PROJET CPT 2005. Revue de définition EAC 50 / 100 / 100C. Nombre de pages : 205 Nombres d annexes : 18

PROJET CPT 2005 Revue de définition EAC 50 / 100 / 100C Date : 12 Décembre 2005 Version : 1 Nombre de pages : 205 Nombres d annexes : 18 Rédacteurs : Approbateur (CdP) Professeurs Jacob Morgan, Chana Romain, Seznec David, Chevalier Arnaud, Nivault Alexandre, De Vigneral Emmanuel, Montebello Marc, Martin David, Garnier Fabien, Robert Simon, Stalph Daniel, Divan Emmanuel, Dupart François. Simon Robert Bernard Moretti, Christian Halconruy Estaca Aircraft Company

Revue d architecture Projet CPT Aéro EAC 50 / 100 / 100C SUIVI DES VERSIONS N de la version Date Modifications apportées Approbateur (CdP) 1 09/12/2005 ROBERT Simon

SOMMAIRE 1. Objet du document 6 2. Organisation Planning 6 3. Analyse fonctionnelle 7 4. Présentation de l avion 8 4.1. Caractéristiques principales Evolution du CdC initial 8 4.2. Plan Dimensions générales 9 4.3. Aménagement Equipements divers 10 4.3.1. Soutes et zone de fret des avions de la famille EAC 10 4.3.2. Portes et issues de secours 14 4.3.3. Toboggans d évacuation d urgence 17 4.3.4. Aménagements de la cabine 20 4.3.5. Système de distraction à bord 26 4.3.6. Coffre à bagages 26 4.3.7. Plafonnier passagers : PSU Passenger Service Unit 27 4.3.8. Masque à oxygène pilotes 29 4.3.9. Système de détection incendie dans les toilettes 30 4.3.10. Les offices «Galleys» 31 4.3.11. Porte blindée du cockpit : 32 5. Aérodynamique 34 5.1. Aérodynamique voilure 34 5.1.1. La trainée et la portance 34 5.1.2. L aile d envergure finie 35 5.2. L avion complet - Polaire 35 5.2.1. Polaires de l avion de 100 places : EAC 100 37 5.2.2. Polaires de l avion de 50 places : EAC 50 37 5.2.3. Trainée du fuselage 38 5.3. Calcul CFD de la voilure Profils NACA 23012 et NACA 23014 38 5.3.1. Génération du maillage 38 5.3.2. Calcul FLUENT 40 5.3.3. Calage de l aile 41 5.4. Calcul de l avion entier 43 6. Masse et centrage 44 6.1. Masse 44 6.1.1. Evolution du devis de masse 44 6.1.2. Devis de masse 44 6.2. Centrage 48 6.2.1. Centrage EAC 100 48 6.2.2. Centrage EAC 50 52 6.2.3. Centrage EAC 100C 54 6.3. Conclusion 56 7. Dimensionnement de la structure 57 7.1. Aile 57 7.1.1. Définition de la géométrie de la voilure 59 7.1.2. Dimensionnement de la voilure 64 7.2. Fuselage 83 24/02/2009 2 / 205

7.2.1. Tenue à la pressurisation 83 7.2.2. Estimation de la masse du fuselage 86 7.2.3. Vérification de la tenue du fuselage aux autres cas de charge. 89 7.2.4. Etude des fonds de pressurisation 89 7.3. Etude du plancher 91 7.3.1. Dimensionnement des poutres de plancher 91 7.3.2. Dimensionnement du plancher 93 7.3.3. Introduction de Composite. 94 7.3.4. Conclusion 95 7.4. Empennage 96 7.4.1. Résumé des résultats et des choix 96 7.4.2. Premières estimations 96 7.4.3. Etudes supplémentaires Modif par rapport aux premières estimations 98 7.4.4. Evolution du dimensionnement - Comparatif par rapport à l existant 103 7.4.5. Surface des surfaces mobiles Autres descriptions 104 7.4.6. Etude dynamique 105 8. Surfaces mobiles de l aile 106 8.1. Les volets 106 8.1.1. Le volet simple fente. 106 8.1.2. Le volet double fente. 109 8.1.3. Les volets Fowler 113 8.1.4. Choix du type de volet : 116 8.2. Ailerons 116 8.2.1. Analyse de l existant 116 8.2.2. Choix 117 8.2.3. Surface et caractéristiques de l aileron 117 8.2.4. Etudes à poursuivre 118 8.3. Spoiler Aérofrein 118 8.3.1. Spoiler 2,3,4,5 118 8.3.2. Spoiler 1 119 8.3.3. Etudes à poursuivre 120 9. Trains d atterrissage 121 10. Motorisation 122 11. Circuits fluides 123 11.1. Hydraulique 123 11.1.1. Présentation 123 11.1.2. Liste des pièces indispensables pour les trois systèmes 125 11.2. Conditionnement air 126 11.2.1. Fonctionnement du conditionnement d air 126 11.2.2. La circulation d air à l intérieur de la cabine : 127 11.3. Système de carburant 129 11.3.1. Choix de l architecture du système de carburant 129 11.3.2. Détermination du volume carburant disponible 129 11.3.3. Système de circuit du carburant et de ventilation des réservoirs 130 12. Circuit électrique 133 12.1. L APU 133 12.2. Système électrique 134 13. L avionique 135 13.1. Intro 135 24/02/2009 3 / 205

13.2. Définition du système de communication 135 13.3. Définition de l EIS (Electronic Instrumentation System) 136 13.4. Définition du système de navigation 137 13.5. Définition des commandes automatique du vol (Automatic Flight System) 139 13.6. Schéma de fonctionnement général des commandes de vol 140 13.7. Commande de profondeur 141 13.8. Commande de roulis 142 13.9. Commande de lacet 143 13.10. Systèmes d enregistrement du vol 144 14. Performances 154 14.1. Diagrammes Payload Range 154 14.1.1. EAC 100 et EAC 100 C 154 14.1.2. EAC 50 156 14.2. Performances au décollage 157 14.3. Performances à l atterrissage 159 15. CATIA 160 16. Budget 162 16.1. Modèle de coût 162 16.2. Répartition de la vente de nos avions. 162 16.2.1. D après l étude de marché 162 16.2.2. Répartition de nos commandes dans le temps 163 16.3. Établissement du budget 163 16.4. Répartition du budget par phase de jalonnement du projet 164 16.5. Répartition des charges 165 16.6. Compte de résultat 166 16.6.1. Explication-justification 166 16.6.2. Synthèse du compte de résultat 168 16.7. Plan de trésorie 169 16.7.1. Explication 169 16.7.2. Synthèse 169 17. Business Plan 170 18. Plaquette commerciale 170 19. Industrialisation 171 19.1. Principe d assemblage 171 19.1.1. Etape 1 171 19.1.2. Etape 2 171 19.1.3. Etape 3 171 19.1.4. Etape 4 172 19.1.5. Etape 5 172 19.1.6. Etape 6 172 19.1.7. Etape 7 172 19.1.8. Etape 8 172 19.2. Présentation de l architecture du site d EAC 173 24/02/2009 4 / 205

19.3. Planning du premier avion de série 174 20. Essais / Simulation / Certification 175 20.1. Quelques considérations sur la certification 175 20.2. Essais expérimentaux : aérodynamique 176 20.2.1. Les études à l ONERA 176 20.2.2. Les études expérimentales 177 20.2.3. Les études pour l EAC 50 et l EAC 100/100C 179 20.3. Simulation / Intégration / Validation 180 20.4. Essais statiques et de fatigue 181 20.4.1. Essais statiques au CEAT de Toulouse 181 20.4.2. Essais de fatigue à l IABG (Allemagne) 181 20.4.3. Bilan sur les essais au CEAT et à l IABG 181 20.5. Essais en vol 182 21. Fournisseurs et CDC préliminaire 186 21.1.1. Choix d un fournisseur industriel : Bouygues Construction 186 21.1.2. Leader Mondial 186 21.1.3. Développement à l international 186 21.1.4. Elargissement et renforcement de l offre clients 186 22. Analyse de risques 188 23. Annexe Budget 189 23.1. COMPTE DE RESULTAT PREVISIONNEL ANNEE 1 189 23.2. COMPTE DE RESULTAT PREVISIONNEL ANNEE 2 191 23.3. COMPTE DE RESULTAT PREVISIONNEL ANNEE 3 193 23.4. COMPTE DE RESULTAT PREVISIONNEL ANNEE 4 195 23.5. COMPTE DE RESULTAT PREVISIONNEL ANNEE 5 197 23.6. COMPTE DE RESULTAT PREVISIONNEL ANNEE 6 199 23.7. COMPTE DE RESULTAT PREVISIONNEL ANNEE 7 à 15 201 23.8. PLAN DE TRESORIE ANNEE 1 203 23.9. PLAN DE TRESORIE ANNEE 2 204 23.10. PLAN DE TRESORIE ANNEE 3 205 23.11. PLAN DE TRESORIE ANNEE 4 207 23.12. PLAN DE TRESORIE ANNEE 5 208 23.13. PLAN DE TRESORIE ANNEE 6 209 24. Annexe Avionique - Glossaire 210 24.1. Fonction Pilote Auto (AP) / Directeur de vol (DV) / Auto poussée (AT) 210 24.2. Fonction Enregistreurs de vol 210 24.3. Fonction Communication 210 24.4. Fonction Navigation 210 24.5. Fonction Système d Instrumentation Electronique (EIS) 211 25. Annexe aérodynamique Fluent 212 24/02/2009 5 / 205

1. Objet du document Ce document constitue un livrable du projet EAC. Il s inscrit dans la suite de la revue d architecture et définit nos avions de manière plus complète compte tenu à nos études effectuées. 2. Organisation Planning Le schéma suivant de manière générale l organisation du projet pour parvenir à la revue de définition. Le détail du planning et de l organisation peut être consulté sur les CD grâce aux liens htlm 24/02/2009 6 / 205

3. Analyse fonctionnelle Cf. Tableau Excel, qui vérifie que chaque élément de base répond bien aux fonctions principales et contraintes définie lors de la revue d architecture. 24/02/2009 7 / 205

4. Présentation de l avion 4.1. Caractéristiques principales Evolution du CdC initial EAC 50 EAC 100 EAC 100C INITIALEMENT Nombre de pax éco 40 85 50 Nombre de pax bus 10 15 0 Tonne de Fret 1 1.5 4 Nombre d avion à vendre 150 Range NM 2700 MMO 0.82 Plafond ft 37000 PROJET Nombre de pax éco 44 90 54 Nombre de pax bus 12 16 0 Tonne de Fret à max pax Nombre d avion à vendre 175 185 120 Range NM à max pax 2700 2700 2700 MMO 0.82 Plafond ft 37000 24/02/2009 8 / 205

4.2. Plan Dimensions générales 24/02/2009 9 / 205

4.3. Aménagement Equipements divers 4.3.1. Soutes et zone de fret des avions de la famille EAC 4.3.1.1. Soutes et containers bagages : Du fait de la présence d un réservoir central de carburant entre les ailes de nos avions, nous avons deux soutes qui ne communiquent pas l une avec l autre. Nous avons dimensionné les soutes de notre famille d avion de manière à être en accord avec les gabarits des containers bagages standard pour les avions mono couloir de type moyen-courrier. La section de notre fuselage présenté ci-dessous donne les dimensions des deus soutes (avant et arrière de nos avions). Les containers standards prévus pour être utilisé dans nos soutes sont les containers «AKH» de type LD3-46. Ils ont un volume interne de chargement de 3.5 m^3 et peuvent contenir une masse de bagages de 1.134 Kg. 240cm 24/02/2009 10 / 205

Container de type LD3-46 Ces containers sont certifiés (TSO C 90C) de façon à pouvoir résister à l explosion d une bombe placé dans l un des bagages. Ci-dessous on peut voir les photos d un test permettant de démontrer la résistance de ces containers à une explosion. EAC 50 : Sur cet avion nous avons une longueur de 3.70m pour la soute avant et 2.3m pour la soute arrière. Par conséquent nous pouvons placer deux containers de type LD3-46 en soute avant et un dans la soute arrière permettant ainsi une capacité de 3.3 tonnes de fret pour cette version. EAC 100 : L EAC 100 mesure 31m, mais compte tenu de la présence de différents éléments tels que le radar météo, la soute électronique, le réservoir central de carburant 24/02/2009 11 / 205

supplémentaire, nous disposons de 6m50 pour la soute avant et de 5.10 m pour la soute arrière. Etant donné que la profondeur d un container de type LD3-46 est de 55 pouces soit environ 144cm, il nous est possible de placer 4 containers LD3-46 dans la soute avant et 3 supplémentaires dans la soute arrière. Il restera une zone de la soute arrière non accessible au container car la distance entre le plancher en cabine et le sol de la soute se rétrécit à l arrière de l avion. Cette zone pourra être utilisée par les compagnies aériennes pour placer les bagages de l équipage. EAC 100C : Vue de profil des soutes sur l EAC 100 L EAC 100C étant une version combi utilisant la même cellule que celle de l EAC 100, nous aurons de même la possibilité de placer 4 containers LD3-46 «AKH» dans la soute située à l avant de l avion et 3 containers supplémentaires dans la soute arrière de notre avion version combi. En ce qui concerne la zone de fret située en arrière de la cabine passager nous avons une longueur de soute de 7.2m pour 2.19m de hauteur et une largeur allant de 3.65m en avant de la soute à 3.1m à l arrière de la soute. Ainsi il est possible de placer 2 palettes standard de taille 125x96x64 (317.5x243.8x162.6cm) dont la représentation est donnée ci-dessous : 24/02/2009 12 / 205

4.3.1.2. Portes des soutes : Les portes de soute de nos avions sont dimensionnées de façon à pouvoir placer les container AKH (LD3-46) rapidement et aisément par les agents des compagnies aériennes tout en gardant des proportions raisonnables afin de ne pas induire une trop grande fragilité au niveau de notre fuselage ce qui nous aurait contraint à renforcer les cadres et les lisses de la structure et ainsi nous aurait augmenté la masse de nos avions ce qui aurait été préjudiciable à leurs performances. Les portes des soutes avant et arrière seront placées sur le côté droit de nos appareils de manière à ne pas gêner l embarquement et le débarquement des passagers qui lui est conventionnellement effectué sur la gauche de l appareil. De même toujours dans un souci d ergonomie la porte de la soute avant sera placée le plus proche possible du cockpit de façon à ne pas entrer en conflit avec l entrée d air du réacteur. Nos portes de soute auront pour dimension 1.25m en hauteur et 1.80m en largeur, ce qui permet le chargement de container AKH de 1.12m de hauteur et de 1.44m de profondeur. 4.3.1.3. Porte de la zone fret de la version Combi de l EAC 100 : La porte de la zone de fret de notre version combi de l EAC 100, sera située sur la gauche de l appareil de façon à pouvoir charger au même moment la zone fret de l avion ainsi que les soutes à bagages pour les passagers, qui elles sont comme nous l avons vu précédemment sur la parie droite du fuselage de nos avions. La porte de chargement du fret est rectangulaire et a pour dimensions 2.20m de hauteur et 3.40m de longueur. Cette porte est plus grande que celle des soutes à bagages car l espace de la zone combi est plus grand que celui des soutes. Ainsi il nous est possible de placer dans la zone de fret de la version combi des containers plus grands que les LD3-46. 24/02/2009 13 / 205

4.3.2. Portes et issues de secours En vue de leur certification nos avions doivent impérativement respecter les normes et réglementations internationales en termes de sécurité et notamment d évacuation. En nous appuyant sur la réglementation FAR 25, nous avons pu dimensionner notre nombre d issue de secours et également leur type. En effet les portes et issues de secours sont normalisées, ainsi nous devons choisir nos portes parmis plusieurs types standardisés. En terme de réglementation nous devrons nous assurer qu il est possible de faire évacuer la totalité des passagers de nos avions en moins de 90 secondes et ce, avec la moitié seulement des portes et issues de secours présentes à bord de nos avions, afin de palier à une éventuelle impossibilité d évacuation par les deux côtés de l appareil. EAC 50 : Sur la version courte nous aurons de chaque côté du fuselage deux portes de type A (72x42 pouces) ainsi qu une issu de secours (type C : 48x32 pouces) au niveau de l aile. Type A Type C Type A Représentation d une porte de type A vue de l intérieure et de l extérieure. 72 =1.83m 42 =1.07m 24/02/2009 14 / 205

1 : Coffre contenant le toboggan 2 : Poignée d ouverture 3 : Déblocage de la porte en position ouverte 4 : Poignés liées au fuselage 5 : Commande d armement de toboggan 6 : Témoin d armement de la porte (sonore) 7 : Témoin de verrouillage de la porte 8 : Lumière «issue de secours» 9 : Liseuse équipage 10 : Indication de différence de pression entre l intérieur et l extérieur de l avion. photos et vue CATIA de l issue de secours type C et sa procédure d ouverture. Avec ces deux types d issues nous respectons bien la FAR 25. En effet, ayant une capacité de 41 à 110 passagers nous devons avoir de chaque côté de l appareil, deux issues de type au moins I, ce qui est notre cas puisque nous avons choisis deux portes de type A. 24/02/2009 15 / 205

De plus l utilisation d une porte de type A implique la présence d au moins 2 issues de type au moins C, c est pourquoi nous avons placé en plus une issue de type C au niveau des ailes. EAC 100 : le nombre et le type d issue de secours est le même pour cet avion afin de bénéficier de l effet de famille, tout en respectant la réglementation. Type A Type C Type A Vue CATIA des issues de secours sur l EAC 100 24/02/2009 16 / 205

EAC 100C: Pour la version combi, en raison de la position de la voilure nous ne pouvions pas mettre un deuxième jeu de portes de type A. Par conséquent, afin de respecter la réglementation, nous avons choisis de placer deux issues de secours de type C en plus d une porte de type A de chaque côté de l appareil. Type A Type C Représentation schématique de deux issues de type C côte à côte. 4.3.3. Toboggans d évacuation d urgence Pour les portes de type A nous allons placés, dans chacune d elles, un toboggan pour l évacuation des passagers en cas de nécessité. Pour la fourniture de ces toboggans nous avons choisis la société AERAZUR filiale du groupe ZODIAC qui a un quasi monopole dans ce domaine. Il existe plusieurs modèles de toboggans nous avons choisis dans notre cas un toboggan pouvant d une part s adapter aux portes de type A et d autres part un type de toboggans dit «tobbogans-radeau» afin de pouvoir être utilisés en cas d amerrissage. 24/02/2009 17 / 205

