conduite de projet technique aeronautique groupe b …

CONDUITE DE PROJET TECHNIQUE AERONAUTIQUE

GROUPE B

REVUE DE DEFINITION 2 FEVRIER 2008

Auteurs : AMINIAN Romain BENIBGUI Yonni COISNON Marie DEBROUASSE Rémy DECAESTECKER Timothée DEVISSCHER Guillaume MAERE Igor MAIRET Sylvain MARTIN Maxime PELLETIER Julien Boris SAADI Mohamed VIETTO Julien

Projet CPT – Groupe B Revue de définition

Table des matières

I. Présentation des objectifs ............................................................................................ 1

II. Aménagement intérieur ............................................................................................... 2

II.1. Aménagement de la cabine ...................................................................................... 2

II.1.1. Container de référence ................................................................................... 2 II.1.2. Système de fixation des containers ................................................................ 3 II.1.3. Dimension au sol de la cabine........................................................................ 4 II.1.4. Plafonnier et luminaire ................................................................................... 4

II.2. Aménagement du cockpit......................................................................................... 5

II.3. Portes équipages, portes cargo et trappes d'accès .................................................... 6

II.4. Localisation des principaux équipements ................................................................ 8

III. Dimensionnement de la structure ............................................................................... 9

III.1. Rappel des performances et séquence de choix....................................................... 9

III.1.1. Rappel des performances ............................................................................... 9 III.1.2. Séquence de choix........................................................................................ 10

III.2. Les matériaux ......................................................................................................... 12

III.2.1. Introduction sur les matériaux de la structure .............................................. 12 III.2.2. Choix des matériaux pour la voilure ............................................................ 14 III.2.3. Choix des matériaux pour le fuselage .......................................................... 15

III.3. Choix du moteur..................................................................................................... 16

III.4. Dimensionnement de la voilure.............................................................................. 17

III.4.1. Introduction .................................................................................................. 17 III.4.2. Hypothèses de calcul .................................................................................... 17 III.4.3. Caractéristique générale de la voilure .......................................................... 19 III.4.4. Discrétisation................................................................................................ 21 III.4.5. Dimensionnement en flambage général et local .......................................... 25 III.4.6. Détermination des caractéristiques géométriques du caisson de voilure ..... 28 III.4.7. Détermination du volume de la voilure pétrolisable .................................... 28 III.4.8. Devis de masse ............................................................................................. 30 III.4.9. Conclusion.................................................................................................... 30

III.5. Choix des volets utilisés......................................................................................... 31

III.5.1. Volet simple fente ........................................................................................ 31 III.5.2. Volet à fente multiple................................................................................... 31 III.5.3. Volet Fowler................................................................................................. 32 III.5.4. Matrice de décision ...................................................................................... 32

III.6. Dimensionnement de l'empennage et de la dérive .................................................34

III.6.1. Choix du profil de l'empennage et de la dérive............................................ 34 III.6.2. Pré-dimensionnement de l'empennage et de la dérive ................................. 34


III.6.3. Calcul de la masse de l'empennage .............................................................. 36 III.6.4. Devis de masse de l'ensemble empennage / dérive ...................................... 38 III.6.5. Fournisseur de l'empennage et de la dérive.................................................. 38

III.7. Dimensionnement du fuselage ............................................................................... 39

III.7.1. Introduction .................................................................................................. 39 III.7.2. Mise en place du calcul ................................................................................ 39 III.7.3. Epaisseur de revêtement minimal ................................................................ 40 III.7.4. Dimensionnement des cadres et des lisses ................................................... 41 III.7.5. Masse de la structure du fuselage principal ................................................. 42 III.7.6. Masse de la structure des tronçons cockpit et queue.................................... 43 III.7.7. Devis de masse final du fuselage du TAC 25.............................................. 43 III.7.8. Fournisseur du fuselage principal ................................................................ 43

III.8. Dimensionnement de l'habitabilité cargo ............................................................... 44

III.8.1. Dimensionnement des composants nécessaires aux PNT............................ 44 III.8.2. Structure du plancher ................................................................................... 44 III.8.3. Dimensionnement des poutres ..................................................................... 45 III.8.4. Devis de masse des renforts + panneaux de plancher .................................. 46 III.8.5. Equipement du plancher............................................................................... 47 III.8.6. Equipement du plancher............................................................................... 47

III.9. Les trains d'atterrissage .......................................................................................... 48

III.9.1. Dimensionnement des trains d'atterrissage .................................................. 48 III.9.2. Positionnement des trains d'atterrissage....................................................... 48 III.9.3. Choix des pneumatiques............................................................................... 50

III.10. Devis de masse final et performances associées .................................................... 51

III.10.1. Devis de masse final..................................................................................... 51 III.10.2. Performances du TAC 25 suite au dimensionnement .................................. 52

IV. APU.............................................................................................................................. 59

V. Equipements ............................................................................................................... 60

V.1. Avionique............................................................................................................... 60

V.1.1. Rappels ......................................................................................................... 60 V.1.2. Gestion du vol .............................................................................................. 60 V.1.3. Aides au pilotage.......................................................................................... 61 V.1.4. Communications........................................................................................... 62 V.1.5. Système d'aide à la maintenance (ACMS) ................................................... 63 V.1.6. Capteurs........................................................................................................ 64

V.2. Interface homme – machine : agencement du cockpit ........................................... 65

V.2.1. Devant les pilotes ......................................................................................... 65 V.2.2. Commandes situées sur le plafonnier........................................................... 69 V.2.3. Equipements situés sur le bloc central, entre les deux sièges ...................... 74

V.3. Systèmes................................................................................................................. 77

V.3.1. Système d'alimentation en carburant............................................................77 V.3.2. Pressurisation et oxygène ............................................................................. 81


V.3.3. Hydraulique.................................................................................................. 84 V.3.4. Electricité et batteries ................................................................................... 86 V.3.5. Systèmes de sécurité..................................................................................... 87

VI. Centrage et plan de chargement ............................................................................... 91

VI.1. Etude du TAC 25 à vide......................................................................................... 91

VI.2. Etude du TAC 25 à MTOW ................................................................................... 92

VI.3. Etude de cas d'exploitation..................................................................................... 94

VI.3.1. Cas n°1 ......................................................................................................... 94 VI.3.2. Cas n°2 ......................................................................................................... 95 VI.3.3. Cas n°3 ......................................................................................................... 96

VI.4. Consigne de chargement ........................................................................................ 97

VI.5. Conclusion.............................................................................................................. 97

VII. Certification ................................................................................................................ 98

VII.1. Présentation de l'EASA et de la FAA..................................................................... 98

VII.2. Test et essais au sol en vue d'obtenir de la certification......................................... 98

VII.2.1. Essais structuraux......................................................................................... 98 VII.2.2. Essai en vibration ......................................................................................... 99 VII.2.3. Résistance aux impacts............................................................................... 100 VII.2.4. Autres essais au sol .................................................................................... 101

VII.3. Test et essais en vol en vue d'obtenir de la certification ...................................... 101

VII.3.1. Listes des essais en vol............................................................................... 101 VII.3.2. La certification acoustique ......................................................................... 102

VII.4. Conclusion............................................................................................................ 104

VIII. Industrialisation ....................................................................................................... 105

VIII.1. Séquence d'assemblage ........................................................................................ 106

VIII.1.1. Estimation du délai de fabrication du TAC 25........................................... 106 VIII.1.2. Séquence d'assemblage pour différentes cadences mensuelles.................. 109

VIII.2. Processus .............................................................................................................. 112

VIII.2.1. Processus de fabrication du TAC 25..........................................................112 VIII.2.2. Quantification du matériel nécessaire à la fabrication du TAC 25 ............ 116 VIII.2.3. Gestion humaine du site ............................................................................. 118

VIII.3. La gestion des stocks............................................................................................ 119

VIII.3.1. Les stocks encours...................................................................................... 120 VIII.3.2. Les stocks de besoin interne....................................................................... 124 VIII.3.3. Les stocks de produit fini ........................................................................... 125

VIII.4. Site de production................................................................................................. 126

VIII.4.1. Bâtiment A ................................................................................................. 126 VIII.4.2. Bâtiment B.................................................................................................. 128


IX. Marketing et Finance ............................................................................................... 130

IX.1. Introduction .......................................................................................................... 130

IX.2. Le marketing et la communication....................................................................... 130

IX.2.1. Prévision des ventes : planning de commandes et livraisons..................... 130 IX.2.2. Politique de ventes ..................................................................................... 131

IX.3. Financement ......................................................................................................... 133

IX.3.1. Investissement initial.................................................................................. 133 IX.3.2. Alimentation du capital et comptes courants associés ............................... 134

IX.4. Politique de vente ................................................................................................. 135

IX.5. Etude financière.................................................................................................... 136

IX.5.1. Estimation du coût du programme par un modèle de coût......................... 136 IX.5.2. Recettes prévisionnelles ............................................................................. 137 IX.5.3. Charges prévisionnelles.............................................................................. 139 IX.5.4. Compte de résultat...................................................................................... 143 IX.5.5. Le cash flow ............................................................................................... 144 IX.5.6. Plan de trésorerie........................................................................................ 144 IX.5.7. Retour sur investissements ......................................................................... 146

IX.6. Conclusion............................................................................................................ 148

X. Bilan........................................................................................................................... 149

Annexe : plan 3 vue du TAC 25 .......................................................................................... 151


Liste des figures

Figure 1 : Dimension du container de référence ........................................................................ 2

Figure 2 : Système de fixation des containers............................................................................ 3

Figure 3 : Vue en coupe du fuselage avec un container............................................................. 5

Figure 4 : Vue détaillée du cockpit ............................................................................................ 5

Figure 5 : Localisation des portes avant..................................................................................... 6

Figure 6 : Localisation des portes de soutes inférieures............................................................. 6

Figure 7 : Localisation des principaux éléments........................................................................ 8

Figure 8 : Présentation des éléments de fuselage..................................................................... 15

Figure 9 : Moteur PW 2043...................................................................................................... 16

Figure 10 : Répartition de portance elliptique sur l’aile........................................................... 22

Figure 11 : Répartition elliptique de la portance alaire............................................................ 23

Figure 12 : Courbe de moment de flexion................................................................................ 24

Figure 13 : Evolution du flux normal....................................................................................... 25

Figure 14 : Schéma d'un raidisseur .......................................................................................... 26

Figure 15 : Evolution de l'épaisseur équivalente...................................................................... 27

Figure 16 : Tableau estimation de masse des éléments de la voilure....................................... 30

Figure 17 : Schéma du volet simple fente ................................................................................ 31

Figure 18 : Schéma du volet à fente multiple........................................................................... 31

Figure 19 : Schéma du volet Fowler ........................................................................................ 32

Figure 20 : Profils NACA 0009 et 0012 .................................................................................. 34

Figure 21 : Vue 2D d'un demi-empennage .............................................................................. 35

Figure 22 : Vue 2D de la dérive ............................................................................................... 36

Figure 23 : Vue détaillée d'un demi-empennage...................................................................... 36

Figure 24 : Les trois tronçons du fuselage du TAC 25 ............................................................ 40

Figure 25 : Vue 3D d'un tronçon de fuselage principal ........................................................... 42

Figure 26 : Architecture du plancher........................................................................................ 45

Figure 27 : Architecture des poutres de plancher..................................................................... 45

Figure 28 : Equipement du plancher ........................................................................................ 47

Figure 29 : Position des trains d'atterrissage ............................................................................ 49

Figure 30 : Vue générale de l'APS 2000 APU ......................................................................... 59

Figure 31 : Vue générale de l'Allied Signal 131-9B ................................................................ 59

Figure 32 : Installation TCAS Honeywell................................................................................ 62


Figure 33 : Système d’aide à la maintenance SAGEM............................................................ 63

Figure 34 : Tube Pitot Airbus A380......................................................................................... 64

Figure 35 : Exemple de boitier PFD (Honeywell) ................................................................... 65

Figure 36 : Partie supérieure de l’EICAS................................................................................. 66

Figure 37 : Partie inférieure de l’EICAS.................................................................................. 66

Figure 38 : Affichage du FCU.................................................................................................. 67

Figure 39 : Contrôle du pilote automatique/FCU..................................................................... 67

Figure 40 : Badin et altimètre de secours................................................................................. 67

Figure 41 : Horizon artificiel et compas/VOR......................................................................... 67

Figure 42 : Chronomètre et indications de sécurité.................................................................. 68

Figure 43 : Overhead de l’Airbus A 320.................................................................................. 69

Figure 44 : Interface FMS ........................................................................................................ 75

Figure 45 : Disposition du circuit carburant de l'A320 ............................................................ 78

Figure 46 : Exemple de robinet coupe feu ............................................................................... 78

Figure 47 : Variation de la pression avec l’altitude ................................................................. 81

Figure 48 : Système de prélèvement d’air chaud sur moteur (échangeur thermique).............. 82

Figure 49 : Système de climatisation (liebherr). ...................................................................... 82

Figure 50 : Schéma simplifié de l’anti-icing d’un B757.......................................................... 83

Figure 51 : Panneau de commande – plafonnier. ..................................................................... 83

Figure 52 : Système hydraulique des Boeing 737 NG. ............................................................ 84

Figure 53 : RAT sortant d’un Boeing 737 à l’atterrissage ....................................................... 85

Figure 54 : RAT de Boeing 757 ............................................................................................... 85

Figure 55 : Schéma du prélèvement de pression sur chaque moteur. ......................................86

Figure 56 : Toboggan déployé ................................................................................................. 87

Figure 57 : Toboggan installé en bas d’une porte .................................................................... 88

Figure 58 : Déclencheur manuel de gonflage........................................................................... 88

Figure 59 : Plan d’un détecteur de fumée ................................................................................ 89

Figure 60 : Infrastructure pour les essais structuraux .............................................................. 99

Figure 61 : Origine du bruit des moteurs ............................................................................... 103

Figure 62 : Origine du bruit aérodynamique.......................................................................... 103

Figure 63 : Estimation du délai de fabrication du TAC 25 .................................................... 108

Figure 64 : Séquence d'assemblage pour une cadence de 1,5 avions/mois............................ 109

Figure 65 : Séquence d'assemblage pour une cadence de 2 avions/mois............................... 110

Figure 66 : Séquence d'assemblage pour une cadence de 2,7 avions/mois............................ 111


Figure 67 : Processus d'assemblage du TAC 25 .................................................................... 114

Figure 68 : Quantification du matériel nécessaire à la fabrication......................................... 117

Figure 69 : Quantification du personnel nécessaire ............................................................... 118

Figure 70 : Bâtiment A (rez-de-chaussée).............................................................................. 127

Figure 71 : Bâtiment A (premier étage) ................................................................................. 128

Figure 72 : Bâtiment B ........................................................................................................... 129

Figure 73 : Tableau récapitulatif des investisseurs................................................................ 134

Figure 75 : Tableau de répartition des commandes par quantité commandée ...................... 135

Figure 76 : Evolution du prix de vente par nombre d'avions commandés ............................. 135

Figure 77 : Evolution du prix de vente avec l'inflation.......................................................... 138

Figure 78 : Evolution du nombre d'employés durant le projet............................................... 140

Figure 79 : Evolution du plan de trésorerie au début du programme.....................................146


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I. Présentation des objectifs Lors de la revue d’architecture, nous nous sommes intéressés à l’architecture générale du TAC 25. Nous avons retenu des choix d’architecture externe. Elle se résume à :

� une voilure basse � des moteurs sous voilure � un empennage en croix � le train d'atterrissage implanté sous voilure � un fuselage cylindrique.

Nous nous étions aussi penchés sur l’aménagement intérieur et l’avionique. Concernant la partie industrialisation, nous avions justifié et validé notre étude Make or Buy et surtout notre site d’implantation. Enfin, l'étude financière avait, quant à elle, confirmé les coûts de fabrication et établis une répartition du budget en fonction des différents départements de la Transport Aircraft Company. Connaissant les grands axes de développement du TAC 25, il faut maintenant affiner l’étude aussi bien au niveau technique, qu’industriel et financier. L’objectif de cette revue est de présenter de façon détaillé et quasi définitive l’ensemble des choix techniques et stratégiques de la Transport Aircraft Company. Ces choix doivent être conformes aux spécifications du TAC-25 énoncé lors des précédentes revues. Dans un premier temps, nous affinerons l’étude de l’aménagement intérieur à travers l’aménagement du cockpit, l’aménagement de la cabine et les différentes portes et trappes d’accès. La Transport Aircraft Company est une entreprise spécialisée dans l’assemblage. La fabrication des pièces étant sous-traitée, nous devons être apte à établir une ébauche assez précise de cahier des charges que l’on pourra fournir par la suite à nos partenaires. Nous allons donc réaliser le dimensionnement des différents éléments constituants le TAC 25. L’étude industrielle permettra quant à elle de prévoir les différents moyens humains et matériels nécessaire en fonction des cadences de production. Enfin, l’étude financière permettra de maîtriser les coûts sur la durée du programme. Ce point est indispensable pour assurer la bonne rentabilité et la bonne santé de l’entreprise.


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II. Aménagement intérieur

Le TAC 25 est un avion cargo. Il a donc été imaginé, construit et dimensionné autour de sa fonction principale : transporter 25 tonnes de fret. Afin que le TAC 25 intéresse les clients potentiels (compagnies aériennes faisant du transport de fret), nous nous sommes renseignés auprès de ces derniers pour proposer la meilleure solution possible au niveau de l'aménagement de la cabine. Nous leurs avons demandés quels sont les besoins dans un cockpit pour un avion cargo moyen courrier ainsi que les différents accès au sein du fuselage (trappe, porte, …).

