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Freinage à très hautes performances

Exemple aéronautiquepar Jean GUICHARD

Ingénieur des Arts et MétiersEx-Ingénieur en chef Freinage chez Messier-Bugatti

es premiers avions n’avaient pas de freins. Ils n’en avaient pas besoin ; leurmasse et leur vitesse de décollage étaient suffisamment faibles. Puis, la puis-

sance des moteurs aidant, les avions ont grossi, puis volé de plus en plus vite.On a alors équipé leurs roues de freins extrapolés de ceux de l’automobile,c’est-à-dire à tambours avec une commande indépendante par côté, ce qui per-mettait aussi de prendre les virages à basse vitesse. Les hélices des moteurs àpiston, ou même plus tard des turbopropulseurs, ont été équipées de pas variableallant jusqu’à l’inversion de pas, ce qui permettait un ralentissement facile. Avecles réacteurs, les freins sont devenus critiques, car ils étaient pratiquement lesseuls moyens de ralentissement vraiment efficaces.

1. Généralités................................................................................................. B 5 580 - 21.1 Moyens de freinage et de ralentissement ................................................. — 21.2 Quelques ordres de grandeur..................................................................... — 31.3 Types de freinage à assurer........................................................................ — 31.4 Normes et documents à respecter ............................................................. — 4

2. Technologie des freins d’avion ............................................................ — 42.1 Évolution des freins..................................................................................... — 4

2.1.1 Disque(s) acier, garnitures organiques ............................................. — 42.1.2 Disque(s) cuivre, garnitures organiques........................................... — 42.1.3 Disque(s) acier, garnitures frittées .................................................... — 52.1.4 Frein « béryllium ».............................................................................. — 62.1.5 Disques en composite carbone/carbone, rotors et stators ............. — 62.1.6 Composants semblables : freins acier/freins carbone..................... — 82.1.7 Les roues ............................................................................................. — 10

2.2 Dimensionnement des freins...................................................................... — 122.2.1 Paramètres caractéristiques .............................................................. — 122.2.2 Freins carbone .................................................................................... — 132.2.3 Freins acier (métalliques)................................................................... — 14

2.3 Avenir ........................................................................................................... — 152.3.1 Paramètres à améliorer...................................................................... — 152.3.2 Matériaux envisageables ................................................................... — 16

3. Commandes de freinage ........................................................................ — 163.1 Source d’énergie.......................................................................................... — 163.2 Loi de commande........................................................................................ — 163.3 Chaîne de commande ................................................................................. — 16

3.3.1 Détendeur hydraulique ou distributeur progressif .......................... — 163.3.2 Commande du détendeur .................................................................. — 17

3.4 Redondances................................................................................................ — 183.5 Fonctions annexes....................................................................................... — 183.6 Aides au freinage......................................................................................... — 20

3.6.1 Régulation de freinage (anti-skid )..................................................... — 203.6.2 Freinage automatique (autobrake).................................................... — 20

3.7 Aide à l’exploitation et à la maintenance .................................................. — 203.8 Intégration des fonctions ............................................................................ — 203.9 Fiabilité. Sécurité. Disponibilité.................................................................. — 21

Pour en savoir plus........................................................................................... Doc. B 5 580

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FREINAGE À TRÈS HAUTES PERFORMANCES ________________________________________________________________________________________________

Actuellement, les freins à disques permettent d’absorber une forte énergie avecune masse raisonnable et des matériaux permettant des températures en fin defreinage de plus en plus élevées.

Parallèlement, la capacité de couple des freins a nécessité une aide automatiquepour éviter les blocages de roues, puis assurer un rendement de freinage élevé,ce qui a été possible grâce, en particulier, à l’introduction de calculateurs élec-troniques analogiques, puis numériques. Ces derniers offrent en plus la possi-bilité d’assurer d’autres fonctions complémentaires du freinage, comme parexemple la dirigibilité par l’atterrisseur avant, et bien entendu les surveillanceset les aides à la maintenance.

Cet article porte principalement sur les freins de roue qui sont les moyensprincipaux de ralentissement, différents de ceux que l’on peut trouver sur d’autresvéhicules par leur capacité énergétique (jusqu’à 140 MJ par roue), leur vitesseinitiale de freinage (360 km/h) et leur puissance instantanée maximaledéveloppée (plus de 10 000 kW). La masse doit être bien sûr la plus réduitepossible, les matériaux employés très performants comme les compositescarbone/carbone par exemple, et les températures de fin de freinage très élevées,de l’ordre de 1 500 oC dans certains cas. Le système de commande, lui aussispécifique des avions, fait l’objet d’une description sommaire.

Cette étude ne se veut surtout pas exhaustive ni approfondie, ne serait-ce queparce que les techniques sont en constante évolution et que chaque constructeurpossède les siennes propres.

La majorité de la documentation se réfère à des freins Messier-Bugatti ; dansle cas contraire, le nom du constructeur est précisé.

1. Généralités

1.1 Moyens de freinageet de ralentissement

Un avion dispose de plusieurs moyens de ralentissement : freinsde roue, parachutes, aérofreins et spoilers, reverses, ou inversionde pas.

■ Freins de roue

Comme sur les véhicules terrestres, ce sont eux qui assurent laprincipale dégradation de l’énergie cinétique, les autres moyensétant plutôt des ralentisseurs qui seront cités ici à titre documentaire.

Les freins de roue font l’objet de cet article.

■ Parachutes

À l’atterrissage, le pilote déclenche la sortie d’un parachute situédans un container sur la partie arrière de l’avion. La force de retenueétant proportionnelle au carré de la vitesse, il risque de casser s’ilest sorti à trop grande vitesse. En revanche, si le dimensionnementle permet, il peut être sorti peu avant l’atterrissage. Le parachuteest décroché avant l’arrêt complet sur commande du pilote. Le para-chute a été très utilisé dans les années 50, surtout sur les avionsmilitaires. Il est peu utilisé aujourd’hui du fait de sa complexitéd’emploi.

■ Aérofreins et spoilers

Les aérofreins sont constitués de panneaux qui, actionnés par desvérins hydrauliques, viennent se positionner avec une très forte inci-dence dans l’écoulement d’air, soit sur l’extrados des ailes, soitautour du fuselage. Lorsqu’ils existent, non seulement ils sont uti-

lisés à l’atterrissage, mais aussi en vol même à très grande vitessesur les avions militaires, pour faciliter les évolutions de l’avion.

Sur les avions civils récents, ils sont remplacés par des spoilers,volets placés sur le bord de fuite des ailes et qui sont actionnés versle haut. Ils contribuent non seulement à augmenter la traînée Cx del’avion mais surtout à dégrader la portance Cz , ce qui a pour effetde plaquer l’avion au sol et de permettre d’utiliser au mieux les freinsde roue.

■ Reverses (ou inverseurs de poussée)

Tous les avions de transport civils actuels, rarement les avions mili-taires, ont des réacteurs équipés de reverses, c’est-à-dire de dispo-sitifs qui, toujours sur commande du pilote et moyennant lessécurités indispensables, viennent obturer la tuyère d’éjection etrenvoyer les gaz latéralement et vers l’avant.

Les reverses sont actionnées réacteur au ralenti, puis celui-ci estaccéléré pleins gaz pour obtenir l’efficacité maximale. Leur force deretenue est inférieure à la moitié de la poussée du réacteur. Ellessont en général actionnées avion au sol, mais certains appareils ontla possibilité de les utiliser en vol.

Pour les gros réacteurs à fort taux de dilution, elles ne doiventpas être utilisées à vitesse trop basse, les gaz d’échappement chaudspouvant être réaspirés créant ainsi une surchauffe très rapide desparties internes.

■ Inversion de pas

Les avions à hélice, à partir d’une certaine taille, et tous les multi-moteurs sont équipés d’une hélice dont le pas peut varier et mêmes’inverser, de façon à produire une force retardatrice très efficace.

Du fait de cette efficacité, les freins de roue de ces avions sontbeaucoup moins sollicités que ceux des jets.

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________________________________________________________________________________________________ FREINAGE À TRÈS HAUTES PERFORMANCES

1.2 Quelques ordres de grandeur

■ Vitesse

La vitesse de décollage peut être supérieure à 100 m/s. En général,la vitesse maximale de début de freinage est inférieure à celle dedécollage. En effet, les règlements imposent des performances mini-males lors de décollage, d’atterrissage ou de décollage avorté, cequi définit une longueur de piste utilisable. En fonction des perfor-mances au décollage, on définit une vitesse critique v1 , inférieureà la vitesse de rotation de l’avion vr , en deçà de laquelle en cas depanne (en principe d’un moteur) le pilote doit interrompre le décol-lage et au-delà le poursuivre.

■ Masse

Un avion comme le Boeing 747-400 pèse au maximum plusde 400 t. La charge maximale par roue principale de cet avion estde 22,5 t, mais elle ne dépasse généralement pas 25 t à cause dela résistance des pistes et de la dimension des pneumatiques.