Le système d évacuation devant être le plus compact possible et stockée à proximité immédiate de la sortie. La majorité des systèmes d évacuation de porte sont montés dans la partie basse de celle-ci comme on peut le voir sur les représentations ci-après : Sur nos portes de type A le système d évacuation est stocké dans un container en composite localisé sur la porte. Le système d évacuation ne se déploie pas si la porte de l avion n est pas en mode armé. Si la porte est armée, le toboggan se déploie et se gonfle à l ouverture de la porte. Le déploiement prend, pour notre modèle de retenu, de 3 à 6 secondes. Le système de gonflage est assuré par une cartouche d air comprimée équipé d une valve anti-retour et d un aspirateur d air. Cette cartouche d air comprimé est automatiquement percutée lorsque la porte de l avion est ouverte et que le toboggan tombe sous l effet de son poids emportant avec lui la goupille reliée à la cartouche d air comprimée. Schéma du dispositif de gonflage des toboggans. 24/02/2009 18 / 205

Dans le cas ou la bouteille d air comprimé n est pas automatiquement percutée, il est possible de le faire manuellement, en tirant sur la poignée rouge en bas à droite de la porte comme le montre la représentation ci-dessous : Le toboggan choisi pourra être utilisé également comme radeau. Il est muni de nombreux équipements de survie et de denrées alimentaires. On trouve également des colorants, des fusées de détresse, un kit de premier secours et une balise de détresse permettant le signalement de la position du radeau. 24/02/2009 19 / 205

4.3.4. Aménagements de la cabine 4.3.4.1. Justification de la répartition de sièges. EAC 50 : Sachant que la distance dossier à dossier en classe affaires était de 37 pouces et que celle en classe économique était de 30 pouces, nous avons pu déterminer la longueur de notre avion pour la version courte à 1000 pouces soit 25.4m. Pour la distance entre les sièges au niveau des issues de secours sur l aile nous avons considéré la longueur de 30 pouces dossier à dossier en classe économique à laquelle nous avons ajouté 30 pouces correspondant à la largeur de ces issues de secours dites de Type C. Par conséquent nous avons 60 pouces dossier à dossier au niveau des issues de secours. Il est à noter que nous avons ajouté 2 sièges supplémentaires en classe affaires et 4 en classe économique par rapport au cahier des charges puisque l espace de notre cabine le permettait. EAC 100 : En utilisant les mêmes considérations que précédemment nous avons déterminé une longueur de fuselage de 1225 pouces soit 31 m. Comme pour l EAC 50 nous avons ajouté des sièges supplémentaires, un en classe affaires et cinq en classe économique, puisque l espace de la cabine le permet. EAC 100C : La version Combi de la gamme EAC reprend le même fuselage que l EAC 100. Sa longueur de fuselage est alors de 31 m, ce qui, en utilisant les mêmes distances entre chaque siège nous permet d obtenir une zone de fret de 8.5 m offrant plus de 50 m ³ en plus des soutes traditionnelles. Nous avons ajoutés quatre sièges supplémentaires dans la cabine par rapport à notre cahier des charges puisque l espace de notre cabine le permettait. De même, pour le diamètre du fuselage, sachant que la longueur de 3 sièges en classe économique est de 62 pouces et que l allée centrale à une largeur de 19 pouces nous avons déduit qu il nous fallait un diamètre intérieur de cabine de 143 pouces soit 3.65m (la classe économique étant le cas le plus contraignant car la largeur nécessaire en classe affaires est de 141 pouces). Pour le diamètre du fuselage nous avons pris 4 m afin de pouvoir passer les cadres, le revêtement ainsi que les différents câblages. 24/02/2009 20 / 205

Section de la cabine A320 (source Airbus) 4.3.4.2. Justification du nombre d issue de secours : La réglementation, FAR 25, impose: For a passenger seating configuration of 41 to 110 seats, there must be at least two exits, one of which must be a Type I or larger exit, in each side of the fuselage. Ce qui signifie que dans notre cas (moins de 110 PAX quelque soit la version), 2 issues de secours de Type I ou supérieur de chaque coté du fuselage serait suffisant. Si on considère les plus grandes portes (Type A) les dimensions des 4 portes sont : Type A. not less than 42 inches wide by 72 inches high, with corner radii < 7 inches. 72 =1.83m 42 =1.07m De plus la réglementation impose si on utilise une porte de type A : If a Type A, Type B, or Type C exit is installed, there must be at least two Type C or larger exits in each side of the fuselage. Donc il faut ajouter une issue de secours au niveau des ailes, de chaque coté du fuselage de type C : Type C. not less than 30 inches wide by 48 inches high. 48 =1.22m 30 =0.76m 24/02/2009 21 / 205

En conclusion, on a de chaque coté du fuselage 2 portes (Type A) et au niveau des ailes une issue de secours (Type C). Sur la version Combi nous ne sommes pas obligé d avoir autant de sorties de secours. Cependant pour des raisons d industrialisation et afin de bénéficier au maximum de l effet famille, on laissera le même nombre de sorties de secours sur toutes les versions. Ces issues de secours ont une largeur de 30 pouces, donc au niveau de l issue de secours il y a 30 pouces supplémentaires de dossier à dossier soit 60 pouces. La position de ces issues de secours est pour le moment aléatoire car elle sera déterminée de façon précise lorsque l on aura la position des ailes par rapport au fuselage 4.3.4.3. Justification du nombre de toilettes a bord : Nombre de toilettes en classe économique pour un vol de moins de 3000NM: 1 pour 60 PAX et 1 toilette pour 20 PAX en classe affaire (vol de plus de 5500NM) : Short Range SR<3000nm Medium Range 3000 nm< MR < 55000 nm Long Range LR > 5500 nm EC FC EC FC BC EC Taille 100 8-10 90-92 5-7 18-20 73 77 32 40 32 60 38 32 5 7.5 5 15 7 5 40 48 40 53 50 40 Hôtesses par 1/45 1/8 1/35 1/8 1/20 1/35 passager Toilettes par 1/60 1/14 1/45 1/14 1/25 1/45 passagers Nombre de galleys 1.7 9 2.3 9 7 2.7 Aucun 1.5 Aucun 1.5 1.5 Aucun EAC 50 : un cabinet de toilette en classe affaires et un cabinet de toilette en classe économique suffisent car moins de 3000NM et moins de 60 PAX en classe économique et moins de 20 PAX en classe affaires. EAC 100 : un cabinet de toilette en classe affaires et deux toilettes en classe économique car 85 PAX en classe économique et moins de 20 en classe affaires. EAC 100C : une toilette suffit car moins de 60 PAX et une seule classe. Dans le soucis de bénéficier de l effet famille au maximum et pour des raisons industrielles afin de limiter le nombre de type de tronçons différents, nous prendrons le cas le plus contraignant pour chaque avion, à savoir celui de l EAC 100, donc trois toilettes (une à l avant de l appareil et deux à l arrière de chaque côté). 24/02/2009 22 / 205

4.3.4.4. Sièges équipage Les sièges équipage sont fournis par la société Sicma Aero Seat filiale du groupe ZODIAC. Sièges PNT développés par la société Sicma Aero Seat. Masse : de 20 à 25 Kg Prix : de 10 à 20 KUSD soit environ 15 000 USD/siège Les sièges PNT de Sicma Aero Seat destinés à l équipage technique, commandant de bord et co-pilote, de nos avions sont du même modèle que ceux équipant les Embraer 145/170/190 ainsi que les Falcon de Dassault Aviation. Les sièges PNT sont équipés d un harnais 4 points, nécessaire à chaque siège technique à bord d un avion. Sièges observateur développé par la société Sicma Aero Seat. Masse : de 10 à 15 Kg Prix : de 10 à 15 KUSD soit environ 12 500 USD/siège. Le siège observateur sera positionné dans le cockpit, derrière les deux pilotes afin de permettre à un instructeur de faire un éventuel contrôle en ligne des équipages techniques. Ce 24/02/2009 23 / 205

siège observateur est équipé d un harnais 4 points, nécessaire à chaque siège technique à bord d un avion. Il s agit du même modèle que ceux équipant les Airbus de la famille A320 ainsi que les ATR 42 et 72. Siège PNC développé par la société Sicma Aero Seat. Masse : de 15 à 20 Kg Prix : de 5 à 10 KUSD soit environ 7500 USD/siège. Les sièges PNC de Sicma Aero Seat appelés «Jumpseat» destinés à l équipage commerciale de nos avions sont du même modèle que ceux équipant les Airbus de la famille A320 ainsi que les ATR 42 et 72. L assise se replie afin de prendre moins de place pendant le vol. Ils seront dans notre cas fixés sur la cloison latérale des toilettes arrière droite de l appareil et sur la cloison latérale des toilettes avant gauche de nos avions. Ils seront donc a proximité des portes comme l impose la réglementation. Les sièges PNC sont équipés d un harnais 4 points, nécessaire à chaque siège technique à bord d un avion. 4.3.4.5. Sièges classe affaires Ces sièges de classe affaires proposes par la société RECARO AIRCRAFT SEATING sont disponible par bloc de 2 ou 3 sièges et ont une largeur destinée aux avions à fuselage étroit et mono allée. 24/02/2009 24 / 205

Le mécanisme d inclinaison de ces sièges est mécanique, et en option il est possible d obtenir un appui-tête réglable également mécaniquement. La tablette se trouve logé dans les accoudoirs des sièges et un repose verre situé dans l accoudoir central peut être ajouté en option ainsi qu un écran individuel escamotable logé dans l accoudoir centrale. 4.3.4.6. Sièges classe économique Les sièges que nous avons retenus sont fabriqués tout comme les sièges équipages par la société Sicma Aero Seat filiale du groupe ZODIAC. Il s agit du modèle SK Evolution : Le SK Evolution propose de nouvelles formes et caractéristiques qui satisfont les plus récentes exigences des compagnies aériennes. Les principales améliorations apportées au modèle SK Evolution sont les suivantes : Un design rounded Nouvelle structure des accoudoirs Nouvelle conception de l appui pieds Nouvelle structure basse allégée Nouvel ensemble plateau repas de dossier Une assise articulée CERTIFICATION TSO C39b TSO C127a (16g, en conformité avec FAR 25.562) 16g compatible avec NPRM 88-8 ABD 00031 Caractéristiques d'inflammabilité en conformité avec FAR 25.853 (b) 24/02/2009 25 / 205

4.3.5. Système de distraction à bord Le système de distraction à bord retenu pour nos avions est l Air Show 4000 de la société HONEYWELL. Ce système est composé de trois modules : - un boîtier électronique logé dans la soute avionique de l avion. - un pupitre de commande avec écran tactile en cabine destiné aux PNC. - un panneau de commande dans le cockpit destiné aux PNT. Ce système permet aux passagers à la fois de suivre des films à bord sur leur écran individuel mais également de pouvoir visionner les consignes de sécurité, pré enregistré, avant le décollage. Toutes ces diffusions sont gérées par l équipage commercial au moyen du pupitre de commande placé en cabine, fonctionnant à l aide de cassette de format spécial. De plus pour activer ce système une carte magnétique doit être insérée afin de le déverrouiller, par conséquent seuls les membres d équipage y ont accès. Enfin les passagers peuvent suivre pendant le vol la position de l avion en tant réel ainsi que certains paramètres de vol (vitesse, altitude et température extérieur) sur l un des canaux de leur écran individuel. Cette dernière fonction est elle réglée par les pilotes depuis le poste de pilotage ou ils doivent entrer notamment le code à quatre lettres de l aéroport de départ et de celui d arrivé. 4.3.6. Coffre à bagages Pour les coffres à bagage en cabine, nous ferons appel à la société japonaise JAMCO. 24/02/2009 26 / 205

Les coffres à bagages auront une largeur de 0.58m à leur base pour une hauteur de 0.3m au niveau de la porte du coffre. L utilisation de coffres à bagages de types standard tel que ceux du Boeing 737, proposés par la société JAMCO, proche du gabarit de notre avion permet bien sur un gain en terme de coût par rapport à une demande de fabrication sur mesure de nos coffres à bagages qui n apporterait aucun avantage à nos clients. 4.3.7. Plafonnier passagers : PSU Passenger Service Unit Au dessus des passagers sous les coffres à bagages se trouve le PSU (Passenger Service Unit) qui comprend 5 dispositifs mineurs : la liseuse, la bouche de ventilation pour l air conditionné, les hauts parleurs pour les annonces en cabine, le bouton d appel équipage et les consignes lumineuses : «attachez vos ceintures, interdiction de fumer». Nous avons choisis l équipementier aéronautique GOODRICH pour la fourniture de ces PSU. Il s agit du modèle 9XXX622602 dont les dimensions sont 26cm en largeur pour 30 cm en longueur. Le système fonctionne en 115 V alternatif, le coût de chaque PSU (sans les masques) est de 410USD. Ce modèle est représenté ci-après : 24/02/2009 27 / 205

Le PSU présente a surtout une grande importance en cas de dépressurisation de la cabine puisqu il renferme les masques à oxygènes pour les passagers comme le montre les illustrations ci-dessous Les masques à oxygène sont eux fournit par la société INTERTECHNIQUE filiale du groupe ZODIAC. Dans nos avions nous placerons un PSU par bloc de 2 sièges en classe affaire et un PSU par bloc de 3 sièges en classe économique. Chaque PSU est équipé d un masque de plus que le nombre de passager du bloc de sièges considérés. Ceci en raison de l éventuelle présence d un bébé qui serait le quatrième passager puisqu il n occupe pas de siège. De même 2 masques à oxygène seront présents dans chaque toilette et également au dessus des sièges PNC. EAC 50 EAC 100 EAC 100C PSU Cabine 90 144 72 PSU Toilettes 6 6 6 PSU PNC 4 4 4 TOTAL 100 masques 154 masques 82 masques Nous avons choisi d utiliser un mélange chimique pour l alimentation en oxygène des passagers en cas de dépressurisation cabine. En effet ceci permet de stocker de l oxygène sous forme de cristaux solide alors que sinon si nous aurions du le stocker sous forme gazeuse qui nous aurait obligé à utiliser beaucoup de place en soute. Lorsque la cabine se dépressurise le PSU s ouvre pour laisser tomber les masques à oxygène. En tirant sur le masque les passagers vont dégoupiller le générateur ce qui va provoquer une réaction chimique qui va transformer les cristaux d oxygène solide en oxygène gazeux respirable par les passagers. Il est à noter que l oxygène à une autonomie d environ 20 minutes. 24/02/2009 28 / 205

Le PSU peut s ouvrir de 3 manières : automatiquement lorsque la cabine atteint 14000ft, électriquement depuis le poste de pilotage et manuellement par l équipage commercial. 4.3.8. Masque à oxygène pilotes En ce qui concerne les masques à oxygène pour les pilotes, nous avons choisis un système d oxygène gazeux (O2 100%) cette fois-ci. Le modèle retenu est le MAGIC MF-20 de la société INTERTECHNIQUE filiale du groupe ZODIAC. Masse : 3kg Dimensions : 20.4cm x 12cm x 18cm Certification : jusqu à 41 500ft (FAA TSO C78, C89, C99) Boîtier de stockage MXP 400/800 Masse : 3.6 Kg Dimensions : 20cm x 12.1cm x 21.3cm Le masque à pose rapide «quick donning mask» est utilisé par les pilotes en cas de dépressurisation. Il est conçu de manière à pouvoir être posé en moins de 5 secondes et avec une seule main. L ajustage au visage du pilote se fait automatiquement grâce à l air qui passe dans les sangles. 24/02/2009 29 / 205

Une molette placée sous le masque permet aux pilotes de choisit entre deux modes de distribution différents : soit un débit constant soit un débit à la demande. 4.3.9. Système de détection incendie dans les toilettes 4.3.9.1. Détecteur de fumée dans les toilettes Les détecteurs de fumée seront placés dans chaque toilette au plafond. Lorsque la fumée est détectée une série d alarmes visuelle et sonore se mettent en marchent. Pour ces détecteurs nous ferons appel à la société JAMCO. Alimentation : tension continue 28V Consommation : 200mA Champ de détection : de 0 à 4ft. Certifié : FAA & JAA 24/02/2009 30 / 205

Revue de définition 4.3.9.2. Projet CPT Aéro EAC 50 / 100 / 100C Extincteur automatique Nous placerons dans chacune des toilettes des extincteurs automatiques, sous les lavabos. Les lances sont recouvertes de cire et orientées vers la poubelle. Lorsque la température augmente, en raison des flammes, la cire fond ce qui provoque la décharge de l extincteur. Représentation de l extincteur dans son logement sous le lavabo. 4.3.1 0. Les offices «Galleys» 4.3.10.1. Les fours La société japonaise JAMCO sera notre fournisseur pour les fours équipant nos galleys soit 2 à l avant et 4 à l arrière. En effet un four permet de chauffer 16 repas classe affaires ou bien 32 repas classe économique. Dimensions : 60cm x 60cm x 30 cm Masse à vide : 18.8 Kg Alimentation : 115V ou 200V / 400Hz Consommation : 10A 4.3.10.2. Galley avant La dimension de notre galleys avant est de 2.18m de longueur pour 0.8 m de profondeur et 2.2 m de hauteur. Ainsi on peut aménager avec 2 fours et 3 voitures pouvant contenir chacune 24 plateaux. Le galley sera équipé d une valve d arrête d eau d urgence. 24/02/2009 31 / 205

4.3.10.3. Galley arrière Représentation CAO de la suggestion d aménagement : La dimension de notre galleys avant est de 3.1m de longueur pour 0.8 m de profondeur et 2.2 m de hauteur. Ainsi on peut aménager avec 4 fours et 9 voitures pouvant contenir chacune 24 plateaux. Le galley sera équipé d une valve d arrête d eau d urgence. Représentation CAO de la suggestion d aménagement : 4.3.11. Porte blindée du cockpit : Les portes blindées du cockpit seront également achetées à l équipementier japonais JAMCO. 24/02/2009 32 / 205

Ces portes sont certifiées par la FAA et l EASA, elles permettent la résistance aux intrusions, résistance aux impacts de balles, code d accès pour l entrée dans le poste de pilotage. 24/02/2009 33 / 205

