Academic literature on the topic 'Aérospatiale (Ingénierie)'

Actuellement, les entreprises tendent à appliquer l'Ingénierie intégrée, pour cela elles travaillent en Équipe-Intégrée regroupant les représentants des différents services impliqués dans le cycle de vie du produit. Ce mode d'organisation favorise l'échange d'Informations-Non-Structuées (INS) ce qui améliore la réactivité et la flexibilité de l'équipe. En contrepartie, ce type d'informations n'est pas maîtrisé, c'est pourquoi nous proposons un concept nomme M. I. C. A. Pour « Messagerie Interactive pour la Concourance Aérospatiale avec deux objectifs principaux : 1) favoriser le fonctionnement en Ingénierie Intégrée, nous proposons alors un logiciel nomme M. I. C. A. Qui apporte une maîtrise des INS transitant au sein des Équipes-Intégrées en structurant les INS, en y donnant accès et en les partageant. 2) capitaliser le savoir et le savoir-faire, dans ce cadre, nous proposons d'utiliser les capacités des outils de fouille de données textuelles pour suggérer des règles de type SI/ALORS réutilisables pour d'autres projets. Le logiciel M. I. C. A. A été expérimenté au sein de AEROSPATIALE MATRA Lanceurs Stratégiques et Spatiaux (Les Mureaux - 78) et la capitalisation du savoir et du savoir-faire est menée conjointement par GIE AEROSPATIALE MATRA centre commun de recherche (Suresnes - 92) et AEROSPATIALE MATRA Lanceurs Stratégiques et Spatiaux

Les lanceurs spatiaux sont des structures complexes associant une multitude de composants. L’assemblage de ces éléments doit répondre à un niveau de performance élevé. Le collage structural demeure un bon candidat en raison des nombreux avantages qu’il présente. Cependant, cette technologie montre des inconvénients. En raison des changements brusques de géométrie et de propriétés matériaux, des concentrations de contraintes apparaissent aux extrémités du joint de colle. Ce phénomène appelé effets de bords est néfaste pour la tenue mécanique de l’assemblage collé. La présence des effets de bords exclut l’utilisation de critères en contrainte utilisés classiquement. Le dimensionnement d’assemblages collés requiert des outils fiables prenant en compte ces effets de bords. Dans cette étude, un modèle de ruine incrémentale, associant une approche en contrainte et en énergie, est utilisé. L’utilisation de cet outil dans un cadre industriel, impose de répondre aux besoins d’un Bureau d’Études, notamment en termes de coût de calculs. Afin de le diminuer, une implémentation semi-analytique, est tout d’abord développée. Puis, une seconde méthode d’implémentation, basée sur la méthode des Eléments Finis, permet une prévision plus précise de la ruine d’un assemblage. La pertinence de ces deux approches a été vérifiée pour plusieurs configurations de joints collés. Des campagnes d’essais, destinées à confronter les résultats expérimentaux aux prévisions numériques, ont été réalisées. Dans le cadre de ce travail, un montage de collage et d’essai pour assemblages tubulaires a en particulier été développé. L’objectif du pré-dimensionnement est d’identifier une zone d’intérêt dans l’ensemble du domaine d’étude. Aussi, une étude paramétrique peut être requise afin de réaliser cette tâche. Afin de réduire le coût de calcul, une méthode d’interpolation spatiale appelée Krigeage a été mise en œuvre, et permet la construction efficace d’une surface de réponse
Space Launchers are complex structures composed of a large number of elements. The assembling of these components must show a high level of reliability. The use of adhesive bonding technology is an interesting solution since it presentsseveral assets compared to “classical” joint techniques (such as riveting, bolting and welding), mainly because it can help to construct lighter and less energy consuming systems However„ the implementation of adhesives also has somedrawbacks. Due to the strong variations of geometrical and material properties, stress concentrations appear at the extremities of the joint. This phenomenon; called edge effects; has a great influence on the failure of the bond. As a result, the simple use of a classical stress or energetic criteria is not appropriate to predict the fracture of such structures. Therefore, it is obvious that the design of bonded assemblies requires reliable tools to take the edge effects into account. In this work an incremental failure model, which combines the stress and energetic criteria, is used. In order to decrease the computational cost, a semi-analytical application of this model is proposed. This is intended to make the approach more interesting to be implemented in an industrial environment. The accuracy of the prediction of the failure load is enhanced by means of the Finite Element method. The reliability of both the semi-analytical and Finite Element approaches is verified by comparing the model predictions with experimental data issued from double-notched Arcan and tubular specimen geometries. The aim of the pre-design phase is to identify the critical area in the whole range of the application of the studied geometry. Therefore, the realization of a parametric study is required in order to build a response surface. In the present study, this has been achieved by means of spatial interpolation using the Kriging model