II.1. Aménagement de la cabine II.1.1. Container de référence

Les compagnies veulent, dans un souci de praticité et rapidité de chargement, que la totalité de la charge marchande puisse être entreposée sur le pont principal de la cabine. Dans ce même souci et afin de faciliter la réalisation du plan de chargement, elles utilisent, le plus possible, un seul type de container par type d'avion. Les containers étant normalisé, nous n'allons pas créer un nouveau container mais nous assurer qu'au moins un container possédé par chacun de nos clients potentiels puisse être utilisé dans le TAC 25. Après l'étude des containers des principales compagnies de transport de fret (UPS, FedEx, TNT, DHL) et en fonction des dimensions du fuselage du TAC 25, nous avons opté de réaliser le dimensionnement de la soute pour un container LD9 :

Figure 1 : Dimension du container de référence

Volume interne Tare Poids Poids Limite Longueur Largeur Hauteur

12 m3 220 kg 4620 kg 3170 mm 2230 mm 2020 mm


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Le volume maximal du container est généralement atteint plus rapidement que la masse maximale. C'est pourquoi, pour déterminer le nombre de container nécessaire, nous supposerons que les containers sont, en moyenne, chargés à 55% de leur masse maximale. Soit 2500 kg par container. Le pont principal du TAC 25 doit pouvoir accueillir 10 de ces containers.

II.1.2. Système de fixation des containers Les containers sont fixés pour éviter tous mouvements lors des différentes manœuvres de l'avion en vol et au sol. Ces fixations sont appelés lock et se situe entre les containers sur le plancher :

Figure 2 : Système de fixation des containers

Ces fixations se positionnent de part et d'autre d'un container. Elles permettent de bloquer les containers et d'assurer que les containers ne rentrent pas en collision. La fixation est assurée par la lock et un rail situé sur le plancher. La longueur d'une lock est de 30 cm.


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II.1.3. Dimension au sol de la cabine Nous allons déterminer les mesures du plancher du TAC 25 afin qu'il puisse recevoir les 10 containers. Pour déterminer la longueur minimale nécessaire, nous utilisons les dimensions au sol du container, soit : L = 3,17m et l = 2,23m. Comme le plancher est large de 3,50m, nous disposons le container de façon à ce que la longueur du container soit dans la largeur du plancher. Mais le dernier container sera dans l'autre sens. Alors la longueur minimale du plancher est donnée par 9 fois 2,23m plus 1 fois 3,17 soit 23,24m. Avec 10 containers, nous avons 9 espaces inter-container soit 2,7m de longueur de plancher nécessaire en plus des 23,24m déterminés précédemment. Il faut tenir compte aussi de l'espace nécessaire entre la paroi (séparant le cockpit et la soute ainsi que la soute et la queue) et les containers, soit environ 0,2m. En récapitulant ce qui vient d'être dit, nous avons :

Longueur (m) Nombre Longueur totale (m) Container 2,23 9 20,07 Container 3,17 1 3,17 Lock 0,3 9 2,7 Container - paroi 0,2 2 0,4 Plancher 26,34

Les dimensions du plancher sont donc : L = 26,5m et l = 3,5m. Le fuselage de l'avion est découpé en trois parties : le cockpit, la cabine et la queue. Le plancher du TAC 25 parcourt intégralement la zone cabine et continue dans la queue. La queue représente presque un quart de la longueur totale du TAC 25. Pour que l'avion soit le plus rentable possible, il faut qu'il est le moins d'espace vide. C'est pourquoi nous avons décidé de prolonger le plancher dans la queue du TAC 25.

Les 26,5m du plancher sont répartis comme suit : 21,5m dans la cabine et 5m dans la queue.

II.1.4. Plafonnier et luminaire Un avion cargo n'étant pas pourvu de hublots, il est indispensable qu'il y ait un éclairage dans la soute principale afin de pouvoir réaliser le chargement et/ou déchargement ainsi que de fixer les containers sans problème de visibilité. La hauteur entre le plancher et le haut du fuselage est de 2,50m et la hauteur du container utilisé est de 2,02m. Il est possible de mettre un plafonnier de 10-15 cm de hauteur sans que cela n'entrave le déplacement, le chargement et le déchargement des containers. Ce plafonnier sera disposé sur toute la longueur du pont supérieur. Sur cette vue de la section du fuselage, nous pouvons voir la position du plafonnier :


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Figure 3 : Vue en coupe du fuselage avec un container

II.2. Aménagement du cockpit Les compagnies aériennes contactées pour avoir des informations sur l'aménagement de la cabine nous ont aussi renseignés sur le cockpit. Un avion cargo doit pouvoir emporter, en plus des deux PNT, deux autres personnes (convoyage). De par ce fait, le cockpit du TAC 25 sera doté de deux strapontins. Avec la distance franchissable et donc la durée maximale de vol, la zone cockpit comprendra aussi des toilettes et un bar. La zone de pilotage, quant à elle, rassemblera les fonctionnalités de base avec un confort minimal pour les PNT. L'interface homme-machine (IHM) est détaillée dans le chapitre V.2.

Figure 4 : Vue détaillée du cockpit


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II.3. Portes équipages, portes cargo et trappes d'accès

Les différentes portes d'accès à l'avion sont :

Figure 5 : Localisation des portes avant

Figure 6 : Localisation des portes de soutes inférieures

• Porte d’accès cockpit

L’avant de l’appareil est tout d’abord munie d’une porte d’accès pour le personnel de bord. Cette porte se situe à 4,9m de la pointe avant du TAC 25.

• Porte cargo principale La porte de cargo principal permet le chargement et le déchargement des conteneurs du plancher haut. Elle se doit d’être suffisamment large et haute pour accueillir le plus grand nombre de type de container différent mais aussi d’éviter les collisions entre le container et les bordures de cadre de la porte. Cette porte se situe à 8,23m de la pointe avant de l’avion.

• Porte cockpit La porte permet de séparer la zone de pilotage du reste du cockpit.

Porte d’accès cockpit Porte cargo principale

Porte cargo inférieure arrière

Porte cargo inférieure avant


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• Trappe d'accès train

La trappe permet l'accès au train d'atterrissage avant pour que le PNT puisse l'abaisser manuellement en cas de problème.

• Portes de soute Ces petites portes-cargo permettent le chargement et le déchargement de la soute cargo inférieure. Il est nécessaire d’en disposer deux car la soute inférieure est coupée en son milieu par le caisson de voilure ce qui interdit l’accès dur toute la longueur du fuselage. Elles ont été disposées de l’autre coté de la porte-cargo principale afin de pouvoir charger et décharger les deux soutes en même temps. La porte avant se situe à 9,7m de nez et la porte arrière à 27,3m du nez.

• Porte d'accès cabine La porte d'accès cabine permet aux PNT d'accéder à la cabine depuis le cockpit lorsque celle-ci n'est pas condamnée par un container chargé.

Hauteur (m) Largeur (m) Fournisseur Porte cargo principale 2,25 3,5 Vought Aircraft Industries Porte d'accès cockpit 1,8 0,8 Vought Aircraft Industries Porte cockpit 1,8 0,8 Vought Aircraft Industries Trappe d'accès train 0,8 0,8 Vought Aircraft Industries Portes de soute 1 1,4 Vought Aircraft Industries Porte d'accès cabine 1,8 0,8 Vought Aircraft Industries

Remarque : Vought Aircraft Industries est le plus gros fournisseur de porte avion de Boeing. Il fabrique notamment toutes les portes-cargo des Boeing 747 Cargo et possède donc une grande expérience dans ce secteur. Plusieurs trappes sont disposées sur le fuselage permettant un accès rapide à certains équipements (comme l'APU) et facilitant ainsi leurs maintenances.


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II.4. Localisation des principaux équipements Le TAC 25 est un avion cargo, il doit par conséquent pouvoir transporter du fret. Cependant cela reste avant tout un avion avec tous les équipements nécessaires au bon fonctionnement de l'appareil. Nous allons, au travers d'une vue latérale du TAC 25 réalisé sous Catia, montrer la localisation des équipements suivants :

• APU • Avionique • Empennage • Dérive • Fond de pressurisation • Caisson de voilure • Cockpit

• Moteur • Soute inférieure • Pont principal • Train avant • Trains principaux • Radôme

Figure 7 : Localisation des principaux éléments

L'avion n'apporte pas d'innovation sur l'emplacement des équipements. En effet, ceux choisis sont similaires aux autres avions existants. Pour ce qui est de l'avionique, nous avions le choix au niveau du pont inférieur. Le placement choisi de l'avionique est rendu nécessaire par les aspects opérationnels suivants :

• Accès aisé grâce à une trappe située au niveau du pont supérieur, permettant d’accéder directement aux LRU.

• Nécessité d’équilibrer l’appareil vers l’avant afin de répondre aux problèmes de centrage.

• Faible distance de câblage jusqu’au cockpit. • Possibilité de faire transiter les câbles partant vers l’arrière sur la paroi de la soute

intérieure, afin d’éviter des problèmes d’accroche, de coupure.


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III. Dimensionnement de la structure

Dans cette partie, nous allons réaliser le dimensionnement de la structure. Pour ce faire, nous allons faire un rappel des performances à tenir. A l'aide d'une séquence de choix, nous pourrons faire le dimensionnement des éléments de la structure après avoir fait un rappel sur les matériaux que nous utiliserons. Tous ces sous-systèmes de la structure vont être dimensionnés dans le respect des hypothèses établies lors de la revue d’architecture puis affinées par la suite. Ces dimensionnements doivent garantirent la conservation des performances du TAC25, tant en performance aérodynamiques qu’en performances de masse.

III.1. Rappel des performances et séquence de choix III.1.1. Rappel des performances

A cette étape du projet, notre appareil a les caractéristiques suivantes :

Données Valeur Unité MTOW 87 T EOW 44 T Masse maximale Carburant 18 T Charge utile maximale 25 T Sréf 125 m²

Par rapport au devis initial, la quantité de carburant emportée avait du être augmentée de 20% : en effet, la gamme de poussée choisie pour atteindre l’objectif de décollage court nous a imposé une consommation plus élevée que d’autres appareils de la même classe, et il a été nécessaire d’augmenter la quantité de carburant emportée. Par ailleurs, nous avions considéré qu’avec une masse en pleine charge de 87 tonnes, la masse à vide pouvait rester à 44 tonnes, ce qui respectait le critère de plus de 50% de la MTOW. Nous avions également déterminé que notre motorisation devrait fournir entre 380 et 400kN, ce qui permettait d’estimer une consommation variant entre 0.307 et 0.563 lb/h.lbf Voici les performances qui avaient été estimées lors de la revue d’architecture :

Vitesse de décollage V2 83.5m/s (162kt) Longueur de piste équilibrée 1400m Distance franchissable à MMO et pleine charge 2546NM Réserve de hauteur totale au plafond, à vitesse maximale 6m/s Atterrissage sans reverses 1138m

Lors de la revue d’architecture, notre appareil répondait pleinement aux exigences de performances


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III.1.2. Séquence de choix Afin de pouvoir réaliser le dimensionnement des différents éléments du TAC-25, nous avons établi une suite logique des différentes étapes à réaliser. L’intérêt de ce « mode d’emploi » est d’avoir une vision globale de la définition de l’aéronef. Des boucles de calcul sont réalisées après le dimensionnement de chaque élément de l’avion afin de :

• vérifier la tenue des spécifications • s'assurer que le choix effectué à chaque étape ne vient pas détériorer une ou plusieurs

performances. Boucle réalisée après chaque dimensionnement d'un élément de l'avion :

Actualisation des paramètres

Vérif tenue perfo

Mise à jour des données

Dimensionnement n+1

Dimensionnement n

Si perfo pas tenue : re-bouclage sur le dernier dimensionnement effectué

Si écart trop important ou si perfo pas tenue une 2ème fois : re-bouclage sur l'estimation des paramètres

Si perfo tenue : Dimensionnement suivant

Boucle


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Une fois que tous les éléments sont dimensionnés et que les performances sont tenues à ce stade du projet, nous pouvons réaliser le centrage de l’appareil. Le centrage de l’avion est un point critique dans la phase de définition puisqu’il nous faut pouvoir positionner les éléments de manière optimale afin d’obtenir un centre de gravité de l’avion acceptable en toute phase d’exploitation (avec plus ou moins de carburant et plus ou moins chargé).

Estimation Paramètres

Calcul Performances

Données de l'avion

Choix moteur

Existant

Boucle

Dimensionnement voilure

Dimensionnement empennage et dérive

Dimensionnement plancher

Boucle

Boucle

Contraintes exploitation

Boucle

Dimensionnement fuselage

Données définitives de l'avion

Dimensionnement atterrisseurs

Boucle

Entrée

Centrage + Positionnement des éléments


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III.2. Les matériaux III.2.1. Introduction sur les matériaux de la structure

Le choix d'un matériau pour une application aéronautique relève de plusieurs critères qu'il faut étudier de façon à optimiser les propriétés mécaniques, les coûts et la faisabilité. Cependant on ne doit pas perdre de vue que la question du choix d'un matériau n'est pas forcément de trancher entre tel ou tel matériau mais de penser à envisager ces différents matériaux et d'en optimiser l'usage. Les critères de choix de matériaux peuvent se diviser en trois catégories :

• Les critères techniques • Les critères technologiques • Les critères commerciaux

Les critères techniques Ce sont les propriétés qui servent au dimensionnement, typiquement les propriétés de résistance mécanique en fonction du temps, de la température et de l'environnement. Mais il ne faut pas oublier dans cette série les comportements en ambiances extrêmes ou particulières, tels que la tenue à la foudre, au feu ou aux chocs. Il est donc nécessaire de prendre en compte les critères suivants :

• Le module d'Young, • La densité, • La tenue au fluage, • La résistance à la fatigue, • La ténacité,

• La corrosion, • Le vieillissement, • La tenue à la foudre, • La tenue au feu.

Les critères technologiques Ce sont les caractéristiques de mise en œuvre qui sont à examiner en fonction des moyens industriels dont on dispose. Elles influent sur la facilité et la fiabilité de réalisations. Il est donc nécessaire de prendre en compte les critères suivants :

• L'assemblage, • La soudabilité, • L'usinabilité,

• La possibilité d'automatisation, • Les traitements thermiques, • Le stockage.

Les critères commerciaux C'est la maîtrise des approvisionnements, la disponibilité des sources, l'état de la concurrence, l'évolution prévisible des prix. Mais les coûts associés à la validation de nouvelles sources deviennent très importants. Il est donc nécessaire de prendre en compte les critères suivants :

• Le prix, • Les sources d'approvisionnement, • La disponibilité.

Nous allons nous intéresser principalement au prix du kilogramme de matériaux en vol qui correspond au produit du prix au kilogramme par le rapport " buy to fly ". Le rapport " buy to fly " est le rapport entre la matière première achetée et la matière première utilisée en vol.


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L'exemple suivant compare les alliages d'aluminium aux composites carbone/résine et illustre le fait que le prix de la matière première ne prédomine pas forcément sur le prix par kg en vol: le rapport de prix initialement de 10 à 17 se réduit aux environs de 3,5 à 5,5.

Matériau Prix au kg approvisionné Rapport "buy to fly" Prix par kg en vol Alliage d'aluminium 7,5 à 12 € 4 30 à 50 € Composite carbone / résine

130 € 1,3 165 €

Il sera donc nécessaire de tenir compte de tous ces critères en en privilégiant certains par rapport aux autres suivant les cas. Voici la matrice de critère qui permet le choix des matériaux de la structure :

Critères Aluminium série 2000

Aluminium série 7000

Composite carbone / résine

Critères techniques Coef Note Point Note Point Note Point Masse 7 8 56 8 56 10 70 Corrosion 5 7 35 7 35 9 45 Tenue en température 5 6 30 6 30 1 5 Résistance à la fatigue 6 7 42 7 42 9 54 Tenue en traction 7 8 56 6 42 8 56 Tenue en compression 7 6 42 8 56 3 21 Résistance au choc 6 7 42 7 42 2 12 Tenue à la foudre 7 8 56 8 56 6 42 Tenue au feu 6 8 48 8 48 4 24

Critères technologiques Coef Note Point Note Point Note Point

Assemblage 5 7 35 7 35 7 35 Soudabilité 4 8 32 8 32 1 4 Collage 4 1 4 1 4 8 32 Usinabilité 6 8 48 8 48 5 30 Traitement thermique 5 6 30 6 30 1 5 Maintenabilité 7 6 42 6 42 3 21 Stockage 3 7 21 7 21 3 9 Critères Economique Coef Note Point Note Point Note Point

Prix 9 8 72 7 63 2 18 Sources d'approvisionnement

6 8 48 8 48 7 42

Disponibilité 6 7 42 7 42 7 42

TOTAL 781 772 567

Les deux matériaux qui seront privilégiés seront les deux alliages d’aluminium car ils possèdent les qualités les plus complètes notamment pour les critères techniques. Remarque : le critère de masse est moins important pour TAC que le critère de coût de matériaux. En effet, on accepte que les performances soient quelque peu « dégradées » pour un prix défiant toute concurrence.


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Bilan général des matériaux utilisés pour la structure avion du TAC25 :

Composant structure Matériau Intrados voilure Alu série 2000 Extrados voilure Alu série 7000 Surfaces mobiles Composite carbone / résine Fuselage Alu série 2000 Intrados empennage Alu série 2000 Extrados empennage Alu série 7000 Dérive Alu série 2000 Poutres plancher Alu série 2001 Panneaux plancher Composite nid d’abeille Trappes de train Composite carbone / résine

Remarque : les surfaces mobiles seront réalisées en composite carbone / résine car elles ne reprennent que des efforts bien répartis, ne sont pas soumises à de fortes températures, ne risquent pas de recevoir de chocs. Les panneaux de plancher seront réalisés en composite nid d’abeille car la masse la également sera bien répartie. Cependant ces panneaux posséderont une limite de charge au mètre carré qu’il faudra bien respecter.

III.2.2. Choix des matériaux pour la voilure Les ailes supportent les forces qui permettent de maintenir l'avion en vol. Sous leurs effets, les ailes ont tendance à se courber vers le haut. Ainsi, l'extrados (partie supérieure de l'aile) est chargé en compression, tandis que l'intrados (partie inférieure) est chargé en traction. Les alliages utilisé sont durs à durcissement structural et sont les suivant :

• Pour l'extrados un alliage d'aluminium de la série 7000 pour ses bonnes aptitudes en compression et en stabilité. Composition typique (pourcentage en masse) : Al + 4Cu + Mg, Si, Mn.

• Pour l'intrados un alliage d'aluminium de la série 2000 car plus tolérant à la fatigue et aux dommages. Composition typique (pourcentage en masse) : Al + 6Zn + Mg, (Cu, Mn en plus faible pourcentage).