5. Aérodynamique 5.1. Aérodynamique voilure Nous allons aborder ici l aérodynamique de notre avion. Nous aurons recours à des calculs numériques (CFD) pour le profil mais aussi à des abaques pour le pré dimensionnement de notre avion en entier. 5.1.1. La trainée et la portance La trainée totale est la somme de la trainée de profil (à portance nulle) et la trainée induite. C + X = C Xo + C Xi = C X _ frottement + C X _ forme C Xi Avec la trainée induite Si on considère une aile droite, k =1. e.λ = λ : allongement aérodynamique. C Xi 2 CZ = eπλ Dans la trainée de profil, on considère que la traînée de frottement est prépondérante. Comme λ > 1, dc Z = C Constante (pour -12 < α < +15 ) = a = f ( Z a ). α dα o C Z = a.( α α O ) = CZ ( α α O ) α On va donc déterminer l angle de portance nulleα par un calcul CFD. o Cz Cz max αo Angle décrochage de α 24/02/2009 34 / 205

La trainée de profil Cxp se déduit de la différence entre la trainée totale (mesurée expérimentalement ou par calcul CFD) et la trainée induite Cxi. 5.1.2. L aile d envergure finie On dispose d un profil, cependant la force de sustentation est crée par l aile portante d envergure finie. Tous les calculs sur le profil sont effectués en considérant un allongement infini, donc on doit ramener cela à notre avion d envergure limitée. Si on considère que a o est la pente expérimentale de la courbe de portance pour l écoulement bidimensionnel (profil) en fonction de l incidence, on va définir la pente du coefficient de portance d une aile d envergure finie a. En première approximation de Prandtl de la distribution elliptique de la portance. ao a = ao 1+ πλ e et a o a = 2 1+ λ Classiquement a o 0,1 / λ : allongement Cz Diminution de l allongement Incidence Donc la pente de CZ diminue. α 5.2. L avion complet - Polaire Le fuselage participe à la sustentation, mais la convention que nous avons prise de compter dans la surface de l aile la partie intérieure au fuselage prend sa signification du fait que, pratiquement, le fuselage sustente comme la partie d aile qu il intercepte, et que la variation de Cx due au fuselage est également celle que donnerait cette même portion de voilure interceptée. Si on considère pour l instant l avion comme un planeur : C = C + C X planeur X aile X fuselage 24/02/2009 35 / 205

Les incidences de finesse maximale sont différentes pour le planeur et pour l aile. Evidemment, la finesse maximale du planeur est inférieure à celle de l aile. NOTA : On ne prend pas en compte les interactions aile-empennage et aile-fuselage pour notre pré étude. Exemple d évolution de polaire : Cxi Cz AILE AVION ENTIER Cx Cxo Cx_fuselage Bilan sur le calcul de la trainée : 1. Trainée de fuselage. 2. Trainée de la voilure à Czo (on prend la partie de la trainée de voilure extérieure au fuselage). 3. Trainée induite de la voilure (on prend la totalité de la surface de l aile). Cxo = Trainée à portance nulle L : Longueur du fuselage. D : Diamètre du fuselage. Si on utilise des formules de pré-dimensionnement pour un biréacteur de transport d après l ouvrage «Airplane Design» de Jan Roskam, On a les valeurs suivantes sur le facteur e et sur l augmentation de la trainée à portance nulle en fonction des différentes configurations. On va pouvoir en déduire des polaires équivalentes à un avion ayant à peu près la même géométrie de notre avion. CONFIGURATION Cxo e Lisse (croisière) 0 0,8-0,85 Décollage (flaps) 0,01-0,02 0,75-0,8 Atterrissage (flaps) 0,055-0,075 0,7-0,75 Train d'atterrissage 0,015-0,025 ----- 24/02/2009 36 / 205

5.2.1. Polaires de l avion de 100 places : EAC 100 Si on décompose les différents organes de l avion, on trouve lorsqu on le rapporte à notre surface de référence: Cx aile = 0,006 Cx fuselage = 0,007 Cx nacelles = 0,002 Cx empennage = 0,001 On rajoute classiquement 10 % de trainée pour les imperfections de surface. Les différentes polaires sont : CZ Low Speed clean : C X = 0,0179 + 22 2 CZ Take Off + flaps : C X = 0,0329 + 20,3 Landing + flaps : CZ C X = 0,0829 + 19 Les trains d atterrissage engendrent une augmentation de Cxo = 0,02. 2 2 A Mach 0.82 à 35000 ft, on a une augmentation de Cxo = 0,0005. Donc on peut considérer que pour la croisière, la polaire est la suivante : CZ C X = 0,0185 + 22 2 5.2.2. Polaires de l avion de 50 places : EAC 50 CZ Low Speed clean : C X = 0,0122 + 22 2 CZ Take Off + flaps : C X = 0,0272 + 20,3 Landing + flaps : CZ C X = 0,0772 + 19 2 2 Pour la croisière : CZ C X = 0,0127 + 22 2 Ces polaires sont des polaires classiques pour des avions de ligne. Elles sont fonction de la surface alaire et de la masse de l avion. Bien sûr, il faudra affiner ces valeurs avec des calculs plus détaillés et une modélisation CFD. 24/02/2009 37 / 205

5.2.3. Trainée du fuselage Si on considère le fuselage comme un cylindre, pour l EAC 100, Cx fuselage = 0,0074, ce Cx prend en compte la surface mouillée qui est fonction de la longueur et du périmètre. On peut rajouter la trainée de culot: Β 15 X 3 m Comme la section de fuselage se réduit sur les 3 derniers mètres, un abaque de calcul nous permet de savoir que le Cx sur la queue de l avion est diminué de moitié. Il faut prendre aussi en compte l angle de la queue de l avion. On a finalement un coefficient de trainée Cx = 0,0075. 5.3. Calcul CFD de la voilure Profils NACA 23012 et NACA 23014 5.3.1. Génération du maillage On va créer un maillage non-structuré pour les différentes incidences. Pour créer la géométrie, nous avons importé un fichier *.dat composé de toutes les coordonnées des points du profil en utilisant la fonction File\import\Vertex data. Nous avons relié tous les points affichés par des NURBS. 24/02/2009 38 / 205

Il faut générer un maillage étendu autour du profil pour, par exemple, prendre en compte les sillages engendrés par les fortes incidences. Autour du profil, on va appliquer un maillage de type «Boundary Layer» (couche limite). Bord d attaque du profil Il est important aussi d avoir un maillage resserré autour du profil pour prendre en compte la couche limite, avec une vitesse nulle à la paroi. On va utiliser un maillage triangulaire en utilisant un maillage de DELAUNAY reposant sur le principe suivant : Soit T un triangle du maillage, alors aucun point du semis (sauf ceux de T), n est contenu dans le cercle circonscrit de T. Cette méthode permet un agrandissement des mailles plus régulier. De plus, cette méthode permet de diminuer le nombre de points de maillage et donc le temps de calcul. Pour activer cette fonction dans GAMBIT, il faut aller dans Edit\defaults\Mesh\Trimesh et mettre 3 dans la ligne LSCALE_METHOD. On va imposer un PRESSURE FAR-FIELD pour introduire l écoulement infini amont. 24/02/2009 39 / 205

5.3.2. Calcul FLUENT On a décidé de choisir le modèle de turbulence «Spalart Allmaras». Un modèle de turbulence définit les équations de transport qui régissent les contraintes de Reynolds. Ces contraintes sont dues aux mouvements d agitation dus aux instabilités de l écoulement. Les résultats attendus du calcul FLUENT Tout d abord, on va vérifier les points caractéristiques du profil NACA 23012 que l on peut trouver dans les rapports expérimentaux. Décrochage statique à partir d une incidence d environ 15. Déterminer l angle de portance nulle α d environ -1. En effet, comme le profil est cambré, α o < 0. Déterminer le C Z. max Tracer la droite C Z = f (incidence). Tracer la droite C = f C ). Z ( X o C C Z X = C = C N N.cosα C.sinα + C A A.sinα.cosα Coefficient de force normale Coefficient de force axiale On fait un calcul CFD à différentes incidences MACH 0.78. Profil NACA 23012 - Mach 0,78 sous 2,13 d incidence. 24/02/2009 40 / 205

On a donc un angle de portance nulle αo = - 0,95. Cet angle est indépendant de la flèche et de l envergure de l aile. Si on trace la polaire, la présence de tourbillons entraine une augmentation importante du coefficient de trainée par rapport à la courbe théorique : C 5.3.3. Calage de l aile i = C X o 2 CZ + eπλ On a décidé pour des raisons d emport carburant et de continuité aérodynamique avec le fuselage, d avoir un profil NACA 23014 de l emplanture jusqu'à la cassure où est placée le mât moteur. Et ensuite, on a un profil NACA 23012. On a dimensionné le calage de l aile afin d obtenir, à assiette nulle de l avion, un Cz de 0,37 qui est le coefficient de portance nécessaire à la fin de la croisière. Pour cela, on respecte la répartition elliptique de la portance. L incidence aérodynamique est égale à la somme de l incidence du fuselage et du calage de l aile par rapport au fuselage. α = α + A δ A Le calage, compris entre + 4 à l emplanture et -1 au saumon, est reparti de la manière suivante : Distance par rapport à l'emplanture (m) Angle de calage ( ) Profil d'aile 0 4 23014 2 3,5 23014 5,5 3 23012 8,5 2 23012 10,75 1 23012 12,25 0 23012 13,5-0,5 23012 Saumon -1 23012 On a donc calculé le Cx et le Cz sur chaque portion de l aile en prenant en compte la répartition elliptique de la portance. Pour obtenir un Cz de 0,47 nécessaire en début de croisière, il faut avoir un fuselage avec une assiette de 1,1. C = 0, 02 = C + C X aile Xo aile X induite La théorie (abaques de calcul) nous donne : CZ C X induite = = 0,1. 22 2 Et donc le Cxo de l aile est aussi de 0,01. Finalement le coefficient de l avion en entier est obtenu ainsi : 24/02/2009 41 / 205

C = C + C + C + C + C X X fuselage X nacelle X empennage Xo aile X induite Calculs préliminaires à l aide d abaques C = 0,012 + C + C = 0,022 + C = 0,032. X Xo aile X induite X induite C La finesse est donc de : f = Z = 14, 5. Cependant, la discrétisation de l aile induit C une marge d erreur. Si on cumule toutes les erreurs possibles, on a : Cx = 0,004 Cz = 0,02 X Donc, si on considère les cas le plus critique, la finesse est de 12,5. Et c est pour cela que cette valeur est celle utilisée par le calcul de performance. Donc, on peut obtenir une polaire convenable : 1,4 Cz Polaire Avion entier 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0 0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 Cx Bien sur cette polaire n est pas encore exacte, elle prend encore en compte des approximations. On ne pourra obtenir la polaire exacte qu après des calculs de l avion entier sous FLUENT, que nous devrions compléter et confronter avec des essais en soufflerie et en vol dans la continuité de notre projet avion. Remarque : L aérodynamique est optimisée pour l EAC 100. Donc si l assiette de l EAC 50 est de 0 en début de croisière, elle est de -0,5 en fin de croisière. 24/02/2009 42 / 205

5.4. Calcul de l avion entier Pour calculer l avion entier sous FLUENT, il convient, pour simplifier le maillage de ne pas mailler la nacelle et le mât moteur. Donc il faut connaître la participation de ces deux éléments pour la trainée puisqu on considérera qu ils ne participent à la portance. On va aussi calculer la trainée des trains d atterrissage. On va pouvoir calculer ces trainées précisément puisque l on connaît les géométries précises de ces différents éléments. On va alors utiliser des abaques précis. C X train = 0,023 _ atterrissage C X mât+nacellee = 0,0022 5.5. Etude Winglet. Nos études nous ont emmené à considérer des winglets sur notre gamme d avion. Nous n avons pas eu le temps de vérifier leur interet. Nous les avons intégré à la voilure. Notre concept serait de créé des appendices qui pourraient être facilement démontables. Ceci avec deux objectifs, pouvoir être facilement démonté est s accorder facilement avec les besoins des compagnies aériennes. En effet ceux-ci ne sont efficaces que pendant les vols de croisière. Pendant les phases de transition ils trainent plus qu ils n apportent un gain. Des études complémentaires devraient être réalisées afin de confirmer cette intérêt. 24/02/2009 43 / 205

6. Masse et centrage 6.1. Masse 6.1.1. Evolution du devis de masse Certaines masses sont maintenant connues avec précision depuis le dimensionnement de la structure (fuselage, voilure, empennages). De plus, la masse de la quantité maximale de carburant qu il est possible d embarquer est également connue. Le dimensionnement des soutes a permis d évaluer le nombre de containers, donc la masse de la quantité de fret qu il est possible d embarquer. Les équipements communs aux trois appareils sont connus, ce qui permet aussi d affiner le devis de masse. 6.1.2. Devis de masse 6.1.2.1. EAC 100 L EAC 100 est disponible en deux versions: l une à 58 tonnes de masse maximale au décollage, l autre à 62 tonnes de masse maximale au décollage permettant l accroissement du rayon d action grâce à une capacité en carburant augmentée de 18 à 20.6 tonnes. La capacité de cet appareil est de 106 passagers (16 en classe affaire et 90 en classe économique) et 5.2 tonnes de fret. L emport maximal de charge est de 14,4 tonnes soit 106 passagers et 3.3 tonnes de fret, ou 5.2 tonnes de fret et 86 passagers. Ci-après figure le devis de masse de l appareil exprimé en tonnes. Répartition des masses EAC 100 62 tonnes 25% 9% 5% Fuselage Voilure 4% Empennages, CDV, mâts Atterrisseurs 7% Réacteurs Circuits + inconsommables Avionique Habitabilité 8% Systèmes de servitude Aménagement 23% 1% 8% 4% 2% 1% 3% Equipage Charge Carburant 24/02/2009 44 / 205

Dénomination Masse A Planeur A1 Fuselage 5,84 A2 Voilure 3,30 A3 Empennage 1,03 A4 CDV 0,82 A5 Atterrisseurs 4,61 A6 Nacelles et mâts 0,73 A7 Peinture 0,06 B Propulsion B1 Réacteurs (nu) 4,75 B2 Circuits 1,05 B3 Inconsommables 0,09 C Systèmes C1 Servitude 2,56 C2 Habitabilité 1,98 C3/C4/C5 0,50 D Aménagement variable D1 Aménagement cabine 4,71 E Equipage 0,56 OEW 32,59 24/02/2009 45 / 205

6.1.2.2. EAC 100C L EAC 100C est disponible en deux versions: l une à 58 tonnes de masse maximale au décollage, l autre à 62 tonnes de masse. La capacité de cet appareil est de 54 passagers (tous en classe économique) et 15 tonnes de fret. L emport maximal de charge est de 15,3 tonnes soit 54 passagers et 9.2 tonnes de fret, ou 15,3 tonnes de fret et 0 passagers. Ci-après figure le devis de masse de l appareil exprimé en tonnes. Dénomination Masse A Planeur A1 Fuselage 6,30 A2 Voilure 3,30 A3 Empennage 1,03 A4 CDV 0,82 A5 Atterrisseurs 4,61 A6 Nacelles et mâts 0,73 A7 Peinture 0,06 B Propulsion B1 Réacteurs (nu) 4,75 B2 Circuits 1,05 B3 Inconsommables 0,09 C Systèmes C1 Servitude 2,56 C2 Habitabilité 1,81 C3/C4/C5 0,50 D Aménagement variable D1 Aménagement cabine 3,64 E Equipage 0,47 OEW 31,71 Répartition des masses EAC 100C 62 tonnes 24% 25% 1% 6% 10% 5% 2% 1% 3% 4% 4% 7% 8% Fuselage Voilure Empennages, CDV, mâts Atterrisseurs Réacteurs Circuits + inconsommables Avionique Habitabilité Systèmes de servitude Aménagement Equipage Charge Carburant 24/02/2009 46 / 205

6.1.2.3. EAC 50 L EAC 50 est disponible en une seule version de 52 tonnes de masse maximale au décollage. La capacité de cet appareil est de 66 passagers (12 en classe affaire et 54 en classe économique) et 2.1 tonnes de fret. L emport maximal de charge est de 8.9 T soit la totalité des passagers et du fret. Ci-après figure le devis de masse de l appareil exprimé en tonnes. Dénomination Masse A Planeur A1 Fuselage 4,49 A2 Voilure 3,30 A3 Empennage 1,03 A4 CDV 0,82 A5 Atterrisseurs 4,61 A6 Nacelles et mâts 0,73 A7 Peinture 0,05 B Propulsion B1 Réacteurs 4,75 B2 Circuits 1,05 B3 Inconsommables 0,09 C Systèmes C1 Servitude 2,56 C2 Habitabilité 1,57 C3/C4/C5 0,50 D Aménagement variable D1 Aménagement cabine 3,76 E Equipage 0,47 OEW 29,77 Répartition des masses EAC 50 52 tonnes 17% 26% 1% 7% 9% 5% 6% 2% 1% 3% 5% 9% 9% Fuselage Voilure Empennages, CDV, mâts Atterrisseurs Réacteurs Circuits + inconsommables Avionique Habitabilité Systèmes de servitude Aménagement Equipage Charge Carburant 24/02/2009 47 / 205

