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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.

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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.

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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.

 

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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.

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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.  

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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.

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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

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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

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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

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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

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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

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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 [----]

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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]

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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

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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.

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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].

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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] .

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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].

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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

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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.

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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].

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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

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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 :

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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%.

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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.

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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.

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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).

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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

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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

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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

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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.

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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.

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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.

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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 :

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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

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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.

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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.

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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].

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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].

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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  

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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]

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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.

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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.

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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°.

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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

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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.

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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

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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].

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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]

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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.

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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 :

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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

 

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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]

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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

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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.

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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.

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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.

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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.

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Chapitre III. Design conceptuel du drone

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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].

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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

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Chapitre III. Design conceptuel du drone

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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.

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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).

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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.

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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.

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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).

 

 

 

 

 

 

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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.

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Chapitre III. Design conceptuel du drone

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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

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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.

 

 

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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).

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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 :

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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.

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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).

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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

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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).

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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).

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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

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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

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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.

 

 

 

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Chapitre III. Design conceptuel du drone

65  

 

 

III.28 : Configuration initial du design conceptuel de l’aéronef (les dimensions en mètres)

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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) ).

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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

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Chapitre III. Design conceptuel du drone

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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

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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).

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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

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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

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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].

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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).

 

 

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Chapitre III. Design conceptuel du drone

73  

 

Figure III.32a : Vue en 3D du modèle du drone conçu (Solidworks)

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Chapitre III. Design conceptuel du drone

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Figure III.32b : Différentes vues sur le plan du drone conçu.

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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%.

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Conclusion générale et recommandations

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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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