Nota : le nom Boeing 747-400 désigne un type d’avion mais n’est pas en relation avecsa masse. L’URSS avait développé un Antonov 224 de 600 t qui a priori n’a pas été construiten série.

■ Décélération

Du fait de la forte pression de gonflage des pneumatiques (15à 16 bar), la décélération maximale possible est de l’ordre de 4 m/s2,quelquefois 5 m/s2.

Le coefficient d’adhérence au sol, forfaitairement admis égal à 0,8à vitesse nulle, diminue en fonction de la vitesse mais, du fait dela surcharge aérodynamique due en particulier à l’action des spoi-lers, la décélération maximale de l’avion est à peu près constanteau cours d’un freinage.

Sur certains avions militaires pour lesquels l’appui aérodyna-mique peut être important, un peu comme sur une Formule 1, onpeut éventuellement dépasser 6 m/s2. Ces valeurs correspondentbien sûr à une piste sèche.

■ Énergie

Toujours dans l’exemple du Boeing 747-400, l’énergie cinétiqueà absorber, rapportée à chaque roue, est de l’ordre de 125 MJ dansle cas du freinage maximal.

L’énergie absorbée par la traînée aérodynamique est à peu prèscompensée par celle provoquée par la poussée résiduelle des réac-teurs, principalement en cas de décollage avorté (RTO, § 1.3).

■ Puissance

Le plus gros frein de roue actuel est celui du Mac Donnel DouglasMD11. Si l’on considère l’énergie (142,4 MJ), la vitesse initiale(94,1 m/s) et la décélération (3,9 m/s2) spécifiées, la puissancemaximale instantanée développée en début de freinage avoisineles 12 MW.

1.3 Types de freinage à assurer

Les freinages d’avion peuvent être regroupés en différentesfamilles selon le niveau d’énergie à absorber. Les valeurs citées àtitre d’exemple font référence à un frein d’Airbus A300-600. Certainsfreinages sont définis par des normes (§ 1.4).

■ Freinage de parking

Il assure le maintien de l’avion au sol à l’arrêt, moteurs arrêtés.De plus, les normes civiles spécifient que, à l’arrêt et à la pressionde parking, l’ensemble des freins doit assurer le maintien de l’avionpour la pleine poussée du moteur le plus défavorable.

■ Freinage de point fixe normalisé

À l’arrêt et à la pression de freinage maximale, l’ensemble desfreins doit assurer une traînée supérieure à la poussée maximaledes moteurs.

Cela n’est plus vrai pour certains avions militaires pour lesquelsl’adhérence au sol n’est pas suffisante ; on ne peut maintenir l’avionimmobile que pour une partie de la poussée des moteurs.

■ Freinages de taxiage

Ils correspondent aux coups de frein donnés à basse vitesse,lorsque l’avion parcourt les bretelles d’accès (taxiages ) entrel’aéroport et la piste (taxi out) ou l’inverse (taxi in). Dans chaquecas, leur nombre varie de 5 à 20, à une énergie de l’ordre de 1 MJdans l’exemple cité, et à une décélération de 1 à 2 m/s2.

■ Freinage de service

Il correspond au ralentissement de l’avion après un atterrissagecourant. Dans notre exemple, l’énergie est de l’ordre de 14 MJ, ladécélération de 2 m/s2.

Les freinages de taxiage et de service peuvent être quantifiés parl’avionneur pour définir un cycle moyen d’utilisation à prendre enconsidération pour estimer l’endurance des freins.

■ Freinage normal d’atterrissage

Il est défini par les normes en vitesse initiale, niveau d’énergie etdécélération (minimale 3 m/s2) en fonction des paramètres del’avion.

Au cours de l’homologation (§ 1.4), un ensemble roue-frein-pneudoit subir 100 freinages d’atterrissage sans dégradation excessive.

■ Freinage de surcharge

Il n’est pas toujours prévu par les normes. Il correspond à unatterrissage exceptionnel en énergie, vitesse et décélération. Dansnotre exemple, l’énergie est de 47 MJ.

■ Freinage RTO (Refused Take-Off )

Il correspond au cas du décollage interrompu de l’avion le pluslourd, sur la piste à altitude maximale prévue et à la températuremaximale.

L’avionneur calcule la vitesse critique de freinage appelée v1 ,au-delà de laquelle l’avion doit continuer son décollage en cas depanne, typiquement celle d’un moteur. La décélération minimale nor-malisée est de 2,1 m/s2, mais les avionneurs exigent plus.

Dans notre exemple, l’énergie est de 81 MJ pour une vitesse ini-tiale de 91,9 m/s ; il est demandé de développer au préalable uneénergie de 5 MJ correspondant à 5 taxiages.

Bien que les normes ne l’exigent pas encore officiellement, lesavionneurs demandent que le freinage soit réalisé avec un frein usé,et précédé de taxiages correspondant à environ 10 % de l’énergiemaximale.

La probabilité d’un tel freinage étant de 1 RTO maximum pour106 vols, il est admis qu’à la suite du freinage l’ensemble roue-frein-pneu soit inutilisable.

Les normes actuelles sont en cours d’évolution dans le sens d’uneplus grande marge de sécurité. (0)

Performances d’un frein d’avion A 300-600 à 165,9 t(8 freins par avion)

Freinage Taxiage Service Normal Surcharge RTO

Vitesse initiale .... (m/s) 5 à 10 47 66,5 77,6 91,9Décélération ......(m/s2) 1 à 2 ≈ 2 4,17 4,08 3,24Énergie.................(MJ) 1 14 34 47 5 + 81



1.4 Normes et documents à respecter

Le dimensionnement du freinage des avions est codifié par desnormes qui imposent des performances correspondant à un mini-mum de sécurité.

■ Normes militaires

— la norme française porte la référence AIR 8507A ;— la norme américaine MIL 5013K fait référence non seulement

aux États-Unis mais aussi dans de nombreux pays étrangers ;— la norme britannique BCAR est surtout utilisée en Grande-

Bretagne.

■ Normes civiles

La norme américaine FAR 25 éditée par la FAA (Federal AviationAdministration ) fait référence dans le monde entier. Les payseuropéens se sont regroupés pour former le JAA (Joint AviationAuthority ) qui édite des normes JAR qui sont le pendant des normesaméricaines.

D’autres organismes de normalisation (EUROCAE, par exemple)devraient être supplantés par le JAA.

■ Spécifications des avionneurs

L’avionneur applique les règlements adéquats à ses avions etdéfinit des spécifications qui sont, en général, plus sévères et pluscomplètes que les normes officielles qui demandent un minimumde sécurité. L’avionneur demande des performances et de l’endu-rance, tant pour les freins que pour les roues.

■ Homologation

Les normes officielles définissent des performances minimalespour que l’avion soit autorisé à voler.

Une roue et un frein n’étant pas obligatoirement spécifiques à unavion (par exemple, les A320 et A319 ont les mêmes matériels, lesroues A310-300 et A320 sont identiques), les normes définissent undocument d’homologation appelé TSO (Technical Standard Order,C26c pour les roues et freins) pour les avions civils, et qui authentifieexactement les limites à l’intérieur desquelles le matériel est homo-logué et peut donc être utilisé.

La preuve du respect des performances est toujours apportée pardes essais.

La roue est homologuée seule, mais le frein est homologué dansun ensemble roue-frein-pneu.

■ Qualification

Bien que la définition de ce terme ne soit pas officielle, on l’utiliseen général pour un matériel respectant les spécifications del’avionneur, la preuve étant toujours apportée par des essais.

■ Certification

Elle correspond à l’autorisation d’emploi de l’avion, à l’intérieurde performances globales prouvées par essais, en particulier dansle domaine du freinage. Elle est sanctionnée par la délivrance d’uncertificat de navigabilité de type, délivré par les autoritéscompétentes : la Direction générale de l’aviation civile (DGAC) enFrance, et la FAA aux États-Unis.

Remarque : les freins et roues d’hélicoptères sont également codifiés par des normesofficielles, analogues à celles des avions, mais bien entendu adaptées. Leur technologie esttrès proche de celle des freins d’avion.

2. Technologiedes freins d’avion

2.1 Évolution des freins

Les freins à tambour ont été utilisés jusque vers le milieu desannées 50, sur les avions de ligne (par exemple, Boeing Stratocruiserou C90 militaire).

Actuellement, tous les avions sont équipés de freins à disques(figure 1).

2.1.1 Disque(s) acier, garnitures organiques

Ce montage a été utilisé dans les années 50 sur des avions à faibleénergie, par exemple, le Fouga CM170 de Messier (figure 2).

2.1.2 Disque(s) cuivre, garnitures organiques

Ce montage a été utilisé dans les années 50 principalement enEurope sur des avions moyens ou lourds. L’intérêt du cuivre estson fort coefficient de conductivité thermique.

Les disques cuivre ont pu être chromés ou non et existaient :— en disque simple de forte épaisseur, par exemple sur le

Mirage III (figure 3a ) ou sur le Transall ;— en disques multiples, par exemple sur la Caravelle SE210

(figure 3b ) ou le BR 1150 Atlantic (figure 3c ).