6.2. Centrage Il est important que le centrage de l avion se situe en avant du foyer. On doit s assurer que la marge statique est toujours positive et supérieure à 3 % pendant toutes les phases de vol de l appareil. Du fait de l utilisation de commandes de vol électriques, on pourra cependant se rapprocher d une stabilité neutre, mais jamais négative par mesure de sécurité. Par ailleurs, on doit s assurer que le centrage ne soit pas trop avant pour ne pas induire d efforts trop importants dans l empennage horizontal. L EAC 100 est l avion à optimiser en priorité. Il convient dans un premier temps de calculer le centrage de l appareil sans sa voilure et les équipements qui y sont liés. Ensuite, en procédant par itérations, on placera la voilure en s assurant que le centrage de l appareil se situe en avant du foyer qui est supposé se trouver à 25% de MAC. On s assurera par suite qu on obtient une marge positive dans plusieurs cas de vol et de chargement. 6.2.1. Centrage EAC 100 Ci-après figure la description des principaux équipements et du chargement de l EAC 100. Les positions sont exprimées en pouce (1 in = 2.54 cm) depuis le nez de l appareil. Les masses sont exprimées en kg. Le bloc intitulé «Test» comprend tous les éléments faisant parti de la voilure. L étude du centrage se fait en fonction de la position de ce bloc dont on modifié la position jusqu à ce qu il donne des valeurs de centrage satisfaisantes. Equipement Masse Pos x Moment Cockpit Siège cdb 33 69 2277 Siège opl 33 69 2277 cdb 100 69 6900 opl 100 69 6900 Siège obs 18 104 1872 Commandes au poste 65 46 2990 Galley Avant Siège PNC 1 17 218 3706 Siège PNC 2 17 218 3706 PNC 1 90 218 19620 PNC 2 90 218 19620 Toilettes structure 60 193 11580 Structure galley 400 193 77200 Cabine Business (16 pax) Biz rangée 1 214 315 67410 Biz rangée 2 214 352 75328 Biz rangée 3 214 389 83246 Biz rangée 4 214 426 91164 Eco (90 pax) Eco rangée 1 110 460 50600 Eco rangée 2 110 490 53900 Eco rangée 3 110 520 57200 Eco rangée 4 110 550 60500 24/02/2009 48 / 205

Eco rangée 5 110 610 67100 Eco rangée 6 110 640 70400 Eco rangée 7 110 670 73700 Eco rangée 8 110 700 77000 Eco rangée 9 110 730 80300 Eco rangée 10 110 760 83600 Eco rangée 11 110 790 86900 Eco rangée 12 110 820 90200 Eco rangée 13 110 850 93500 Eco rangée 14 110 880 96800 Eco rangée 15 110 910 100100 Galley arrière Structure Galley 600 1017 610200 Toilettes 1 structure 60 920 55200 Toilettes 2 structure 60 920 55200 Siège PNC 3 17 993 16881 Siège PNC 4 17 993 16881 PNC 3 90 993 89370 PNC 4 90 993 89370 Equipements Isolation 369 536 197784 Conditionnement d'air 696 536 373231 Coffres bagages 320 605 193600 Eclairage 162 536 86798 Mécanisation soute AV 85 321 27285 Mécanisation soute AR 115 736 84640 Roulette de nez 1152 145 167087 Soute électronique 500 218 109000 Soute AV 0 321 0 Soute AR 0 736 0 Installation d'eau 1000 410 410000 Fuselage Fuselage 5840 586 3422240 peinture 59 586 34732 Empennages 1026 1100 1128600 Servitude dérive 768 1100 844358 Gouvernes dérive 372 1100 409394 Test Voilure 3300 635 2095500 Carburant voilure 0 635 0 Carburant caisson 0 515 0 Moteurs 4748 435 2065504 Mâts et nacelles 726 460 333960 Circuits 1053 460 484242 Inconsommables 92 460 42254 Train principal gauche 1728 635 1097590 Train principal droit 1728 635 1097590 24/02/2009 49 / 205

Dégivrage 100 625 62500 Volets 170 675 114993 Systèmes de servitude 1791 655 1173146 Gouvernes 200 805 161324 Dans le cas de charge présenté ici, l avion est à sa masse à vide en ordre d exploitation. La voilure a été placée de telle manière à ce que le bord d attaque à l emplanture soit situé à une distance de 10.85 m du nez de l appareil. Dans ce cas, nous obtenons un centrage à 3.1% de la MAC, soit une marge statique de 21.9 %. Il convient de s assurer que cette position de voilure assure une stabilité positive dans tous les cas de chargement et pour toute phase de vol. Nous allons donc étudier le cas de chargement le plus défavorable et montrer que ce cas ne peut pas arriver. Le centrage le plus arrière qu il est possible d obtenir correspond à un état de charge comprenant le maximum de passagers en classe économique, la soute arrière complètement remplie, soit un container de bagages de 1133 kg et deux autres containers de fret de 1133 kg, et un container de bagages de 567 kg à l arrière de la soute avant. De plus, la voilure est entièrement remplie de carburant, soit 13.68T. Dans ce cas, nous obtenons un centrage de 30.8 % de MAC, soit une marge statique négative de 5.8 %. Il s agit du cas le plus défavorable qui ne pourrait arriver que par une erreur de chargement. Dans ce cas, il conviendrait de charger les containers en soute avant (capacité de quatre containers) ce qui ramènera automatiquement le centrage en avant du foyer. En effet, si le chargement s effectue dans la soute avant, le centrage est de 11.3 % de MAC, soit une marge statique de 13.7. Inversement, le fait d avoir des passagers installés à l avant de l appareil n aura pas de conséquence puisque le chargement de fret pourra être effectué d abord en soute arrière pour ramener le centrage vers une valeur plus arrière. Par exemple, considérons 40 passagers installés à l avant de la cabine et la soute avant comprenant un container de bagages et trois containers de fret. Nous obtenons un centrage à -23.6 % de MAC. En plaçant tous les containers dans la soute arrière, nous obtenons un centrage à 3.1 % de MAC. De plus, en déplaçant les passagers de la classe économique vers l arrière, le centrage revient facilement à environ 15 % de MAC. Lorsque l appareil est plein de passagers, le centrage sans carburant se situe à 13.7 % de MAC soit 11.3 % de marge de stabilité grâce au chargement des containers de fret et de bagages en priorité dans la soute arrière. Avec 15 tonnes de carburant, soit à la masse maximale, le centrage est à 20.1 % de MAC, soit 4.9 % de marge de stabilité. Par ailleurs, l effort maximal qu il est possible d appliquer sur l empennage horizontal est de 30 kn. La valeur de ces efforts est donnée par : F=M*g*marge/d Où M est la masse de l appareil en kg g est l intensité du champ de pesanteur terrestre d est la distance entre le centre de gravité et le foyer en m marge est la valeur de la marge statique en m En prenant une valeur de sécurité égale à 80 % de l effort maximum, soit 24 kn, cela donne une limite de centrage avant à 1.5 % de MAC lorsque l avion est vide. Ce cas 24/02/2009 50 / 205

n arriverait qu avec peu de passagers à l avant. Il serait alors facile de recentrer l avion sur l arrière en jouant avec le chargement de la soute. Lorsque l avion est à sa masse maximale, la limite de centrage avant est à 10 % de MAC. Nous avons montré précédemment que le centrage sans carburant et avec la charge maximale en passagers était de 13.7 % et que ce centrage reculait lors du plein de carburant. Ainsi, il est toujours possible de compenser un état de charge de passagers par la répartition des containers en soute, ce qui offre une large souplesse d opération de l appareil aux compagnies aériennes. Lorsque le chargement est important, il a été montré que le centrage n était pas en deçà des limites. 24/02/2009 51 / 205

6.2.2. Centrage EAC 50 L étude du centrage de l EAC 50 s effectue de la même manière que pour l EAC 100. Ciaprès figure la description des principaux équipements et du chargement de l EAC 50. Equipement Masse Pos x Moment Cockpit Siège cdb 33 69 2277 Siège opl 33 69 2277 cdb 100 69 6900 opl 100 69 6900 Siège obs 18 104 1872 Commandes au poste 65 46 2990 Galley Avant Siège PNC 1 17 218 3706 Siège PNC 2 17 218 3706 PNC 1 90 218 19620 PNC 2 90 218 19620 Toilettes structure 60 193 11580 Structure galley 400 193 77200 Cabine Business (12 pax) Biz rangée 1 542 315 170730 Biz rangée 2 542 352 190784 Biz rangée 3 542 389 210838 Eco (54 pax) Eco rangée 1 602 423 254646 Eco rangée 2 602 453 272706 Eco rangée 3 602 483 290766 Eco rangée 4 602 543 326886 Eco rangée 5 602 573 344946 Eco rangée 6 602 603 363006 Eco rangée 7 602 633 381066 Eco rangée 8 602 663 399126 Eco rangée 9 602 693 417186 Galley arrière Structure Galley 600 792 475200 Toilettes 1 structure 60 695 41700 Toilettes 2 structure 60 695 41700 Siège PNC 3 17 768 13056 Siège PNC 4 17 768 13056 PNC 3 90 768 69120 PNC 4 0 768 0 Equipements Isolation 277 420 116407 Conditionnement d'air 532 420 223248 24/02/2009 52 / 205

Coffres bagages 206 493 101430 Eclairage 124 420 51918 Mécanisation soute AV 74 268 19781 Mécanisation soute AR 126 593,7 74994 Roulette de nez 1152 145 167087 Soute électronique 500 218 109000 Soute AV 2340 268 628181,1 Soute AR 2266 594 1345324 Installation d'eau 1000 310 310000 Fuselage Cockpit 4490 476 2138484 Peinture 47 476 22196 Empennage 700 875 612500 Servitude dérive 768 875 671648 Gouvernes dérive 372 875 325654 Test Voilure 3300 523 1725900 Carburant voilure 12461 523 6517103 Carburant caisson 0 403 0 Moteurs 4748 323 1533696 Mâts et nacelles 726 348 252648 Circuits 1053 348 366340 Inconsommables 89 348 30861 Train principal gauche 1728 523 903999 Train principal droit 1728 523 903999 Dégivrage 121 513 62073 Volets 170 563 95913 Systèmes de servitude 1791 543 972547 Gouvernes 200 693 138879 La voilure a été placée de telle manière à ce que le bord d attaque à l emplanture soit situé à une distance de 8 m du nez de l appareil. En chargeant l appareil avec 54 passagers en classe économique, plus leurs bagages et un container de fret en soute arrière et en remplissant les réservoirs d aile, on obtient un centrage à 23.5 % de MAC soit 1.5 % de marge statique. Encore une fois, en plaçant les containers en soute avant, nous obtenons un centrage à 13.2 % de MAC soit 11.8 % de marge statique. Lorsque l appareil emporte toute sa charge mais pas de carburant, le centrage sans carburant est à 2.7 % de MAC. A la masse maximale, le centrage atteint 13.6 % de MAC soit 11.4 % de marge statique. Encore une fois, nous avons montré que la souplesse d utilisation de notre appareil permet d optimiser le centrage pour différentes conditions de chargement. Lorsque l appareil est à vide, la limite de centrage avant pour respecter la valeur maximale de l effort qu il est possible d induire dans l empennage horizontal est à 2 % de MAC. Cette valeur ne sera pas atteinte lors de la répartition du chargement de l avion et lors du remplissage des réservoirs. Lorsque l appareil est à sa masse maximale, la limite de centrage avant est à 11 % de MAC. Nous avons montré que dans ce cas, le centrage était à 13.6 % de MAC et est donc à l intérieur des limites de centrage. 24/02/2009 53 / 205

6.2.3. Centrage EAC 100C L étude du centrage de l EAC 100C s effectue de la même manière que pour l EAC 100. Ci-après figure la description des principaux équipements et du chargement de l EAC 100C. Equipement Masse Pos x Moment Cockpit Siège cdb 33 69 2277 Siège opl 33 69 2277 cdb 100 69 6900 opl 100 69 6900 Siège obs 18 104 1872 Commandes au poste 65 46 2990 Galley Avant Siège PNC 1 17 218 3706 Siège PNC 2 17 218 3706 PNC 1 90 218 19620 PNC 2 90 218 19620 Toilettes structure 60 193 11580 Structure galley 400 193 77200 Cabine Eco (54 pax) Eco rangée 1 110 315 34650 Eco rangée 2 110 345 37950 Eco rangée 3 110 375 41250 Eco rangée 4 110 405 44550 Eco rangée 5 110 435 47850 Eco rangée 6 110 465 51150 Eco rangée 7 110 495 54450 Eco rangée 8 110 525 57750 Eco rangée 9 110 555 61050 Galley arrière Structure Galley 600 680 408000 Toilettes 1 structure 60 583 34980 Toilettes 2 structure 60 583 34980 Siège PNC 3 17 656 11152 Siège PNC 4 17 656 11152 PNC 3 90 656 59040 PNC 4 0 656 0 Equipements Isolation 369 536 197784 Conditionnement d'air 696 536 373231 Coffres bagages 150 605 90750 Eclairage 162 536 86798 24/02/2009 54 / 205

Mécanisation soute AV 85 321 27285 Mécanisation soute AR 115 736 84640 Mécanisation pont principal 450 897 403425 Roulette de nez 1152 145 167087 Soute électronique 500 218 109000 Soute AV 0 321 0 Soute AR 0 736 0 Installation d'eau 1000 410 410000 Fuselage Fuselage 6300 586 3691800 peinture 59 586 34732 Empennages 1026 1100 1128600 Servitude dérive 768 1100 844358 Gouvernes dérive 372 1100 409394 Test Voilure 3300 635 2095500 Carburant voilure 0 635 0 Carburant caisson 0 515 0 Moteurs 4748 435 2065504 Mâts et nacelles 726 460 333960 Circuits 1053 460 484242 Inconsommables 92 460 42254 Train principal gauche 1728 635 1097590 Train principal droit 1728 635 1097590 Dégivrage 100 625 62500 Volets 170 675 114993 Systèmes de servitude 1791 655 1173146 Gouvernes 200 805 161324 Pour cet appareil, le cas où le centrage sera le plus arrière sera lorsque le pont principal contiendra une palette de 6.8 tonne, les soutes arrières seront pleines (3 containers de 1133 kg), les ailes pleines de carburant (13680 kg), et sans passagers. Nous obtenons alors un centrage à 37.7 % de MAC soit une marge statique négative de -12.7 %. En déplaçant les trois containers en soute avant, nous obtenons un centrage à 17.5 % de MAC soit une marge statique de 7.5%. Lorsque l appareil emporte toute sa charge soit 54 passagers, plus une palette, et quatre containers, le centrage se situe à 7.9% de MAC si les containers sont en soute avant, 24 % de MAC si trois containers sont en soute arrière et un en soute avant, 17 % si les containers sont répartis dans les deux soutes. Encore une fois, nous avons montré que la souplesse d utilisation de notre appareil permet d optimiser le centrage pour différentes conditions de chargement. 24/02/2009 55 / 205

6.3. Conclusion Le dimensionnement plus précis ainsi que la modélisation sous Catia de notre appareil a permis d évaluer plus précisément sa masse. La souplesse d utilisation de notre appareil, notamment dans son chargement nous permet d assurer un centrage à l intérieur des limites quelque soit le chargement. En effet, si l appareil est plein, la charge est uniformément répartie dans l appareil et le centrage se trouve dans les limites. Si l appareil emporte peu de passagers et du fret ou peu de fret et des passagers, il est possible de varier le chargement de l appareil afin d optimiser son centrage. 24/02/2009 56 / 205

7. Dimensionnement de la structure 7.1. Aile La démarche suivie est la suivante : Voilure Surface voilure de Performance s Voilur e haute Voilure basse Voilure médiane Fuselage Flèche Carburant Profil + Calage Dièdre Réacteurs Modèle CATIA de la voilure Caisson + nervures Choix du matériau Volets AF ETC Modèle de voilure et masse Ce qui nous permet d obtenir : 57

Plusieurs modifications ont été apportées depuis la revue d architecture. Nous allons les récapituler dans un premier temps : Concernant l architecture générale de la voilure : Voilure type basse (choix par une matrice multi critères) Voilure type CANTILEVER, c est à dire une voilure basse traversante rapportée encastrée au fuselage par un caisson central muni d attache par éclissage à plat. (choix par analyse de l existant) Les ailes sont bi trapézoïdales et la cassure permet la fixation du moteur. (choix par analyse de l existant) Concernant la géométrie de la voilure : Dièdre : choix d un dièdre positif (voilure basse) et calcul de la valeur exacte en fonction de la hauteur minimal sous les moteurs en fonction de la réglementation. Valeurs : 1. pour la revue d architecture on avait un angle de 5 2. pour la revue de définition : 4,3 à l extrados (modifié afin de réduire la hauteur des trains) Flèche : calcul de la flèche en fonction de la vitesse de croisière Valeurs : 1. pour la revue d architecture on avait un angle de 31,39, angle resté inchangé depuis. Profil : choix du NACA 23012 (analyse de l existant). Pour des raisons d emport carburant il a été décidé de faire varier le profil du NACA 23014 à l emplanture au NACA 23012 à la cassure. Calage : décision des valeurs en fonction d une étude sur Fluent Valeurs : 1. Dans un premier temps, pour la revue d architecture, le calage variait linéairement de +4 à l emplanture à -1 à l extrémité. 2. Après l étude Fluent, le calage varie non linéairement mais toujours de +4 à l emplanture à -1 à l extrémité. Surface voilure : la surface voilure est calculé en fonction de la MTOW de l avion en fonction de l analyse de l existant. Valeurs : 1. Dans un premier temps, pour la revue d architecture, la MTOW était fixée à 57T soit une valeur correspondante de 110m2 de surface alaire. 2. Après affinement de la masse de l avion, il a été décider de fixer la voilure en fonction d une masse égale à 62T afin de parer à l éventualité d une version long range. Ceci porte la surface voilure à 114m2. Position de la cassure : la cassure est positionner afin de permettre d avoir le plus grand volume disponible dans le caisson et de faire en sorte de respecté la réglementation concernant la hauteur des moteurs par rapport au sol. 58

Valeurs : 1. Dans un premier temps, pour la revue d architecture, la cassure était située à 3,5m de l emplanture. 2. Après affinement de plusieurs paramètres dont la hauteur des trains devant être la plous petite possible, il a été décidé de porter la distance emplanture cassure à 4m. Dimensionnement du caisson : le caisson de la voilure est dimensionner afin de reprendre tous les efforts exercés sur l aile. L effort le plus contraignant est la portance lorsque le facteur de charge est maximum. La réglementation impose donc de dimensionner la voilure en fonction du facteur de charge donnée par la rafale de Pratt. Valeurs : 1. Dans un premier temps, la valeur de la charge limite était de 2,4. 2. Après affinement de plusieurs paramètres et la correction de certains paramètres, ce facteur de charge a été recalculé et il est désormais de 3,6. La masse de la structure de la voilure est ainsi passé de 2200kg à 3300kg. 7.1.1. Définition de la géométrie de la voilure Afin de pouvoir déterminer la géométrie de la voilure, il nous a été nécessaire de faire quelques choix et de partir de quelques hypothèses. Dans un premier temps, les premières données étaient issues de l étude de performance. Les paramètres primordiaux sont la MTOW ainsi que la vitesse de croisière. Etant donnée que la voilure des trois versions des EAC sera identique, la voilure sera dimensionnée en fonction des caractéristiques de l EAC 100, l avion le plus lourd, et donc le plus dimensionnant. 7.1.1.1. Choix fondamentaux d architecture Dans un premier temps, il a été nécessaire de faire des choix fondamentaux tels que le type de voilure ou encore l emplacement des moteurs. Pour cela nous avons comparé les différents choix et mis en place des matrices multicritères. 1) Choix issus des calculs de performances a) Allongement D après les calculs de performance, il a été calculé qu une surface alaire de 114 m 2 serait nécessaire. Cela nous permet d en déduire la valeur de l envergure à partir de l allongement. En effet, une valeur d allongement comprise entre 8 et 10 est nécessaire pour le type d avions que nous construisons, c'est-à-dire un avion subsonique. La relation qui lie les paramètres d allongement, de surface alaire et d envergure est la suivante : 2 ( envergure) A llongement = Surfacealaire 59