Ces deux alliages ont fait leurs preuves depuis de nombreuses années en présentant de bonnes caractéristiques et les fournisseurs les maîtrisent parfaitement. Caractéristiques mécaniques de la série 2000 et 7000 :

Aluminium série 2000 Aluminium série 7000 Masse volumique (g/cm3) 2,8 2,8 Module d'Young (MPa) 71000 71000 Limite d'élasticité (MPa) 200-500 500-670 Résistance à la traction (MPa) 300-600 500-670 Ductilité 0,1-0,25 0,1-0,17 Ténacité (MPa/m1/2) 13-50 20-70 Température de fusion (°K) 860 890 Conductivité thermique (W.m-1.K-1) 180 150 Coefficient de dilatation thermique (MK-1) 24 24


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Les bords d'attaque, les bords de fuite et les volets des ailes, sont en matériaux composites. En effet, les efforts qu’ils ont à reprendre sont seulement les efforts dus à la portance. De plus, ces efforts seront toujours dans la même direction ce qui facilite l’emploie de composite. Nous pouvons donc en profiter pour alléger la masse de la voilure en faisant intervenir des matériaux composites. Les qualités technologiques des alliages d’aluminium, pour notre cas, sont supérieures à celles des composites carbone / résine car nous accordons beaucoup d’importance à la facilité d’usinabilité qui est assez complexe pour les composite. En effet cela nécessite un lourd et minutieux outillage pour le fournisseur ce qui se répercute sur les coûts d’achat.

III.2.3. Choix des matériaux pour le fuselage

Figure 8 : Présentation des éléments de fuselage

Le fuselage d'un avion est soumis au cours du vol à de multiples et nombreux efforts : • Efforts de flexion (verticale et horizontale), • Efforts de torsion, • Efforts de résistance à la pressurisation, • Efforts localisés (impact à l'atterrissage).

La structure est constituée de cadres soit usinés appelés cadres forts soit de cadres pliés ou cadres tollés reliés par des lisses et des pièces de renforts notamment dans les zones ou les efforts sont importants comme par exemple l'accrochage du train atterrissage. Sur le fuselage, l'alliage série 2000 (aluminium-cuivre) a fait ses preuves depuis de nombreuses années en présentant une bonne tolérance aux dommages. Surtout, c’est un alliage que les constructeurs maîtrisent parfaitement et qui donnera satisfaction. Le coût de cet alliage est très abordable et cela participe donc à la réduction des coûts. En effet, la nouvelle génération d’avion profite de l’apport des matériaux composites pour le fuselage (ex du Glare pour l’A380) mais cela entraîne une augmentation des coûts de structure chose que l’on ne peut pas se permettre si l’on veut tenir un prix d’achat abordable.


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III.3. Choix du moteur Lors de la revue précédente, nous avions sélectionné plusieurs moteurs. Pour cette revue, nous avons choisis le moteur du TAC 25. Le choix se portera donc sur le Pratt & Whitney PW2043 :

Figure 9 : Moteur PW 2043

Performances moteur du PW2043 :

Poussée maximale 195 kN Année de certification 1995 Consommation spécifique en croisière 0,563 lb/h.lb Consommation horaire sur B757-300 6,8 t/h Masse moteur 3,3 t Diamètre moteur 2,7 m Longueur moteur 3,6 m

Son avantage est d’être un moteur récent (certifié en 1995) et d’avoir une consommation équivalente au CFM 56-5 qui équipent la plupart des moyens courriers. Son seul désavantage est de posséder un diamètre de soufflante non négligeable (2,7m) ce qui nous obligera à avoir une longueur de train d’atterrissage conséquente et donc des trains plus lourd.


___________________________________________________________________________ - 17 -

III.4. Dimensionnement de la voilure III.4.1. Introduction

Cette étude a pour but de fournir aux sous-traitants potentiels de la voilure, un cahier des charges réunissant tous les composants souhaités pour la bonne tenue en vol du TAC 25. L’objectif est le dimensionnement de la voilure du TAC 25 "EcoCargo"; c’est à dire qu’il va nous falloir déterminer la masse optimale de la voilure tout en dimensionnant ses principales structures (caisson, longerons, nervures…). Nous tiendrons compte du flambage de l’aile pour le dimensionnement et nous ferons une étude de sensibilité pour optimiser la masse de la voilure. Pour réaliser ces calculs, nous allons devoir discrétiser la voilure en tenant compte de la géométrie (cassure, point d’attache moteur …). Les calculs vont se dérouler en plusieurs étapes. Dans un premier temps, nous allons déterminer l’épaisseur de revêtement nécessaire à la tenue du moment de flexion. Ensuite la prise en compte du flambage nous conduira à déterminer un nombre de raidisseurs ainsi qu’une géométrie générale optimale.

III.4.2. Hypothèses de calcul Phénomènes non pris en compte dans le calcul :

• Cas de ressource de l’avion • Coups de bélier liés au roulis du pétrole dans le réservoir • Cisaillement de l’aile • Le moment de flexion dû aux vibrations en fonctionnement des moteurs • Le moment de flexion dû à la position longitudinale des moteurs • Le moment de torsion généré par la poussée des moteurs • Poids du carburant qui contrecarre la portance

Hypothèses de calcul

• Cas dimensionnant : Rafale de Pratt (rafale verticale de 15m/s à une altitude de 20000ft) comme définie dans la réglementation (FAR25)

• Calcul à charge extrême avec l’avion chargé à la masse maxi au décollage de l’avion • Présence du moteur au niveau de la cassure qui contrecarre les effets de la portance • Dimensionnement réalisé à une MTOW déjà définie à 87 tonnes • Une surface de référence déjà définie à 125 m² par les performances • Une flèche de 25° définie par les performances • Un profil d’aile NACA 23012 définie par l’aérodynamique et donc des épaisseurs de

caisson à respecter • Un volume suffisant pour contenir les 18 tonnes de fuel défini par les performances • Voilure « tout aluminium » après étude comparative des matériaux • Tenue en flambage général et local • Dissymétrie entre l’extrados et l’intrados qui travaillent différemment


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Ensemble des efforts présents dans la voilure :

• Moment de flexion dû au placement longitudinal du moteur

Ce moment implique du cisaillement au sein de la structure qui va être repris par les longerons, les raidisseurs et les nervures. Ce moment est prédominant lorsque l’avion est en phase statique au sol. Il faut donc prévoir des renforts pour contrer celui-ci.

• Moments de flexion en transversale

La somme des moments dû au poids du moteur et au poids du kérosène présent dans l’aile est un moment de sens inverse du moment de flexion. Le poids du moteur et du kérosène diminue donc le moment résultant à l’emplanture ce qui réduit les efforts à transmettre. Cependant, pour être le plus dimensionnant possible, il va nous falloir négliger la présence de ces deux phénomènes. Notre masse de caisson reprenant les efforts sera légèrement plus lourde ce qui nous permettra de faire face à des phénomènes non déterminés.

Poids du moteur

Moment de flexion dû au moteur

Poids du moteur

Portance de l’aile

Moment de flexion dû au moteur et au

kérosène

Moment portance

Poids du kérosène


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• Coups de bélier liés au roulis du kérosène dans les réservoirs de l’aile :

Les différentes manœuvres de l’avion en vol introduisent des mouvements du kérosène dans les réservoirs et ceci est à prendre en compte. En effet, les réservoirs de chaque aile peuvent contenir jusqu’à 9 tonnes de fuel. Cette forte masse implique une forte inertie ce qui se traduit par des impacts sur les parois des réservoirs (coups de bélier). Ces impacts nécessitent un renforcement des composants structuraux du caisson de l’aile (longerons, nervures). Principales caractéristiques de masse du TAC25 "EcoCargo" :

Données masses TAC 25

MTOW (kg) 89 350 Masse max atterrissage (kg) 75 800 Masse à vide (kg) 46 200

III.4.3. Caractéristique générale de la voilure Caractéristiques de l’aile du TAC25 "EcoCargo" :

Surface référence (m²) 125 Surface aile (m²) 62,8 Envergure voilure (m) 35,05 Corde emplanture (m) 6,9 Corde saumon (m) 1,725 Longueur avant cassure (m) 4,025 Longueur totale demi voilure (m) 15,525 Flèche à 25% φ25 (°) 25 CMA (m) 4,396 YCMA (m) 6,21 Position du moteur par rapport à l’emplanture (m) 4,025 Epaisseur relative emplanture 0,12

Coups de bélier dû au kérosène


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Vue schématique 2D de l’aile du TAC 25 réalisée sous Catia :

Données matériaux et masses composants voilure : A noter que le matériau utilisé pour la réalisation de la voilure est un aluminium série 2000, l’alliage d’aluminium le plus utilisé dans la construction aéronautique et représentant le meilleur rapport qualités mécaniques/prix.

Données matériaux et masses

Contrainte admissible alu (hbar) 40 Densité aluminium série 2000 (kg/m3) 2,8 Module d'Young aluminium série 2000 (MPa) 73000 Epaisseur minimum technologique (mm) 2 Masse surfacique nervures et longerons (kg/m2) 5 Masse surfacique bord d'attaque (kg/m²) 15 Masse surfacique bord de fuite (kg/m²) 20 Masse surfacique des nervures et longerons (kg/m²) 5 Masse unitaire ferrure introduction de faible effort (kg) 0,5 Masse unitaire ferrure introduction d'effort important (kg) 2 Masse unitaire équipement (kg) 2 Masses uniformément réparties (kg) 0,02


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Remarque : le minimum technologique (fixé à 2mm) représente le minimum d’épaisseur des taules d’aluminium nécessaires à la fabrication de la voilure. Ce minimum est valable aussi bien pour les épaisseurs de revêtement, que les caractéristiques géométriques des raidisseurs et des nervures du caisson de voilure.

III.4.4. Discrétisation III.4.4.1 Calcul du facteur de charge extrême et de la charge aéro

Le facteur de charge extrême est nécessaire pour déterminer le cas le plus contraignant auquel sera soumise la voilure. Pour le déterminer, il s’agit de faire appel à la réglementation (FAR25) qui détail le cas de vol le plus contraignant pour une voilure d’un avion civil. Il s’agit de la rafale de Pratt : une rafale verticale de 15,25 m/s² se produisant à une altitude de 20000 ft. Le facteur de charge de Pratt sera alors majoré de 50% (coefficient de sécurité de 1,5) pour obtenir le facteur de charge extrême.

Formule de Pratt : UK

S

gm

CVn

ref

Zeq ...

..

21 0

+= αρ

Avec :

• n : facteur de charge dû à la rafale de Pratt

• 0

.ρρ

avioneq VV = : vitesse équivalente de l’avion (m/s)

• g : l’accélération de la pesanteur (m/s²)

• µ : coefficient de masse αρ

µzCCS

m

....2=

• K : coefficient de Pratt µµ

+=

3.5.88.0

K

• U : vitesse de la rafale verticale (m/s²) Calcul du facteur de charge extrême : nnext .5,1=

Données avion et environnement : S = 125 m² ; Altitude de croisière z = 20000ft ; M = 0.82 MTOW = 89,35 tonnes ; T = -21 °C en isa à z = 20000ft

CMA = 4,396m ; ρ = 0.653 3. −mkg ;

0ρ =1,225 3. −mkg ;

λ = 9,8


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Nous obtenons les paramètres suivants :

MTOW (kg) 89350 gravité (kg.m.s-2) 9,81 MMO 0,82 Gamma 1,4 R 287,4 T°K croisière 257,35 Vavion (m/s) 263,87 Rho 0 (kg/m3) 1,225 Rho croisière (kg/m3) 0,653 Veq (m/s) 192,65 Lambda 9,8 tg(phi25) 0,466 Czalpha 6,477 mhu 76,89 K 0,823 Charge alaire (N.m-2) 7012,2 U JAR25 (m/s) 15,25

facteur de charge n 2,37 facteur de charge extrême 3,553

Calcul de la charge aérodynamique :

ref

ext

S

MTOWnCh

.= en T/m²

A.N : 51,2125

87.604,3 ==Ch T/m²

III.4.4.2 Portance de la voilure Nous considérons que la répartition de la portance sur l’aile est elliptique avec un maximum à l’emplanture.

Figure 10 : Répartition de portance elliptique sur l’aile


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A partir de l’équation générale d’une ellipse : 1²

²

²

² =+b

y

a

x

Nous obtenons l’équation de la portance (en T/m²) en fonction de l’abscisse x sur l’aile :

p(x) = y = ²

²1

a

xb − avec a : longueur de l’aile = 15,525 m

b : valeur maximum de portance à l’emplanture

Or l’aire de la partie sous la courbe de la répartition de portance (1/4 d’ellipse) :

apab ×=4

π avec 51,2=

×=

ref

Z

S

NMTOWp T/m²

23,34 ==⇒πp

b T/m²

La portance (en T/m²) de chaque partie discrétisée est donc définie par la formule suivante :

²

²1)(

a

YbYp −= avec a = 15,525 m b = 3,23 T/m²

Y : distance par rapport à l’emplanture (m) La portance (en T) de chaque partie discrétisée est définie par la formule suivante :

rétiséepartiediscSpP ×=

Répartition elliptique de la portance alaire :

Figure 11 : Répartition elliptique de la portance alaire


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III.4.4.3 Efforts généraux A partir de la répartition de portance, appliquée aux Ycma de chaque partie discrétisée, nous pouvons calculer le moment de flexion dans la voilure et l’effort normal sur le revêtement.

Soit le moment de flexion au point i : )(16

_ ik

k

ikkiflexion yYcmaPM −= ∑

=

=

Par exemple, pour la partie discrétisée n°14 :

)()()( 14161614151514141414_ yYcmaPyYcmaPyYcmaPM flexion −+−+−=

Remarque : Pour les parties discrétisées n°1, 2, 3 et 4, on tient compte du moment de

flexion crée par le moteur (masse de 3,5 T) qui contrecarre l’effet de la portance. Le moteur est situé au niveau de la cassure soit à une distance de 4,025m de l’emplanture, soit un moment de flexion de :

)025,4(5,3__ iimoteurflexion yM −×=

Nous obtenons ainsi les courbes de moment de flexion suivantes :

Figure 12 : Courbe de moment de flexion

La résultante horizontale sur chaque maille est obtenue par la formule suivante :

maille

maille

caisson

p

mailleh h

MF =


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Le flux par maille est obtenue en tenant compte de la corde moyenne de chaque maille, c’est

donc un flux moyen par maille que nous obtenons :

maille

maille

moy

Hmaille C

F

.5,0=Φ

Evolution du flux normal :

Figure 13 : Evolution du flux normal

Remarque : nous observons bien ici l’augmentation de contrainte au niveau de la cassure qui se traduit par une augmentation du flux normal sur les parties 3, 4 et 5 de l’aile.

III.4.5. Dimensionnement en flambage général et local III.4.5.1 Flambage général

La contrainte de flambage générale est obtenue grâce à la formule générale suivante :

maille

maille

maille

raidnervure

raid

FGSp

IE

.

..2

²πσ = (

mailleFGσ est exprimé en MPa) où :

• E est le module d’Young de l’aluminium (73000MPa) • nervurep est le pas de nervure de l’aile

III.4.5.2 Flambage local La contrainte de flambage locale est obtenue grâce à la formule générale suivante :

2

..64,3

=

raid

eqFL p

eE maille

mailleσ (

mailleFLσ est exprimé en MPa)


___________________________________________________________________________ - 26 -

III.4.5.3 Caractéristiques des raidisseurs

Figure 14 : Schéma d'un raidisseur

Caractéristiques d’un raidisseur :

• Elancement : revêtement

raidisseur

e

hEl =

• Rapport épaisseur raidisseur / revêtement : revêtement

raidisseur

e

ek =

• Epaisseur équivalente : raidisseur

raidisseureq p

Se =

• Surface de section de raidisseur (mm²) : raidraidraidisseurrvtraidisseur ehpeS .. +=

• Inertie de section raidisseur (4mm ) :

[ ]233

2)(

.).(12

).(12.

+−−+−+= rvtrvtraidraidrvtraid

rvtraidraidrvttravraidisseur

eeheeh

eheeLI

III.4.5.4 Contrainte appliquée

Nous définissons la formule suivante avec raidisseurP est le pas du raidisseur exprimé en

millimètre et mailleappF est exprimé en Newton : raidisseurmailleapp pF

maille.Φ= .

Nous définissons la formule suivante avec appliquéeσ est exprimé en MPa :

raidisseur

appappliquée S

F=σ


___________________________________________________________________________ - 27 -

III.4.5.5 Hypothèses de calcul

• Minimisation de l’épaisseur équivalente • L’épaisseur minimum du raidisseur est de 2mm et maximum de 25mm • L’épaisseur minimum du revêtement est de 2mm et maximum de 25mm • L’élancement maximal est de 10 • Pas de nervures : 550mm ± 100mm • Pas de raidisseur nominal = 120mm ± 40mm

• MPaappliqué 380≤σ

(coefficient de sécurité de 1,05 par rapport à la contrainte admissible de l’aluminium série 2000 de 400MPa)

• appliquéeFG σσ ≥ (la structure doit assurer la tenue en flambage général)

• appliquéeFL σσ ≥ (la structure doit assurer la tenue en flambage local)

III.4.5.6 Optimisation du pas de raidisseur et du pas de nervure Le but de ce calcul d’optimisation est d’obtenir une épaisseur équivalente (donc une masse) minimale tout en respectant les contraintes de flambage général et local ; pour cela, il nous a semblé pertinent d’utiliser un solveur. Dans un premier temps, nous allons uniquement optimiser le pas des raidisseurs. Le solveur prend en compte les contraintes et fait varier l’épaisseur tout en minimisant l’épaisseur équivalente.

III.4.5.7 Epaisseur obtenue après optimisation du pas des raidisseurs et des nervures

Evolution de l’épaisseur équivalente :

Figure 15 : Evolution de l'épaisseur équivalente


___________________________________________________________________________ - 28 -

Remarque : L’augmentation de la contrainte au niveau de la cassure se traduit par une augmentation de l’épaisseur équivalente de revêtement d’aluminium nécessaire pour contrecarrer cette sur contrainte. Nous obtenons donc une masse de voilure extrados de 1205 kg.