Cette technologie est complètement abandonnée car trop peuperformante.

Figure 1 – Train d’atterrissage d’un Airbus A340



2.1.3 Disque(s) acier, garnitures frittées

Ce montage a été utilisé sur les avions américains dès la fin desannées 30, puis en Europe au début des années 60.

L’intérêt du tout métallique est de pouvoir atteindre en fin defreinage des températures plus élevées qu’avec le cuivre, 1 000à 1 100 oC (au lieu de 600 à 650 oC). La garniture organique est rem-placée par un fritté métallique.

La composition de ce fritté est souvent propre à chaque construc-teur. Il existe deux grandes familles de frittés :

— les frittés à base de bronze, dont l’usure est faible mais lecoefficient de friction à haute température est également faible ;

— les frittés à base de fer, qui ont un coefficient de friction plusélevé, ainsi qu’un taux d’usure plus élevé.

Le fritté peut être utilisé de deux façons :— soit fritté directement sur un disque, rotor ou stator, ou les deux

(dans ce cas, il y a frottement fritté sur fritté), ou sur des segmentsde stator (figure 4a ) ;

— soit, plus généralement, fritté en coupelles, lesquelles sontrivetées sur des segments de stator (figure 4b).

2.1.3.1 Disque unique monobloc, garniture en secteur

Cette technologie est réservée à des freins peu chargés (petitsavions), car le rotor, bien que porteur de fentes de dilatation, risquede se déformer en cône de façon permanente au cours des freinagessuccessifs, par exemple le frein de Commuter (figure 5).

La construction est identique à celle d’un frein à garniture orga-nique, cette dernière étant remplacée par un fritté métallique.

Ce type de frein est encore très répandu dans son domaine d’appli-cation du fait de son coût réduit.

2.1.3.2 Disques multiples monoblocs

Dans certains cas particuliers, les freins ont été constitués denombreux disques (17 ou plus) monoblocs à fentes de dilatation pourrotors et stators, le fritté étant dans ce cas directement déposé surles disques, par exemple sur le F4 Phantom.

Cette technologie n’est pratiquement plus utilisée ; elle est rem-placée par les suivantes.

Figure 2 – Frein à disques : rotor acier et garnitures organiques (Fouga CM170 )

Figure 3 – Freins à disques : disques cuivre, garnitures organiques

Figure 4 – Frein à disques : disque acier, garnitures frittées



2.1.3.3 Disques segmentés, rotors et stators

La faible conductivité thermique de l’acier conduit à utiliser plu-sieurs disques dès qu’il faut développer une forte puissance, avectoutefois une perte d’efficacité au fur et à mesure que les disquess’éloignent des pistons.

Les rotors ne sont plus monoblocs mais composés de segments(figure 6a), chaque constructeur ayant sa propre méthode pour lesattacher entre eux afin de les laisser se dilater et se rétreindrelibrement. La puissance à développer implique que toute la surfacedes stators soit équipée de garnitures de frottement (figure 6b ).

Les pistons sont alors disposés en couronne pour agir sur toutela périphérie en une couronne hydraulique. Les stators coulissentsur un tube de torsion dont le rôle est d’immobiliser les stators enrotation, et d’assurer la fermeture de la presse formée par la cou-ronne hydraulique et ses pistons les uns contre les autres d’un côtéet la plaque de retenue arrière de l’autre, de façon à serrer lesrotors et les stators entre eux au cours du freinage. La plaque deretenue est généralement monobloc avec le tube de torsion.

L’ensemble du frein acier de l’Airbus A300-600 est représenté surla figure 7.

Cette technologie est encore très employée sur les avions desannées 80 et leurs dérivés actuels. Elle peut être compétitive dupoint de vue budget frein sur des avions court courrier. Pour lesavions à turbopropulseurs, elle possède l’avantage sur les freinscarbone de présenter un coefficient de friction élevé à l’arrêt, ce quipeut aider à résoudre facilement le problème du freinage au pointfixe sur un moteur.

2.1.4 Frein « béryllium »

Le béryllium est un matériau qui paraît intéressant pour être utilisédans un puits de chaleur, de par sa forte capacité thermique mas-sique et son haut point de fusion. (0)

Malheureusement, la poussière de béryllium étant très toxique,il ne peut être utilisé en frottement direct. De plus, c’est un maté-riau cher. Il a donc été utilisé au cours des années 70 en tant quesupport de garnitures frittées. Les seuls exemples connus sont leC5A ou la navette spatiale première version de BF Goodrich.

Cette technologie a été abandonnée au profit de celle du car-bone.

2.1.5 Disques en composite carbone/carbone, rotors et stators

Cette technologie a été développée au cours des années 70 pourles avions militaires, puis a été mise en service sur les avions civilsà partir de 1985 (Airbus A300-600 et A310-300). Elle est aujourd’huigénéralisée à tous les gros avions, d’autant plus qu’ils sont longscourriers, car elle permet de réaliser un gain de masse important.

La figure 8 donne l’exemple du frein carbone de l’A300-600.

2.1.5.1 Propriétés

Le carbone présente des caractéristiques plus intéressantes quecelles des aciers pour réaliser des puits de chaleur de freins.

a) La capacité thermique massique est beaucoup plus élevée :1,35 kJ/kg · oC au lieu de 0,52 kJ/kg · oC (varie selon la tempéra-ture).

b) Le point de fusion est beaucoup plus élevé : sublimationau-delà de 3 000 oC au lieu de fusion à 1 450 oC.

c ) La combinaison des deux paramètres précédents permet deconstruire des puits de chaleur à peu près trois fois plus légers :

Figure 5 – Frein de Commuter (Nord 262 ) : disque unique monobloc, garniture en secteur

Matériau Cuivre Acier Béryllium

Capacité thermique massique (kJ/kg · oC) 0,39 0,52 1,82Température de fusion .......................... (oC) 1 083 1 450 1 278

Figure 6 – Disques segmentés : montage des rotorset stators de l’A300-600



— coefficient supérieur à 2 pour la capacité thermique massique ;— coefficient 1,5 pour la température maximale en fin de freinage

que l’on limite à 1 400/1 600 oC, à cause des problèmes thermiquessur l’environnement que pose le carbone.

De plus, la sécurité offerte par un frein carbone en cas de sur-charge est plus grande que celle d’un frein acier, ce dernier étantutilisé à sa limite. Le tableau 1 montre que le gain de masseapporté par un frein carbone est de l’ordre de 50 % par rapport àun frein acier. (0)

d ) Le coefficient de friction est plus élevé : 0,14 à 0,18 en frei-nage maximal au lieu de 0,08 à 0,1.

e ) La conductivité thermique est plus élevée : 110 au lieude 36 W/m · oC.

f ) La combinaison des deux paramètres précédents permet dediminuer le nombre de rotors pour des performances identiques.Pour le frein de l’A300-600 par exemple, il y a 6 rotors dans un freinacier et 4 rotors dans un frein carbone.

g ) Le carbone ne comporte pas de domaine plastique en tem-pérature. Ne risquant pas de déformations au cours des cyclesthermiques, les disques (rotors et stators) peuvent être monoblocsdès lors que la résistance du carbone utilisé est suffisante, d’où lanécessité de composites carbone/carbone. La construction du puitsde chaleur est donc beaucoup plus simple.

h ) En revanche, d’autres paramètres sont moins favorables.

— La masse volumique du composite carbone/carbone autourde 1,75 conduit à un volume de puits de chaleur un peu plus grandque celui d’un puits de chaleur acier de performances équivalentes(10 à 20 %).

— La sensibilité à l’humidité du carbone peut être gênante, alorsqu’elle est quasiment nulle pour l’acier. En effet, le carbone/car-bone est poreux : sa masse volumique est d’environ 1,75 pour unevaleur théorique (carbone pur) de 2,2 et il absorbe de l’humidité.

Tableau 1 – Gain de masse entre frein acieret frein carbone

AvionType

de frein

Massed’un puitsde chaleur

Massed’un frein

Gain de massepar avion

(kg) (kg)

Intercepteur (16 t)acier 34 50

carbone 14 26 48 kg(48 %)

Avion de transport civil (165 t)

acier 98 142

carbone 36 75 536 kg(47 %)

Figure 7 – Frein acier de l’A300-600 : coupe

Figure 8 – Frein carbone de l’A300-600 : photo et écorché



Dans les freinages à froid et de faible énergie, le coefficient defriction, qui est normalement de l’ordre de 0,4, peut tomberau-dessous de 0,1. Cela n’est pas trop gênant pour un frein d’avion,lequel est généralement dimensionné par le freinage RTO, pour unedécélération de l’ordre de 3 m/s2 avec un coefficient de frictiond’environ 0,14.

En cas de freinage humide à faible énergie et pression maximale,on peut obtenir une décélération de l’ordre de 2 m/s2 sur le ou lespremiers coups de frein.

