Vibrations aeroélastiques des surfaces portantes

par Cosmas Pandit Pagwiwoko

Thèse de doctorat en Mécanique

Sous la direction de Louis Jézéquel.

Soutenue en 1991

à l'Ecully, Ecole centrale de Lyon , en partenariat avec Laboratoire de mécanique des solides (Ecully, Rhône) (laboratoire) .


  • Résumé

    Le flottement des surfaces portantes (ailes d'avion ou surfaces de gouverne de missile ) apparaît lorsque les forces aérodynamiques introduisent des vibrations instables par coalescense entre deux fréquences de résonance en général associées à un mode de torsion et à un mode de flexion. Ce phénomène, lorsqu'il s'enclenche, aboutit en général à la destruction de la structure d'aile et il est donc nécessaire de le maîtriser afin de définir le domaine de vol. Les vitesses critiques de flottement peuvent exister dans le régime subsonique ou supersonique selon la configuration de vol. La méthode V-g nous permet de déterminer la vitesse critique de flottement dans le domaine fréquentiel à partir de la connaissance des modes propres de la structure à l'aide d'essais de vibrations au sol, et en appliquant des méthodes de calcul des forces aérodynamiques généralisées. Le plus souvent, on calcule les forces aérodynamiques instationnaires de façon harmonique pour certaines valeurs de fréquences réduites. Dans ce cas, on applique la méthode de singularité subsonique et supersonique qui donne une relation directe entre la pression et la vitesse induite, permettant de générer les forces généralisées dans la base des modes. Cependant, il apparaît plus avantageux dans le cadre de cette étude d'interpoler les forces aérodynamiques dans le domaine de Laplace en utilisant le modèle de Roger et d'appliquer la technique de lissage par les moindres carrés afin d'établir l'équation d'état représentant l'équation du mouvement. On détermine les limites d'instabilité du système par la méthode du lieu d'Evans, et on calcule les réponses aéroélastiques dans le domaine temporel à des perturbations extérieures ou à des commandes de gouverne. La technique du contrôle actif permet d'élargir le domaine de vol sans ajouter des masses importantes sur la structure. Ce dispositif consiste à introduire une boucle fermée entre la réponse aéroélastique et la commande de gouverne. Pour bien représenter les modes de flottement mesurés par les capteurs d'accélération sur la structure, on utilise un observateur de Kalman. On établit la loi de contrôle de façon optimale en minimisant un indice de performance et en respectant les domaines de phase et de gain. En présence de non-linéarités structurales (jeux dans le mécanisme de gouverne ), on traite le problème dans le domaine temporel en évaluant la raideur en fonction des réponses aéroélastiques de la structure. Dans ce travail, les calculs sont effectués sur des modèles de gouverne d'un missile hypothétique.


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  • Détails : 1 vol. (100p.)
  • Notes : Publication autorisée par le jury
  • Annexes : 87 références

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  • Bibliothèque : Ecole centrale de Lyon. Bibliothèque Michel Serres.
  • Disponible pour le PEB
  • Cote : T1515
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