Cette thèse propose de développer des mécanismes déployables pour applications spatiales ainsi que des modes d’actionnement permettant leur déploiement et le contrôle de l’orientation en orbite de l’engin spatial les supportant. L’objectif étant de permettre le déploiement de surfaces larges pour des panneaux solaires, coupoles de télécommunication ou sections de station spatiale, une géométrie plane simple en triangle est retenue afin de pouvoir être assemblée en différents types de surfaces. Les configurations à membrures rigides proposées dans la littérature pour le déploiement de solides symétriques sont optimisées et adaptées à l’expansion d’une géométrie ouverte, telle une coupole. L’optimisation permet d’atteindre un ratio d’expansion plan pour une seule unité de plus de 5, mais présente des instabilités lors de l’actionnement d’un prototype. Le principe de transmission du mouvement d’un étage à l’autre du mécanisme est revu afin de diminuer la sensibilité des performances du mécanisme à la géométrie de ses membrures internes. Le nouveau modèle, basé sur des courroies crantées, permet d’atteindre des ratios d’expansion plans supérieurs à 20 dans certaines configurations. L’effet des principaux facteurs géométriques de conception est étudié afin d’obtenir une relation simple d’optimisation du mécanisme plan pour adapter ce dernier à différents contextes d’applications. La géométrie identique des faces triangulaires de chaque surface déployée permet aussi l’empilement de ces faces pour augmenter la compacité du mécanisme. Une articulation spécialisée est conçue afin de permettre le dépliage des faces puis leur déploiement successivement. Le déploiement de grandes surfaces ne se fait pas sans influencer lourdement l’orientation et potentiellement la trajectoire de l’engin spatial, aussi, différentes stratégies de contrôle de l’orientation novatrices sont proposées. Afin de tirer profit d’une grande surface, l’actionnement par masses ponctuelles en périphérie du mécanisme est présentée, ses équations dynamiques sont dérivées et simulées pour en observer les performances. Celles-ci démontrent le potentiel de cette stratégie de réorientation, sans obstruction de l’espace central du satellite de base, mais les performances restent en deçà de l’effet d’une roue d’inertie de masse équivalente. Une stratégie d’actionnement redondant par roue d’inertie est alors présentée pour différents niveaux de complexité de mécanismes dont toutes les articulations sont passives, c’est-à-dire non actionnées. Un mécanisme à quatre barres plan est simulé en boucle fermée avec un contrôleur simple pour valider le contrôle d’un mécanisme ciseau commun. Ces résultats sont étendus à la dérivation des équations dynamiques d’un mécanisme sphérique à quatre barres, qui démontre le potentiel de l’actionnement par roue d’inertie pour le contrôle de la configuration et de l’orientation spatiale d’un tel mécanisme. Un prototype à deux corps ayant chacun une roue d’inertie et une seule articulation passive les reliant est réalisé et contrôlé grâce à un suivi par caméra des modules. Le banc d’essai est détaillé, ainsi que les défis que l’élimination des forces externes ont représenté dans sa conception. Les résultats montrent que le système est contrôlable en orientation et en configuration. La thèse se termine par une étude de cas pour l’application des principaux systèmes développés dans cette recherche. La collecte de débris orbitaux de petite et moyenne taille est présentée comme un problème n’ayant pas encore eu de solution adéquate et posant un réel danger aux missions spatiales à venir. L’unité déployable triangulaire entraînée par courroies est dupliquée de manière à former une coupole de plusieurs centaines de mètres de diamètre et est proposée comme solution pour capturer et ralentir ces catégories de débris. Les paramètres d’une mission à cette fin sont détaillés, ainsi que le potentiel de réorientation que les roues d’inertie permettent en plus du contrôle de son déploiement. Près de 2000 débris pourraient être retirés en moins d’un an en orbite basse à 819 km d’altitude.