III.4.6. Détermination des caractéristiques géométriques du caisson de voilure

Dimensions du caisson :

Largeur du caisson 50% de la corde Début caisson emplanture 12% de la corde / bord d'attaque Début caisson saumon 20% de la corde / bord d'attaque

Représentation général du caisson dans la voilure :

III.4.7. Détermination du volume de la voilure pétrolisable A partir du modèle de voilure réalisé sous Catia, nous cherchons à déterminer le volume disponible pour le carburant :


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Cependant toute le volume du caisson de la demi-voilure ne peut recevoir du carburant, une nervure étanche se situe juste avant la servocommande de l'aileron, soit à la nervure n° 25.

Nous obtenons donc :

Pour une demi-voilure Pour la voilure V caisson (m3) 17,35 34,70 V pétrolisable (m3) 16,20 32,40

Le volume déterminé ne prend pas en compte :

- l'épaisseur des nervures ; - les équipements disposés dans la voilure et servant à mouvoir les éléments mobiles ; - le circuit carburant ; - etc.

Afin de prendre en compte ces différents éléments en plus de la partie du caisson non pétrolisable, nous estimons : V pétrolisable = 80% du V caisson


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Nous obtenons donc :

Pour une demi-voilure Pour la voilure V caisson (m3) 17,35 34,70 0,8 * V caisson (m3) 13,88 27,76

Le volume de carburant à emporter dans les ailes est de 22,7m3. Cela représente 65,5% du volume total du caisson de la voilure. Le volume pétrolisable dans les ailes peut contenir la totalité du carburant nécessaire à la mission.

III.4.8. Devis de masse Nous devons prendre en compte :

• Masse du revêtement Extrados + raidisseurs optimisé (d’après l’étude réalisée) • Masse Intrados 50% plus importante que l’extrados car travaille en traction • Masse surfacique des nervures principales : 10 kg/m² • Masse surfacique des longerons principaux : 10 kg/m²

• Masse des autres éléments primaireautre MM ×= 12.0 où primaireM est la masse des

revêtements extrados et intrados, des nervures et des longerons

• Masse de la structure secondaire (volet, spoiler, ferrures …) 97.0sec 9.25 refondaire SM ×=

• Masse du caisson de voilure estimé à 1900kg après analyse de l’existant. Présentation des estimations de masse de chaque élément de la voilure complète du TAC 25 "EcoCargo" :

Description éléments Masse (kg) Revêtement Extrados + raidisseurs 1205 Revêtement Intrados + raidisseurs 1808 64 nervures principales 632 4 longerons principaux 970 Mautre (fixation train, fixation mats, étanchéité carburant) 554 Structure secondaire (volet, spoiler, ferrures …) 2801 Caisson de voilure 1900

Masse Totale Voilure 9870 Figure 16 : Tableau estimation de masse des éléments de la voilure

III.4.9. Conclusion Cette étude de dimensionnement a permis de faire de nombreux choix de définition. En effet, nous avons établie une géométrie générale de voilure, une géométrie de tous les composants de la voilure (raidisseurs, nervures, longerons ...), tout cela justifier par les contraintes présentes au sein de cette structure. Ce dimensionnement est également essentiel pour la sous-traitance de la voilure puisque cela va permettre d’établir un cahier des charges à remettre au constructeur.


___________________________________________________________________________ - 31 -

III.5. Choix des volets utilisés Une fois la structure du caisson de l’aile et la surface volet déterminée, il nous faut définir le type de volet que l’on va adapter. Nous avons à disposition plusieurs technologies de volet. Dans un premier temps, nous allons présenter les différentes configurations possibles avant de faire un choix final.

III.5.1. Volet simple fente Similaires aux volets standard, il se forme, lors de leur sortie une fente de largeur calculée, entre le bord de fuite de l'aile et le bord d'attaque du volet. Cette fente permet à l'air sous haute pression de l'intrados de s'engouffrer pour accroître le flux passant sur l'extrados du volet. Cette technique permet d'augmenter considérablement la portance aux grandes incidences. Les effets cumulés de fente, de l'accroissement de la courbure de l'aile, et de l'augmentation de surface de l'aile permettent à ces volets de générer une portance plus importante que pour des volets standards ou d'intrados.

Figure 17 : Schéma du volet simple fente

III.5.2. Volet à fente multiple Ce volet est une amélioration du volet à fente unique. A mesure que le volet se déploie, une sorte de petite aile, ou déflecteur vient se positionner entre le bord de fuite de l'aile et le bord d'attaque du volet. Le déflecteur possède deux fonctions, il crée une seconde fente et de part sa forme il dirige le flux d'air avec une grande efficacité. Ce type de volet à double fente est une méthode exceptionnelle pour augmenter la portance à cause de la complexité mécanique liée à sa cinématique. Il est cependant utilisé sur les gros porteurs de type Boeing747 et dans sa version à double déflecteur soit triple fente sur les Boeing737.

Figure 18 : Schéma du volet à fente multiple


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III.5.3. Volet Fowler Les volets Fowler sont les dispositifs hypersustentateurs de bord de fuite les plus efficace mais sont complexes et chers. Lorsque le volet est rétracté il fait partie intégrante de l'aile et se déploie en deux étapes :

• Lors de l'étape une, il commence par reculer exactement dans le prolongement de l'aile pour en augmenter la corde et la surface, ce qui permet l'accroissement de portance maximal par rapport à l'accroissement de traînée (cette première étape suffit en général pour les phases de décollage).

• Lors de la seconde étape, le volet est dévié vers le bas ce qui a pour effet d'accroître la courbure de l'aile et donc la portance.

En position totalement sortie, le volet Fowler génère plus de portance et moins de traînée qu'un volet à fente de taille similaire. Du fait de son coût et de sa complexité, ce type de volets n'est pas utilisé sur les avions léger.

Figure 19 : Schéma du volet Fowler

III.5.4. Matrice de décision Les critères les plus importants dans le choix d’une architecture de volet est la suivante :

• La capacité d’augmentation de la portance qui est la principale fonction du système de volet pour les approches à basse altitude. Cela sera coefficienté à 10

• La traînée induite par le système qui aura une incidence sur l’aérodynamique générale de l’avion et donc sur la consommation notamment. Cela sera coefficienté à 9

• Le coût du système primordial car l’on souhaite réduire les coûts. Cela sera coefficienté à 7

• La complexité du système de volet qui sera primordial pour les clients notamment pour la maintenabilité du système. Cela sera coefficienté à 6

• La masse du système qui est toujours un aspect important lorsque l’on choisi un système de vol. Cela sera coefficienté à 5

Voici la matrice de décision :

Volet simple fente Volet à fente

multiple Volet Fowler

Critères Coeff Note Point Note Point Note Point Augmentation de portance 10 5 50 8 80 9 90 Complexité 6 8 48 5 30 5 30 Traînée induite 9 6 54 7 63 8 72 Masse 5 8 40 7 35 7 35 Coût 7 8 56 7 49 6 42

Total 248 257 269


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Le volet Fowler est le système que nous allons adapter sur le TAC25. En effet, ce système est supérieur aux deux autres sur le plan technologique puisqu’il augmente le mieux la portance tout en ne produisant que peu de traînée induite. Néanmoins, ce système possède un coût d’achat plus onéreux que les autres types de volet et il faudra veiller à faire marcher la concurrence avec le fournisseur choisi pour ne pas dépasser le budget. Fournisseur des volets : Goodrich Aerostructure, c’est un des plus gros fabricants de systèmes et sous-systèmes de commande de vol et c'est vers lui que nous nous tournerons (après avoir fait jouer la concurrence).


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III.6. Dimensionnement de l'empennage et de la dérive III.6.1. Choix du profil de l'empennage et de la dérive

Il est important de noter que le paramètre le plus important de l’empennage et de la dérive est leur surface respective. En effet, ils ont un rôle de stabilisateur qui se caractérise par la surface mise en œuvre.

Cependant le profil n’est pas à négliger car il est prépondérant dans la traînée induite par l’empennage et la dérive qui augmente le Cx, soit la trainée générale du TAC25. Il convient donc de déterminer un profil relativement simple en termes de mise en œuvre et « peu coûteux » en termes d’aérodynamisme. Pour cela un profil adapté devra être choisi. En termes de simplicité, les profils neutres (symétriques) seront donc préférés. Nous n’adapterons pas de calage du profil afin de minimiser un peu plus la traînée et d’interdire toute portance naturel lorsque les gouvernes mobiles ne sont pas braquées.

L’épaisseur relative est à prendre en considération d’un point de vue structural puisque c’est ce qui permet de déterminer les flux d’effort à passer dans la structure lorsque l’on impose une surface de dérive et d’empennage.

Les deux profils symétriques les plus communs sont le NACA 0009 d’épaisseur relative de 9% et le NACA 0012 d’épaisseur relative 12% représenté ci-dessous.

Figure 20 : Profils NACA 0009 et 0012

III.6.2. Pré-dimensionnement de l'empennage et de la dérive Afin de démarrer cette étude de dimensionnement, il est nécessaire de posséder des ordres de grandeur quant aux surfaces respectives de la dérive et de l’empennage. Nous avons l’avantage de connaître les dimensions exactes de la voilure ce qui va nous permettre d’utiliser les formules de pré dimensionnement suivantes :

• Surface de la dérive :

DV

WWDVderive L

SbCS ..=

Avec : Wb = Envergure de l’aile

DVC = "Tail volume coefficient" = 0.09

DVL = Distance entre le centre de gravité de l’avion et le foyer de la dérive

WS = Surface de référence de la voilure.


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• Surface d’un demi-empennage :

HT

WWHeurstabilisat L

SCCS ..=

Avec WC = corde moyenne de l’aile

HC = « Tail volume coefficient » = 1

DVL = Distance entre le centre de gravité de l’avion et le foyer de l’empennage

WS = Surface de référence de la voilure

Tableau de résultat du pré dimensionnement :

Envergure aile (m) 35,05 Tail volume coefficient dérive 0,09 Tail volume coefficient empennage 1 Distance centre de gravité/foyer dérive (m) 21 Distance centre de gravité/foyer empennage 21 Surface de référence (m²) 62,8 Corde moyenne de l'aile (m) 4,396

Surface dérive (m²) 9,43 Surface empennage (m²) 13,1

Après analyse de l’existant et mise en conformité avec les caractéristiques de la voilure déjà établies, nous avons défini les caractéristiques finales du demi -empennage :

Cette configuration nous permet d’obtenir une surface totale de 14,25m² soit une augmentation de 8% de la surface par rapport à la surface déterminée dans le pré dimensionnement. Cette augmentation présente l’avantage de fournir plus d’assurance à l’avion en termes de stabilité et offre donc une plus grande surface pour les gouvernes de profondeur.

Figure 21 : Vue 2D d'un demi-empennage


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Pour la dérive, nous obtenons une surface de 15,2m² soit une majoration de 38% de la surface par rapport au pré dimensionnement. Ceci a été effectué afin de mieux répondre aux besoins de stabilité en trajectoire du TAC25.

Figure 22 : Vue 2D de la dérive

III.6.3. Calcul de la masse de l'empennage Pour faire appel au sous-traitant, il faut pouvoir lui fournir avec le plus de précision possible, les dimensions de notre structure empennage. Pour réaliser ce dimensionnement, nous allons considérer l’empennage comme une voilure afin de réaliser le même type d’étude. Présentation plus détaillé de l’empennage horizontal :

Figure 23 : Vue détaillée d'un demi-empennage

Bord d’attaque

Bord de fuite

Caisson de l’empennage


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Dimensions du caisson de l’empennage :

Largeur du caisson 50% de la corde Début caisson emplanture 20% de la corde / bord d'attaque Début caisson saumon 20% de la corde / bord d'attaque

Hypothèses de calcul : le dimensionnement a été réalisé avec un profil symétrique NACA 0010 qui est le profil intermédiaire entre le NACA 0009 jugé trop peu épais et le NACA 0012 jugé trop épais. Ce profil possède donc une épaisseur relative de 10% ce qui permet alors de calculer la hauteur du caisson de l’empennage.

Données matériaux et masses

Contrainte admissible alu (hbar) 40 Densité aluminium série 2000 (kg/m3) 2,8 Module d’Young aluminium series 2000 (MPa) 73000 Minimum technologique (mm) 1,6

Remarque : le minimum technologique (fixé à 2mm) représente le minimum d’épaisseur des taules d’aluminium nécessaires à la fabrication de la voilure. Ce minimum est valable aussi bien pour les épaisseurs de revêtement, que les caractéristiques géométriques des raidisseurs et des nervures du caisson de l’empennage. Le matériau est le même que celui du caisson de voilure, le calcul des contrainte de flambage générale et locale se pratique donc de la même manière. Seul les surfaces et les efforts à transmettre vont différer ce qui se répertoriera sur l’épaisseur de revêtement calculée. Calcul de l’épaisseur équivalente par maille :

Epaisseur équivalente

0

1

2

3

4

5

6

7

8

1 2 3 4 5 6

Partie aile

Epa

isse

ur e

q (m

m)

Epaisseur équivalente

De plus, le pas des raidisseurs est de 120mm et le pas de nervure est de 550mm après optimisation de la masse de l’empennage.

MASSE DE REVETEMENT DE L’EMPENNAGE : 432,2kG


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III.6.4. Devis de masse de l'ensemble empennage / dérive Devis général de l’ensemble empennage dérive :

• Masse du revêtement + raidisseurs empennage optimisé (d’après l’étude réalisée) • Masse surfacique des nervures principales : 10 kg/m² • Masse surfacique des longerons principaux : 10 kg/m² • Masse surfacique du revêtement + raidisseur de la dérive de 30kg/m² • Masse de la structure secondaire empennage (gouvernes de profondeur, ferrures …)

97.0sec 9.25 empennageondaire SM ×=

• Masse de la structure secondaire dérive (gouverne de direction, ferrures …) 97.0

sec 9.25 dériveondaire SM ×=

• Masse du caisson de voilure estimé à 546kg après analyse de l’existant.

Description éléments Masse (kg) Revêtement + raidisseurs empennage 432 22 nervures principales 157 4 longerons principaux 252 Structure secondaire empennage 656 Revêtement + raidisseurs dérive 456 Structure secondaire dérive 363 Caisson central empennage 546

Masse Totale Empennage / Dérive 2861

III.6.5. Fournisseur de l'empennage et de la dérive Il nous a paru logique de faire confiance au même fournisseur que la voilure soit Vought Aircraft Industries . En effet, tout d’abord de part leur expérience dans ce domaine mais également dans une optique de réduction des coûts de transport en effectuant des livraisons multiples puisque la voilure et l’empennage seront produits sur le même site.


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III.7. Dimensionnement du fuselage III.7.1. Introduction

Cette étude à pour but de dimensionner le « fuselage principal », c’est à dire la partie où sera entreposé le fret au cours du vol. En effet, la géométrie de ce tronçon est simple et doit permettre de fournir une bonne estimation pour déterminer la masse du reste du fuselage. Les dimensions générales de ce fuselage ont été optimisées afin de pouvoir accueillir la charge et le volume correspondant à une charge marchande maximale de 25 tonnes. Ce dimensionnement permettra d’établir un cahier des charges à fournir au sous traitant pour qu’il mène à bien la réalisation des parties de fuselage. Les choix d’architecture qui seront effectués dans cette partie seront justifiés par des lois mécaniques générales de dimensionnement.

III.7.2. Mise en place du calcul Avant de dimensionner le fuselage il faut justifier les choix de conception général du fuselage du TAC25 EcoCargo. Rappels des éléments de l’architecture général influant sur la définition du fuselage :

• il s’agit d’une configuration classique de type plancher haut • La voilure est basse donc le caisson central de voilure ce situe en dessous du plancher • Le volume transportable doit être de 140 m3 • La longueur de cabine doit être de 27,5m pour transporter 25 tonnes de charge utile • Une largeur de cabine de 3,75m pour permettre de charger le plus grand nombre de type

de container différents, soit une largeur maximale de fuselage d’environs 4m pour permettre de placer des isolants dans les parois du fuselage.

• Une longueur totale du TAC25 qui doit être comprise entre 41 et 42m pour permettre de loger tous les équipements nécessaires et la longueur de cabine.

• Porter une attention particulière au cône de queue qui doit permettre au TAC25 de posséder un angle de décollage suffisamment grand pour décoller très court.

Le fuselage du TAC25 est découpé en trois tronçons caractérisés par leur niveau de complexité et leur positionnement par rapport au nez de l’avion :

• Le tronçon cockpit d’une longueur de 5,7m comprend notamment l’emplacement de la verrière et de la porte d’accès équipage. Il ne comprend pas le radome qui est conçu en composite car il contient le radar.

• Le tronçon central du fuselage d’une longueur de 21,5m et d’un diamètre de 4m comprend la quasi totalité de la cabine de transport du fret. Il supporte notamment le plancher et contient le caisson central de voilure.

• Le tronçon arrière du fuselage d’une longueur de 14m et doit posséder un angle de cône arrière de plus de 15° pour permettre le décollage sur piste courte. Il doit permettre également de stocker le dernier container et de contenir la fin du plancher.


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Figure 24 : Les trois tronçons du fuselage du TAC 25

Données générales finales pour le dimensionnement du tronçon central :

Données

Limite à la rupture aluminium série 2000 450 MPa Coefficient de Poisson de l’aluminium 0,3 Module d'Young 73000 MPa Densité 2,8 kg/m3 Diamètre fuselage 4 m Longueur de fuselage 21,5 m

L’altitude maximale de vol du TAC25 est de 37000 ft or, l’altitude cabine d’un avion de transport civile est de 2000 ft soit une différence de pression de 0,563 Bar.

Delta P (Bar) 0,563

III.7.3. Epaisseur de revêtement minimal Il va s’agir de déterminer l’épaisseur minimale de « peau » du fuselage nécessaire à la tenue du fuselage à la pressurisation. L’épaisseur minimale de peau nécessaire est donné par :

rupi

PRe

σ∆= .5.1.

min

Avec : • R le rayon du fuselage

• P∆ le delta de pression induit par la pressurisation de la cabine

• rupσ la limite à la rupture de l’aluminium

• 1,5 est le coefficient de sécurité

Epaisseur de « peau » mini 3,75 mm

Tronçon central Tronçon queue Tronçon cockpit


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III.7.4. Dimensionnement des cadres et des lisses Désormais, nous connaissons l’épaisseur minimum de la peau nécessaire à la tenue de la pressurisation. Pour reprendre les efforts transversaux dus à la pressurisation, on va ajouter des cadres. Pour reprendre les efforts longitudinaux dus à la pressurisation on va ajouter des lisses.