Ainsi, pour une envergure de 31 m, et une valeur fixée de la surface alaire, on trouve une valeur d allongement de 8,43. b) Profil d aile Notre premier choix était de prendre un même profil sur toute notre aile. Ce choix s est porté sur le profil NACA 23012 car il présentait l avantage de correspondre à nos besoins de voilure. De plus, la littérature comporte beaucoup d informations au sujet de ce profil. Le profil NACA 23012 est un profil répandu en aéronautique, et il permet par ailleurs d emporter suffisamment de carburant. Caractéristiques du profil NACA 23012 Epaisseur relative : 12% Position de la cambrure maximum : 15% Coefficient de la portance caractéristique : 0,3 Cependant pour deux raisons ces choix ont été légèrement modifiés. Tout d abord nous avons eu besoin de stocker un peu plus de carburant dans les ailes, ainsi nous avons choisi un profil plus épais. De plus nous avions besoin d un profil plus épais à l emplanture afin d avoir une bonne liaison entre le fuselage et les ailes. Notre choix s est porté sur la définition suivante : Un profil NACA 23014 à l emplanture et un profil NACA 23012 à partir de la cassure. NACA 23014 NACA 23012 7.1.1.2. Définition des paramètres voilure 1) Flèche Avec une vitesse de croisière de Mach 0.78 notre avion est destiné à voler dans des vitesses transsoniques. Le but de la flèche est d augmenter la valeur du mach critique. Son influence est déterminée par le fait que la répartition des vitesses locales, et donc des pressions, autour de l aile est déterminée, non pas par la vitesse de l écoulement libre (M), 60

mais par sa composante parallèle à la corde (V.cos(φ)). La composante Vsin(φ) parallèle au bord d attaque ne produit que de la trainée de frottement. Sur l illustration ci-dessous, nous voyons clairement que la composante parallèle à la corde est d autant plus faible que la flèche est importante. Pour une aile d épaisseur relative donnée et d angle d attaque donné, l angle de flèche a pour effet d augmenter le nombre de mach critique et de réduire la trainée à toutes les vitesses transsoniques. Aile en flèche : Composantes de la vitesse. Dans notre cas le Mach critique est fixé à 0.7. Il a été déterminé à partir de l épaisseur relative moyenne de notre aile. On doit avoir la condition suivante : Vcos(φ) < 0.7 d où φ = 31.4 vue XZ "la flèche" 18 16 14 12 10 X 8 6 4 2 0-20 -15-10 -5 0 5 10 15 20 Z Schéma représentant une vue de dessus de notre voilure 61

Remarque : L écoulement sur une aile en flèche est aussi profondément perturbé par le fuselage qui impose par sa présence de nouvelles conditions aux limites très éloignées de l écoulement tangentiel. La présence du fuselage modifie très fortement la pente Cz α ainsi que la stabilité. Pour atténuer ces effets, l aile en flèche présente une partie centrale avec un bord de fuite normal au plan de symétrie. 2) Dièdre Le dièdre est déterminé à partir des critères suivants. Avec : Calcul du dièdre m hauteur entre le sol et les réacteurs e1: 0,6 diamètre moteur e2 : 2,2 hauteur de l'extrados au haut du moteur e2 bis : 0,1 hauteur du bas du fuselage à l'intrados à l'emplanture e3 : 0,5 hauteur soute e4 : 1,65 distance fuselage/sol e5 : 1,2 épaisseur aile à l'emplanture e6 : 0,896 distance fuselage/réacteurs e7 : 4 épaisseur aile à la cassure e8 : 0,43152 diamètre du fuselage e9 : 4 hauteur de l'extrados à l'emplanture au sol e10 : 2,596 hauteur bas fuselage - extrados emplanture 1,396 Le dièdre est fixé par la garde au sol. On considère pouvoir avoir un technicien ou une personne de l aéroport qui puisse accéder aux soutes sans avoir à utiliser d échelle. Ensuite notre marché dans le cas de la version EAC-50 est de remplacer les turbopropulseurs ; il serait alors pertinent de proposer une échelle en option pour accéder à l avion comme sur le 737 par exemple. 62

On obtient un dièdre de 4,3 à l extrados. Ce chiffre est bien en accord avec la règlementation qui impose d avoir une hauteur de 0.48 m entre la nacelle et le sol (défini par l angle de 5 ). En effet dans ce cas la hauteur des réacteurs est de 0.6 m. Remarque : Nous avons choisi de d implanter les réacteurs au niveau de la cassure afin de faire une pièce qui reprendra l intégralité des efforts structuraux de la cassure, des trains, des gouvernes et du réacteur. 7.1.1.3. Définition de la surface alaire Les paramètres et choix d architecture précédents nous permettent ainsi de définir la géométrie de la surface alaire. Voici un tableau récapitulatif des paramètres d entrée : Paramètres voilure Envergure m 31 Surface Alaire m² 114 Diamètre Fuselage m 4 Allongement 8,4 Flèche à 25% de corde 31,39 Dièdre 4,3 entre empl. et 1ère cassure puis 2,1 Type de Conception Raidisseurs Perpendiculaire au Revêtement Epaisseur relative du profil 0,12 sauf entre 1è cassure en empl de 0,12 à 0,14 Par suite, une petite modélisation sur Excel nous a permit de mettre en forme la géométrie de l aile : Calcul de la surface alaire Ø fuselage : 4 m e 1 : 4 m e 2 : 13,5 m l 1 : 6,4 m l 2 : 1,5 m f 25 : 31,39 f 0 : 34,74 S aile : 44,2 m 2 S fuselage : 25,6 m 2 S alaire : 114 m 2 63

Voici un aperçu de l aile vue du dessus (les échelles horizontale et verticale sont identiques) : Vue du dessus de l'aile 18 16 14 12 10 8 6 4 2 0-18 -16-14 -12-10 -8-6 -4-2 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 7.1.2. Dimensionnement de la voilure Cette partie de l étude consiste à dimensionner les revêtements des caissons de voilure dans le but de minimiser la masse de ses ailes. L étude s appuie sur les paramètres principaux caractérisants la voilure, sur des hypothèses de dimensionnement de l avion et sur le respect de la réglementation JAR 25 en vigueur. 64

7.1.2.1. Données d entrée Les calculs de dimensionnement de la voilure des EAC 50 et 100 nécessitent de connaître certaines spécifications de ces appareils ainsi que les caractéristiques géométriques des ailes. Cette première partie nous permet de récapituler les données disponibles nécessaires au dimensionnement de la voilure ainsi que des hypothèses d étude. Voir partie récapitulative des performances Présentation des données La figure suivante représente les valeurs des paramètres clés de la géométrie de l aile. Exploitation des données D après l analyse de l existant, nous avons pu analyser l architecture des voilures correspondant à notre voilure. Ainsi, le type de voilure que nous réalisons est de type «voilure CANTILEVER». C est une voilure basse traversante rapportée encastrée au fuselage par un caisson central muni d attache par éclissage à plat. Les ailes sont bi trapézoïdales et la cassure permet la fixation du moteur. Les ailes possèdent chacune vingt huit nervures : la première correspond à la nervure d emplanture, la huitième à la nervure de la cassure, et la vingt huitième à la nervure du saumon. Il est à noter que dans la première partie de l aile elles sont parallèles à l axe longitudinal de l avion. Chaque caisson central, s étendant de la première à la dernière nervure, est constitué de deux longerons (en deux parties reliées à la cassure) et d un revêtement auto-raidi et usiné en forme de Té. Nous n avons pas encore déterminé l architecture et le nombre des commandes de vol, mais une rapide analyse de l existant nous permet d en évaluer leur nombre approximatif : cinq becs hyper sustentateurs, deux volets de courbure, cinq spoilers, et un aileron. 65

Hypothèses du projet La géométrie et l aménagement d une voilure étant complexe, nous avons été amenés à poser des hypothèses pour simplifier les calculs ; nous nous sommes cependant assurés qu elles n altéraient pas les résultats. Hypothèses sur la géométrie de la voilure : Tout d abord, nous considérons toutes les nervures comme étant parallèles à l axe longitudinal de l avion. Ainsi, nous considérons que chaque caisson de voilure s étend de l emplanture à l extrémité de l aile. L envergure d une aile étant de 13.5m, nous avons fixé la distance entre chaque nervure à 500mm, elle possèdera ainsi 28 nervures parallèles et il y a 8 pas de nervure entre l emplanture et la cassure. Ensuite, nous ne prenons pas en compte l existence éventuelle d un troisième longeron, celui-ci permettrait de reprendre les efforts des trains d atterrissage sur les ailes, mais ces efforts paraissent négligeables par rapport aux efforts repris par la voilure en phase de vol. Puis, nous appliquons la loi de variation des épaisseurs relatives du profil en fonction de la corde suivante: Hauteur en pourcentage de la Hauteur max du profil Bord d'attaque 0% 15% de la corde (jonction BA/Caisson) 80% 30% de la corde (Hauteur max du profil) 100% 65% de la corde (jonction Caisson/BF) 70% Bord de fuite 0% De plus, nous considérons le profil de la voilure comme étant linéarisé, c est à dire que les points caractéristiques du profil sont reliés par des droites et non des courbes. Et enfin, nous prenons pour le pas des raidisseurs de revêtement : p raid =60 mm et pour l épaisseur technologique minimum de revêtement e min =1.6mm Hypothèses sur la masse de la voilure: D une part, le matériau utilisé est l aluminium de masse volumique : d=2800kg/m³ D autre part, nous adoptons les masses surfaciques suivantes : Masse surfacique du bord d attaque : 15kg/m² Masse surfacique du bord de fuite : 20kg/m² Masse surfacique des nervures et des longerons : 10kg/m² Masse unitaire des ferrures d introduction d efforts : 0.5kg pour faibles efforts et 2kg pour efforts importants Masse unitaire des équipements : 2kg Masse uniformément répartie (peinture, fixation, produits d étanchéité, etc ) : 2% 66

Tableau récapitulatif A l aide d Excel, nous avons calculé dans un premier temps les longueurs caractéristiques du profil à chaque pas de nervure en déterminant l équation des lignes directrices de l aile. Dans un deuxième temps, nous avons déterminé toutes les surfaces nécessaires au calcul de la masse de la voilure pour chaque pas de nervure en utilisant les formules classiques du calcul d aire d un rectangle, triangle ou trapèze. Un extrait du tableau créé est présenté et illustré ci-dessous. 67

Dist à l emplanture Long de la corde Hauteur max du profil Surface locale Voilure Surface locale Longerons Surface locale Nervure Long 0-15% de la corde Haut à 15% de la corde Long 15-30% de la corde Haut à 30% de la corde Long 15-65% de la corde Haut à 65% de la corde Long 65-100% de la corde Long 15-10 m m m m² m² m² m m m m m m m m 0,0 6,00 0,840 2,913 0,993 2,180 0,900 0,672 0,900 0,840 3,000 0,588 2,100 0,5 5,65 0,775 2,740 0,711 1,900 0,848 0.620 0,848 0.775 2,827 0,543 1,979 68

Dans un dernier temps, nous avons complété le tableau en sommant toutes les surfaces locales. Nous avons ainsi obtenu : - une surface de référence de : S ref = 108,23m² - une surface d une aile de : Sa=42,12m² - une surface totale des 28 nervures d une aile de : S nerv =17,54m² - une surface totale des 2 longerons d une aile de : S long =11m² 7.1.2.2. Dimensionnement du caisson L optimisation de la masse de la voilure passe par un dimensionnement des revêtements de ses caissons tenant compte au final du calcul de charge imposé par le JAR 25, de l aérodynamique ainsi que du flambage de l aile. Les caissons sont dimensionnés pour reprendre la portance répartie sur l extrados de la voilure de l avion à la masse maximum au décollage, à charge extrême et à 20000 ft. Pré dim Cette première étape consiste à pré-dimensionner les revêtements des caissons pour déterminer un ordre de grandeur de la masse de la voilure. La méthode repose sur un raisonnement simplifié à savoir un facteur de charge empirique, une portance surfacique uniformément répartie sur l extrados du caisson et une variation de l épaisseur de revêtement linéaire suivant l envergure. Les calculs menés sur Excel. Détermination du facteur de charge Nous avons adopté les valeurs empiriques du facteur de charge, à charge limite et à charge extrême, couramment utilisées dans les industries pour le pré dimensionnement d un avion civil en vol stabilisé. Ainsi, pour cette première approximation, nous avons choisi : n CL =3 et n CE =3*1.5 5 Portance de la voilure La portance est par définition la force générée par l écoulement de l air sur la surface de référence (ou surface portante) qui permet d équilibrer le poids apparent de l avion. Ainsi, la portance surfacique moyenne sur la surface de référence peut s écrire: MTOW n CE p moy = = 2.62 T/m² Par suite, la portance sur une aile et reprise Sref par le caisson est : Pa = p moy Saile = 110 T Et, la portance sur la voilure et reprise par les deux caissons est : Moment de flexion à l emplanture P V = 2 Pa = 220 T Le caisson peut être représenté par une poutre en I suivant l axe y du repère avion, encastrée à l emplanture et libre à l extrémité. Sous l hypothèse d une portance uniformément répartie sur son extrados, elle est soumise à une portance surfacique constante suivant le plan (xy) du repère avion ou une résultante de portance (Pa = 110 T ) appliquée au centre des masses aérodynamique (CMA). L équilibre du caisson peut être schématisé par : 69

x Pa (T) p (T/m²) Pa (T) F EMP (T) y F EMP (T) H EMP (m) Y CMA F EMP (T) F EMP (T) 1 2 Lc EMP F : Force normale du fuselage sur le caisson Pa : Portance sur une aile H EMP : Hauteur du caisson à l emplanture Y CMA : Distance à l emplanture du CMA suivant y Lc EMP : Longueur de la corde à l emplanture On peut écrire que le moment de flexion à l emplanture est : Mf EMP = Y CMA * Pa avec Y CMA : distance à l emplanture du CMA suivant y Pa = 110 T: portance sur une aile En première approximation, nous pouvons diviser l aire en deux trapèzes de part et d autre de la cassure, et déterminer leur Y CMA, et déduire le Y CMA de l aile en appliquant la formule du barycentre pondéré par les surfaces. 70

x x 2 x 1 y 1 y y 2 Des calculs sur le trapèze précédent nous donnent : y 2 y1 1 y2 y1 y2 y1 Y = + CMA y 1 x1 2 x1 4 S x1 x2 2 x1 x2 x1 x2 Ainsi, on trouve : Y CMA1 = 1,488 m : distance à l emplanture suivant y du Centre des Masses Aérodynamique du trapèze 1 de surface S1 (entre l emplanture et la cassure) Y CMA2 = 3,898 m : distance à l emplanture suivant y du Centre des Masses Aérodynamique du trapèze 2 de surface S2 (entre la cassure et l extrémité) Et on obtient : Y Y Il en résulte que : Mf EMP = 736 T.m S + Y S + Y CMA1 1 CMA2 2 CMA3 3 CMA = = 5.1 m S1 + S2 + S3 2 S Calcul flux d effort normal à l emplanture D après l équilibre du caisson, on peut écrire : F Mf = H EMP EMP = EMP 821T La force normale à l emplanture équilibre le flux normal repris par les revêtements et du au moment de flexion créé par la portance. Il en résulte que le flux d effort normal à l emplanture est : 71

Φ EMP = F Lc 2 EMP EMP = 256T/m Calcul de l épaisseur équivalente du revêtement à l emplanture A l emplanture, on doit avoir la contrainte normale dans la section du revêtement inférieure ou égale à la contrainte admissible de l aluminium soit : Φ EMP 256 g 256 10 σ EMP σ ADM Al 400Mpa erev erev erev 6.4 mm EMP EMP EMP e 400 400 rev EMP L épaisseur équivalente de revêtement à l emplanture dimensionnée à la contrainte admissible est : e =6.4 mm rev EMP Cette étape ne permet pas de nous donnée une valeur fiable pour la masse de la voilure. En effet, n ayant que la valeur de l épaisseur du caisson à l emplanture, nous ne pouvons dans un premier temps qu estimer la masse en faisant varier linéairement l épaisseur de l emplanture à l extrémité de l aile. Ceci de serait pas très précis sachant que le flux maximum se situe à la cassure principale de l aile et non à l emplanture. Dimensionnement avec prise en compte du facteur de charge et de la répartition aérodynamique de la portance Cette seconde étape consiste à affiner les résultats de l étape précédente, tout en adoptant une démarche analogue. La méthode repose sur des modèles représentant plus fidèlement la réalité que les hypothèses de pré dimensionnement à savoir : - un facteur de charge respectant la réglementation JAR 25 en vigueur, - une répartition de portance sur l extrados du caisson elliptique suivant l envergure (en effet, l évolution du profil de l aile a pour but de se rapprocher de cette répartition idéale qui optimise le rapport portance / traînée) et bi triangulaire suivant la corde, - Une épaisseur de revêtement calculée pour chaque pas de nervures. Les calculs sont menés sur Excel. Détermination du facteur de charge La réglementation aérienne JAR 25 impose les bases du dimensionnement des avions de ligne. Elle spécifie notamment les calculs des facteurs de charge en condition limite et extrême, dans le cas de la rafale de Pratt, pour un vol stabilisé en croisière à 20000ft. ρ 0 Vc(Ev) Czα On a : n CL = 1+ Kg U 20000 et n CE = 1.5 n CL 2g MTOW Sref 2π λ avec : Czα = 2 + 4 + 1+ tg²( ϕ ) M² 0.88 µg Kg = 5.3 + µg ( ) λ² 25 72