La sensibilité à l’humidité diminue rapidement avec le niveaud’énergie, et son influence est quasi nulle lors du freinage RTOmaximal.

— À vitesse nulle, le coefficient de friction statique peut descendreà moins de 0,1, ce qui peut rendre le cas du freinage au point fixedimensionnant (point critique), surtout pour les avions militaires, etpeut nécessiter un circuit de commande spécifique au point fixe.

2.1.5.2 Élaboration du composite carbone/carbone

Le carbone polycristallin tel qu’on le connaît (électrodes, mine decrayon, etc.) n’est pas assez résistant pour être utilisé directementdans la fabrication de disques de frein.

Au début des années 70, il a existé un frein dit carbocompact(Messier) dans lequel des pavés de carbone polycristallin étaientenchâssés dans des structures de rotors et de stators en acier. Laprésence d’acier limitait fortement de gain de masse que l’on pouvaitespérer.

Les disques actuellement utilisés sont toujours réalisés en compo-site carbone/carbone, c’est-à-dire avec une partie renfort en fibresde carbone pour donner la résistance, et une partie matrice decarbone déposée sur le carbone du renfort de façon à arriver à unedensité convenable.

Selon les constructeurs, l’arrangement des fibres du renfort pourformer la préforme est différent ; on peut procéder par empilage decouches de fibres tissées, de fibres tricotées, ou de fibres longuesunidirectionnelles dans chaque couche, par enroulement puis miseen forme de bandes tissées, par pressage de fibres courtesaléatoires, etc.

La matrice de carbone est presque toujours obtenue par dépôt decarbone en phase vapeur (CVD Carbone Vapor Deposit ), c’est-à-direque la préforme est exposée plusieurs jours à une atmosphère degaz naturel dans un four à haute température (1 100 oC) et à faiblepression (quelques millibars). Dans ces conditions, certaines molé-cules composant le gaz naturel, principalement le propane, sontcraquées ; le carbone se dépose sur les autres structures carbonnées,les préformes. L’hydrogène et les autres gaz sont évacués et traités.

Chaque constructeur possède sa propre gamme de fabrication.

Il existe aussi la possibilité de réaliser une imprégnation en phaseliquide, à base de brai de pétrole, mais cette méthode est moinsemployée. Certains constructeurs disent utiliser une imprégnationsolide.

Les recherches portent sur des méthodes d’élaboration visant uncoût de fabrication plus faible. Bien entendu, cette technologie esttrès sophistiquée. Il faut noter que l’utilisation de disques encomposite carbone/carbone est une retombée de l’industrie destuyères de gros propulseurs.

Le carbone étant sensible à l’oxydation à haute température, ilest nécessaire de protéger les surfaces non frottantes par une pro-tection antioxydation (PAO).

2.1.5.3 Construction du frein

La structure d’un frein carbone est très semblable à celle d’unfrein acier.

On a vu au paragraphe 2.1.5.1 que le puits de chaleur carbone per-mettait d’utiliser des disques monoblocs. Etant plus simple etconstruit avec un matériau qui travaille loin de ses limites, il est plusfiable qu’un puits de chaleur acier.

Les encoches d’entraînement des rotors sont toujours renforcéespar des cavaliers ; chaque constructeur possède son type de cavalierparticulier (figure 9). Les encoches d’entraînement des stators nesont pas obligatoirement renforcées par des cavaliers.

Les températures de fin de freinage étant plus élevées qu’avecun frein acier, il est nécessaire d’équiper le frein et la roue d’écransthermiques plus ou moins complexes pour protéger en particulierl’essieu et les jantes (figure 10). Les écrans thermiques de rouedoivent être plus efficaces qu’avec un frein acier (§ 2.1.3).

2.1.6 Composants semblables :freins acier/freins carbone

2.1.6.1 Ensemble pistons

Le circuit hydraulique de l’avion étant pressurisé à une pressionde 3 à 5 bar, il est nécessaire d’équiper les pistons de ressorts derappel (figure 11). Ces ressorts sont quelquefois extérieurs aux pis-tons et rappellent la plaque de poussée mais, plus généralement,ils sont intégrés aux pistons, ce qui est indispensable sur les freinscarbone qui ne possèdent pas toujours de plaque de poussée.

2.1.6.2 Rattrapages d’usure

La longueur totale à user, donc la course des pistons, pour unfrein carbone ou acier multidisque est de plusieurs dizaines demillimètres. Ainsi, par exemple :

— pour un frein A300-600 acier : usure 28 mm ;— pour un frein A330 (2 500 vols) : usure 76,2 mm.

Figure 9 – Exemples de rotors – toujours avec cavaliers – et stators avec ou sans cavaliers



De façon à conserver une course d’approche constante, de l’ordredu millimètre par rotor, ces types de freins sont équipés de rattra-pages automatiques d’usure ; ceux-ci peuvent être extérieurs auxpistons et accrochés sur la plaque de poussée dont ils limitent lerecul mais, sur les gros freins, ils sont le plus souvent intégrés auxpistons.

Il existe plusieurs types de rattrapage d’usure dont les princi-paux sont à bagues de friction (figure 11a ) ou à tube d’expansion(figure 11b) qui remplacent de plus en plus les systèmes à frictioncar ils sont plus sûrs.

Le montage intégré aux pistons peut être réalisé :— soit à rattrapage dit humide lorsque le système est noyé dans

l’huile (figure 11a ). L’avantage est le nombre réduit de baguesd’étanchéité, l’inconvénient le risque d’échauffement exagéré duliquide à l’intérieur du piston (principalement dans le cas des freinscarbone) ;

— soit à rattrapage dit sec lorsque le système est isolé de l’huile(figure 11b ). L’avantage est l’élimination des risques d’échauffe-ment direct du liquide hydraulique, l’inconvénient la fiabilité de labague d’étanchéité au niveau de la tige centrale, difficile à obtenirdu fait de la complexité des centrages.

2.1.6.3 Indicateur d’usure

Chaque frein est équipé d’un indicateur visuel de l’épaisseur res-tant à user. Il s’agit d’une simple tige (figures 8 et 12) accrochée àla plaque de poussée ou au premier stator, et qui dépasse de la cou-ronne hydraulique de la longueur restant à user, l’usure étant maxi-male lorsque le dépassement est nul.

2.1.6.4 Sonde de température

L’implantation d’une sonde de mesure permettant au pilote deconnaître la température de puits du chaleur n’est pas réglementaireà ce jour ; toutefois, les avionneurs l’imposent sur les avions civils.

Comme il est difficile de mesurer les températures au cœur dupuits de chaleur dont les parties sont mobiles et remplacées sou-vent, on mesure plutôt une température en périphérie du puits dechaleur, laquelle est corrélée à la température de celui-ci.

Il s’agit d’une sonde soit appuyée ou vissée sur la plaque de pous-sée, soit logée dans un perçage à l’intérieur d’un des crans du tubede torsion, sous le puits de chaleur (figure 13a ), ce qui est lemontage le plus classique actuellement. D’autres systèmes existentégalement.

La température mesurée par la sonde correspond assez bien à latempérature moyenne du puits de chaleur mais avec un retard dequelques dizaines de secondes à quelques minutes, selon le systèmeemployé. Les sondes de température sont en général réalisées àpartir de couples thermoélectriques chromel-alumel, rarement àrésistance de platine.

La figure 13b donne un exemple de l’évolution dans le temps dela température de quelques points d’un frein et de l’environnement,après un freinage normal.

Figure 10 – Écran thermique de roue pour frein carbone

Figure 11 – Ensemble piston du frein de l’A300-600avec rattrapage d’usure

Figure 12 – Indicateur d’usure du frein de l’A300-600



Remarque sur les freins de rotors d’hélicoptère et d’hélices deturbopropulseurs : ils sont presque toujours analogues à l’une descatégories présentées ci-dessus, et selon les performances deman-dées, soit à disque unique et garniture en secteur, métallique oucarbone, soit multidisques, de préférence carbone. Ils ne répondentà aucune norme officielle de performances et sont développésd’après les spécifications du constructeur.

2.1.7 Les roues

Les roues sont toujours spécifiques à un frein, et on a vu au para-graphe 1.4 que l’homologation d’un frein concerne toujours unensemble roue/frein.

Toutefois, les roues sont homologuées à part, bien que quelque-fois on utilise pour l’essai d’endurance la roue qui a déjà servi àfaire l’endurance du frein (prise en compte de l’endommagementen température).

Les pneumatiques d’avion sont toujours utilisés à des pressionsélevées, donc ils sont toujours très rigides, en particulier en ce quiconcerne les tringles. En conséquence, les roues sont toujoursdémontables, en au moins deux parties. Actuellement, on utilisetoujours des pneumatiques sans chambre à air.

L’homologation de la roue consiste en :— des essais statiques sous charges combinées (verticales

+ latérales) ;— des essais de roulage sous charge statique fournie par l’avion-

neur ;— un essai d’éclatement avec au moins le pneu le plus défavo-

rable, en principe à quatre fois la pression maximale de gonflage.