Géométrie de conception du fuselage

En prenant compte de la pressurisation seule, nous obtenons les paramètres suivant :

• 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 • σ cadre la contrainte dans les cadres de section S cadre • a : pas des cadres. • b : pas des lisses. • n : nombre de lisse.

Un premier dimensionnement peut alors être effectué grâce au système d’équation mécanique suivant : (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

(4) Egalité des allongements revêtement/lisse : σ 1 – ν σ 2 = σ lisse

Ce système va alors permettre de déterminer les paramètres de contrainte (σ 1, σ 2, σ lisse,σ cadre) ainsi que les paramètres géométriques nécessaire à la conception du fuselage principal (a, b, n, S lisse et S cadre)

Sigma 1 100 MPa Sigma 2 380 MPa

Remarque : pour réaliser ce calcul il nous a fallu fixer la contrainte transversale dans le revêtement σ 2 à 380 MPa soit avec un coefficient de 1,5 par rapport à la contrainte à la rupture de l’aluminium série 2000 (450 MPa). La structure sera alors sécurisée.


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Pas des cadres 722 mm Section des cadres 542 mm² Contrainte dans les cadres 350 MPa Nombre de cadre total 30

Pas des lisses 146 mm Section des lisses 210 mm² Contrainte dans les lisses 326 MPa Nombre de lisse 86

Figure 25 : Vue 3D d'un tronçon de fuselage principal

III.7.5. Masse de la structure du fuselage principal En fonction de la géométrie optimisée nous avons estimé la masse d’un tronçon d’un mètre de fuselage :

Masse de la structure du fuselage principal Masse d'un cadre (kg) 19 Masse d'un cadre pour 1m de fuselage (kg) 26,4 Masse d'une lisse entre 2 cadres (kg) 0,425 Masse des lisses sur un tronçon entre 2 cadres (kg) 36,5 Masse des lisses pour un tronçon d'1 m (kg) 50,6 Masse lisses+cadres 1m fuselage (kg) 77 Masse d'un mètre de peau fuselage (kg) 132 Masse d'un mètre de fuselage (kg) 259,6

Masse totale fuselage principal de 21,5m (kg) 5361,5


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III.7.6. Masse de la structure des tronçons cockpit et queue Pour les autres tronçons du fuselage, nous déterminons grâce au dimensionnement du fuselage principal une masse par mètre carré de peau/cadre/lisse de 20,7 kg/m². La surface du tronçon cockpit et du tronçon arrière nous permet donc d’obtenir une bonne estimation de la masse de ces deux tronçons. De plus, des renforts sont nécessaires au niveau de la queue, du cône arrière, de la partie inférieur et supérieur du fuselage pour couvrir la résistance en fatigue mais également au niveau du plancher, des renforts sur les cadres et lisses. Nous estimons tous ces renforts à 12% de la masse « cadre/peau/lisse » dimensionnée précédemment.

III.7.7. Devis de masse final du fuselage du TAC 25 Au final nous obtenons le devis de masse fuselage suivant :

Partie du fuselage Masse (kg) Tronçon de fuselage principal 5361,5 Tronçon "cockpit" 982 Tronçon arrière 2485 Renforts queue + plancher 1075,02 Cloison thermique 130

Masse Totale Fuselage 10033,52 Remarque :

• Les hypothèses de calcul du dimensionnement ne prennent pas en comptes les cas de charge tel que les efforts en flexion, torsion et impact à l’atterrissage.

• De plus, on peut encore affiner cette masse en considérant les variations de diamètre de fuselage aux extrémités.

III.7.8. Fournisseur du fuselage principal Le fuselage principal est la structure complète la plus importante en termes de volume et de masse à sous traiter. Il convient donc de s’attacher les services d’un gros spécialiste en la matière. Nous ferons donc appel pour cela à Vought Aircraft Industries . Produites dans l’usine de Hawthorne, les panneaux de fuselage sont ensuite assemblés sur place et transportés par voie ferré. Ainsi, Vought Aircraft Industries produit la totalité du fuselage du Boeing 747, un des plus gros porteurs du monde ce qui nous confère un gros gage de sécurité quant à la qualité du travail fournit par ce fournisseur.


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III.8. Dimensionnement de l'habitabilité cargo Un autre ensemble du TAC-25 important à dimensionner est l’habitabilité cargo. L’habitabilité cargo est constitué de divers composants telle que les portes cargos, les éléments indispensable aux PNT (fauteuils, four, galley, toilettes…) et le plancher.

III.8.1. Dimensionnement des composants nécessaires aux PNT La masse des différents éléments nécessaires aux PNT a été évaluée, pour la majorité d’entre elle, à l’aide des données fournis par les fournisseurs de ces éléments. Ces masses sont récapitulées dans le tableau suivant :

Composant Masse (tonne) 2 PNT + bagages 0,24 2 Fauteuils PNT 0,12 2 Strapontins 0,04 1 Galleys 0,04 Toilette 0,14 Four 0,02 Cloisons cockpit + séparation cabine 0,10 Portes de soute inférieure 0,18 Porte cargo principal 0,38 Porte d'accès cockpit 0,09

TOTAL 1,341

III.8.2. Structure du plancher La fonction principale du TAC-25 étant de transporter du fret, le dimensionnement du plancher constitue donc un point critique lors de la phase de la conception de l’avion. Le plancher doit non seulement être capable de tenir les efforts engendrés par les containers mais aussi pouvoir fournir un niveau de sécurité suffisant pour que celui-ci résiste en cas de crash ou de décompression explosive.

L’objectif de ce dimensionnement est :

• d’évaluer la résistance du plancher aux efforts énoncés précédemment • d’établir un devis de masse du plancher • de disposer de données suffisantes pour la rédaction du cahier des charges.

Plancher


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L’architecture du plancher du TAC-25 est constituée de poutres de plancher qui seront fixées sur les cadres, de renforts disposés perpendiculairement aux poutres, ainsi que de panneaux reposant sur l’ensemble. Cette configuration de plancher est largement éprouvée puisqu’elle permet une bonne transmission et une bonne reprise des efforts.

Figure 26 : Architecture du plancher

Le dimensionnement du plancher a été réalisé de façon à optimiser sa masse sachant que, comme pour l’ensemble des éléments structuraux, la fabrication de celui-ci sera sous-traitée. Le plancher étant sollicité principalement en flexion, le critère dimensionnant sera donc la flexion de celui-ci sous l’effet des efforts dus aux éléments reposant sur le plancher. Cependant, bien que très faible, nous devons nous assurer que les contraintes de cisaillements ne risque pas d’endommager le plancher.

III.8.3. Dimensionnement des poutres Les poutres constituants le plancher sont des poutres en aluminium série 2000 avec une architecture en I. Les efforts de flexion étant plus importants au centre de la poutre qu’au niveau des points d’encastrement où la flexion est nulle nous avons choisi que la hauteur de la poutre variait suivant la quantité d’efforts qu’elle doit supporter. Les différentes données liées à la poutre sont renseignées sur la figure suivante :

Figure 27 : Architecture des poutres de plancher


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Les données nécessaires aux calculs sont :

CARACTERISTIQUES DU MATERIAU Type

d’aluminium Module d'Young

Contrainte max (MPa)

Densité (kg/m3)

Coefficients de poisson

série 2000 73000 400 2800 0,3

CARACTERISTIQUES DU PLANCHER Longueur

(mm) Largeur (mm)

Facteur de charge (g)

Poids à supporter (kg)

Force à supporter (N)

29000 3500 6 26500 259965,00

CARACTERISTIQUES POUTRE Nombre de

poutre H

(mm) h

(mm) e

(mm) Force par poutre (N)

41 135 70 12 6189,64 A l’aide des données précédentes, on optimise la valeur de e’ (épaisseur de semelle) ainsi que l (épaisseur de l’âme) pour que les contraintes en flexion ainsi qu’en torsion soient inférieures à la limite élastique admissible par le matériau en appliquant une marge de sécurité. Les résultats avec les dimensions de la poutre obtenus sont :

Résultats obtenus Caractéristiques poutre Stress (MPa)

l (mm) e' (mm) Normal Flexion Cisaillement Valeur max

(MPa) Conformité

50 12 0 283 3 283 CONFORME 25 12 0 391 5 391 CONFORME 20 12 0 322 6 322 CONFORME 15 12 0 204 7 205 CONFORME 15 12 0 0 8 14 CONFORME

Contrainte max supportée (MPa)

Masse d'une poutre (kg)

Masse de poutre pour 1m de fuselage (kg)

391,23 14,99 20,77 Ainsi, la masse des poutres du plancher du TAC-25 sera de 602,33 kg.

III.8.4. Devis de masse des renforts + panneaux de plancher Ne disposant pas des connaissances techniques pour dimensionner les renforts ainsi que les panneaux du plancher en composites, nous avons déterminé la masse de ces derniers en effectuant un « raisonnement inverse ». C’est-à-dire qu’à partir des ordres de grandeur de la masse d’un m² de plancher (fourni par certains constructeurs que nous avons consultés) et connaissant les dimensions des poutres, nous avons pu calculer la masse de l’ensemble panneaux de plancher + renforts.


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Ce raisonnement aurait pu être effectué directement afin d’évaluer la masse de l’ensemble du plancher. Cependant, dans un souci de complétude, nous avons estimé pertinent de déterminer la masse des poutres compte tenu des connaissances dont nous disposons. D’après les données fournies par un constructeur de plancher, la masse d’un m² de plancher est de 21,3 kg/m².

Masse d'1 m² de plancher (kg)

Masse des poutres (kg)

Masse de l'ensemble renforts + panneaux (kg)

Masse du plancher (kg)

21,3 602,25 1559,70 2161,95

III.8.5. Equipement du plancher Comme dit dans la revue précédente, le plancher sera doté de trois équipements :

• Des rails permettant le guidage des containers, • Des rouleaux permettant le déplacement des containers, • Des rails permettant la fixation des containers via les locks.

Nous pouvons les voir sur cette vue du plancher réalisée sous Catia :

Figure 28 : Equipement du plancher

III.8.6. Equipement du plancher

L’ensemble des résultats sont récapitulés dans le tableau suivant :

Composant Masse (tonne) 2 PNT + bagages 0,24 Plancher 2,16 2 Fauteuils PNT 0,12 2 Strapontins 0,04 1 Galleys 0,04 Toilette 0,14 Four 0,02 Cloisons cockpit + séparation cabine 0,10 Portes de soute inférieure 0,18 Porte cargo principal 0,38 Porte d'accès cockpit 0,09

TOTAL 3,501


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III.9. Les trains d'atterrissage III.9.1. Dimensionnement des trains d'atterrissage

Le but de ce dimensionnement est de déterminer les efforts que devront supporter les trains d’atterrissage. Ces efforts constituent des éléments indispensables à l’établissement d’un cahier des charges. La définition des atterrisseurs doit répondre à des exigences réglementaires. Selon la réglementation en vigueur AIR2004/E (§3.3): "L’avion étant en configuration normale de décollage, et Zs étant la réaction statique sur un atterrisseur, on applique sur chaque atterrisseur une charge verticale égale à 1,7 Zs"

Zs est défini comme suit : 2

5,1gM

Z ds

⋅=

Avec Md la masse au décollage. Dans notre cas, nous considérerons Md égale à MTOW, soit 89,350t. Les efforts longitudinaux et transversaux sont définit en fonction de Zs comme suit :

±==

s

s

ZY

ZX

2,0

2,0

Sachant que nous avons 85% de la charge verticale sur nos atterrisseurs principaux et 15% sur l’atterrisseur avant, les efforts auxquels nos atterrisseurs doivent résister sont :

Atterrisseurs Principaux

Suivant Z N51058,5 ⋅

Suivant X N41012,1 ⋅

Suivant Y N41012,1 ⋅±

Atterrisseur Avant

Suivant Z N51067,1 ⋅

Suivant X N41035,3 ⋅

Suivant Y N41035,3 ⋅±

Les efforts supportés par chaque atterrisseurs permettront de les dimensionner. Une fois les atterrisseurs définis il faut les positionner.

III.9.2. Positionnement des trains d'atterrissage Le positionnement des atterrisseurs en longitudinal et en transversal est conditionné par différentes contraintes. Comme hypothèse, nous supposerons que l'angle d'expansion des jets issus des réacteurs de 15°. Ces contraintes sont :

• Garantir un équilibre optimale et ce quelque soit la situation que pourra connaître l’avion durant son exploitation. Cette contrainte de stabilité pourra être maîtrisée via l’espacement des trains principaux.


___________________________________________________________________________ - 49 -

• Permettre à l’avion de décoller avec l’incidence permettant de tenir les performances du cahier des charges. Pour cela, la verticale passant par le point de rotation et la droite passant par le centre de gravité de l’avion (position du centre de gravité qui évolue suivant le cas de chargement) doivent former un angle supérieur à l’angle d’incidence.

• Permettre la prise d’incidence nécessaire pour se placer à Czmax lors de la phase de décollage.

• Permettre un chargement du fret en toute sécurité (sans basculement). • Optimiser la répartition des masses sur les trains. • Assurer la prise de gîte de 8° via le positionnement transversal.

Etant donné que les trains principaux sont logés dans la voilure (un espace est prévu dans celle-ci), il faudra placer la voilure pour respecter les contraintes. Le non respect de ces conditions aurait pour conséquence un basculement de l'avion sur la partie arrière du fuselage ou de ne pas prendre l'incidence nécessaire pour tenir la performance de décollage sur piste courte. De plus la position ne se trouve pas du premier coup, il faut reboucler les calculs pour avoir la position optimale et éviter des pertes de performance Le positionnement étant conditionné par de nombreux paramètres, la position optimale est obtenue en rebouclant les calculs jusqu'à ce que l’ensemble des contraintes soient tenues. Les positions permettant de répondre à l’ensemble de ces contraintes sont :

Atterrisseurs Principaux

Longitudinal (m) 21,5 Transversal (m) 3,8

Atterrisseur Avant

Longitudinal (m) 5,9 Transversal (m) 0

Figure 29 : Position des trains d'atterrissage

Les trains étant définis et positionnés, la dernière étape est le choix des pneumatiques.

Trains principaux Train avant

x

y


___________________________________________________________________________ - 50 -

III.9.3. Choix des pneumatiques Afin de choisir les pneumatiques il faut se référer à la réglementation pour connaître les cas de charges et leurs intensités. Pour ce faire, nous nous sommes placés dans le cas du freinage en marche avant : "L’avion est supposé être au facteur de charge nz=1,2 à la masse d’atterrissage ou 1 à la masse de décollage. On doit étudier, sur les roues freinées, la combinaison des charges verticales avec des charges de trainées égales à 0,8 fois les charges verticales (ou moins si cela excède les possibilités des freins)." (Extrait de la FAR 25) Ainsi, tous calculs faits et en s’appuyant sur le Tire Databook de Goodyear, il vient que les pneumatiques équipant le TAC 25 auront les dimensions suivantes :

Diamètre nom. du pneu Largeur Diamètre nom. de jante Train inch cm inch cm inch cm

Type

avant 27,75 70,485 8,75 22,225 14,5 36,83 Tubeless ppx 49 124,46 19 48,26 22 55,88 Tubeless

Nous devons également souligner que les pneus sélectionnés ci-dessus sont certifiés pour rouler jusqu’à la vitesse de 235 mph soit 105,05 m/s ce qui est totalement en cohérence avec les exigences exprimées pour la conception des trains d’atterrissages.


___________________________________________________________________________ - 51 -

III.10. Devis de masse final et performances associées III.10.1. Devis de masse final

Le tableau suivant retrace le devis de masse général du TAC 25 à vide. Les variations de masse avec le devis estimé grâce à un modèle mathématique sont également exprimées.

% de la MTOW (89,35 t)

Masse estimée (tonne)

Masse réelle (tonne)

Variation de masse /

estimation

Structure 46,40% 41,458 40,6 -0,870 Voilure + caisson central voilure + CdV

12,43% 11,10 9,87 -1,23

Fuselage + renforts de queue 11,80% 10,54 10,04 -0,50 Empennage + caisson empennage + dérive + CdV

3,09% 2,76 2,86 0,1

Atterrisseurs 4,46% 3,98 4,13 0,15 Moteurs + Nacelles + mâts 9,55% 8,53 10,18 1,65 Habitabilité cargo (plancher + habitabilité équipage)

5,07% 4,5 3,50 -1,0

Systèmes 6,28% 5,611 5,611 0

Servitudes (hors CdV) 3,93% 3,51 3,51 0 Pilotage/Navigation 1,03% 0,92 0,92 0 Transmission 0,55% 0,49 0,49 0 Circuits combustibles 0,77% 0,69 0,69 0

Masse à vide 52,68% 47,07 46,20 -0,870 Nous obtenons au final une diminution de masse à vide par rapport à l’estimation de 870kg. Cette diminution est du entièrement à la structure qui est dimensionnée par nos soins :

• La voilure + caisson central voilure + Commande de vol (CdV) est sous estimée de 1,23 tonnes (-11%) par rapport au modèle de calcul des masses. Cet écart s’explique par la difficulté à estimer la masse du caisson central qui a été estimé seulement en faisant un ratio par rapport à l’existant. Cependant, cette variation de masse peut aussi s’expliquer par le choix d’un profil d’aile (NACA 23012) qui possède une épaisseur relative relativement faible de 12% contre 20% pour le profil d’aile de l’A320 par exemple. La masse des longerons et des nervures est alors plus faible.

• Le fuselage + renforts de queue est sous-estimé de 500 kg (-5%) par rapport au modèle

de calcul des masses. Cet écart s’explique par l’absence de hublots sur le fuselage du TAC25. Cela nécessite donc beaucoup de moins de renforts sur toute la longueur du fuselage que génère la présence de hublots. Cependant, des études complémentaires devront être menées par le fournisseur du fuselage.

• Empennage + dérive + caisson central empennage + CdV est surestimé de 100kg (+4%)

par rapport au modèle de calcul des masses. Cet écart s’explique par l’utilisation de matériaux métalliques pour la confection du caisson d’empennage et le caisson central de l’empennage.