2 MTOW µg = Sref l ρ Czα 20000 U 20000 = 10.28 m/s (rafale de vent la plus contraignante à 20000 ft) Or, d après les données d entrées du projet, on sait que : MTOW=62 T : Masse maximum au décollage de l avion Sref=114 m² : Surface de référence de l avion e=31 m : Envergure de l aile λ = 8.43 : Allongement de l aile ϕ 25 = 31.39 : Flèche de l aile à 25% de corde M 20000 = 0.78 : Mach de croisière à 20000 ft l = 3.28 m : Longueur de corde moyenne de l aile g= 10 N : Force de pesanteur Et d après les abaques d atmosphère standard, on connait : ρ0 = 1.225 kg/m³ : Masse volumique de l air à 0 ft ρ20000 = 0.653 kg/m³ : Masse volumique de l air à 20000 ft c 0 =356.911 m/s : Vitesse du son à 0ft ρ0 D où : M 0 = M 20000 = 1. 38 ρ 20000 0 *C = : Mach de croisière rapporté à 0 ft Vc(Ev) = M 0 381.3 m/s : Vitesse de croisière rapportée à 0 ft Ainsi, on obtient: Cz α = 5,5 µ g = 154 Kg = 0,85 Par suite, on trouve : n CL = 3,54 n CE = 5,32 Calcul de la portance de la voilure On sait que la portance surfacique moyenne sur la surface de référence est : MTOW n CE p moy = = 2,9 T/m² Sref Par suite, la portance sur une aile et reprise par le caisson est : Pa = p moy *Saile = 127.9 T Et, la portance sur la voilure et reprise par les deux caissons est : P V = 2 * Pa = 256 T Calcul des efforts généraux de la voilure Le caisson peut être représenté par une poutre en I suivant l axe y du repère avion, encastrée à l emplanture et libre à l extrémité. Détermination de l évolution de la portance Hypothèse d une portance elliptiquement répartie suivant l envergure : 73

Dans le plan (zy) du repère avion, sous l hypothèse d une portance elliptiquement répartie suivant l envergure, la poutre est soumise à une portance linéique suivant l axe y qui varie selon l équation de l ellipse : 2 2 y p y 1 + = 1 p y (y) = (a b)² (b y)² avec a=la=13.5 m : envergure de l aile 2 2 a b a a π b\ p y (y)dy = a b = Pa b = 7.3 T/m 0 4 On peut noter que l équation de la portance linéique elliptiquement répartie est égale à la portance linéique uniformément répartie pondérée par l équation de l ellipse d aire unitaire : p y (y) = p 1y (y) p y ' avec p 1y (y) = et p ' = y Pa La 1 a 1 (a 1 = 5.74 T/m b )² (b y )², a 1 1 1 1 = 1m et b 1 4 = 1.27 π (p 1y sans unité) On discrétise l aile, suivant l envergure, à chaque pas de nervure. Chacune des 42 parties, numérotées de l emplanture à l extrémité, est soumise à une résultante de portance (P y i) appliquée à la projection sur l axe y de son centre des masses aérodynamique (CMA). z P i p y x 74

Y CMAi i La=13.5 m On a : avec i [ 1;42 ], Y CMA i (2i 1) nervure 2 et P i p ((2i -1) nervure 2 2i -1 ou Pyi p y 1 ( ) p y 82 Y CMAi : distance à l emplanture du CMA suivant y de la i ème partie nervure = 0.5 m : pas entre chaque nervure P y i : portance sur la i ème partie y y ) nervure (à 10 ' nervure -3 près) Hypothèse d une portance elliptiquement répartie suivant l envergure et bi triangulairement répartie suivant la corde : On reprend l hypothèse d une portance elliptiquement répartie suivant l envergure et on y ajoute l hypothèse d une portance bi-triangulairement répartie suivant la corde qui varie comme suit : 4,5 4 3,5 3 2,5 2 Série1 1,5 1 0,5 0 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80 85 90 95 100 Répartition bitriangulaire de la portance suivant la largeur du caisson On conserve la même discrétisation suivant l envergure en 28 parties et on discrétise la largeur du caisson (moitié de la corde) en 20 parties. On peut écrire que chaque surface ainsi discrétisée a une portance moyenne égale à la portance surfacique moyenne pondérée par le produit des équations de l ellipse et du bi triangle d aire unitaire en son Centre des Masses Aérodynamique: 75

2i 1 2j 1 (i; j) [ 1;42] [ 1;20 ], Pij = p1y ( ) nervure p1x ( ) corde(ycma ) p i moy 82 20 avec Pij : portance sur la surface(i ;j) p 1x : coefficient de pondération suivant x (équation du bi triangle d aire unitaire) p 1y : coefficient de pondération suivant y (équation de l ellipse d aire unitaire) Y CMAi : distance à l emplanture du CMA suivant y de la surface(i ;j) p moy : portance surfacique moyenne sur la surface de référence nervure = 0.66 m : pas entre chaque nervure lcorde (YCMAi ) corde(ycmai ) = :pas calculé sur la corde passant par le CMA de la 20 surface Portance répartie 0,7 0,6 0,5 coefficient local de portance 0,4 0,3 0,2 0,1 0 0% - 5% 10% - 15% 20% - 25% 30% - 35% 40% - 45% 50% - 55% corde en % 60% - 65% 70% - 75% 80% - 85% 90% - 95% 0,25 2,25 4,25 6,25 envergure en m 8,25 10,25 12,25 Répartition de la portance sur l aile Détermination de l évolution du moment de flexion Le moment de flexion étant constant dans une section, il ne dépend que de la répartition de la portance suivant l envergure. En discrétisant l aile suivant l envergure à chaque pas de nervure comme précédemment, on peut écrire que le moment de flexion à la i ème nervure et dans son repère associé est : 42 nervure i(1;42), Mf i = (2k 2i + 1) Py et Mf 28 0 en T.m 2 k = k= i Par suite, le moment de flexion évolue de 0T.m à l extrémité à 227 T.m à l emplanture. Calcul du flux d effort normal 76

Le flux d effort normal étant constant dans une section, il ne dépend que du moment de flexion et donc que de la répartition de la portance suivant l envergure. En discrétisant l aile suivant l envergure à chaque pas de nervure comme précédemment, l équilibre d une des 42 parties peut être schématisé par : z F i F i y x 1 Lc 2 i Y CMAi H i Pi Ainsi, on a à la i ème nervure: 42 Mfi nervure i (1;43) Fi = avec i(1;42), Mf i = (2k 2i + 1) Py et Mf 43 0 Hi 2 k = k= i F i+1 i ème partie i ème nervure La force normale Fi équilibre le flux normal Φ i, repris par les revêtements et du au moment de flexion Mfi créé par la portance. Il en résulte que le flux d effort normal à la i ème nervure est : Fi Φ i = en T/m Lci Par suite, le flux d effort normal augmente de l extrémité ( Φ 28 = Φ MIN = 0 T/m) à la première cassure ( Φ 8 = Φ MAX =148/m) et diminue ensuite jusqu à l emplanture ( Φ 1=105 T/m). F i+1 Calcul de la masse du revêtement intrados F i : Force normale de la (i-1) ème partie sur la i ème partie F i+1 : Force normale de la partie (i+1) sur la partie i Pi : Portance sur la i ème partie H i : Hauteur du caisson à la i ième nervure Y CMAi : Distance à l emplanture du CMA suivant y de la i ème partie Lc EMP : Longueur de la corde à la i ème nervure 1 2 Ayant discrétisé l aile suivant sont envergure, il est désormais possible de déterminer l épaisseur du revêtement du caisson de l aile et donc d en déterminer la masse. Dans cette partie, nous nous sommes attachés à la valeur de la masse du revêtement intrados qui ne subit pas de flambage. Ainsi, nous avons réalisé la même démarche que dans la partie consacrée au calcul de la masse du revêtement lors du pré-dimensionnement. Nous obtenons cette fois ci une discrétisation de la contrainte normale dans une section du revêtement, celle-ci doit être inférieure ou égale à la contrainte admissible de l aluminium. Soit : Φ Si Φ Si σ Si σ ADM Al 400Mpa e revsi e 400 revsi L épaisseur équivalente de revêtement en chaque section Si est ainsi dimensionnée à la contrainte admissible. L épaisseur évolue donc en fonction du flux. Dimensionnement au flambage 77

Cette dernière partie consiste à compléter notre démarche visant à optimiser la masse de la voilure. On doit dimensionner la section du revêtement de l extrados du caisson au flambage général et local. La méthode repose donc sur les hypothèses et résultats des parties précédentes. Les calculs sont menés sur Excel. Le revêtement auto raidi en Té de l extrados du caisson doit supporter la compression due aux flux d effort normaux. Les modes de ruptures sont : la rupture du matériau : σ > σ ADM σ > 400MPa le flambage général (rupture statique d une poutre en compression) : σ > σ critiqueflambagegénéral le flambage local (rupture statique d une plaque en compression) : σ > σ critiqueflambagelocal Détermination de la contrainte dans le revêtement Fnormal La contrainte dans le matériau s exprime par le rapport : σ = Spr avec F normal = Φnormal pasraidisseur : la force normale passant dans le revêtement équivalent sur un pas de raidisseur et Spr = erev pr + hr eraid : la surface de revêtement équivalent représentée cidessous Epaisseur des raidisseurs = eraid Hauteur des raidisseurs = hr Epaisseur du revêtement = erev Pas des raidisseurs = pr 78

Détermination de la contrainte critique de flambage général La contrainte critique de flambage général dans notre cas est définie par : π 2 E I σ critiqueflambagegénéral = nervure 2 Spr Le calcul de l inertie de chacune de ces surfaces de pas de raidisseur est réalisé à partir des 4 paramètres caractérisant la surface Spr : eraid, erev, pr et hr. CdG1 CdG S1 d1 CdG2 S2 d2 On calcule aisément l inertie de chacune des surfaces S1 et S2 en leur centre de gravité respectif CdG1 et CdG2: hr 3 eraid erev 3 pr Iraid = et Irev = 1 12 2 12 A l aide de la formule de Huygens, on peut les exprimer au centre de gravité CdG de la erev + hr S1 section Spr=S1+S2, situé a une distance d 1 = 1 de CdG1 et à une 2 S2 erev + hr S1 distance d 2 = de CdG2: 2 S2 Iraid = Iraid + S1 d1 2 et Irev = Irev + S2 d2 2 CdG 1 CdG 2 On en déduit l inertie totale de la section Spr en son centre de gravité CdG : I = Iraid + Irev CdG CdG Détermination de la contrainte critique de flambage local La contrainte critique de flambage local dans notre cas est définie par : 2 erev σcritiqueflambagelocal = 3,64 E où l épaisseur de revêtement est le seul pr paramètre qui varie en fonction de l envergure (paramètre d entrée). Détermination de la section du revêtement Un bon dimensionnement est caractérisé par : une contrainte dans le revêtement la plus proche possible de la contrainte admissible tout en restant inférieure, 79

une contrainte dans le revêtement inférieure aux contraintes critiques au flambage local et général. La configuration que nous avons retenue est la suivante : Pas des nervures : 500mm Pas des raidisseurs : 120mm Hauteur des raidisseurs : - varie de 41mm à 43mm entre l emplanture et la cassure - varie de 43mm à 38.5mm entre la cassure et la 18 ème nervure - varie de 38.5mm à 20mm de la cassure à l extrémité de l aile Epaisseurs des raidisseurs : - de l emplanture à la première cassure : variation linéaire de 5mm à 6mm - de la cassure à l extrémité : variation linéaire de 6mm à 1,6mm Epaisseurs du revêtement : - de l emplanture à la première cassure : variation linéaire de 5mm à 8,5mm - de la cassure à l extrémité : variation linéaire de 8,5mm à 1,6mm 80

9,00 8,00 7,00 6,00 épaisseur en mm 5,00 4,00 3,00 épaisseur revêtement épaisseur des raidisseurs 2,00 1,00 0,00 0 2 4 6 8 10 12 14 16 Envergure en m On obtient alors la répartition de contraintes normales suivante : Contraintes revêtement 450 400 350 300 σ en MPA 250 200 150 Sigma max sigma réel sigma critique flambage général 100 50 0 0 5 10 15 20 25 30 envergure (fct des nervures) PS : sur ce graphe n apparaît pas le flambage local car la contrainte critique se situe bien au dessus du sigma max. 81

Détermination de la masse de la voilure : On a ainsi le bilan des masses suivant : aire aile 44,20 m² aire totale des 28 nervures d'une aile : 19,77 m² aire totale des 2 longerons d'une aile : 8,28 m² Masse de revêtement extrados d'une aile : 483,08 kg Masse de revêtement intrados d'une aile : 393,24 kg Masse du train d'aterrissage : 1800,00 kg Masse de chaque moteur : 2374,00 kg Masse nervure par aile 197,72 kg Masse long. par aile 82,85 kg Masse Bord d'attaque par aile : 99,45 kg Masse Bord de fuite par aile : 309,40 kg Masse des équipements et des ferrures par aile : 55,00 kg Masse d'une aile (sans moteurs ni train d'aterrissage) : 1653,16 kg Masse de l'aile avec moteurs et train d'aterrissage par aile : 5827,16 kg Masse totale de la voilure : 11654,31 kg 82

7.2. Fuselage Nous allons effectués un pré dimensionnement de notre fuselage. Nous nous situerons dans le cas extrême, avec une rafale de Prat de 4 et un coefficient de sécurité de 1,5. 7.2.1. Tenue à la pressurisation 7.2.1.1. Épaisseur du revêtement Dans un premier temps, nous allons cherchés l épaisseur minimum de revêtement nécessaire pour tenir les contraintes dues à la pressurisation. Nous allons considérer ici que notre fuselage, revêtement, cadres et lisses sont en Aluminium. Module d Young : E= 70 000 Mpa Contrainte à la rupture : σ rup = 400 Mpa Densité : ρ = 2800 kg /m 3 Coefficient de Poisson : ν = 0,3 On se place dans le cas le plus dimensionnant d une contrainte transversale dans la peau égale à la contrainte à rupture. On à alors σ 1 = σ rup Pression P σ 2 Nous sommes alors en mesure de calculer l épaisseur de la peau : e. R *1.5* P e = σ rup R : rayon de fuselage (2m) 1,5 P : différence de pression avec un coefficient de sécurité. P = 8.47 PSI = 0.584 bar. On obtient une épaisseur de 4.4mm. Maintenant, nous connaissons l épaisseur minimum de la peau. On va ajouter des cadres, ce qui aura pour effet de faire diminuer la contrainte dans la peau. Il y a aussi les efforts longitudinaux dû à la pressurisation. On va ajouter des lisses pour reprendre en parti ces efforts. On obtient alors en prenant compte de la pressurisation seule : σ 1 la contrainte longitudinale dans le revêtement σ 2 la contrainte transversale dans le revêtement σ lisse la contrainte dans les lisses de section S lisse 83

σ cadre la contrainte dans les cadres de section S cadre a : pas des cadres. b : pas des lisses. n : nombre de lisse. Cadre σ 2 b a σ 1 Lisses (1) Equilibre des forces longitudinales : π R² 1,5 P = 2 π R e σ 1 + n σ lisse S lisse (2) Equilibre des forces transversales : 1,5 P R a = σ 2 a e + σ cadre S cadre (3) Egalité des allongements revêtement/cadre : σ 1 ν σ 2 = σ cadre A partir de ces égalités, en gardant la même épaisseur de revêtement de 6 mm, mais en se gardant une marge de sécurité pour σ 2 que l on fixe à 350 Mpa : On peut déduire σ cadre d après (2). On joue alors sur S cadre pour rester dans des contraintes admissibles. D après (3), on peut trouver σ 1. Enfin, on peut trouver σ lisse en jouant sur S lisse pour rester dans les tolérances. 7.2.1.2. Prise en compte de la flexion des lisses. Sous l effet de la pression, le revêtement se déforme entre les cadres (effet de matelassage) et les lisses travaillent en flexion. Posons : R le déplacement réel d un cadre. R le déplacement d un cylindre constitué par le revêtement seul. Il en résulte que le déplacement réel de l ensemble est égale à : R- R Pression On a: R *σ R = E cadre Cadres R = E R * (σ 2 - ν 2 σ 1 ) 84

On considère la lisse comme bi-encastrée à chacun des cadres, et soumise à une charge uniforme p lui donnant une flèche R- R. p est déterminée par : R- R = p * a 4 348* E * I On a I l inertie de l ensemble lisse+revêtement associé, et v la nouvelle position de la fibre neutre. On obtient alors que les lisses ont un moment de flexion maximum au niveau de leurs p * a² extrémités égale à : M f = 12 v * M f On a alors σ f = I Il est alors possible de calculer σ totale-lisse = σ f + σ lisse < 400 Mpa. On aboutit alors en première approximation en ne tenant compte que de la pressurisation à : Une épaisseur de revêtement de 4.4mm Une section de cadre de 530 mm² de dimension suivantes : 100 mm 4 mm 65 mm 2 mm Une section de lisse de 200 mm² de dimension suivantes : 4 mm 20 mm 30 mm On a 40 lisses uniformément réparties sur tout le périmètre du fuselage On obtient alors : Une masse de revêtement de 154.11 kg par mètre linéaire du tronçon de fuselage. Une masse de cadre de 24.53 kg par mètre linéaire du tronçon de fuselage. 85

Une masse de lisse de 22.4 kg par mètre linéaire du tronçon de fuselage. Ainsi, un mètre de tronçon de fuselage a une masse de 201.04 kg. En première approximation, on obtiendrait une masse du fuselage nue (sans planché, sans aménagement intérieur, en considérant un cylindre du nez à la queue) de 5.1 tonnes pour le EAC 50, et 6.23 tonnes pour le EAC 100 et le EAC 100C 7.2.2. Estimation de la masse du fuselage Pour affiner la masse, nous allons calculer la masse des extrémités du fuselage (la queue et la pointe avant). Nous avons la répartition des différents éléments de la manière suivante. Afin d avoir une interchangeabilité entre les versions 50 et 100, nous avons les mêmes sous ensemble pour la queue, la pointe avant et la partie centrale. 7,4 m 8 m 10 m 7,4 m 2,8 m 8 m 2,8 m 10 m 7.2.2.1. La queue Le cône de la queue mesure 10 m de longueur, avec un rayon de 2m à la base et de 0.2m à l extrémité (sortie de l APU). Nous gardons une répartition des cadres tout les 0.76m. Nous obtenons alors une répartition des cadres suivant. 86