This thesis presents the design of deployable mechanisms for space applications and means of actuation for the control of their deployment and the attitude control of their satellite base. For this purpose, the triangular geometry is selected as a planar deployable basic unit to tessellate any surface. Each such module needs to achieve a high expansion ratio. From the literature, planar mechanisms based only on rigid links and developed for deployable Platonic solids are optimized and adapted for open geometries such as a cupola. The resulting expansion ratio is above 5, but the corresponding prototype shows instability of the deployment movement close to the retracted position. The paradigm of power transmission is revised to reduce the sensitivity of the mechanism to its internal transmission angles. The novel solution, based on timing belts, can achieve expansion ratios above 20 in particular configurations. The influence of the principal geometric parameters of design on the expansion ratio is discussed to allow the derivation of a simple optimization relation. The optimization can be performed to adapt this mechanism to different contexts of application. In order to further improve the compactness of the mechanism for transport purposes, a novel joint is presented, allowing two successive phases of rotation on non parallel axes. This way the triangular units can be piled before being deployed. The deployment of a large surface in orbit is prone to impact the spacecraft attitude and maybe its course. Hence, control strategies are proposed to manage these effects. Since the deployment targets a large surface, its edges are far from the centre of mass and are advantageous to induce torque from the linear motion of point masses. The dynamic equations are derived based on the conservation of the angular momentum and the resulting matrix form of the equation set is used to simulate the system and assess its performances. The results validate the strategy for orientation control without obstruction of the spacecraft central space, but a flywheel of equivalent mass still outperforms this design. Redundant actuation by flywheel on each link of a multibody mechanism composed only of passive revolute joints is presented. The dynamic equations are derived for a two-body architecture and a four-bar planar mechanism. The closed-loop control of the four-bar mechanism is using a PD controller to achieve the control of a scissor mechanism unit. The results are then extended to a four-bar spherical mechanism and its simulation demonstrates the potential of this strategy for the control of both the configuration and the orientation of a spatial mechanism. A two-body prototype, linked by a passive revolute joint, is manufactured and controlled with visual tracking feedback. The results confirm that the system is controllable in orientation and configuration. This thesis ends with a case study for the application of the main components developed in this research. The capture of small to medium sized orbital debris is introduced. The triangular deployable unit based on timing belts is replicated in order to create a cupola of hundreds of metres to catch and slow down the debris. The parameters of such a mission are detailed as well as the flywheel potential to control the spacecraft attitude on top of the mechanism deployment. It is estimated that almost 2000 pieces of debris can be removed from the orbit at 819 km altitude in a one year mission.

La Thermographie des Courants de Foucault (Eddy Current Thermography, ECT) est une méthode de contrôle non-destructif (CND) sans contact, et de nos jours il est utilisé dans une large gamme d'applications. Cette méthode combine les techniques de courants de Foucault et des techniques de thermographies de type CND afin de fournir une méthode efficace pour la détection des fissures. Dans cette méthode, le courant de Foucault est généré dans les échantillons métalliques. Si l'échantillon contient des fissures, le déplacement du courant et la propagation de la température à l'intérieur des échantillons métalliques seraient affectés par ces fissures. Les changements de la distribution de température sont captés par une caméra infrarouge. L'un des principaux défis de cette méthode est qu'elle nécessite beaucoup de paramètres dans les expériences, tels que l’excitation des bobines: la valeur de la fréquence, le nombre de tours, le matériel de fil, le rayon de la bobine ... Afin d'optimiser les expériences, la simulation numérique est nécessaire, et le logiciel COMSOL Multiphysics® FEM est une solution très appropriée. Pendant le processus de simulation, une limite de détection de fissure a été proposée pour une fissure dans un spécimen métallique donné. Les résultats de la simulation et de la limite de détection des fissures sont également vérifiés au moyen d’expériences en laboratoire. L'objectif final de cette thèse est de fournir une image globale de la Thermographie des Courants de Foucault, la limite de détection des fissures et la manière dont la simulation ainsi que les expériences doivent être effectue afin de détecter les fissures dans les échantillons de plaques métalliques. Ces échantillons ont été fournis par L3-MAS et Pratt & Whitney Canada (PWC), les partenaires industriels impliqués dans ce projet quia été financé par le Conseil de recherches en sciences naturelles et en génie du Canada (CRSNG) et le Consortium de recherche et d'innovation en aérospatiale au Québec (CRIAQ).
