CALIBRATION VITESSE ELEVEE (PHASE RUNWAY)

L’identification des forces de dérive à haute vitesse n’est pas aisée. En effet, il n’est pas facile de disposer d’essai en vol à hautes vitesses permettant d’identifier avec certitude les coefficients de glissement latéral sur les pneumatiques. Pour cela, on utilise des essais en décélération ou en accélération pour estimer nos paramètres.

Figure 10 : Résultat simulation haute vitesse (100 à 25 kts) sur modèle de synthèse

Or, la modélisation des forces de dérive utilisée à basses vitesses n’a pas apporté satisfaction dans ce cas. C’est pourquoi on essaye d’expliquer les différents problèmes inhérents à une validation à vitesse élevée et voir les solutions possibles pour y remédier. En fait, on est confronté à une dynamique hybride dont les caractéristiques à haute vitesse sont totalement différentes de celles à basse vitesse.

4.1. Problèmes liés à l’aérodynamique de l’avion

Les charges statiques sur les pneumatiques sont fonctions du poids apparent. Elles dépendent alors de la portance et par conséquent de la vitesse. Ainsi, plus la vitesse est élevée, plus les charges sur les pneumatiques diminuent et par ce fait l’efficacité des pneumatiques diminue également.

De plus, les forces aérodynamiques deviennent naturellement prépondérantes à hautes vitesses. Cela joue bien évidemment sur les commandes que sont la roulette de nez et la dérive. En effet, le degré de liberté de la roulette de nez se restreint avec la vitesse ainsi l’efficacité de la roulette de nez lors du guidage diminue. Elle laisse place à la dérive qui permet de diriger l’avion au sol à haute vitesse.

Pour palier à ce fait, une solution possible serait de raisonner par catégorie de vitesse. Cela reviendrait donc à découper un fichier de mesure en se référant à une plage de vitesse d’environ 10 kts puis à faire une identification de paramètres, liés aux coefficients de glissement latéral, paramétrée en fonction de la vitesse

4.2. Problèmes liés à la modélisation des forces de dérive

Lorsque l'on s'intéresse à la modélisation de ces forces sous OSMA (Outil de Simulation des Mouvements Avion disponible au bureau d'études à AIRBUS), on constate que celle-ci fait dépendre le niveau de saturation des forces de dérive de la vitesse. La modélisation non linéaire est quasiment identique, les valeurs des saturations n'étant pas fixes et diminuant avec la vitesse :

 modèle

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Figure 11 : Coefficient de glissement latéral maximal en fonction de la vitesse

Cette modélisation revient donc à minimiser l’amplitude des forces de dérive lorsque la vitesse augmente. Une solution possible consisterait à estimer quatre coefficients deux par deux. Chaque couple (a,b) correspond alors à l’expression caractéristique aV+b des deux droites décrivant la valeur maximale du coefficient de glissement latéral en fonction de la vitesse.

4.3. Problèmes liés au freinage

Une nouvelle recherche plus approfondie dans la littérature a permis de vérifier que d’autres paramètres influencent les forces de dérives ([A.G.BARNES,1985], [ESDU,1971], [ESDU,1981], [ESDU,1986], [G.G.KAPADOUKAS,1995], [J.Y.WONG,1978], [T.J.YAGER,1981], [T.J.YAGER et al.,1991]). Ces forces ne sont pas seulement fonctions de l’angle de dérive, de la charge sur les pneumatiques et du coefficient de glissement latéral; le freinage semble aussi jouer un rôle non négligeable. Notamment, expérimentalement on constate que le coefficient de glissement latéral maximal est divisé par deux lorsque l’on freine. Les caractéristiques du coefficient de glissement latéral sur un avion de type 747, présentées sur la Figure 12, amènent à revoir la modélisation des forces de dérive.

Figure 12 : Coefficient de glissement latéral sur BOEING 747 pour différentes configuration de roulage ([AGARD,1998])

On peut particulièrement s’intéresser aux courbes référencées (a), (b) et (d) qui représentent le coefficient de glissement latéral sur piste sèche en fonction de l’angle de dérive. On note bien une influence de la vitesse qui joue un rôle sur le coefficient de dérive maximal (même tendance que la modélisation sous OSMA) et une influence du freinage qui ici divise par deux ce même coefficient.

De plus, il faut noter que le modèle OSMA semble ne pas répondre de manière satisfaisante lorsque l’on teste la loi de suivi automatique de l'axe de la piste (pour les détails, on pourra se reporter à la partie 4). En effet, les résultats de simulation sous OSMA avec cette loi se détériorent lorsque l’on freine. On voit apparaître des phénomènes oscillatoires lorsque le paramètre de freinage est pris en compte. Ce phénomène pourrait provenir de la non prise en considération du freinage dans

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l’expression des forces de dérives dans le modèle OSMA qui joue directement dans l'efficacité de la roulette de nez. Sans prise en compte de l'effet freinage, on peut penser que l'efficacité est surestimée et donc provoque un "sur-amortissement" sur la dynamique de l'avion simulé au sol. On expliquerait ainsi ces phénomènes oscillants vus sur le modèle simulé…

C’est pourquoi, la modélisation finalement retenue pour les forces de dérives sera complétée afin de prendre en compte l’influence de la vitesse et l’influence du freinage. On distinguera deux variantes du modèle : l’une valable pour des angles de dérive dit grands et l’autre valable pour des angles de dérive faibles.

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