0,4 m 4 m Nous avons la nécessité de mettre 14 cadres. Nous obtenons alors une masse totale de la queue de 1217.61 kg. 7.2.2.2. Le cockpit 10 m Le cockpit mesure 7.4m de longueur, mais il faut se méfier, car une partie est cylindrique, et l autre non. 4m 6.08 m En se fixant 9 cadres sur cette partie du fuselage (radome d une seule pièce) nous obtenons une masse du cockpit de 1057.35kg. 87

7.2.2.3. La partie centrale cylindrique à l emplanture des ailes La partie centrale mesure 8 m de long. Il est nécessaire d avoir 10 cadres (il ne faut pas compter deux fois les cadres qui font la jonction entre les différentes parties de l avion.) 4 m Nous obtenons une masse de la partie centrale 8 m de 1 606 kg 7.2.2.4. Les parties cylindriques nécessaires pour l EAC 100 & 100 C Pour passer de la version EAC 50, à la version EAC 100, nous ajoutons entre les trois éléments ci-dessus, deux éléments ayant les dimensions suivantes : 4 m 2,8 m Nous obtenons alors une masse de 574.2 kg pour chacune des deux parties ajoutés. 88

7.2.2.5. Masse totale des fuselages. Nous avons deux cas de figure : - EAC 50 : il est constitué des éléments suivants : Cockpit, partie centrale, queue = 1057.4 + 1606 + 1217.6 = 3881.6 kg - EAC 100 & 100 C : Ils sont constitués des éléments suivants : Cockpit, «rallonge», partie centrale, «rallonge», queue = 1057.4 + 574.2 + 1606 + 574.2 + 1217.6 = 5030 kg Conclusion : en première approximation, nous obtenons des masses de fuselage vide de 3,8 tonnes pour l EAC 50, et 5 tonnes pour l EAC 100. Il reste à effectuer les calcules pour vérifier que ce revêtement tient les charges imposées par le chargement dans le fuselage à condition limite. 7.2.3. Vérification de la tenue du fuselage aux autres cas de charge. Nous obtenons les contraintes normales dues à la flexion : ϕ M f σ = x R * cosϕ I Nous obtenons les contraintes de cisaillement dues à l effort tranchant : T z τ = * sinϕ π. R. e Ainsi, nous pouvons chercher la contrainte équivalente : 2 σ σ + 3. τ ² equ = x En procédant ainsi, nous n obtenons jamais une contrainte qui excède 42 Mpa sur tout le contour du fuselage. On en déduit que ce qui est le plus dimensionnant pour le fuselage est la tenue à la pressurisation. Ainsi, le fuselage tiens les contraintes imposées. 7.2.4. Etude des fonds de pressurisation 7.2.4.1. Fond de pressurisation arrière On fixe le fond de pressurisation sur le 8 ème cadre. Le dernier cadre à partir duquel on a plus de 2 mètres de diamètre fuselage (Ce qui permet a une personne de se tenir debout). 89

Fond de pressurisation. Afin d avoir un fond galbé nous prenons un rayon de courbure du fond de pressurisation de R f = 3000 mm. Cela permet de déterminer le flux engendré par la pressurisation qui passe dans ce fond. f f = P R. f 2 On en début un flux de 1314 N/mm. Si on réalise le fond avec de l aluminium qui à une contrainte à la rupture de 400 Mpa, on en déduit une épaisseur pour le fond de : σ rup e p = f f Nous obtenons ainsi une épaisseur du fond de 3,3 mm. Ce qui représente une masse de 34,5 kg. 90

7.2.4.2. Fond de pressurisation avant Ici, on essaye de gagner un maximum de place dans le cockpit, on fixe alors le fond de pressurisation avant sur le cadre situé le plus en avant de l avion. Fond de pressurisation Nous effectuons la même démarche que précédemment, nous prenons un rayon de courbure du fond de pressurisation R f = 1200mm. Nous aboutissons donc à une épaisseur de 1,3 mm. Ce qui représente une masse de 5.6 kg. 7.3. Etude du plancher Le plancher est supporté par des poutres qui sont fixées à chacun des cadres en leur milieu afin de dégager le maximum d espace au niveau du plancher. Vue en coupe de la cabine 7.3.1. Dimensionnement des poutres de plancher Chacune des poutres supporte le poids d une rangée de siège passager. Le plus contraignant, est la classe économique, avec 6 sièges de front. Ce qui représente une masse de 870 kg. Afin de supporter cette contrainte, en ayant recours à une poutre en I en aluminium, nous obtenons une poutre dont la section d une semelle est de 400mm² et la section de l âme de 280mm², sur une hauteur totale de poutre de 150 mm. 91

5 mm 80 mm 2 mm 150 mm Une poutre pèse alors 12,1 kg, ce qui représente une masse de 241,9 kg de poutre pour l EAC 50, et une masse de 338,7 kg de poutre pour l EAC 100&100C. Dans un premier temps, pour réduire la masse des ces poutres, nous pourrions ajouter des renforts pour diminuer la portée et ainsi le moment passant dans la poutre. Cependant, il faut faire attention que la soute soit toujours fonctionnel, c'est-à-dire que l on puisse toujours enfiler les containers à bagage. 0.5 m 3 m 0.5 m Vue en coupe de la cabine Nous avons ainsi une portée plus petite. Cela nous diminue alors la section de la poutre principale, et ainsi sa masse. On a ainsi une masse de poutre de 80 mm 92

5 mm 2 mm 150 mm On a ainsi une masse pour chacune des poutres de 7.6 kg. Il faut ajouter les poutres de renforts qui ont la section suivante : 2 mm 30 mm 2 mm 20 mm On a alors une masse pour l ensemble des poutres pour un cadre de 8.7 kg. Ce qui représente une masse de poutre pour l EAC 50 de 159 kg, et pour l EAC 100 de 228.9 kg. 7.3.2. Dimensionnement du plancher Afin de consolider le plancher, tout en diminuant son épaisseur, on rajoute des lisses sur le plancher. Lisse plancher Poutre plancher 93

Nous avons alors la section de plancher suivantes sur un pas de 800 mm : 800 mm 4 mm 20 mm 10 mm On obtient alors une masse totale de plancher de 760 kg pour le EAC 50, et 1027 kg pour le EAC 100 & 100C. Enfin, la masse totale du fuselage avec les fonds de pressurisation et les plancher de 4840.7kg pour l EAC 50 et 6327.2 kg pour l EAC 100 & 100C. 7.3.3. Introduction de Composite. Afin de diminuer les masses, nous pourrions introduire du composite. Cependant, il faut prendre quelques précautions. Par exemple, du fait de l absence de domaine plastique, les matériaux composites ont une très mauvaise tenue au crash. De plus, comme se sont des matériaux non conducteur, ils ne permettent pas de tenir la foudre. L argument de la tenue à la foudre est très critique pour le fuselage. Cependant, l intérieur du fuselage n est pas particulièrement exposé à la foudre. Nous pouvons imaginer faire le plancher en matériaux composite. Nous gardons la même architecture pour les poutres du plancher. C'est-à-dire une poutre principale et deux poutres de renfort. En effectuant les même calcules, avec les nouvelles caractéristiques du matériau. 7.3.3.1. Dimensionnement des poutres On prend du composite unidirectionnel avec des fibres de carbone avec de la résine époxyde à 60% de fibres en volume. On a alors (dans le sens long des fibres): Module d Young : E= 134 000 Mpa Contrainte à la rupture : σ rup = 1130 Mpa Densité : ρ = 1530kg /m 3 Coefficient de Poisson : ν = 0,25 On aboutit alors aux sections de poutres principales suivantes : 94

2 mm 50 mm 2 mm 100 mm Et une section des poutres de renfort : 2 mm 20 mm 2 mm 20 mm On aboutit alors à une masse total de poutre de plancher de 51.4 kg pour l EAC 50 et 74.2 kg pour l EAC 100. 7.3.3.2. Dimensionnement du plancher Pour le plancher, nous allons utiliser un tissu équilibré avec des fibres de verre et une matrice époxyde, avec une teneur de renfort de 50%.nous avons alors les caractéristiques suivantes selon la direction des fibres : Module d Young : E= 20 000 Mpa Contrainte à la rupture : σ rup = 390 Mpa Densité : ρ = 1900kg /m 3 Coefficient de Poisson : ν = 0,13 En gardant les mêmes dimensions géométriques, (du fait de la similitude entre les contraintes à la rupture de l aluminium et de ce type de composite) nous obtenons les masses suivantes de revêtement de plancher: 516.2 kg pour l EAC 50 et 697 kg pour l EAC 100. 7.3.4. Conclusion Nous aboutissons alors à une masse totale du fuselage avec l utilisation de composite de 4490kg pour l EAC 50, et 5842 kg pour l EAC 100. Globalement sur l ensemble des deux types de longueur de fuselage, nous avons un gain de masse en utilisant du composite de 7.4%. 95

7.4. Empennage 7.4.1. Résumé des résultats et des choix Nous avons choisi une architecture classique (Cf. Revue d architecture). 1. Surface de la dérive verticale : 24m², 2. Surface de l empennage : 2 x 15.3 = 30.6m², 3. Flèche de la gouverne verticale : 52, 4. Flèche de l empennage horizontal : 40, 5. Dièdre de l empennage horizontal : 0. 6. Surface de la gouverne verticale : 6m², 7. Surface des gouvernes de profondeur : 2 x 3.8 = 7.6m², Profil utilisé pour l empennage NACA 0009 (Profil symétrique) 7.4.2. Premières estimations 7.4.2.1. Choix du profil et placement de l empennage L empennage horizontal sera donc fixé sur la queue de l avion, le plus en arrière possible. Notons que cet empennage devra être dégagé du flux sortant des réacteurs. De même, pour la dérive, elle sera fixée au fuselage en queue de l avion. Le rôle de l empennage dépend plus de sa surface que de son profil, mais sa présence augmente le Cx global de l avion. Nous devons donc choisir un profil adapté. Nous choisissons des profils neutres, donc symétriques, sans calage. Ainsi nous minimisons la traînée et nous ne permettons pas à l empennage d avoir un effet porteur si ses gouvernes mobiles ne sont pas braquées. Pour l heure, nous choisissons le Profil NACA 0009, à la fois pour la dérive et l empennage. Cependant, par la suite, nous pourrions changer de profil (Ex, NACA 0012), notamment après une étude aérodynamique ou structurelle plus poussée. 0,03-0,2-0,02 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1-0,07 NACA 0009 NACA 0012 7.4.2.2. Démarche Nos recherches sur le dimensionnement de dérive nous ont amenés à utiliser une méthode de pré dimensionnement simple pour calculer la surface de dérive. S S derive _ verticale = CDV. bw. L W DV 96

1. Avec b W = Envergure aile (31m), 2. C DV = «Tail volume coefficient» = 0.09 pour un «Jet transport» pour la dérive, 3. L DV = Distance entre le centre de gravité de l avion et le foyer de la dérive (Pour les avions sous aile, cette distance est de l ordre de 50 55% de la longueur du fuselage, nous pouvons vérifier que cette estimation s accorde avec la mesure que nous pouvons faire directement, connaissant le «pré centrage» de l avion), 4. S W = Surface de réf. (110m²) De la même manière que pour la dérive, nous avons une méthode de calcul pour la surface de l empennage. S S empennage = CH. CW. L W HT 1. Avec C W = corde moyenne de l aile (3.24m), 2. C H = «Tail volume coefficient» = 1 pour un «Jet transport» pour l empennage, 3. L DV = Distance entre le centre de gravité de l avion et le foyer de l empennage (Pour les avions sous aile, cette distance est de l ordre de 50 55% de la longueur du fuselage, nous pouvons vérifier que cette estimation s accorde avec la mesure que nous pouvons faire directement, connaissant le «pré centrage» de l avion), 4. S W = Surface de référence. (110m²). Nous avons fait le dimensionnement de l empennage en considérant l EAC 50. En effet, nous gardons le même empennage sur l EAC100 et EAC 50, et sur l EAC, la longueur du fuselage est plus courte, ainsi le calcul est dimensionnant. 7.4.2.3. Résultats de la dérive verticale EAC50 Envergure de l'aile (m) 32 Tail volume coefficient 0,09 Longueur de l'avion (m) 25,4 % de la longueur (50-55) 50 Distance CdG avion - Fdérive 12,7 Surface de référence (m²) 114 Surface de dérive (m²) (50 Maximum) 25,85197 % de la surface de référence (50 Maximum) 22,67717 Pour ce qui est des surfaces des parties mobiles, nous prenons 25% de la surface totale. 97

7.4.2.4. Résultat de l empennage horizontal EAC50 Corde moyenne de l'aile (m) 3,24 Tail volume coefficient 1 Longueur de l'avion (m) 25,4 % de la longueur (50-55) 50 Distance CdG avion - Fdérive 12,7 Surface de référence (m²) 110 Surface de dérive (m²) (50 Maximum) 28,06299 % de la surface de référence (50 Maximum) 25,51181 Pour ce qui est des surfaces des parties mobiles, nous prenons 25% de la surface totale. 7.4.3. Etudes supplémentaires Modif par rapport aux premières estimations 7.4.3.1. Paramètres ayant évolués Prise en compte du pré centrage évalué. (On ne considère plus la distance 50% de la longueur du fuselage). La surface alaire est passée de 110m² à 114m² (L envergure change ainsi). 7.4.3.2. Dérive verticale Démarche Nous prenons la situation où l avion est au décollage, et à un instant où il perd un moteur. Ainsi, la gouverne doit permettre à une faible vitesse de contrer le lacet provoqué par la perte du moteur. Nous avons le schéma suivant résumant la démarche utilisée. 98

Résultats Fluent Afin de déterminer le Cz de la dérive que l on retrouve dans le tableau précédent, nous avons modélisé le profil NACA009 avec un volet braqué, représentant 25% de la corde du profil. Tout d abord, nous faisons une étude CFD du profil sans braquage de volet. Ensuite, on applique un braque de gouverne de 25. Il faut noter que la gouverne 25% de la surface du bord de fuite. 99

On a alors un Cz d environ 1. En réalisant plusieurs calculs à différents braquages, on va déterminer le braquage souhaité. Braquage de gouverne ( ) Cz Cx 0 0 0,0063 10 0.57 0,0143 18 0,9 0,033 25 1 0,06 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 Cz en fonction de l angle de braquage de volet 0 0 5 10 15 20 25 30 Résultats Avec le modèle nous pouvons modifier les données d entrée. Le but est d avoir toujours un moment Md-Mm positif. Ainsi, le dessin suivant n est pas encore figé. La flèche, la surface, la forme pourra être affinée. 100

On constate que la vérification consistant à voir si le dimensionnement est toujours acceptable pour l EAC100 n est pas utile. Si la dérive est suffisante pour l EAC50, elle l est aussi pour l EAC100. 7.4.3.3. Empennage horizontal Démarche La démarche à utiliser est en cours de validation. Cependant, nous pensons prendre la situation suivante : Avion à Vstall, Vol en palier, Incidence max autour de 15, Trim pris en compte (-10 ) 101

Et nous cherchons à déterminer la surface de gouverne de l empennage horizontal nécessaire pour maintenir l avion EAC50 dans cette situation. Résultats La modélisation Fluent en mettant l empennage à 15 d incidence avec un braquage vers le haut de la gouverne n est pas satisfaisante. En effet, l incidence maximale de la totalité de la surface ne peut dépasser les 10. On supposera alors l utilisation du trim braquant l empennage à -10. On se retrouve donc dans la situation où l empennage a une incidence de 102

5, avec un volet braqué à 20. Ainsi on trouve un Cz autour de 0.5. C est la valeur que nous prendrons. Surface de référence 7.4.4. Evolution du dimensionnement - Comparatif par rapport à l existant Estimation 1 110 m² Surface de référence Estimation 1 avec bras de levier calculé 114 m² Surface de référence Calculs 114m² Avions considérés (Prise en compte de la moyenne de ces 4 avions proches) Existant A318, Mercure, B737, Embraer 190. Dérive en % de Sréf Empennage en % de Sréf Dérive en % de Sréf Empennage en % de Sréf Dérive en % de Sréf Empennage en % de Sréf Dérive en % de Sréf 22.6 25.5 24.7 25.5 21.0 26.8 18.66 18.64 Empennage en % de Sréf 103

7.4.5. Surface des surfaces mobiles Autres descriptions 7.4.5.1. Dérive Gouverne Surface Nous allons prendre par rapport à l existant 25% de la surface dérive. (La modélisation Fluent considérait d ailleurs ce cas là). Ainsi nous avons une surface de la gouverne de 6m². Le braquage maximum de la gouverne est de 30. Trois servo commandes assurent la mobilité de la dérive. Caisson Conception en fibre de carbone. Il possède deux longerons séparés par deux fois la distance entre deux cadres principaux (Points de rattachement à environ 2.3 m). Le longeron avant est à 11% de la corde, l arrière à 50%. Schéma 7.4.5.2. Empennage Trim La totalité de la surface pourra être mobile. Ceci permettra notamment de stabiliser l avion en croisière en fonction du centrage, sans pour autant braquer la gouverne ou d atteindre l incidence max à Vs. Le braquage de l empennage sera sur du -13.5 / +4. (Famille Airbus). Le trim de l empennage est assuré par un vérin commande placé à la pointe du caisson et commandant l incidence à apporter. Caisson central de l empennage Composé en fibre de carbone. Le longeron avant est à 23% de la corde et l arrière à 52%. Ces longerons s attacheront à deux cadres principaux du fuselage. 104

Gouvernes De la même manière que pour la dérive, nous allons prendre 25% de la surface empennage. Soit environ 3.8m² par gouvernes. Deux servo commandes pour chaque gouverne, placées à l arrière du caisson assurent la mobilité des gouvernes. Schéma 7.4.6. Etude dynamique L étude n a pas été effectuée. Le but serait de vérifier la stabilité et la maniabilité de l avion en considérant notamment la vitesse de braquage des gouvernes (autour de 300 /sec) et la matrice d inertie de l avion. Un bon sujet ma foi 105