La qualification peut demander des essais d’endurance supplé-mentaires, ou des essais particuliers.

2.1.7.1 Matériaux utilisés pour les roues

Dans les années 50, on utilisait généralement des alliages à basede magnésium ou des alliages de fonderie, pour produire des rouestrès légères.

Mais :— l’augmentation de la température d’utilisation des freins ;— la demande d’augmentation de l’endurance ;— les problèmes de qualité de la fonderie ;— et l’interdiction d’emploi d’alliages de magnésium pour les

avions civils ;

ont amené à utiliser des alliages d’aluminium matricés.

Très généralement, on utilise les alliages 2014 (AU4SG) ou 2214(A7U4SG). Sur les premiers Airbus, on a utilisé le 2618 (AU2GN) quia une meilleure tenue à chaud, mais dont la sensibilité aux criquesest plus grande. On utilise quelquefois le 7010 pour des demi-rouesqui ne sont pas soumises aux températures élevées.

L’aluminium-lithium 2091 serait intéressant (masse spécifique10 % plus faible) mais il reste trop cher.

2.1.7.2 Types de roues

Roues à deux voiles symétriques ou pseudo-symétriques : lesroues à voiles symétriques sont employées sur les atterrisseursavant, lorsqu’il n’y a pas de frein à loger (figure 14a ). Si le frein àloger est peu encombrant, on peut simplement décaler les voilescentraux, ce qui donne des roues pseudo-symétriques (figure 14d ).Les barrettes d’entraînement du frein sont intégrées à la roue.

■ Roues monovoiles

Lorsque le frein à loger est encombrant, il devient nécessaire den’avoir qu’un voile fortement décalé. En général, ce voile fait partiede la demi-roue côté frein. Le frein ayant une surface de rayonne-ment importante, et afin de réduire le transfert de chaleur parconduction, on utilise la plupart du temps des barrettes d’entraî-nement du frein rapportées, avec seulement un appui à chaqueextrémité (figure 14b).

■ Roues à bride

Dans le cas de roues de faibles dimensions, monovoiles, plutôtque de boulonner la demi-roue côté valve sur la demi-roue côtéfrein, on verrouille une bride sur un jonc encastré dans une gorgede corps de roue (figure 14c).

2.1.7.3 Particularités des roues

■ Écrans thermiques

Pour éviter la transmission de chaleur par rayonnement entre lepuits de chaleur et la roue, on équipe celle-ci d’écrans thermiques(figures 10 et 14) qui peuvent être :

— à simple paroi si le transfert est faible ;

Figure 13 – Évolution des températures après un freinage normal



— à double paroi et garnissage isolant, par exemple de fibre desilice ;

— à plusieurs parois sans isolant, solution qui a la faveur descompagnies aériennes, car l’isolant peut s’imprégner de liquide denettoyage ;

— formés de segments entre les barrettes d’entraînement de frein(roue A300-600) monoblocs (roue F900). Dans ce cas, des précautionssont à prendre contre les risques de déformations thermiques.

■ Fusibles de sécurité

En cas de freinage à très haute énergie, la roue peut, plusieursminutes après la fin du freinage, atteindre des températures trèsélevées (350 à 400 oC).

Pour provoquer le dégonflement du pneu avant qu’il ne se dégradeet éclate, ou que la roue ne se détruise sous l’action de la chaleuret de la contrainte due au gonflage, les roues sont équipées de

fusibles thermiques qui, dès que la température devient critique,laissent échapper le gaz de gonflage (azote), de façon définitive.

Ces fusibles se présentent en général sous la forme d’une vis(figure 14d ) dont le centre comporte un perçage rempli d’un eutec-tique à faible point de fusion (en général, 183 oC avec l’eutectiqueétain-plomb).

Les fusibles sont au nombre minimal de 3 et doivent assurer, encas de fonctionnement, une perte de pression de 50 % en moinsde 2 min.

■ Roulements de roue

Les roues sont presque toujours équipées de roulements à rou-leaux coniques, la plupart du temps de la marque Timken.

À noter que, dans les compagnies aériennes, la cuvette montéeà force reste dans la roue mais le cône n’est pas spécifique à uneroue donnée et peut passer, après nettoyage, d’une roue à une autre(ou même d’un type d’avion à un autre).

Figure 14 – Différents types de roues



■ Graisse de roue

Les roulements sont nettoyés et regraissés à chaque changementde pneu (150 à 400 vols sur avions civils). On utilise de plus en plusdes graisses de synthèse à hautes températures, par exempleMobil 28.

2.2 Dimensionnement des freins

2.2.1 Paramètres caractéristiques

■ Paramètres physiques

En général, ils sont donnés ou découlent des spécifications éditéespar l’avionneur.

● Paramètres fonctionnels :— énergie à absorber dans les divers cas de freinage ;— vitesse initiale de freinage ;— distance d’arrêt, ou décélération, ou couple à développer ;— pression maximale disponible pmaxi ;— pression de pressurisation, ou pression minimale de couple nul

pmini (pression correspondant au léchage des freins).● Paramètres géométriques :— dimensions du pneumatique.

Nota : on rappelle que 1 pouce est égal à 2,54 mm. Les dimensions sont quelquefoisdonnées en millimètres pour le pneu, pas pour la roue.

Les pneumatiques sont homologués à part, ils répondent au TSOC62c (§ 1.4), et les dimensions secondaires sont données sur descatalogues des fabricants selon le type.

Les dimensions du pneu permettent de définir :— le rayon de roulement : les pneus d’avion sont utilisés à 32

ou 33 % d’aplatissement maximal sous charge statique maximale.Ce rayon de roulement est proche du rayon extérieur moins le tiersde l’aplatissement, ce qui correspond approximativement à 95 % durayon extérieur. Le couple dynamique s’applique au rayon deroulement ;

— le rayon sous charge, qui est égal au rayon extérieur moinsl’aplatissement. Le couple statique s’applique au rayon sous charge ;

— le diamètre de la roue, qui permet de déduire le diamètre exté-rieur du puits de chaleur ;

— la largeur de la roue, qui permet de déduire la place disponiblepour le frein.

De plus, l’avionneur fournit un plan d’interface qui permet dedéfinir l’encombrement précis du frein, d’où le diamètre intérieur dupuits de chaleur. Des diamètres extérieur et intérieur du puits dechaleur, on déduit la valeur d’une surface frottante S1 .

Selon le nombre de roues par atterrisseur, la reprise du couplede freinage se fait :

— par la fixation du frein sur l’atterrisseur, dans le cas d’unatterrisseur à 1 ou 2 roues (figure 15) ;

— par une bielle dans le cas d’un atterrisseur à 4 roues dit àbogie. Dans ce cas, la géométrie est telle que le couple de freinagen’entraîne pas de variation de charge sur les roues dans la phasede freinage (figure 8).

■ Paramètres matériaux

● Paramètres thermomécaniques : capacité thermique massique,coefficient de dilatation, conductivité thermique du ou des maté-riaux. Dans un premier dimensionnement, on procède par analogieavec des freins proches, déjà connus en particulier en ce quiconcerne la température maximale admissible.

● Paramètres physiques :— les coefficients de friction en fonction des paramètres de

freinage, dans tout le domaine. On dispose en général d’un réseaude courbes expérimentales du coefficient de friction en fonction del’énergie massique (figure 16), ou en fonction de la températurefinale ;

— les coefficients d’usure en fonction des paramètres fonction-nels de freinage, principalement au cours des cycles d’utilisation.

Usure du frein carbone : elle est difficile à prévoir, car elle dépendbeaucoup du type d’utilisation. L’usure est plus particulièrement dueaux taxiages froids et varie donc beaucoup avec le nombre de cestaxiages. Le freinage de service intervient peu dans l’usure. L’usureest pratiquement linéaire du début à la fin de la vie du puits de chaleur(figure 17).

Usure du frein acier : elle est parfaitement prévisible dès lors queles matériaux ont été bien caractérisés. Pour chaque coup de frein,elle dépend directement de l’énergie dissipée et de la températuredu frein. L’usure est beaucoup plus rapide en fin de vie du puits dechaleur (figure 17), du fait que la température au cours d’un cycleest plus élevée, surtout pour les garnitures.

Exemple : 49 × 17 - R20, avec 49 le diamètre extérieur (en pouces),17 la largeur (en pouces), R la technologie radiale et 20 le diamètre dela roue (en pouces).

Figure 15 – Reprise du couple de freinage sur l’A320

Figure 16 – Évolution du coefficient de frictionen fonction de l’énergie massique



2.2.2 Freins carbone

On procède d’abord à un prédimensionnement, puis les para-mètres sont ensuite affinés en fonction de l’évolution de la définitionde l’ensemble roue-frein. Compte tenu des données précédentes, lesprincipaux paramètres à définir sont, dans l’ordre, les paramètressuivants.