___________________________________________________________________________ - 52 -

• Le système d’atterrisseur est surestimé de 150kg (+4%) ce qui correspond à la nécessité

de posséder une importante hauteur de train pour pouvoir conserver une bonne garde au sol (supérieur à 60 cm).

• Les Moteurs + Nacelles + mâts sont surestimés de 1,65 tonnes (+19%) car nous

possédons de gros moteur comparé à la MTOW conditionnés par la nécessité de pouvoir décoller sur piste courte.

• L’habitabilité cargo est sous estimé de 1 tonnes (-22%) par rapport au modèle de calculs

des masses. Cet écart s’explique par l’absence, dans le TAC25, d’une cabine passager. En effet, la cabine passager confère à l’avion une masse d’habitabilité plus importante avec la présence de sièges, de toilettes, de cloisons, de circuits air ...

III.10.2. Performances du TAC 25 suite au dimensionnement III.10.2.1 Paramètres

Tout d’abord, il convient de noter que notre choix de moteur s’est porté sur le PW 2043, de 195kN de poussée unitaire et se positionnant sur les consommations citées précédemment. La surface alaire, pour sa part, est restée à une valeur de 125m² (140m² lors de la revue de faisabilité, et diminuée ensuite). Le devis de masse définitif a pour sa part les caractéristiques suivantes :

Donnée Valeur Unité MTOW 89 350 kg EOW 46 200 kg Masse maximale de carburant 18 150 kg Charge utile maximale 25 000 kg

On constate que la masse à vide a augmenté de 2,2T, et la quantité de carburant emporté de 150kg. Pour aboutir au devis de masse final, le parti pris suivant a été adopté : nous ne modifions pas les moteurs, car un accroissement de poussée aurait des effets négatifs sur la consommation, la structure des ailes mais nécessiterait également des trains trop hauts et donc trop lourds. La surface alaire n’a pas non plus subi de modifications, ce qui nous a permis d’éviter de remettre en cause des choix effectués en amont. Ainsi, lorsqu’est apparu que la masse à vide de l’appareil issue du dimensionnement serait supérieure aux 44T initiales, nous avons déterminé l’augmentation nécessaire de la quantité de carburant pour tenir les 2500NM de distance franchissable, en vérifiant constamment que la longueur de piste équilibrée reste inférieure à 1500 mètres. Au vu de la réserve de poussée dont nous disposons en altitude (97500N contre 60kN nécessaires pour voler à M 0.82 à 37kFt), seul le paramètre du décollage est à surveiller attentivement. Après un certain nombre de rebouclages (une augmentation de la masse nécessite plus de carburant, ce qui nécessite un renforcement de la structure, et ainsi de suite), nous avons pu converger vers les paramètres présentés ci-dessus. Par conséquent, nous avons pu en déduire


___________________________________________________________________________ - 53 -

les performances définitives de l’appareil. Il est à noter que les méthodes de calcul et les hypothèses ayant déjà été décrites précédemment, nous ne présenterons ici que les résultats.

III.10.2.2 Performances

• Décollage : point de vue de la certification Avec notre nouvelle masse au décollage de 89,35T, et une surface alaire augmentée de 15% (143,75m²), le calcul de la longueur de piste équilibrée donne le résultat suivant :

0

500

1000

1500

2000

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90

Dis

tan

ce p

arc

ou

rue

pa

r l'

av

ion

(m

)

Vitesse de panne (m/s)

Longueur de piste équilibrée

DAA

Distance décollage

Ainsi, notre nouvelle longueur de piste équilibrée est de 1470 mètres. Nous sommes donc bien positionnés par rapport à l’objectif de la note de besoin, qui était de pouvoir opérer sur des pistes dont la longueur est inférieure à 1500 mètres. Le passage des 35ft s’effectue en 336 mètres sur un seul moteur, et notre appareil tient une pente de 7,4% au deuxième segment. Ces résultats s’expliquent principalement par la puissance de nos moteurs, surdimensionnés afin de pouvoir décoller en toute sécurité très rapidement.

• Décollage : conditions normales d'exploitation Notre appareil, conçu afin de pouvoir décoller sur des pistes courtes, est équipé de moteurs particulièrement puissants. Nos clients vont ainsi pouvoir étendre le nombre d’aéroports cibles et proposer des offres logistiques encore plus complètes. Cependant, ils opèrent également à partir de nombreux aéroports conventionnels, dotés de pistes de 2 à 3 kilomètres de long, et le T.A.C sera bien entendu amené à y évoluer. Ainsi, en prenant en considération les options de Flex Take-Off ou Derated Take-Off disponibles sur les moteurs modernes PW2043, nous nous proposons d’évaluer si notre appareil permettra aux pilotes d’effectuer le choix de diminuer la poussée. Tout d’abord, regardons l’évolution de la longueur de décollage avec la masse, à pleine poussée


___________________________________________________________________________ - 54 -

450

550

650

750

850

950

1050

65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89

Lo

ng

ue

ur

de

ro

ula

ge

(m

)

Tonnes

Longueur de roulage en fonction de la masse au décollage

Longueur de roulage

On s’aperçoit ainsi qu’à une masse au décollage de 65 tonnes, l’appareil quitte le sol en à peine plus de 450 mètres. Bien qu’étant une performance remarquable, ceci est parfaitement inutile. On peut par ailleurs tenir le même raisonnement, quelque soit la masse au décollage, sur des pistes dépassant les 1500 mètres de long.

C’est pourquoi nous souhaitons connaître le comportement de l’appareil dans le cas où le pilote sélectionne une poussée inférieure, soit si l’appareil est plus léger, soit si la longueur de piste disponible est plus élevée.

940

1140

1340

1540

1740

1940

2140

2340

234 253,5 273 292,5 312 331,5 351 370,5 390

Lo

ng

ue

ur

de

dé

coll

ag

e

Poussée (kN)

Effet de la poussée sur la longueur de décollage

25 Tonnes

20 Tonnes

15 Tonnes

10 Tonnes


___________________________________________________________________________ - 55 -

Ainsi, suivant la masse embarquée par l’appareil et la longueur de la piste qui s’offre à lui, la compagnie et le commandant de bord ont tout intérêt à choisir une diminution de la poussée conforme à l’abaque ci-dessus. La poussée peut ainsi être réduite de 40%, si l’appareil emporte le plein de carburant et 10 Tonnes de fret. Outre l’intérêt majeur d’économiser du fuel, on économise également du potentiel moteur, ce qui rajoute un poids supplémentaire à l’aspect économique de l’exploitation du T.A.C 25. Dans le cadre d’un décollage sans panne, notre appareil quitte le sol au bout de 1008 mètres, et requiert 330 mètres de plus pour franchir les 35 pieds, soit une longueur de décollage de 1338 mètres. La consommation de carburant durant cette phase est de 91,6 kg.

• Montée Après la phase de décollage, la phase de montée est engagée. Cette phase de montée s’effectue suivant un profil de montée standard et à finesse maximale afin de limiter la consommation de carburant. Le temps de montée, nécessaire pour atteindre le flight level 370 à M 0.82 est d’environ 18min. Afin d’avoir une description assez fine de la consommation en montée, nous nous sommes proposés de déterminer la consommation lors de la phase de montée en fonction de la masse de charge utile emportée. Ainsi, en considérant un pas de 10% de masse de charge utile emportée, nous obtenons les consommations suivantes :

% charge utile Consommation montée (kg) 0% 1 155 10% 1 192 20% 1 229 30% 1 266 40% 1 303 50% 1 340 60% 1 377 70% 1 414 80% 1 451 90% 1 488 100% 1 525

• Croisière Les calculs en croisière ont deux objectifs : déterminer la distance franchissable de l’appareil suivant différents cas de vol (vitesse, charge) et un mach de croisière économique, qui offrira le meilleur compromis entre distance franchissable et consommation de carburant. Les différents calculs et essais effectués ont démontré la nécessité de garder une réserve de 1600kg de carburant en fin de croisière, ce qui va déterminer la distance franchissable maximale.


___________________________________________________________________________ - 56 -

2500

2600

2700

2800

2900

3000

3100

3200

3300

0% 10% 20% 30% 40% 50% 60% 70% 80% 90% 100%

Dis

tan

ce f

ran

chis

sab

le (

NM

)

Charge utile embarquée

Distance Franchissable en fonction de la charge embarquée

Ainsi, les calculs montrent qu’avec le plein de carburant, l’appareil sait franchir entre 2530 et 3274NM. Bien que notre appareil puisse atteindre un mach de 0.82, les compagnies souhaiteront probablement l’exploiter à une vitesse inférieure, afin de sauvegarder à la fois du potentiel moteur et du carburant. C’est pourquoi nous nous sommes proposés de calculer la distance franchissable en fonction de la vitesse de vol de l’appareil.

2520

2530

2540

2550

2560

2570

2580

2590

2600

0,7 0,71 0,72 0,73 0,74 0,75 0,76 0,77 0,78 0,79 0,8 0,81 0,82

Dis

tan

ce f

ran

chis

sab

le

(NM

)

Mach de vol

Distance franchissable à pleine charge en fonction du mach de l'appareil

Distance franchissable

En analysant conjointement les distances franchissables et les consommations horaires moyennes ci-dessous, cela confère aux compagnies un pouvoir supplémentaire pour économiser de l’argent en exploitation.


___________________________________________________________________________ - 57 -

2,3

2,4

2,4

2,5

2,5

2,6

2,6

2,7

2,7

2,8

2,8

0,7 0,71 0,72 0,73 0,74 0,75 0,76 0,77 0,78 0,79 0,8 0,81 0,82

Co

nso

mm

ati

on

ho

rair

e m

oy

en

ne

(T

/h

)

Mach de vol

Consommation horaire moyenne suivant le mach de vol

Par ailleurs, on peut souhaiter comparer la consommation de notre appareil avec d’autres moyens de transport (ce qui sera fait dans notre plaquette commerciale). Ainsi, nous nous proposons de calculer la consommation de carburant par tonne transportée sur 100 kilomètres.

• Descente Cette phase correspond à la descente de l’appareil (amorcée lorsque les réserves de l’appareil ne sont plus que de 1600kg de carburant) de son altitude de croisière jusqu’à la hauteur de 45 pieds. Cette phase se fait avec une vitesse verticale de descente moyenne d’une valeur de 2100 ft/min. Le temps nécessaire pour rejoindre une altitude de 45 pieds en partant de notre altitude de croisière est d’environ 17min. Très peu gourmande en carburant (une partie s’effectue sur la poussée réduite « idle »), la consommation suivant la charge utile embarquée est la suivante :

% charge utile Consommation descente (kg) 0% 86 10% 91 20% 96 30% 100 40% 104 50% 109 60% 114 70% 118 80% 122 90% 127 100% 131


___________________________________________________________________________ - 58 -

• Réserve de sécurité en fin de croisière Ces consommations déterminent ainsi la masse de carburant restante à l’atterrissage, ce qui va permettre de calculer le temps de vol disponible pour rejoindre un aéroport de déroutement. Notre choix s’est porté sur une remise des gaz (pleine poussée) de 30 secondes, puis un vol à M 0.45 (en moyenne). Les résultats s’établissent entre 51 et 60 minutes disponibles (suivant la charge embarquée), ce qui est supérieur aux 45 minutes requises par la réglementation. Cependant, au vu des approximations effectuées, nous garderons les 1600kg de carburant prévus en fin de croisière.

• Atterrissage Afin de confirmer la capacité du TAC 25 à opérer sur pistes courtes calculée lors du décollage, il convient maintenant de vérifier si notre appareil peut se poser et s’arrêter sur une piste inférieure à 1500 mètres. Avec une décélération de 0.35g (-3.43m/s²), valeur moyenne sans inversion de poussée, notre appareil requiert 887 mètres pour passer de sa vitesse d’atterrissage (152 nœuds à la MLW) plus 274 mètres pour descendre de 45 à 0 pieds d’altitude. Ainsi, notre appareil peut atterrir sur des pistes courtes.

III.10.2.3 Bilan Par ces calculs de performances, l’Ecocargo démontre sa pleine réponse aux exigences du cahier des charges :

• L’atteinte d’un Mach de 0.82 en altitude; • 2530 NM de distance franchissable à pleine charge et MMO; • Une capacité à décoller et atterrir sur des pistes courtes : moins de 1500 mètres de

piste nécessaires.


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IV. APU Le TAC25 est un avion cargo de la même catégorie structurale qu’un Airbus A321 ou un Boeing B737-900. De plus, un avion cargo nécessite moins de besoin électrique qu’un avion de transport passager. En effet, les équipements cabines sont quasi inexistants et seuls les équipements avioniques sont irrigués. Lors de la revue précédente, nous avions sélectionné plusieurs APU. Pour cette revue, nous avons sélectionné les APU pour le TAC 25, ils seront dans la gamme des 60kVA. Dans cette gamme, l’APS 2000 (60kVA) et le 131-9B (66kVA) se positionnent en concurrent. Il sera alors intéressant de proposer ces deux versions au client de façon à se couvrir en cas de difficulté chez l’un ou l’autre des deux constructeurs : • Hamilton Sundtrand APS 2000 APU

Cet APU d’Hamilton Sundstrand confere une puissance de 60kVA pour un poids de 128kg. L’APS 2000 APU équipe le Boeing 737.

Figure 30 : Vue générale de l'APS 2000 APU

Dimensions générales de l’APS 2000 APU

• Allied Signal 131-9B

Cet APU équipe les Boeing 737 Next Generation. Il produit 12dB de moins que les APU classiques et est capable de fournir 66kVA à 41000ft.

Figure 31 : Vue générale de l'Allied Signal 131-9B


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V. Equipements

V.1. Avionique V.1.1. Rappels

A cette étape du projet, il convient de rappeler que les choix suivants ont déjà été effectués :

• Architecture LRU • Bus de données ARINC 429 • Commandes de vol électriques (fly by wire) • Présence des systèmes de navigation et d’aide au pilotage modernes, notamment

l’ILS. La présente partie a pour objectif de citer les différents éléments qui composeront l’avionique de l’appareil, de donner un aperçu de certains de ces éléments et de citer des fournisseurs potentiels. L’étude des équipements avioniques aura lieu suivant 5 axes, chacun a été déterminé par un aspect opérationnel des systèmes de bord :

• La gestion du vol, • Les aides au pilotage, • Les communications (de données et vocales), • Les capteurs permettant d’alimenter les systèmes, • Le système d’aide à la maintenance.

V.1.2. Gestion du vol Cette partie de l’avionique a en charge le vol à court, moyen et long terme (pilotage, guidage, navigation). On y intègre notamment les bases de données aérodynamiques de l’avion (Database), les IRS, le pilotage automatique et le FMS Air Data Computer (ADC) Afin de calculer les différents paramètres de vol (mach, altitude...) en prenant comme paramètres d’entrées les valeurs issues des sondes (pression statique, dynamique, température d’arrêt) et des bibliothèques de bord, notre appareil sera équipé d’un Air Data Computer, avec une redondance de 3. Le modèle choisi est le HG 1153 CA provenant d’Honeywell IRS Nous nous tournerons vers le modèle Laseref® IV Inertial Reference System (IRS) de chez Honeywell. Afin de respecter les normes en vigueur, une redondance 3 sera appliquée.


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Pilote automatique (FCC : flight control computer) Le pilote automatique permet de gérer à la fois la poussée et l’attitude de l’avion pour réaliser les consignes voulues par l’équipage, entrées par l’intermédiaire d’un des deux FCU. Il permet également d’assurer l’atterrissage sans visibilité de façon automatique. Afin de répondre aux exigences des autorités de certification, cet organe sera présent en trois exemplaires de l’appareil, ce qui permettra en outre d’assurer une dialogue constant et de connaître le cas échéant la défaillance d’un des 3 équipements. Le FCC intègre les 3 fonctions suivantes, pour toutes les phases du vol

•••• Flight Director •••• Autopilot •••• Autothrust

Il est à noter que notre demande d’équipements auprès d’Honeywell se fera sur leur système le plus récent, équipant les dernières générations de Boeing 737. FMS Nous nous tournerons vers la solution économique d’Honeywell de gestion du vol : le HT 9100 Global Navigation Flight Management System.

V.1.3. Aides au pilotage Honeywell EGPWS Le système EGPWS utilise les données d’entrées de l’appareil (position, altitude, vitesse, pente…) et les combine avec les données du terrain en mémoire pour informer l’équipage d’un risque potentiel de croisement entre la trajectoire de l’appareil et un obstacle.


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Honeywell ILS, DME, VOR Honeywell a, à disposition, une gamme d’équipements « Quantum Line » composée des éléments suivants : RIA-35B Instrument Landing System (ILS) Receiver (pn 066-50006-xxxx) DMA-37B Distance Measuring Equipment (DME) Interrogator (pn 066-50013-xxxx) RVA-36B VOR/Marker Receiver (pn 066-50012-xxxx) RMA-55B Multi-Mode Receiver (MMR) (pn 066-50029-xxxx) DFA-75B Automatic Direction Finder (ADF) Receiver (pn 066-50014-xxxx) TCAS, transpondeur Nous nous réfèrons à l’installation proposée par Honeywell :

Figure 32 : Installation TCAS Honeywell

Cette configuration « tout-compris », de technologie TCAS II, permet d’avoir à la disposition de l’équipage du TAC tous les équipements réglementaires. Elle est composée du processeur de traitement des données, d’un transpondeur, du système d’affichage ainsi que de 2 antennes. De plus, cette configuration est particulièrement répandue (10 000 unités en service) et est disponible depuis 1994, ce qui nous assure un prix d’achat modéré.

