil d’aile] à la voilure entière [aile finie]) peut être très
importante dans le cas d’une voilure avec flèche [25]. La correction 3D s’impose.
Le calcul du centre aérodynamique de l’avion complet doit tenir aussi des interactions de
la voilure, de l’empennage horizontal et du fuselage. Le facteur déterminant dans ce calcul est
Chapitre III. Design conceptuel du drone
72
la distribution de pression sur l’ensemble des surfaces. Or, cette distribution autour des
surfaces complexes, comme par exemple autour du fuselage, étant difficile à calculer par des
moyens analytiques, il faut remonter à des logiciels de calcul spécialisés.
L’expression suivante [24] donne le rapport de la distance, LW, entre le centre
aérodynamique de l’aile et le point neutre et la distance, LH, entre le point neutre et le centre
aérodynamique de l’empennage horizontal (figure III.30):
haile
aile
ht
aile
HT
b
ca1.521
a
a
S
S
LH
LW
III.24
Dans cette expression, le terme b
ca1.52 aile exprime l’influence de la déflexion (downwash)
après l’aile (égale à 0.05) et ah exprime l’influence de variation de vitesse de l’écoulement
après l’aile égale à 0.8 dans notre cas [32].
Les pentes de portance pour l’aile est l’empennage horizontal sont déjà calculés dans les
sections précédentes
On trouve 11.0LH
LW, ce qui va nous permettre connaissant (LW + LH = 1.46 m),
(figure III.31), de calculer LW et LH ; LW = 0.144 m, LH = 1.315 m.
LW permet de positionner le centre aérodynamique (point neutre) dans la figure III.31.
Connaissant la nouvelle valeur du centre de gravité de l’ensemble, on peut calculer alors la
valeur de la marge statique en utilisant l’équation III.22. Le M.A.C est donné par la figure
III.6, on obtient une marge statique de 8.5%, ce qui est largement acceptable pour ce type
d’aéronef [13].
Chapitre III. Design conceptuel du drone
73
Figure III.31 : Position du point neutre et calcul de la marge statique
L’utilisation du logiciel Solidworks permet d’avoir un aperçu sur la vue en 3d et les
différentes vues sur le plan (figure III.32).
Chapitre III. Design conceptuel du drone
73
Figure III.32a : Vue en 3D du modèle du drone conçu (Solidworks)
Chapitre III. Design conceptuel du drone
68
Figure III.32b : Différentes vues sur le plan du drone conçu.
Conclusion générale et recommandations
75
Conclusion générale et recommandations
Ce projet est motivé par en premier l’intérêt qu’a suscité les drones ces dernières années
que ce soit dans les applications civiles ou militaires et l’absence de travaux sur les corps
aérodynamiques et sur le design de ces corps. En effet, les drones ont prouvé beaucoup de
capacités à remplacer l’être humain dans les situations critiques et les zones dangereuses
(conflits, zones industrielles, … etc).
Ce travail traite avec le design conceptuel d’un modèle de drone civil. Il veut répondre au
manque de données concernant ce type d’aéronef dont les conceptions et les estimations sont
propriétés de quelques bureaux d’études seulement.
Dans ce travail, nous avons présenté une méthode pour ce design conceptuel tout en
répondant à des besoins spécifiques et aux normes de la JAR 22. Chaque concepteur a ses
propres méthodes et formules. Mais en général, la philosophie est la même ; la conception
commence toujours par la partie conceptuelle, ensuite la configuration choisie est étudiée
d’une façon plus détaillée à travers le design préliminaire et ensuite le design final.
En général, le processus du design conceptuel est un processus évolutionnaire non
révolutionnaire, où nous partons des configurations déjà existantes dans la littérature et qui
ont prouvé leurs qualités tout le long des années de service.
Ce processus étant itératif, il a nécessité par conséquent le calcul d’un premier avant
projet, dans lequel nous avons établi un devis de masse, un calcul de performance et de
stabilité provisoires avec des données statistiques. Dans la suite des itérations, on a fait varier
les paramètres aérodynamiques et géométriques afin de satisfaire au fur et à mesure les
objectifs posés au départ. Les résultats obtenus nous ont permis d’avoir un bon centrage et
une marge statique de l’ordre de 8.5%.
Conclusion générale et recommandations
76
Dans le volet de difficultés rencontrées, nous pouvons souligner l’absence de documents
complets sur le design des drones. Le calcul des masses a présenté la partie la plus délicate de
notre design, vue l’absence des données statistiques.
Le design préliminaire et détaillé n’ont pas été abordés du fait que seule la forme
extérieure aérodynamique qui nous intéresse dans le cahier de charge.
De nos jours, les processus du design aérodynamique sont devenus des approches
multidisciplinaires et ont été très développés d’une part par l’introduction de nouvelles
techniques comme les moyens de simulation numérique qui peuvent modéliser une large
variété de systèmes physiques, incluant l’aérodynamique, les structures, la mécanique du vol,
les systèmes de contrôle, et d’autre part par l’introduction de l’optimisation multidisciplinaire
englobant l’analyse de la fiabilité, les performances et le coût.
Cette optimisation couplée avec la puissance mathématique a crée un potentiel réel et
prometteur dans le domaine [33].
En perspective de notre travail, nous recommandons les étapes suivantes :
- Etude complète de la stabilité(en roulis et en lacet).
- Simulation numérique à l’aide des logiciels (Ansys, CFX, …).
- Application de design préliminaire pour réaliser un prototype (échelle 1) et aussi un modèle
réduit pour l’étude expérimentale en soufflerie.
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