2.2.2.1 Masse du puits de chaleur usé Mu

Cette masse est conditionnée par l’énergie maximale à absorberWmaxi , la capacité thermique massique du matériau cp , la tempé-rature maximale acceptable θmaxi et la température initiale θ0 :

La capacité thermique massique n’étant pas constante en fonctionde la température, une première approche peut être faite en utilisantune énergie massique X de puits de chaleur, par analogie avec desfreins existants :

En général, dans le cas du freinage RTO maxi, le frein absorbe àpeu près 90 % de l’énergie globale absorbée par l’ensembleroue-frein, les 10 % restants étant absorbés :

— par les roulements de roue (0,5 à 1 %) ;— par le roulement du pneu (1 à 2 %) ;— surtout par le glissement du pneu sur la piste (7 à 8 %).

2.2.2.2 Longueur du puits de chaleur usé Lu

Connaissant la masse du puits de chaleur usé, la masse volumiquemoyenne du matériau et les diamètres extérieur et intérieur du puitsde chaleur, on peut calculer le volume puis la longueur du puits dechaleur usé.

En ce qui concerne les disques en carbone, il faut tenir comptede la masse des parties non frottantes situées entre les crans d’entraî-nement.

2.2.2.3 Nombre de disques

Le nombre de disques est conditionné par le flux de chaleur φmaxiou puissance instantanée admissible par unité de surface frottante.Ce flux φmaxi dépend du matériau et des conditions d’utilisation dansdes applications similaires ; il est tel que :

La puissance maximale P = Cω au niveau du frein en début defreinage, avec C couple maximal et ω vitesse de rotation à la miseen freinage, est aussi égale à :

P = Tv0K

avec T effort maximal de traînée par roue dû au freinage,

v0 vitesse de l’avion à la mise en freinage,

K coefficient de corrélation entre la puissance développéeau niveau de l’ensemble roue-frein et celle développéeau niveau du frein seul.

La surface d’échange S totale étant déterminée, il suffit de divisercette surface par S1 la surface d’une face de frottement pour trouverle nombre de paires de surfaces, soit deux fois le nombre de rotors :

Nb stators = Nb rotors + 1

Nb disques = Nb rotors + Nb stators

2.2.2.4 Masse et longueur à user

Conditionnée par le cycle d’usure spécifié, les dimensions desdisques, les caractéristiques d’usure du matériau, on en déduit uneusure moyenne par face et par cycle d’abord en longueur , puisen masse mu , ce qui, rapporté au nombre de disques et au nombrede cycles demandé, permet d’estimer l’usure totale.

2.2.2.5 Masse et longueur du puits de chaleur neuf

Connaissant la masse du puits de chaleur usé Mu , la masse àuser mu , la longueur du puits de chaleur usé Lu , la longueur àuser Iu , on peut calculer la masse et la longueur du puits de chaleurneuf.

2.2.2.6 Épaisseur des disques

Pour un frein carbone, l’usure en utilisation est pratiquement lamême pour toutes les faces frottantes. Il n’y a donc a priori pas deraison d’avoir des rotors d’épaisseurs différentes, de même pour lesstators. On peut donc répartir les épaisseurs pour que les rotors etstators centraux soient de masses équivalentes (la partie entraî-nement est à l’extérieur sur le rotor, à l’intérieur sur le stator).

Compte tenu que les stators latéraux n’ont qu’une face frottante,leur épaisseur est réduite aux environs des 2/3 de celle d’un statorcentral.

Par contre :— soit pour des considérations d’équilibrage de température au

cours du freinage (à partir des pistons, les disques successifsabsorbent de moins en moins d’énergie figure 18) ;

— soit pour des considérations de rénovation des disques aprèsune première vie (§ 2.3.1) ;

on pourra répartir différemment les épaisseurs des disques sansoublier de s’assurer de la résistance des disques usés et de vérifierl’absence d’interférence entre les parties d’entraînement, en parti-culier des stators, en fin d’usure.

2.2.2.7 Section globale des pistons

Conditionnée par le couple dynamique maximal et le coefficientde friction, en principe en freinage RTO ou le couple statique et lecoefficient de friction minimale en conditions humides, la pressionmaximale pmaxi disponible, et la pression minimale pmini de couplenul, l’établissement du couple nécessite une poussée F de la partdes pistons.

Le rayon d’application des pistons rp est légèrement plus grandque le rayon moyen arithmétique des surfaces frottantes.

Le couple C développé par le frein est :

C = Fµm rp n

Figure 17 – Usure au cours de la vie d’un puits de chaleur

MuWmaxi

cp θmaxi θ0–( )-------------------------------------=

MuWmaxi W( )X kJ/kg( )

-----------------------------=

S totaleP

φmaxi-------------=

Nb rotors S

totale

S

1

2 × ----------------=

�u



avec

n

nombre de paires de surfaces frottantes = 2 Nb rotors

d’où

Cette poussée est produite par la pression utile s’exerçant sur lasurface globale

S

g

des pistons :

2.2.2.8 Diamètre et nombre de pistons

La section globale étant connue, il faut aussi connaître le nombrede pistons pour en calculer le diamètre.

Le nombre de pistons dépend de la géométrie du frein. Il est, depréférence, impair, égal à 5 ou à 7 pour les dimensions de freinscourantes de 15 à 23".

Le diamètre des pistons varie, bien sûr, avec la taille du frein etla pression de freinage maximale, environ 30 mm pour un freinde 15", 40 à 55 mm pour un 23". On le choisit toujours à la dimensionstandard des bagues d’étanchéité (très généralement baguestoriques).

Remarque :

un nombre élevé de pistons est favorable à l’efficacité (moins de perte depoussée avec les déformations de structure sous l’effet de la pression, surface de pousséemieux répartie), et à l’absence de vibrations en cours de freinage. Il est, bien sûr, défavorableau coût de fabrication et, en principe, à la masse.

2.2.2.9 Course des pistons

La course totale des pistons est égale à la course d’usure à laquelleil faut ajouter la course d’approche, la déformation de structure, etune marge minimale quelquefois spécifiée par l’avionneur.

La course d’approche représente le jeu de fonctionnement, elleest de l’ordre de 1 mm par rotor.

La déformation de structure, de plusieurs millimètres, est un para-site pour le fonctionnement du frein :

— d’une part, la déformation géométrique a pour conséquencede mauvaises positions pour les pièces travaillantes qui corres-pondent la plupart du temps à une diminution du rayon d’efficacitédes pistons ;

— d’autre part, cette déformation, en plus de la compressibilitédu liquide, correspond à une rigidité hydraulique faible, d’où destemps de réponse allongés en particulier pour la fonction régulationde freinage.

La

caractérisation hydraulique

du frein est donnée par le dia-gramme du volume d’huile introduit en fonction de la pression(figure

19

). Une grande rigidité hydraulique du frein est favorableà une réponse rapide aux sollicitations du régulateur de freinage.

La pression

p

mini

d’approche du piston est conditionnée par leressort de rappel, de façon à être supérieure à la pression de pres-surisation du circuit hydraulique.

2.2.3 Freins acier (métalliques)

La construction d’un frein à puits de chaleur métallique est lamême que celle d’un frein carbone à quelques différences près :

— la température maximale du puits de chaleur étant plus faible,il n’est pas nécessaire d’avoir une protection thermique aussi efficacepour l’environnement ;

— la construction du puits de chaleur est plus délicate, parce quecelui-ci doit être équilibré.

■

Équilibrage thermique

Le calcul du dimensionnement global du puits de chaleur est ana-logue à celui que l’on a vu pour un frein carbone. Mais le puits dechaleur étant plus complexe, en particulier les stators, et la tempé-rature finale possible en RTO plus près des limites des matériaux,il faut en fonction du type de garniture utilisé et par analogie avecdes freins semblables :

— faire varier l’épaisseur des rotors en fonction de leur rang àpartir des pistons, l’épaisseur étant fonction de l’énergie absorbéepar chaque rotor ;

— de même pour les stators, faire varier l’épaisseur des garni-tures, celles des âmes étant identiques au moins par catégorie (sta-tors simples latéraux ou stators doubles centraux).

F Cµm rpn--------------------=

SgF

pmaxi pmini–-----------------------------------=

Figure 18 – Répartition des températuresle long d’un puits de chaleur

Figure 19 – Caractéristique hydraulique d’un frein A300-600



Le but est que, en fin de freinage maximal, la température soitaussi homogène que possible en tous les points du puits de chaleur.

En première approximation, en plus de l’énergie massique de puitsde chaleur, il faut respecter certains paramètres dont les valeurs sontla conséquence du type de garniture utilisé et des performancesdemandées. Ces paramètres sont l’énergie massique des rotors,stators et garnitures.

■

Équilibrage en usure

L’usure des parties frottantes d’un puits de chaleur métallique estpratiquement proportionnelle à l’énergie absorbée, tout du moinsaux températures normales d’utilisation, donc l’équilibrage en usurese rapproche de celui défini en équilibre thermique.