V.1.4. Communications Afin d’assurer les communications entre l’appareil et les différents systèmes au sol (tour de contrôle, ILS, GPS,…), le TAC 25 sera équipé d’antennes et des LRU permettant le traitement des signaux reçus. Honeywell RTA-44D VHF Data Radio (VDR) (pn 064-50000-xxxx). Gamme de fréquence: VHF canal 8.33 kHz ou 25 kHz de 118.000 MHz à 136.975 MHz. Vitesse de transmission : (31,500 bps) (norme ARINC 750) Normes : ARINC 716-8, ARINC 750, EUROCAE ED-23BFM, ICAO Annexe10 (sensibilité aux interférences) Masse : 4,1 kg


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Cet équipement assure la transmission des données et de la voix entre les différents systèmes de l’appareil, et également avec les systèmes d’autres appareils et les installations au sol. Communication d’urgence : Emergency location transmitter Cet appareil permet d’envoyer un signal de détresse comprenant la position de l’appareil. Nous pouvons citer le RESCU 406® provenant de Honeywell :

• Répond aux exigences de la JAA, FAA • Une batterie d'une durée de vie de 5 ans • Effectue des tests automatiquement

V.1.5. Système d'aide à la maintenance (ACMS)

Les ACMS (Aircraft Monitoring System) sont des systèmes permettant l’enregistrement à bord de l’appareil de nombreux paramètres numériques (paramètres de vol, paramètres physiques etc.). Ils aident notamment à : •••• Pratiquer la maintenance préventive. •••• Exceptionnellement, analyser les causes d’accidents.

Nous trouvons cette famille d’équipements sur toute une variété d’Airbus (A300, A310, A318 à A321, A330, A340 etc.), de Boeing (727,737, 747, 757, 767) de Dassault Falcon (Falcon 50, Falcon 900, Falcon 2000). Ces équipements nous semblent indispensables afin de proposer au client un appareil avec les coûts d’exploitation les plus faibles possibles, notamment en réduisant au maximum les opérations de maintenance correctives non prévues. Exemple : SAGEM DFDAU-ACMS (Airbus A300-600)

Figure 33 : Système d’aide à la maintenance SAGEM


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V.1.6. Capteurs Indispensables au fonctionnement des différents systèmes avioniques et organes de bord, les capteurs sont divisés dans les catégories suivantes :

• Prises de pression (statique, dynamique) • Température (SAT, TAT) • Antennes de communications pour les différents systèmes (ILS, GPS, Radio…) • Paramètres de vol (incidence…) • Masse de carburant restante, pression hydraulique, défaillance des systèmes

Figure 34 : Tube Pitot Airbus A380

Ces différents éléments peuvent être obtenus auprès de grands équipementiers : BAE, Goodrich, Honeywell. Bien que le choix ne soit pas encore arrêté, nous nous fournirons chez Honeywell pour beaucoup d’autres équipements et nous envisageons de faire de même pour ces différents capteurs.


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V.2. Interface homme – machine : agencement du cockpit V.2.1. Devant les pilotes

Tout d’abord, nos différents systèmes d’affichage seront issus de la technologie LCD, le coût de cette dernière ayant fortement diminué ces dernières années. Par ailleurs, cela permet un gain de masse et d’énergie consommée de plus de 80%. Equipements d’affichage et de communication standards : 2 Primary Flight Display

Figure 35 : Exemple de boitier PFD (Honeywell)

Nous aurions pu nous tourner vers des technologies innovantes et récentes tels que les « Large format display » regroupant plusieurs informations auparavant disponibles sur différents écrans, mais ces équipements sont récents et chers, et ne correspondent pas à l’objectif de notre appareil. Chaque PFD sera situé à l’extrémité gauche ou droite du cockpit, en position tête basse. Le PFD affiche les informations suivantes :

•••• Altitude •••• Assiette •••• Cap •••• Taux de montée

•••• Vitesse •••• Hauteur totale •••• Cap

2 Navigation Display Le Navigation Display a en charge l’affichage de la route programmée et suivie par l’appareil, des indications provenant du radar météo, ainsi que de la présence de certaines balises (ILS, DME…). Les 2 ND seront situés à côté des PFD.


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1 EICAS (divisé en 2 affichages) L’EICAS (Engine Indication and Crew Alert System) est le système d’affichage permettant au pilote d’être informé sur l’état et le fonctionnement des turboréacteurs de l’appareil ainsi que sur le carburant, et d’autres informations. Il est séparé en deux parties : un afficheur principal et un secondaire, disposé en dessous du principal.

Figure 36 : Partie supérieure de l’EICAS

Figure 37 : Partie inférieure de l’EICAS

L’EICAS affiche notamment :

• Température chambre de combustion • Taux de compression N1, N2. • Vibrations au niveau des pylônes (pouvant conduire à la décision de l’équipage

d’arrêter un moteur). • Carburant restant (par réservoir), Fuel flow (consommation horaire) • TAT, SAT extérieures, Différence de pression appliquée au fuselage et variation. • Etat de certaines surfaces mobiles (notamment pour la trim et les volets) et des trains. • Sortie (ou non) des inverseurs de poussée.

L’EICAS sera, comme sur la majorité des appareils, situé au milieu du cockpit, entre les deux Navigation Displays. 1 Flight Control Unit Cet équipement, au centre de l’appareil, permet de contrôler le pilote automatique de l’appareil. On lui entre les ordres de Vz, de CAS ou de Mach consigne, ainsi que le cap à suivre lors de certaines phases du vol. On peut également y choisir d’activer 1 ou 2 pilotes automatiques, en cas de panne de l’un de ces derniers. L’affichage des paramètres consignes entrés est effectué au dessus de l’EICAS, sur une interface comme celle-ci (SAGEM)


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Figure 38 : Affichage du FCU

L’interface pour entrer les valeurs requises sera localisée au dessus du ND, des 2 côtés du cockpit, est la suivante (SAGEM)

Figure 39 : Contrôle du pilote automatique/FCU

Instruments de secours En cas de panne complète des systèmes d’affichage classique, l’équipage pourra retrouver les équipements standards, sur des cadrans analogiques.

Figure 40 : Badin et altimètre de secours

Figure 41 : Horizon artificiel et compas/VOR


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Figure 42 : Chronomètre et indications de sécurité

Palonnier et manche Même dans nos appareils modernes faisant la part belle à l’automatisme, les pilotes doivent pouvoir reprendre le contrôle de l’appareil à tout moment, ainsi que décoller atterrir manuellement. Notre appareil sera donc équipé des outils de contrôle classique, tels que ceux présents dans le cockpit du B 737. Par ailleurs, le manche sera équipé de boutons pour trimmer le roulis et la profondeur.


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V.2.2. Commandes situées sur le plafonnier Dans le cockpit, de nombreux systèmes demandant des interventions ponctuelles et ne nécessitant pas une accessibilité à la vision des pilotes immédiates sont contrôlés par l’intermédiaire de panels situés sur le plafond. La configuration reprise sera celle d’un Airbus A 320.

Figure 43 : Overhead de l’Airbus A 320

Les équipements sont les suivants (décrits par colonne, de haut en bas, en partant de la gauche)

ADIRS Ce système permet de contrôler les IRS de l’appareil, de les désactiver en cas de panne et d’afficher la position de l’appareil.


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Emergency Evacuation System & Emergency Electrical Power Controls Ce panel permet de contrôler les systèmes d’évacuation et de secours (énergie électrique, des évacuations…)

Contrôle du GPWS

Système d’oxygène, essuie-glaces Permet le contrôle des masques à oxygène, de l’enregistrement des conversations, ainsi que des essuie-glaces et de l’injection du produit permettant d’éviter l’accumulation d’eau (préventif) sur les pare-brises. Ce système est dédoublé à droite du plafonnier pour le commandant en second.


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Feu moteur et APU

Disposé à portée de bras de l’équipage, à l’endroit le plus intuitivement accessible, le contrôle des extincteurs des moteurs et de l’APU permet le déclenchement et le test de ces systèmes primordiaux pour la sécurité. Hydraulique et carburant

Ce panel permet à l’équipage de vérifier l’intégrité et le fonctionnement des différents circuits, et de les désactiver en cas de besoin. Contrôle électrique

Permet de vérifier l’état des batteries, les réseaux alimentés et, en cas de problème, de désactiver certains systèmes consommateurs d'énergie.


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Air conditionné

Contrôle l’alimentation en énergie pneumatique venant des 2 moteurs et de l’APU. Permet de gérer le débit d’air (Pack Flow) et la température des 3 sections de l’avion (cockpit, avant de la soute, arrière de la soute). Anti-Ice, Pressurisation

Permet le contrôle des systèmes de dégivrage des ailes, des moteurs, le chauffage des sondes de pression (Pitot...) et la sélection du mode de contrôle de la pression en cabine. Eclairage, APU

• La partie droite contrôle l’éclairage extérieur de l’appareil : lumières de navigation, de taxi, de nez, localisateur (beacon), phares.

• La partie centrale permet le démarrage de l’APU et son extinction. A la différence des avions de transport de passagers, notre appareil ne comportera pas de commande vers des afficheurs tels que « ceintures attachées », sortie de secours…


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Contrôle audio et radio

RMP (Radio Management Panel)

Le RMP permet de contrôler les équipements de radio communication (de données) de l’appareil avec l’extérieur. Les outils de communication vocale sont eux situés près des boîtiers du FMS. Systèmes anti-incendie de la soute

Ce panel permettra de déclencher les systèmes anti-incendie de la soute (voir le paragraphe correspondant). Le nombre et la dénomination des boutons et indications de ce panel seront bien entendus adaptés.


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Ventilation, démarrage des moteurs et essuie glaces

V.2.3. Equipements situés sur le bloc central, entre les deux sièges


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2 MCDU (boîtiers d’interface avec le FMS)

Figure 44 : Interface FMS

Les 2 boîtiers seront disposés sur la console centrale de l’appareil, près de chaque pilote. Manette des gaz Afin de contrôler la poussée et le déclenchement des inverseurs, l’appareil sera équipé d’une manette des gaz par moteur, situées entre les 2 MCDU. Volets, aérofreins, train et trim du drapeau

Cette commande sera située en dessous de la manette des gaz.


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Commande du train d’atterrissage Elle sera dédoublée en deux exemplaires et disposée à côté de la commande des volets ou des aérofreins).

Contrôle du TCAS Permet de contrôler les modes de fonctionnement du TCAS. Cette interface est située au dessus de la commande de train du commandant en second et du CdB.

Frein de Parking et secours train d’atterrissage Cette commande permet d’enclencher ou de dés-enclencher le frein de parking, et également de commander la sortie par gravité (non assistée hydrauliquement) du train d’atterrissage en cas de défaillance. Cette commande est dédoublée et située au dessus de chaque interface TCAS.

ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitoring) Située au dessus de la manette des gaz, cette interface commune aux 2 pilotes permet de choisir ce que va afficher le ND (navigation display) et d’en régler la luminosité et le contraste.


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Contrôle du radar Situé sous le MCDU du commandant de bord (place gauche), cela permet de contrôler le radar météo.

Enfin, l’appareil sera également équipé d’une imprimante permettant à l’équipage de lire différentes données, notamment la météo.

V.3. Systèmes V.3.1. Système d'alimentation en carburant

Le système d'alimentation en carburant fournit le carburant aux moteurs et à l'APU par l’intermédiaire des réservoirs de carburant. Pour les opérations au sol, le système peut être utilisé pour le transfert de carburant d'un réservoir à un autre ou pour le de-fueling des réservoirs. Le système d'alimentation en carburant est composé de :

• Deux pompes d'appoint dans chaque réservoir • Un clapet en aval de chaque pompe d'appoint • Une pompe d'appoint pour chaque soupape enlèvement pompe d'appoint • Une soupape de dérivation de la pompe d'appoint pour les citernes n o 1 et 2 • Un moteur robinet coupe-feu • Une soupape d'intercommunication pour chaque moteur, • D'un robinet de carburant APU.

Le panneau de contrôle du carburant, sur le panneau supérieur du pilote, contient les commandes et des indicateurs pour le système d'alimentation en carburant. Il y a un indicateur pour la pompe d'appoint et un indicateur basse pression pour chaque pompe d’appoint., un robinet d'arrêt de carburant, le filtre de dérivation, un indicateur de la température du carburant, et une soupape de carburant intercommunication commutateur.


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Figure 45 : Disposition du circuit carburant de l'A320

Composants nécessaires au circuit carburant du TAC25 :

• Robinets d’arrêt carburant

Figure 46 : Exemple de robinet coupe feu

Deux robinets d'arrêt carburant moteur sont monté sur un longeron de l’aile et permet de couper l’alimentation du moteur en carburant. Chaque robinet est un moteur électrique qui actionne le robinet d'arrêt avec une poignée manuelle. Le manuel de maintenance prévoit un contrôle visuel de la position de la vanne et une méthode manuelle de positionnement de la valve lorsque le moteur électrique n'est pas sous tension. Pour limiter la pression dans les conduites de carburant, la soupape de décompression comporte le logement d’une soupape thermique.

• La pompe d’apport carburant Les pompes d’apport carburant délivrent le carburant sous pression du réservoir vers leur moteur respectif ou à l’autre moteur au moyen des valves de raccordement.


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Chaque pompe est : o une pompe de type centrifuge entraînée par un moteur à courant alternatif contrôlé

par un connecteur sur le panneau supérieur. o isolée du réservoir à carburant en étant installé dans une pompe à l'intérieur d'un

réservoir ou sur le côté avant du longeron avant.

• Valve de raccordement circuit carburant Le réseau d'alimentation en carburant du moteur est connecté par l'intermédiaire de valves de raccordement. Elles permettent de diriger le carburant de la réserve en citerne vers les deux moteurs. Cette valve est située à l'arrière de la citerne n ° 2. C'est le même modèle que le robinet d'arrêt de carburant du moteur.

• Clapet de la pompe d’appoint C’est un clapet de sécurité qui est situé en aval de la pompe d’apport carburant. Il se ferme lorsque la pression carburant atteint un seuil minimal critique et évite un retour du carburant vers la pompe d’apport.

• Vanne de surpression Cette vanne permet d’enlever la pompe d’apport carburant sans pratiquer une vidange du réservoir. Les vannes sont actionnées manuellement en actionnant les robinets d'arrêt et sont situées à l'entrée du circuit pour chaque pompe d'appoint. La vanne de surpression traverse la paroi de la pompe d'appoint afin que le robinet puisse être actionné de l'extérieur du réservoir.

• Soupape de dérivation Les soupapes de dérivation permettent aux moteurs de tirer le fuel des réservoirs 1 ou 2 par aspiration en cas de défaillance de la pompe d’apport carburant du réservoir respectif. La soupape permet également la vidange du réservoir par aspiration grâce à la commande manuelle de vidange. Ces soupapes sont situées aux extrémités des deux réservoirs et non pas au centre de ceux-ci. Il existe deux types de soupape de dérivation et nous ferrons appel au clapet séparé car celui-ci est moins sensible à l’accumulation d’eau et au gel que la vanne d’aspiration qui peut être également utilisé.

• Pompe d’apport carburant pour l’APU La pompe d’apport carburant fournit le carburant sous pression du réservoir 1 vers l'APU. Ceci est nécessaire pour l’alimentation en carburant lors du démarrage à froid ou après que de l'air soit entré dans le circuit carburant.


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• Le robinet coupe-feu de l’APU Le robinet coupe-feu de l’APU est monté sur l'aile gauche arrière et contrôle l’approvisionnement de carburant de l’APU à partir du réservoir 1. Le robinet est un moteur électrique rotatif avec une vanne manuelle. Pour limiter la pression dans les conduites de carburant, la soupape de décompression comporte le logement d’une soupape thermique. La pompe d'apport est montée sur le bord inférieur gauche du panneau inférieur et de pompe le carburant à travers les tuyaux qui pénètrent tube de l'aile gauche arrière.

• Tuyaux de circuit carburant Les tuyaux de transfert de carburant entre les réservoirs et le moteur sont fabriqués à partir de tubes sans soudure en alliage d'aluminium, et sont reliées aux différents composants du système de carburant par un type d'attelage ou de brides. Les tuyaux dans les ailes sont principalement situés à l'intérieur sur les bords du réservoir de carburant. Les tuyaux qui approvisionnent l’APU sont du même type.

• Pompe d’éjection d’eau Deux pompes d'éjection située sur le longeron avant aile adjacente à la pompe d'apport en carburant permettent de fournir de l’eau de nettoyage quand les pompes d'appoint avant fonctionnent. La pompe se compose d'un logement, d'un jet buse et d'une soupape à ressort clapet à battant. Le boîtier a trois ports: un motif flux portuaires, un flux induits portuaire, et un port de déchargement. Le motif du port est relié à un adaptateur entre la plaque avant, la pompe d'apport et le clapet. Nous avons pu identifier les fournisseurs suivants :

• Allen Aircraft products : Pompes et soupapes • Engineered fabric corps : Réservoirs • Goodrich Aerospace : système de mesure.


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V.3.2. Pressurisation et oxygène Pour rappel, voici la description faite du système de pressurisation nécessaire à l’appareil lors de la revue d’architecture : Le système de pressurisation du T.A.C.-25 est le même que sur tout autre appareil du même type : de l’air est soufflée dans les zones pressurisées et une ou plusieurs vannes s’ouvrent plus ou moins afin de réguler correctement la pression interne de l’appareil. Le système de pressurisation du T.A.C.-25 suivra donc la courbe de pression suivante :

Figure 47 : Variation de la pression avec l’altitude

Lorsque l’altitude de croisière sera atteinte (pression externe d’environ 24 kPa), le T.A.C.-25 aura une pression interne d’environ 78 kPa. Le système de pressurisation du T.A.C.-25 sera donc composé des éléments suivants :

• Deux vannes de décharge, appelées Outflow Valves. • Six moteurs au total, trois sur chacune des Outflow Valves avec deux moteurs

automatiques et un manuel. • Deux vannes de sécurité, appelées Safety Valve.

• Une troisième vanne de sécurité, appelée Negative Relief Valve. • Deux calculateurs, appelés CPC (Cabine Pressure Controller). • Un panneau de contrôle dans le cockpit.

Le système peut fonctionner aussi bien en mode automatique qu’en mode manuel :

• En mode automatique, le système fonctionne en réunissant de nombreuses informations qui lui permettent d’ouvrir plus ou moins les Outflow Valves afin d’avoir une pression convenable dans les zones pressurisées. L’ensemble de ces informations arrive directement au calculateur (CPC). C’est lui qui gère les moteurs automatiques des Outflow Valves.

• En mode manuel, l’équipage contrôle la pression en cabine, c'est-à-dire l’altitude cabine, par l’intermédiaire du moteur manuel des Outflow Valves. Ce contrôle se fait, bien entendu, par l’intermédiaire du panneau de commande situé en cabine. Il est important de noter que le mode manuel est prioritaire sur tout autre mode de fonctionnement.