Eddy Current Thermography (ECT) is a non-contact, non-destructive testing (NDT) method, and nowadays it is used in a wide range of applications. This method combines eddy current and thermographic NDT techniques in order to provide an efficient method for crack detection. In this method, the eddy current is generated into metallic specimens. If the specimen contains cracks, the current flow and temperature propagation inside the metallic specimens would be affected by these cracks. The changes of temperature distribution are captured by an infrared camera. One of the main challenges in this method is that it requires many parameters in the experiments, such as coil excitations: the frequency value, number of turns, material of wire, radius of the coil...In order to optimize the experiments, numerical simulation is necessary, and COMSOL Multiphysics® FEM software is a very suitable solution. During the simulation process, a crack detection limit for a crack in a given metallic specimen has been proposed. The simulation results and crack detection limit are also verified using experiments in the laboratory. The final goal of this thesis is to provide the overall picture of the Eddy Current Thermography, crack detection limit and the manner in which to simulate as well as perform the experiments in order to detect cracks on the metallic plate specimens which were provided by L3-MAS and Pratt & Whitney Canada (P.W.C), the industrial partners involved in this project which was sponsored by the Natural Sciences and Engineering Research Council of Canada (NSERC) and The Consortium for Research and Innovation in Aerospace in Québec (CRIAQ).

Afin d’assurer leur mission, la conception des moteurs spatiaux doit prévenir tous les modes de défaillance en suivant des règles de justification particulières. La tolérance aux dommages consiste à certifier la tenue des composants pendant la durée de la mission en présence d’une potentielle anomalie non détectée, qui est par hypothèse conservative, assimilée à une fissure. Pour éviter l’addition de conservatismes, la présence d’incertitudes, due notamment à l’utilisation de modèles numériques, peut être appréhendée par les approches probabilistes. L’objectif de ce travail est de proposer une méthodologie pour évaluer la fiabilité, définie par la probabilité de défaillance, en tolérance aux dommages des composants de moteurs spatiaux. Le nombre de vols restreint, les faibles probabilités visées ainsi que les modèles, possiblement coûteux, qui fournissent une information mixte respectivement quantitative, ou qualitative, dans le cas de composants sûrs, ou défaillants, limitent l’utilisation des méthodes existantes. Dans un premier temps, ce travail présente une méthode originale de sensibilités fiabilistes pour identifier les variables les plus influentes en dépit de l’indisponibilité du gradient dans la zone de défaillance. Dans un second temps, une méthodologie d’évaluation de la fiabilité qui couple méta-modèles de régression et de classification est proposée pour évaluer les faibles probabilités en limitant le nombre de simulations du modèle de tolérance aux dommages
To succeed their mission, the design of space engines must prevent the whole failure modes following dedicated design rules. The damage tolerance has to ensure the mechanical strength of the component considering the potential presence of a undetected defect which is, in a conservatve way, defined as a crack. To avoid the addition of unknown margins, uncertainties, implied by the use of numerical model, can be treated in the probabilitic framework. The goal of this work is to propose a methodology to assess the reliability (probability of failure), of damage tolernace for space engine components. The small rate of flights, the low targeted probability of failure and the use of models, possibly time consuming, which provide a mixed information respectively quantitative, or qualitaive, for a safe, or failed, component limit the use exting approaches. This work firstly present an orignal method to identify significant variables with a unavailable gradient in the failure region. Then, a reliability assessment methodology is proposed coupling regression and classification to compute low probabilities reducing the number of damage tolerance simulations. Finally, this contribution is applied to academical and damage tolerance test cases to lead to a complex space engine case