8. Surfaces mobiles de l aile 8.1. Les volets Tout d abord nous avons choisi d évaluer l effet des volets sur la portance et la trainée. Ainsi nous avons d étudier d abord les volets pour ensuite évaluer s il est nécessaire de mettre des becs de bord d attaque. Nous avons choisi de comparer trois types d architecture : Les volets simples fentes. Les volets doubles fentes. Les volets Fowler. 8.1.1. Le volet simple fente. Ce dispositif comporte une fente importante entre la partie principale du profil (partie fixe) et le volet qui est en faite un second profil. Représentation d un volet simple fente Cette fente est obtenue lors du braquage de volet, ce qui nécessite un axe d articulation éloigné de la corde du profil et mobile en fonction du braquage. Le volet a deux buts : Modifier la cambrure générale du profil et de ce fait apporter un Cz positif, sans tenir compte des phénomènes de viscosité. Améliorer l écoulement sur l extrados du volet et plus particulièrement au droit de la cassure engendrée par le braquage en contrôlant la couche limite. Pour que son fonctionnement soit sain il faut qu elle soit alimentée par un fluide externe à la couche limite du profil. Ce dispositif est utilisé sur l A320 et l A 380. Dans le cas de la voilure des EAC nous avons appliqué un volet de 25% d épaisseur relative, on obtient l allure suivante: 106

volet simple fente 0, 1 0, 0 8 0, 0 6 0, 0 4 0, 0 2 0-0, 2 0 0, 2 0, 4 0, 6 0, 8 1 1, 2-0, 0 2-0, 0 4-0, 0 6-0, 0 8 centre de rot ation - 0, 1 profil premier volet caisson centre de rotation On alors les paramètres suivants : Centre de pivot de rotation où x = 0.75 et y = -0.075. Angle de rotation : 20 Deux paramètres principaux interviennent dans la conception des volets :.s : Epaisseur de la fente par rapport à la pointe arrière du profil principal..d : Avancement du bord d attaque par rapport à cette même pointe. Ces deux paramètres sont rapportés à la corde totale du profil : s/l et d/l. Dans notre cas on a les valeurs suivantes pour un angle de 20 : s/l = 1.64% d/l = 3% 107

Evolution de la vitesse autour d un profil callé à 10 On obtient sous Fluent les résultats suivants: braquage Cl Cd 10 0 0.65 0.0145 1 0.76 0.015 2 0.87 0.018 3 0.96 0.020 4 5 6 7 8 108

En extrémité du volet d un A319 le mécanisme est à simple fente 8.1.2. Le volet double fente. Le dispositif hypersustentateur se présente de la forme suivante : Représentation d un volet double fente Le dispositif présente deux fentes lorsqu il est sorti, une première fente entre la gouttière et le déflecteur, une seconde fente entre le déflecteur et le volet. Le dispositif est constitué par deux volets (primaire et secondaire qui font apparaitre deux fentes lorsqu ils sont sortis. Le braquage des deux volets est différent, le second étant plus braqué que le premier. Les braquages sont définis par : 109

δz1 pour le volet primaire qui est l angle entre le volet primaire et le profil. δz2 pour le volet secondaire qui est l angle entre le volet intermédiaire et le second volet. Comme pour le volet à simple fente, l efficacité d un volet à double fente dépend des paramètres s/l et d/l de la première fente au niveau de la gouttière. Ces paramètres dépendent de la position de l axe d articulation. Ce dispositif est utilisé sur l Airbus A321. Nous avons étudié ce dispositif dans le cas de la voilure de l EAC. On obtient la géométrie suivante : volet à double fente 0,1 0,05 0-0,2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2-0,05-0,1-0,15-0,2-0,25 profil premier volet deuxième volet caisson premier pivot second pivot On a les paramètres suivants : Un premier pivot avec les coordonnées suivantes : x = 0.75 et y = -0.1 Un premier angle de rotation : δz1 = 20 Un second pivot avec les coordonnées suivantes : x = 0.85 et y = -0.1 Un second angle de rotation : δz2 = 35 110

Champ de vitesse pour un calage de 0 Champ de pression pour un calage de 2 Champ de vitesse en m/s pour un calage de 2 Nous avons modélisé ce type de volet avec cette combinaison de volet : δz1 δz2 Calage Cl Cd 15 20 0 1.86 0.0475 1 1.96 0.052 2 2.06 0.059 3 2.17 0.060 4 2.26 0.068 5 2.35 0.075 6 2.45 0.078 7 2.52 0.085 8 2.60 0.1 111

Mécanisme : Mécanisme d un système à double fente. 112

8.1.3. Les volets Fowler C est un volet à fente à grand recul constitué uniquement par la partie inférieure du bord de fuite, l extrados du profil restant fixe. Le volet Fowler Le volet «Fowler» agit de la même façon qu un volet à fente, mais aussi par son recul important qui augmente la corde du profil et de ce fait la coefficient de portance Cz (La corde de référence du profil restant la même). Comme pour le volet à fente, fait intervenir les paramètres de fente s/l et d/l et la forme de la fente doit être optimisée pour obtenir une bonne efficacité. Le volet Fowler bien étudié permet d obtenir une augmentation importante de portance sans augmentation excessive de la traînée. Toutefois la complexité de la cinématique de sortie du volet et du supplément de poids qu elle entraine limite l utilisation de ce dispositif. Cependant une étude établie au début des années 90 par Fokker permet d avoir un système relativement simple à concevoir. Nous avons étudié ce dispositif dans le cas de la voilure de l EAC. On obtient la géométrie suivante : volet simple fowler 0, 1 0, 0 8 0, 0 6 0, 0 4 0, 0 2 0-0, 2 0 0,2 0, 4 0, 6 0, 8 1 1,2 1,4-0, 0 2-0, 0 4-0, 0 6-0, 0 8 profil premier volet caisson Nous l avons paramétré de la façon suivante : Translation : x = 0.3 et y = -0.01 Centre de rotation après translation : x = 1 et y = 0 δz1 = 12 113

Profils de vitesse en m/s dans le cas d un Fowler à 30 et braqué à 8 Nous obtenons les résultats suivants pour un mach de 0.2 : Angle de braquage Angle de braquage Cl Cd du Fowler du profil 10 (déco) 0 0.69 0.0127 1 0.83 0.0147 2 0.96 0.018 3 1.09 0.0219 4 1.2 0.026 5 1.35 0.031 6 1.46 0.037 7 1.58 0.045 8 1.69 0.053 20 0 1.3 0.025 1 1.46 0.026 2 1.6 0.037 3 1.7 0.039 4 1.82 0.046 5 1.93 0.054 6 2.03 0.063 7 2.1 0.074 8 2.15 0.087 30 0 1.71 0.043 1 1.82 0.048 2 1.92 0.054 3 2.12 0.065 4 2.14 0.068 5 2.16 0.075 6 2.25 0.085 7 2.38 0.101 8 2.48 0.151 114

Evolution du Cl en fonction du braquage du Fowler 3 2,5 2 Cl 1,5 fowler 10 fowler 20 fowler 30 1 0,5 0 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 braquage ( ) Mécanisme : Mécanisme à tringlerie Un autre mécanisme existe qui utilise un guide similaire aux systèmes de becs de bord d attaque. Mécanisme à glissière 115

8.1.4. Choix du type de volet : D après cette matrice multicritère nous en déduisons que notre choix se porte sur un système à Fowler. Ce choix est d autant plus pertinent que nous n avons pas mis de becs de bord d attaque. Nous choisirons les configurations suivantes : o 5 en configuration éco. o 10 au décollage o 20 en atterrissage court o 30 en atterrissage court 8.2. Ailerons 8.2.1. Analyse de l existant 8.2.1.1. Avertissement Les ailerons devront être dimensionnés par rapport à l EAC 100. L analyse de l existant est peu précise. En effet, la dimension des surfaces a été estimée «visuellement». 8.2.1.2. Résultats Avions B737 A318 Embraer 190 Nombre d'ailerons par aile 1 1 1 % de la corde occupée par l'aileron en bout d'aile 27 36 33 % de la corde occupée par l'aileron en amont 16 27 33 % de la longueur d'une aile occupée par aileron 21 20 24 116

8.2.2. Choix Nous allons positionner les ailerons en bout ceci afin de d augmenter l efficacité pour une même surface. (Extrémité de l aileron touchant le saumon de l aile). Nous prenons 1 aileron par aile. (L envergure de l avion est relativement faible et ne justifie pas d avoir des ailerons basse et haute vitesse). Dans un premier temps, que l on soit en bout d aile ou en amont, nous prendrons le même pourcentage de corde. La structure de l aile nous permet de dégager un espace égal à 35% de la corde. Cependant, il est besoin d avoir de l espace pour les attaches aile aileron et les servo commandes. Nous prendrons donc 25%. Pour ce qui est de la longueur de ces ailerons, nous prendrons dans le cadre du pré-dimensionnement 25% aussi. 8.2.3. Surface et caractéristiques de l aileron Le débattement des ailerons est 15. La surface obtenue est approximativement : (0.25*2.27+0.25*1.61)*3/2 = 1.45 m² par aileron L aileron est installé sur la structure fixe du bord de fuite. Il est connecté au longeron arrière de l aile et le bout de l aileron se trouve au niveau de la dernière nervure de l aile (Nervure 27). L aileron ira de la nervure 21 à la nervure 27. L aileron fonctionne en coordination avec les 4 spoilers (Cf. ci-après) au centre de l aile pour contrôler le roulis. Le mécanisme de conduite des ailerons est contrôlé de manière électrique et utilise une puissance hydraulique (2 servo commandes). La composition de l aileron : Deux nervures d extrémité Nervures internes Peau + structure en nid d abeille pour améliorer la résistance Un longeron 7 attaches dont deux reliées aux servo commandes, fixes sur le longeron Nous avons le dessin suivant 117

8.2.4. Etudes à poursuivre Le rôle des ailerons est de fournir le roulis. Une étude aérodynamique fine permettrait de dimensionner plus précisément ces ailerons en ayant pour objectif un taux de roulis maximum à atteindre dans une certaine vitesse (Basse vitesse). 8.3. Spoiler Aérofrein 8.3.1. Spoiler 2,3,4,5 8.3.1.1. L existant Avions B737 A318 Embraer 190 Nombre d'ailerons par aile 4 4 3 % de la corde occupée par les AF en bout d'aile 21,05263 33,33333 21,05263158 % de la corde occupée par les AF en amont 17,85714 20,83333 16 % de la longueur d'une aile occupée par AF 35,78947 41,23711 28,23529412 8.3.1.2. Choix Dans un premier temps, nous allons prendre des spoilers de forme rectangulaire, au nombre de 4. Spoiler n 2, 3, 4, 5 si l on commence la numérotation à l emplanture de l aile. Nous allons faire un compromis pour la largeur : 25% de la corde pris au niveau de la nervure 20. Pour ce qui est de la longueur de l ensemble des 4 spoilers, nous prendrons 40%. 118

8.3.1.3. Surface et caractéristique 40% de la longueur correspond à 5.4m. Ainsi en partant de la nervure 20, où la corde est de 2.4m, les spoilers arrivent proche de la cassure de l aile. Surface = 2*0.25*2.4*5.4/2 = 3.6 m² Ces spoilers sont disposés sur l aile, au dessus des volets. Ils sont connectés depuis le milieu jusqu à l extérieure de la section du longeron arrière. Ils ont trois fonctions : Fonction roulis Fonction freinage Fonction plaquage de l avion au sol Les spoilers sont contrôlés électriquement et utilisent la puissance hydraulique. Le débattement sera de 80 Ils utilisent des attaches en alu allant sur le longeron arrière. 8.3.2. Spoiler 1 8.3.2.1. Existant Avions B737 A318 Embraer 190 Nombre d'ailerons par aile 1 1 2 % de la corde occupée par les AF en bout d'aile 33 21 16 % de la corde occupée par les AF en amont 33 16 11 % de la longueur d'une aile occupée par AF 24 28 28 8.3.2.2. Choix Nous allons mettre un Spoiler entre l emplanture et la cassure. Largeur égale aux spoilers 2, 3, 4, 5. Longueur égale aux spoilers 2, 3, 4, 5. But : Harmoniser chaque spoiler. 8.3.2.3. Résultats Largeur = 0.6m, Longueur = 6/4 = 1.5m Surface = 0.9m² Ce spoiler a les mêmes caractéristiques que précédemment. 119

8.3.3. Etudes à poursuivre Le dimensionnement des aérofreins devra être vérifié en phase d atterrissage avec des modélisations aérodynamiques et en modulant l efficacité des freins aux roues en fonction du plaquage de l avion au sol. 120

9. Trains d atterrissage Prise en compte la force statique et cinétique sur nos pneus nous avons le choix entre plusieurs tailles de pneus ; tailles et caractéristiques prises du «tiredatabook» de Goodyear. Vue le domaine d utilisation de notre avion : pistes courtes, aéroports régionaux le choix est déjà limité à cause des niveaux de pression exercés sur le sol. En plus, notre choix nous permet d évoluer notre flotte vers un MTOW élevé sans construire un nouveau train. Avec le pneu avant respectif de taille 27x7,7. Après les derniers changements de l aile la distance entre les jambes doit être modifiée, parce que les pneus n ont assez d espace que dans la combinaison fuselage/karman. Nouvel distance 5,5 m, qui est encore dans la plage trouvé par l analyse d existant ; le comportement de dans un virage rapide reste presque égal, parce que la hauteur du cdg est diminuée. Cahier de Charge pour notre fournisseur train/ frein : fournisseurs possibles : Goodrich, Messier-Dowty même train pour toutes les versions heures de vol entre grands services : 35 000 EAC 100 EAC 100 LR EAC 50 MTOW 58 t 62 t 52 t MLW 50 t 50 t 50 t Distance de décollage Décélération au freinage V 1 L 1 L TO 1650 m 1900 m 1550 m Γ freinage -0.3g -0.3g -0.3g 67.3 m/s 130 kt 880 m 71 m/s 138 kt 1044 m 64.5 m/s soit 125 kt 842 m 121

10. Motorisation Les évolutions des grandeurs caractéristiques des appareils EAC, notamment en terme de MTOW et de surface portante ont permis de revoir à la baisse les poussées maximales nécessaires au décollage. Ces poussées sont désormais les suivantes : EAC 100/100C EAC 50 T (KN ) 198 166 Lors de la revue d architecture, l utilisation d une matrice multicritères avait permis de démontrer que les moteurs du type CFM56-7B étaient les mieux adaptés à notre gamme d avion. Les critères déterminants qui avaient permis de sélectionner ce type de moteur étaient notamment : Les coûts de maintenance : les CFM56-7B sont fiables et leur coût d exploitation est faible, ce qui est intéressant pour les compagnies aériennes. Le diamètre soufflante : le faible diamètre des CFM56-7B (avec nacelles de forme ovoïdes) sont en adéquation avec l architecture générale des avions EAC qui ont une garde au sol faible. La compatibilité effet famille : les CFM56-7B ont une gamme de poussée large qui couvre parfaitement les besoins des différents avions EAC La proximité d un centre Snecma-Service à proximité de l aéroport de Chengdu où nous comptons implanter les usines de fabrication. Ainsi un support technique direct de Snecma, membre à 50% du consortium CFM, pourra être assuré en Chine. Dans la gamme des moteurs CFM56-7, les moteurs choisis sont les suivant : EAC 100/100C EAC 50 CFM56-7B22 de 101 KN de poussée par moteur (soit 202 KN au total) CFM56-7B18 de 87 KN de poussée par moteur (soit 174 KN au total) La baisse de poussée nécessaire au décollage par rapport à la revue d architecture est intéressante car les coûts d achats des moteurs est réduit de manière non négligeable. Moteur CFM 56-7B 122

11. Circuits fluides 11.1. Hydraulique 11.1.1. Présentation Pour alimenter les systèmes avec une pression hydraulique assez fort et assez redondant nous avons choisi trois systèmes hydrauliques indépendants entre eux. Ci-dessus les schémas de nos circuits hydrauliques : Circuit I (vert) 123

Circuit II (rose) Circuit III (bleu) En utilisation normale les deux systèmes principaux sont pressurisés par les deux pompes hydrauliques situées sur les réacteurs. Les pompes fournissent une pression de 3000 psi. En cas de panne des deux réacteurs le RAT (Ram Air Turbine) est capable à fournir 2500psi pour les systèmes essentiels. Avec la pompe manuelle on sera capable d ouvrir les portes de fret avec les moteurs et l APU inclusif éteints, et sans alimentation aéroportuaire. Le PTU (Power Transfer Unit) transfert de la pression hydraulique entre les deux systèmes principaux en cas d une différence trop élevé, sans transfert des fluides. Les trois réservoirs sont pressurisés par bleed air pour assurer une alimentation constante des pompes respectives. Nous avons maximisé la sécurité de l alimentation hydraulique contre un endommagement par un pneu éclaté ou un réacteur explosé par une ségrégation des trois cycles. Le circuit I (vert) avec le PTU se trouve dans le compartiment du train d atterrissage principal, le circuit II (rose) dans le ventre latéral droit, parce que sa pompe est du réacteur droite et le circuit III dans le ventre latéral gauche où il se situe le RAT. Les panneaux d accès pour la maintenance se situent au latéral gauche pour les circuits I et III et à droite pour le circuit II. 124

11.1.2. Liste des pièces indispensables pour les trois systèmes EDP (Engine Driven Pump) (2x) RAT avec CSM/G PTU réservoir (3x) collecteurs/tubulures pour grouper les components (3x) pompes électriques (2x) pompe manuelle valve pour couper le flux vers un réacteur brûlant (2x) indicateur de quantité (3x) filtre (6x, HP et LP) valve de priorité (?) indicateur de fuite (3x) valve de soulagement (3x) système de ramassage de l huile fuité tubes : flexibles (lieus de vibration, mouvement) acier inoxydable (HP, chaleur) alliage léger (LP) avec peinture anti-corrosion 125

11.2. Conditionnement air 11.2.1. Fonctionnement du conditionnement d air Le système bénéficie de trois sources d approvisionnement en air chaud : Les 2 réacteurs et l APU. Ainsi il dispose d une redondance de type 3. Le système de refroidissement est de redondance 2. Enfin l air va alimenter 3 zones indépendantes : La cabine passager, le poste de pilotage et les galleys et toilettes. 126