Mais il faut tenir compte :— de l’influence de la température moyenne des stators d’extré-

mité, qui est plus faible que la température du cœur du puits dechaleur à cause des transferts d’énergie vers la structure ;

— de l’influence de la répartition transitoire de la variation ducouple, le premier stator étant le premier sollicité en montée encouple, et le dernier stator le dernier relâché à la chute de couple.

En fait, l’optimisation de l’équilibrage doit être revue après desrésultats d’usure relevés en utilisation par les compagnies. Lesconditions d’utilisation par chaque compagnie étant différentes, ilfaudrait presque en arriver à un équilibrage par compagnie.

La figure

20

donne en exemple les épaisseurs des composantsdu puits de chaleur d’un frein acier Airbus 300-600.

2.3 Avenir

2.3.1 Paramètres à améliorer

À ce jour, le frein carbone est celui qui donne le plus satisfaction,car il est beaucoup plus léger qu’un frein acier et offre plus de sécuritéen cas de surcharge accidentelle. Toutefois, certaines améliorationssont nécessaires ou envisageables.

■

Coût par atterrissage

Les composites carbone/carbone étant des matériaux complexesà fabriquer, donc chers, le coût du freinage à l’atterrissage est élevé(CPL

Cost Per Landing

).

Pour le carbone, il faut donc agir :

a

) sur le coût de production, mais dans l’immédiat les progrès sontencore lents ;

b

) sur la longévité des disques. Deux solutions sont possibles :

— rénovation des disques

: actuellement, après une première vie,les disques usés sont récupérés pour être rénovés. La méthode laplus employée consiste à réunir deux disques usés et à les assemblerpar clippage (utilisation des renforts locaux des crans d’entraîne-ment) pour réaliser un disque aux dimensions du disque neuf(figure

21

). Ce puits de chaleur a les mêmes performances (distancesd’arrêt et d’usure) qu’un puits de chaleur neuf.

Une autre méthode consiste, à partir d’un puits de chaleur quicomporte certains disques volontairement plus épais et qui, aprèsune première vie, se retrouvent à une épaisseur voisine des disquesplus minces, à réutiliser ces derniers éventuellement après un légersurfaçage ;

— carbone plus endurant : bien entendu, tous les fabricants tra-vaillent à diminuer le taux d’usure de leur carbone. Certains nou-veaux carbones développés dans ce but démarrent leur exploitation,avec l’espérance de réduire l’usure de près de moitié par rapport àla génération précédente.

■ Masse

Bien entendu, il est souhaitable à performances égales de dimi-nuer la masse des freins.

Avec les freins carbone, on est limité par la température atteinteen fin de freinage maximal, du fait de la dégradation de l’environ-nement du puits de chaleur. La seule solution serait d’utiliser unmatériau dont la capacité thermique massique serait supérieure àcelle du carbone. Il semble qu’il n’en existe pas d’utilisable à l’heureactuelle.

Les solutions de refroidissement des freins à eau perdue et quipeuvent être séduisantes posent trop de problèmes, bien que cer-tains « inventeurs » les proposent périodiquement.

Un léger gain pourrait être obtenu avec un matériau carbone dontle coefficient de friction serait plus élevé, ce qui permettrait de réduirela dimension des pistons. Malheuresement, dans ce domaine, plusle coefficient de friction est élevé, en principe plus l’usure l’est aussi.

Figure 20 – Répartition des épaisseurssur un puits de chaleur acier A300-600

Figure 21 – Principe de rénovation d’un disque carbone



■ Dimensions

Un encombrement moindre permettrait de simplifier la réalisationdes roues, donc de les rendre plus légères. Mais la surface d’échangedu puits de chaleur devenant plus faible, il y aurait un problème derefroidissement des freins.

2.3.2 Matériaux envisageables

On parle quelquefois de composites de carbure de siliciumSiC-SiC, développés comme les composites carbone-carbone pourles besoins de la grosse propulsion, mais les essais n’ont pasvraiment démarré.

Les matériaux miraculeux dont on vante quelquefois les propriétésde barrière thermique sont exactement l’inverse des matériaux qu’ilfaut pour le freinage ; si le matériau n’est pas conducteur, l’énergiedéveloppée va augmenter la température de surface jusqu’à dégra-dation. Il semble que les composites carbone-carbone soient encorelà pour longtemps.

3. Commandes de freinage

3.1 Source d’énergie

Le freinage est toujours commandé à partir d’une source de pres-sion générée par l’avion. La pression de freinage est définie par undétendeur hydraulique commandé par les pédales de freinage.

L’énergie pneumatique est abandonnée sur les avions occidentauxdepuis les années 40/50. Elle est toujours employée sur certainsavions récents de l’ex-URSS.

En commande hydraulique :

— Tous les avions occidentaux de transport civil utilisent desfluides à base d’esters-phosphates dénommés génériquement Sky-drol (Monsanto) ; ils sont réputés peu inflammables. Les premiersavaient pour inconvénient d’éroder rapidement les distributeurs.

Le supesonique Concorde utilise un ester-silicate fabriqué parChevron, appelé Oronite, liquide haute température.

Ces fluides sont aussi employés sur certains avions militaires. Lespressions de génération utilisées sont généralement de 210 bar, 280bar sur le Concorde.

— Pour les avions militaires, on utilise plus généralement desfluides à base de pétrole :

• le FHS (Fluide Hydraulique Standard ) ou AIR 3520, MIL 5606,NATO H515 ;

• le FH2 (MIL H 83282 C) sur les avions récents.

Les pressions de génération sont de 210, 280 voire 350 bar.

3.2 Loi de commande

La loi de commande ou loi de pédale représente l’effort à appliqueren fonction de la déflexion de la pédale de frein. Cette loi peut êtresimple pente, double pente (figure 22) ou exceptionnellement triplepente, pour améliorer la progressivité du freinage.

À noter qu’il existe toujours une commande pour les freinsgauches (pied gauche) et une commande pour les freins droits(pied droit), de façon à permettre une certaine dirigibilité de l’avionpar freinage différentiel.

3.3 Chaîne de commande

Les principales fonctions de la chaîne de commande sont sché-matisées sur la figure 23.

Les différents composants hydrauliques de la chaîne decommande sont développés spécifiquement pour les besoins del’aéronautique mais leur principe de fonctionnement est identiqueà celui des appareils hydrauliques classiques. On se reporterautilement aux articles spécifiques dans le présent traité, en particu-lier pour les servovalves à l’article Asservissements hydrauliqueset éléctrohydrauliques [B 6 071].

3.3.1 Détendeur hydrauliqueou distributeur progressif

C’est l’appareil de base qui permet de distribuer vers les freinsune pression correspondant à un ordre d’entrée qui est un dépla-cement fonction de la déflexion de la pédale de freinage. Il est géné-ralement à tiroir pour le freinage normal (figure 24a ), souvent àclapets pour le freinage secours (figure 24b) de façon à limiter lesfuites.

Figure 22 – Exemple de loi de freinage simple ou double pente

Figure 23 – Schéma synoptique de la commande de freinage



3.3.2 Commande du détendeur

Le déplacement de la pédale du pilote peut être transmis audétendeur de freinage de plusieurs façons.

■ Commande mécano-hydraulique

La liaison pédale-détendeur est mécanique, soit par un systèmede barres et de leviers, soit par un système de câbles. On retrouvesouvent ce type de commande sur les avions américains. La

figure 25 montre la commande de freinage du Mercure pour lescircuits normal et de secours.

■ Commande hydro-hydraulique

La liaison est volumétrique entre un vérin émetteur lié à la pédaledu pilote et un vérin récepteur qui commande le détendeur. Onretrouve souvent ce type de commande sur les avions britanniques.La figure 26 montre la commande de freinage du N250 (projet).

Figure 24 – Principe d’un détendeur hydraulique

Figure 25 – Commande de freinage mécano-hydraulique (Dassault Mercure)



■ Commande électro-hydraulique

La pédale du pilote commande un potentiomètre ou un codeur.Le signal de sortie est traité par un boîtier électronique, généralementcelui du régulateur de freinage, lequel envoie un signal calibré audétendeur qui est en principe une servovalve asservie en pression.Cette servovalve peut n’avoir que cette fonction détendeur (parexemple A310) ou bien être également utilisée pour la fonction derégulation de freinage. Cette solution a surtout été développée enFrance, d’abord sur le freinage normal du Concorde, puis adaptéeà d’autres avions. La figure 27 montre la commande de freinage duFalcon 2000.

■ Commande hybride

La commande de freinage normale et la commande secourspeuvent être chacune d’un des trois types précédents. Par exemple,sur l’Airbus A320, la commande normale est électro-hydraulique, lacommande de secours est hydro-hydraulique (figure 28).

3.4 Redondances

■ Plusieurs circuits

Pour des questions de sécurité, il existe en général deuxcommandes de freinage, normale et secours, alimentées chacunepar une génération hydraulique. Un sélecteur parfois manuel, maisplus généralement automatique, permet de sélectionner le circuitnormal dans le cas général, et de sélectionner le circuit de secoursen cas de perte de la génération normale. De plus, le circuit desecours comporte un accumulateur capable de fournir un minimumde 6 coups de frein en cas de perte des deux générations.