Dans un avion, un hélicoptère ou un lanceur actuel, des milliers de capteurs, pour la plupart non critiques sont utilisés pour la mesure de divers paramètres (températures, pressions, positions...) Les résultats sont ensuite acheminés par des fils vers les calculateurs de bord qui les traitent. Ceci implique la mise en place de centaines de kilomètres de câbles (500 km pour un avion de ligne) dont le volume est considérable. Il en résulte une grande complexité de conception et de fabrication, des problèmes de fiabilité, notamment au niveau des connexions, et une masse importante. Par ailleurs l'instrumentation de certaines zones est impossible car leur câblage est difficilement envisageable par manque d'espace. En outre, s'il est souvent intéressant d'installer de nouveaux capteurs pour faire évoluer un aéronef ancien, l'installation des câbles nécessaires implique un démantèlement partiel, problématique et coûteux, de l'appareil. Pour résoudre ces problèmes, une idée innovante a émergé chez les industriels de l'aéronautique : commencer à remplacer les réseaux filaires reliant les capteurs d'un aéronef et leur centre de décision par des réseaux sans fil. Les technologies de communication sans fil sont aujourd'hui largement utilisées dans les marchés de l'électronique de grande consommation. Elles commencent également à être déployées pour des applications industrielles comme l'automobile ou le relevé à distance de compteurs domestiques. Cependant, remplacer des câbles par des ondes représente un défi technologique considérable comme la propagation en milieu confiné, la sécurité, la sureté de fonctionnement, la fiabilité ou la compatibilité électromagnétique. Cette thèse est motivée d'une part par l'avancée non négligeable dans le milieu aérospatial que pourrait être l'établissement d'un réseau sans fil à bord d'aéronefs dans la résolution de problématique classiques comme l'allégement et l'instrumentation. Il en résulterait donc : * Une meilleure connaissance de l'environnement et de la santé de l'aéronef * Un gain sur le poids. * Un gain en flexibilité. * Un gain en malléabilité et en évolutivité. * Un gain sur la complexité. * Un gain sur la fiabilité D'autre part, étant donnée la complexité de la conception de ce réseau de capteur sans fil, il a été nécessaire d'appliquer une méthodologie évolutive et adaptée mais inspirée de l'ingénierie système. Il est envisageable, vu le nombre de sous-systèmes à considérer, que cette méthodologie soit réutilisable pour d'autre cas pratiques. Une étude aussi complète que possible a été réalisée autour de l'existant déjà établi sur le sujet. En effet, on peut en lisant ce mémoire de thèse avoir une idée assez précise de ce qui a été fait. Une liste a été dressée de toutes les technologies sans fil en indiquant leur état de maturité, leurs avantages et leurs inconvénients afin de préciser les choix possibles et les raisons de ces choix. Des projets de capteurs sans fil ont été réalisés, des technologies sans fil performantes et personnalisables ont été développées et arrivent à maturité dans des secteurs variés tels que la domotique, la santé, l'automobile ou même l'aéronautique. Cependant aucun capteur sans fil n'a été véritablement installé en milieu aérospatial car de nombreux verrous technologiques n'ont pas été levés. Fort des expériences passées, et de la maturité qu'ont prise certaines technologies, des conclusions ont été tirées des projets antérieurs afin de tendre vers des solutions plus viables. Une fois identifiés, les verrous technologiques ont été isolés. Une personnalisation de notre solution a été à envisager afin de remédier tant que faire se peut à ces points bloquants avec les moyens mis à disposition. La méthodologie appliquée nous a permis d'identifier un maximum de contraintes, besoins et exigences pour mieux focaliser les efforts d'innovation sur les plus importantes et choisir ainsi les technologies les plus indiquées.