■ Ségrégation des circuits

Les circuits normal et secours doivent être aussi indépendants etdifférents que possible. L’emplacement des composants et lecheminement des tuyauteries dovient être tels qu’une rupture acci-dentelle simultanée (suite à l’éclatement d’un pneumatique parexemple) des deux circuits soit fortement improbable.

3.5 Fonctions annexes

■ Freinage au parking

Il est très généralement assuré à partir de l’accumulateur defreinage secours (§ 3.4) :

— soit au travers du détendeur secours. Dans ce cas, on bloquemécaniquement les pédales en position commandée ;

— soit au travers d’un détendeur spécifique.

■ Freinage au relevage

Lors de la rentrée des atterrisseurs après le décollage, les rouesdoivent être freinées pour éviter qu’elles continuent à tourner dansleur logement.

● Roues avant : en général, elles viennent frotter sur une sangleen fin de mouvement de rentrée.

● Roues principales : la manœuvre de rentrée de l’atterrisseurprovoque une action de freinage, soit la pression envoyée aux vérinsde relevage commande le distributeur secours ou parking à unevaleur de pression définie, soit, dans le cas d’un freinage àcommande électrique, un ordre de freinage est envoyé au cours dela séquence de relevage.

Figure 26 – Commande de freinage hydro-hydraulique (projet pour IPTN N250 ) (se reporter à la figure 25 pour les symboles)



Figure 27 – Commande de freinage électro-hydraulique (Dassault Falcon 2000 ) (se reporter à la figure 25 pour les symboles)

Figure 28 – Commande de freinage hybride électro-hydraulique + hydro-hydraulique (Airbus A320) (se reporter à la figure 25 pour les symboles)



3.6 Aides au freinage

3.6.1 Régulation de freinage (anti-skid )

Cette fonction s’est rapidement avérée indispensable sur lesavions à réaction pour lesquels le freinage par les roues est le prin-cipal moyen de ralentissement.

D’un simple antiblocage, dans les années 50, par exemple leMaxaret mécano-hydraulique (Dunlop) ou le Mini-stop mécano-électro-hydraulique (Messier), il a fallu aboutir à un vrai régulateurde freinage avec un calculateur électronique, qui apporte non seu-lement la sécurité en évitant de bloquer les roues mais égalementla performance en permettant des distances de freinage les pluscourtes possible.

Il existe deux grands principes de régulateurs de freinage :— ceux basés sur la décélération de la roue. Dès que cette décélé-

ration dépasse un seuil donné, on provoque un défreinage suivi d’unrefreinage qui dépend en particulier de la réaccélération de la roue.Ces systèmes ont été principalement développés aux États-Unis ;

— ceux basés sur le taux de glissement. Lorsque l’on freine uneroue, il apparaît un taux de glissement du pneu sur la piste(figure 29). Ce taux augmente d’abord linéairement avec le couplede freinage (partie stable) puis, pour une valeur de l’ordre de 15 %,le freinage est maximal car il utilise la valeur maximale du coefficientde friction pneu-piste. Au-delà, la possibilité de freinage diminue etla roue va rapidement au blocage (partie instable).

Les systèmes basés sur le taux de glissement limitent celui-ci àla valeur optimale. Ces systèmes ont été principalement développésen France.

En réalité, par sécurité, les systèmes basés sur la décélération uti-lisent une certaine sécurité en rapport avec le taux de glissement,et les systèmes basés sur le taux de glissement utilisent les accélé-rations de roue pour stabiliser l’asservissement de la vitesse decelle-ci. Ce qui fait que les systèmes modernes sont en fait prochesles uns des autres, mais la mise au point des algorithmes est extrê-mement délicate.

3.6.2 Freinage automatique (autobrake)

Cette fonction permet au pilote de choisir avant l’atterrissage letaux de décélération qu’il désire appliquer au cours de l’arrêt (choixde plusieurs valeurs).

Le freinage va se déclencher dès que l’avion touche le sol (freinagede performance) ou après un certain délai (freinage confort), sansintervention du pilote. Ce dernier peut, toutefois, reprendre lefreinage à sa volonté en appuyant sur les pédales de frein. Le freinageautomatique est aussi utilisé en freinage maximal (touche MAX) encas de décollage refusé.

■ Autobrake séparé

Le freinage automatique peut être indépendant du freinage nor-mal, avec un calculateur et une hydraulique spécifiques. La mesurede la décélération de l’avion peut être faite soit par un accéléromètre,soit par la mesure de la décélération des roues.

■ Autobrake intégré

Dans le cas d’une commande électrique de freinage, la fonctionfreinage automatique peut être assurée par les mêmes composants.En particulier avec un système de régulation de freinage à contrôledu taux de glissement, il suffit d’asservir la vitesse des roues freinéesà un programme de ralentissement à décélération constante ou pro-grammée.

3.7 Aides à l’exploitationet à la maintenance

Des moyens de tests ont été mis à la disposition du pilote afinqu’il soit informé du bon état de ses systèmes avant de les utiliser.Les tests ont été d’abord manuels, c’est-à-dire déclenchés et effec-tués par le pilote, avec un boîtier de test séparé, puis intégré au boîtierde régulation. Depuis l’emploi de la technologie numérique, ils sontbeaucoup plus complets, comme indiqué ci-après.

Ces tests BITE (Built In Test Equipment ) se composent de deuxfonctions :

— les surveillances permanentes hors fonctionnement (conti-nuité, résistance, vraisemblance de signal, etc.) ;

— les tests dynamiques à la mise sous tension, éventuellementrépétés périodiquement.

La signalisation des pannes au pilote, avec la technologie numé-rique, se fait selon le niveau de criticité, et peu avant la phase defreinage. En outre, les pannes sont mémorisées avec la date, l’heure,la phase de vol, etc. et, bien sûr, le composant en panne.

3.8 Intégration des fonctions

Remarque : dans les années 60, les boîtiers de commande étaient analogiques avec uncircuit par fonction. La régulation de freinage étant la fonction la plus rapide existant sur unavion (le blocage d’une roue de 50 à 0 m/s peut intervenir quelquefois en 50 ms), il a falluattendre la généralisation des microprocesseurs 16 voire 32 bits pour réaliser des boîtierstout numérique en passant par un stade hybride où certaines fonctions rapides étaientmaintenues en analogique.

Les boîtiers de régulation numériques comportent des calcula-teurs extrêmement puissants qui ne sont utilisés que quelquesdizaines de secondes par vol. Ils ont donc été utilisés pour réaliserd’autres fonctions, complémentaires ou non du freinage, comme :

— la commande électrique de freinage ;— le freinage automatique ;— les tests intégrés ;— la commande électrique de direction ;— la commande des atterrisseurs ;— les surveillances hydrauliques, etc.

La figure 30 montre l’évolution de l’intégration des fonctions aucours des diverses applications en France. À noter que, sur l’AirbusA300, les boîtiers de régulation de freinage et de commande élec-trique étaient séparés et que, sur l’Airbus A310, le boîtier étaithybride ; les suivants à partir de l’A320 sont tout numérique.

Figure 29 – Coefficient d’adhérence en fonction du tauxde glissement (aspect qualitatif)



3.9 Fiabilité. Sécurité. Disponibilité

La fiabilité est obtenue en limitant le nombre de composants, enutilisant des solutions simples et des composants de qualité, enassurant une qualité de fabrication suivie (plans d’assurance qualité),en appliquant une méthode rigoureuse de développement des logi-ciels (qualité des logiciels), et en tenant compte des résultats enexploitation pour améliorer les systèmes existants ou en dévelop-pement.

La sécurité est obtenue en multipliant les lignes de commandeindépendantes, plusieurs sources d’énergie hydraulique et plusieurslignes de commande, en utilisant une architecture commande-surveillance pour le calculateur et des composants à taux de fiabilitéélevé, en appliquant une méthode rigoureuse de développement deslogiciels, en tenant compte du temps de risque, en considérant lescas de pannes combinées, et en informant le pilote de l’état de sonfreinage.

La disponibilité est obtenue en multipliant le nombre de systèmesen parallèle (redondances), par exemple deux systèmes indépen-dants à fonctions identiques dans le boîtier électronique de l’A320.

Figure 30 – Intégration des fonctions dans le boîtier électronique


Do

c. B

5 5

80

8 -

1996

POUR

EN

Freinage à très hautes performances

Exemple aéronautiquepar Jean GUICHARD

Ingénieur des Arts et MétiersEx-Ingénieur en chef Freinage chez Messier-Bugatti

Tou

SAVOIR

P

OrganismesCivil Aviation Authority (CAA)

Direction Générale de l’Aviation Civile (DGAC). Service de la formationaéronautique et du contrôle technique. Division aéronefs.

European Organization for Civil Aviation Electronics (EUROCAE)

Federal Aviation Administration (FAA)

Joint Aviation Authority (JAA)

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