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Les deux Safety Valves sont équivalentes à deux soupapes pneumatiques indépendantes de sécurité et préviennent du risque que la pression en cabine devienne trop importante ou insuffisante. La Negative Relief Valve aide les Safety Valves au cas où la pression en cabine deviendrait trop faible. Au système de pressurisation en lui-même s’ajoute un prélèvement d’air chaud à haute pression sur les moteurs qui alimente à la fois les systèmes de dégivrage et le système de climatisation et pressurisation.

Figure 48 : Système de prélèvement d’air chaud sur moteur (échangeur thermique)

Notre système sera également doté d’une climatisation à air, ayant pour but de rendre l’air prélevé au niveau des moteurs propre à être respiré et agréable (humidité, pression, température, particules…)

Figure 49 : Système de climatisation (liebherr).


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Système antigivre Afin de prévenir ou de palier à la formation de givre, fréquente en altitude, notre appareil sera équipé d’un système soufflant de l’air chaud au niveau de tous les bords d’attaque et des points sensibles du moteur définis par le fabricant. Voici un schéma décrivant brièvement le système tel qu’il existe pour les ailes du Boeing 757:

Figure 50 : Schéma simplifié de l’anti-icing d’un B757

Les autres éléments importants à dégivrer (sondes, glaces du cockpit) le son par l’injection de courant électrique au sein de petites résistances les composant. Ces différents éléments sont commandés depuis le cockpit, sur le panel présenté précédemment.

Figure 51 : Panneau de commande – plafonnier.


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V.3.3. Hydraulique L’avion sera équipé de 2 circuits fonctionnant en permanence, plus un secours, que nous identifierons par la suite par des codes couleur. Le fluide utilisé est une huile spéciale, et la pression nominale des circuits est de 2100 bars.

Figure 52 : Système hydraulique des Boeing 737 NG.

Circuits

• Un circuit VERT, mis en pression par une pompe située sur le moteur droit • Un circuit ROUGE, activé par le moteur gauche. Ce circuit peut également être mis

sous pression par l’intermédiaire de moyens au sol, afin de permettre différentes manipulations (portes cargo…)

• Un circuit BLEU de secours, mis sous pression par l’intermédiaire d’une pompe alimentée par la RAT (Ram Air Turbine), en cas de panne des deux moteurs.

Power Transfer Unit Le PTU est un système de soupapes permettant la mise sous pression du système VERT par le circuit ROUGE (ou inversement). Il se met en marche lorsqu’une différence de pression de 500psi, environ 35 bars (sur l’airbus A320) est détectée et permet de palier à un abaissement de la pression hydraulique fournie par un moteur.


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Ram Air Turbine

Figure 53 : RAT sortant d’un Boeing 737 à l’atterrissage

Comme montré sur cette image, la RAT est une petite éolienne sortant de l’appareil. Elle permet d’assurer, lorsque les circuits VERT et ROUGE sont en panne (moteurs éteints et alimentation électrique réduite au minimum), l’alimentation du circuit BLEU de secours. Dans ce cas, la sortie de la RAT est automatique. Elle peut également être commandée manuellement du poste de pilotage.

Figure 54 : RAT de Boeing 757

Accumulateurs Chaque circuit possède un accumulateur hydraulique, permettant de réguler la pression lors des différentes demandes en puissance hydrauliques des gouvernes et autres équipements. Clapets de priorité Ils permettent, sur ordre des systèmes avioniques, de couper la pression aux systèmes non critiques en consommant lors d’une baisse de puissance. Leak measurement valve La soupape de mesure de fuite, installée sur chaque circuit, est utilisée lors des opérations de maintenance afin de connaître la quantité d’huile perdue et de compenser la perte par des appoints. Elle peut être fermée au niveau des panneaux de maintenance.


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Fire shut-off valve (robinet coupe feu) Un robinet coupe-feu est présent sur chaque moteur, en amont de chaque pompe. Il se ferme lorsque le pilote déclenche les extincteurs du réacteur sur son panneau de commande.

Figure 55 : Schéma du prélèvement de pression sur chaque moteur.

Filtres Plusieurs filtres seront installés :

• Un filtre HP sur chaque circuit, le remplissage (pour éviter l’apparition d’impuretés venant de l’extérieur) et sur le circuit de freinage normal.

• Un filtre BP sur chaque retour. • Un filtre spécial au niveau des pompes permettant de détecter la présence de particules

métalliques.

V.3.4. Electricité et batteries Lors des opérations de maintenance légère de l’appareil (notamment des équipements avioniques), ce dernier doit être alimenté en énergie électrique, par l’intermédiaire de l’APU. Le démarrage de l’APU se fait à partir de batteries auxiliaires. Ces dernières peuvent également assurer l’énergie nécessaire à un back-up d’urgence lors de pannes critiques de l’appareil, et il convient également de pouvoir alimenter les détecteurs de fumée, les lumières d’urgence.


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Plusieurs technologies de stockage de l’électricité sont actuellement disponibles : • Les batteries au plomb, telles que présentes dans nos automobiles. Pour des raisons

évidentes d'environnement et de poids, nous les écartons de nos recherches. • Les batteries Nickel Cadmium, relativement légères et adaptées à de fortes puissances

sur un court laps de temps (démarrage de l’APU) • Les batteries Lithium-ion, très utilisées pour des consommations énergétiques plus

réduites mais de durée prolongée. • Plus récentes, les batteries lithium polymère souffrent elles de risques d’embrasement

et d’explosion assez élevés lorsque les conditions de charge ne sont pas scrupuleusement respectées. Pour ces raisons, elles sont écartées.

Ainsi, pour le démarrage de l’APU, nous nous tournerons vers la série 2758 (présente sur la famille A320) de chez Saft Batteries

Dimensions

Length 268.4 mm/10.57 in. Width 303.5 mm/11.95 in. Height 215 mm/8.46 in. Weight 25.5 kg/56.22 lbs

Electrical caracteristics Nominal voltage 24 volts Nominal capacity 23 Ah at 1 hour rate Power rating (12V-15s-23°C/70°F)

Recommended constant charging

28.5 volts

Concernant la fourniture de l’énergie de secours, nous nous tournons vers un modèle au lithium-ion de 270V.

V.3.5. Systèmes de sécurité

V.3.5.1 Toboggan d'évacuation Afin de pouvoir être évacué rapidement en cas d’avarie majeure, le TAC-25 sera doté d’un unique toboggan d’évacuation au niveau de la porte de l’équipage. Ce toboggan sera du type « toboggan-radeau » afin de répondre à l’éventualité d’un amerrissage réussi de l’appareil. Cet équipement peut être obtenu au sein d’Air Cruisers, filiale américaine du groupe ZODIAC (capture d’écran issue de leur site internet).

Figure 56 : Toboggan déployé


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Localisation Le toboggan sera placé en bas de la porte, dans un container adapté fourni par le fabricant.

Figure 57 : Toboggan installé en bas d’une porte

Fonctionnement Lorsque la porte est en mode « armée », son ouverture déclenche automatiquement la percussion de la cartouche d’air comprimé assurant le gonflage du toboggan, qui est par la suite lui-même entraîné par son propre poids. En cas de défaillance, il existe une poignée permettant d’activer le gonflage manuellement.

Figure 58 : Déclencheur manuel de gonflage

Par ailleurs, le toboggan/radeau contient de nombreux équipements de survie : denrées alimentaires, feux de détresse…


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V.3.5.2 Détecteurs d'incendie et extincteurs Afin d’assurer la protection de la cargaison et l’intégrité physique de l’appareil face aux risques de feu à bord, le TAC 25 sera équipé à la fois de détecteurs de fumées et de systèmes d’extincteurs à l’argon déclenchables depuis le cockpit. Cette partie n’englobe pas les systèmes de détection incendie sur les moteurs et l’APU, ces derniers étant directement intégrés par les fournisseurs. Capteurs Notre avion comprendra 22 capteurs de fumée :

• 20 dans la soute • 1 dans les toilettes de l’équipage • 1 dans le cockpit

Dans le cockpit et les toilettes, ils seront placés sur le plafond, au dessus du lavabo et derrière la dernière rangée des commandes de l’appareil. Dans la soute, ces derniers seront placés 4 par 4 sur 5 rangées équidistantes: 1 détecteur ira en bas à gauche, près du plancher sur la paroi, un deuxième de façon symétrique à droite de la soute, un troisième au plafond, au centre, et enfin un dernier dans la soute secondaire. Les détecteurs retenus, CGAB2001-00, sont fabriqués par Cerberus Aerospace (filiale de Siemens). Leur petite taille (9cm de diamètre) permettra de les incorporer sans aucune difficulté dans notre avion. Ils sont notamment présents dans l’airbus A300600F.

Figure 59 : Plan d’un détecteur de fumée


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Ces détecteurs utilisent une technologie optique, répondent à la norme européenne E-54 ce qui assure la détection d’une large gamme de fumées et de scénario de feux, et ont comme avantage une faible probabilité de fausse alarme. Extincteurs Afin d’assurer la suppression d’un feu naissant, nous utiliserons dans la soute des extincteurs à l’argon, gaz rare qui inhibe le feu en s’associant à l’oxygène contenu dans l’air. Il est à noter que cette technique est uniquement employable en l’absence d’êtres humains, car le gaz argon peut causer la mort par asphyxie. Nos recherches nous ont révélé un fournisseur majeur de ces systèmes : Pacific Scientific HTL/Kin-Tech Division. Malheureusement, les données et les photos concernant ces produits sont absents de leurs pages d’informations. Pour assurer l’extinction des feux dans la soute, nous nous proposons de mettre en place 5 équipements de ce type : 2 dans la soute inférieure, 3 dans la soute principale (sur le plafond). Lors de l’activation de la commande des extincteurs, les 5 se mettront en marche afin d’éviter tout risque de propagation d’un incendie qui pourrait sembler éteint.


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VI. Centrage et plan de chargement

Dans cette partie traitant des masses et du centrage de l’avion, nous vérifierons que l’architecture du TAC 25 lui permette une exploitation sans risques de basculement (basculement au chargement et/ou au décollage). Cette vérification sera accompagnée de restrictions qu’il est nécessaire d’appliquer dans le cadre de l’exploitation opérationnelle de l’avion afin d'éviter tout risque. Nous reviendrons dans un premier temps sur le centrage à vide, puis nous réaliserons le centrage avec un chargement homogène, enfin nous traiterons différents scénarios d’exploitations afin de s'assurer que le TAC 25 peut être utilisé dans plusieurs circonstances. Pour cette étude, nous utiliserons les valeurs suivantes :

• Incidence de décollage = 15° (fixée par l'étude de performance), • Centrage acceptable = [10%, 30%] avec 1% de tolérance.

VI.1. Etude du TAC 25 à vide Afin de déterminer le centre de gravité de l’avion, nous résolvons l’équation suivante suivant l’axe longitudinal et l’axe vertical :

∑∑ ⋅=⋅i

ii

ii MOGOAM

Nous trouvons que le centre de gravité se situe à 19,93 m du nez de l’avion et à 4,5 m du sol. Sachant que le foyer aérodynamique se situe à 20,58 m du nez de l’avion, le centrage à vide de l’appareil vaut 14,7 %. Il faut maintenant tenir compte de l’influence de la présence du pétrole dans la voilure. En effet, nous pouvons présumer que le centre de gravité de l’avion devrait se déplacer ce qui implique une modification de la valeur de centrage. Pour connaître l’influence de la masse de pétrole emporté sur le centrage, nous avons cherché à connaître la position du centre de gravité de la voilure en fonction du taux de pétrolisation de celle-ci. Pour ce faire, nous avons pris les hypothèses suivantes :

• Chaque volume délimité par les longerons et les nervures verra son centre de gravité au centre du volume formé,

• Pour qu’un volume n soit pétrolisé, il faut que le volume n-1 le soit entièrement. Ces hypothèses sont simplificatrices dans le sens où elles ne reflètent pas la réalité mais elles permettent néanmoins de tenir compte de la masse de carburant emportée dans le calcul de la position du centre de gravité de la voilure. Ainsi, nous trouvons les résultats suivant (position du centre de gravité (CdG) exprimée en mètre à partir du bord d’attaque à l’emplanture) :


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Position du CdG de la voilure fonction de la pétrolisation Pétrole

% kg x_cdg_voilure (m)

0 0 3,47 10 1 815 3,45 20 3 630 3,42 30 5 445 3,40 40 7 260 3,38 50 9 075 3,36 60 10 890 3,33 70 12 705 3,31 80 14 520 3,29 90 16 335 3,26 100 18 150 3,24

Dans la suite de notre raisonnement, nous ne considèrerons que trois cas de pétrolisation :

• le cas où l’on embarque 100% de carburant soit 18 150 kg, • le cas où la voilure ne contient plus que la moitié du carburant soit 9 075 kg, • le cas où l’aile n’est pas pétrolisée.

Ainsi, nous obtenons les positions de centre de gravité suivantes :

Position du centre de gravité de l'avion à vide avec pétrole Pétrolisation (%) 100 50 0 Position longitudinale du CdG (m) 19,88 19,9 19,93 Position verticale du CdG (m) 4,2 4,4 4,5 Angle d'incidence maximal (°) 21,1 20 19,2 Centrage (%) 15,8 15,3 14,7

Nous avons déterminé précédemment la position du centre de gravité suivant l’axe longitudinal x

r ainsi que suivant l’axe verticalz

r. Cette information est importante dans le sens

où elle permet de déterminer l’angle limite que notre avion peut prendre au décollage sans risque de basculement. Les valeurs trouvées pour l'angle d'incidence et pour le centrage sont en adéquation avec ce qui a été fixé pour cette étude. Intéressons nous maintenant à l’étude de l’équilibre de l’avion chargé avec 25 tonnes de fret répartis uniformément sur les 10 containers (masse de chaque container valant 2,5 tonnes) dans les différents cas de pétrolisation cités précédemment.

VI.2. Etude du TAC 25 à MTOW Nous définissons la notion d’équilibre en chargement comme suit : il faut que le moment induit par la masse de l’avion soit toujours supérieur au moment induit par la masse des containers.


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Les containers sont positionnés et numérotés comme suit :

Nous déterminons le moment généré par la masse de l’avion, puis nous déduisons à celui-ci le moment créé par la masse des containers chargés. Le chargement du fret se fait de l’arrière de la soute vers l’avant. On charge d’abord les containers de 10 à 3 puis les containers 1 et 2. Ainsi, si la différence de moment reste positive lors du chargement alors le TAC 25 ne bascule pas :

container distance p/r aux trains ppx (m)

masse (kg) moment induit (kg.m)

moment cumulé (kg.m)

cdg avion 1,62 64 200 104 260 104 260 1 13,695 2 500 34 238 81 573 2 11,165 2 500 27 913 65 210 3 8,635 2 500 21 588 55 173 4 6,105 2 500 15 263 51 460 5 3,575 2 500 8 938 54 073 6 1,045 2 500 2 613 63 010 7 -1,485 2 500 -3 713 78 273 8 -4,015 2 500 -10 038 99 860 9 -6,545 2 500 -16 363 127 773 10 -9,075 2 500 -22 688 162 010

Comme nous pouvons le voir sur le tableau ci-dessus, la différence minimale de moment est positive, nous en concluons que l’avion ne bascule pas lors du chargement. Il en est de même dans les cas où nous emportons 50% de carburant et lorsqu’il n’y a pas de carburant dans la voilure. Les valeurs de centrages et d'incidence ainsi déterminées restent acceptables :

Position du centre de gravité de l'avion avec 25t de fret vide avec pétrole Pétrolisation (%) 100 50 0 Position longitudinale du CdG (m) 19,42 19,38 19,33 Position verticale du CdG (m) 5,4 5,6 5,7 Angle d'incidence maximal (°) 21,1 20,7 20,8 Centrage (%) 26,1 26,9 28

Le TAC 25 ainsi chargé peut décoller sans crainte et être chargé sans risque de basculement. Nous allons maintenant nous intéresser à divers cas d'exploitation.

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10


___________________________________________________________________________ - 94 -

VI.3. Etude de cas d'exploitation Le paragraphe précédent traite d’une exploitation presque « idéale ». Cependant, lors de l’exploitation réelle, la masse des containers ne sera certainement pas répartie uniformément et le chargement ne sera certainement pas homogène. L’objectif de ce paragraphe est donc d’étudier la flexibilité opérationnelle du TAC 25 au travers de quelques scénarii et d’en déduire les limites opérationnelles qu’il convient de fixer.

VI.3.1. Cas n°1 Dans ce cas, nous supposons que la charge utile est répartie sur six containers (cinq chargés à leur masse maximale, soit 4 600 kg et un chargé à 2 000 kg) et que l’avion rejoins sa destination à environ 2500 NM.

En procédant à la même étude réalisée lors d'un chargement uniforme, nous constatons que celui-ci reste parfaitement équilibré quelque soit la masse de carburant présent dans la voilure et nous constatons également que les valeurs de centrage et d'incidence maximale sont acceptables :

Centrage fonction de la pétrolisation cas n°1 Pétrolisation (%) 100 50 0 Centrage (%) 24 24,6 25,4 Angle d'incidence maximal (°) 19,2 19,5 19,8

Bien que les valeurs de centrage soient correctes et que l’avion ne bascule pas, il faut remarquer que le chargement considéré est très mal fait. En effet, cet avion est très mal chargé et il ne le serait certainement pas comme ça dans la réalité. Considérons une répartition de masse plus réaliste :

4 600 kg 4 600 kg 2 000 kg

4 600 kg 2 000 kg


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Dans cette répartition, les masses sont disposées de manière « symétrique » par rapport au point de rotation (situé entre les containers numéro 6 et 7). Cette répartition permet une compensation des moments engendrés par les masses et donc de conserver l’équilibre de l’avion. Les valeurs de centrage associées à cette nouvelle répartition de masse sont sensiblement plus faibles et restent donc dans l’intervalle.

VI.3.2. Cas n°2 Supposons maintenant que le TAC 25 décolle cette fois en embarquant seulement 17 tonnes de charge marchande pour rejoindre un aéroport où il embarquera 6 tonnes supplémentaires de charge marchande pour faire une livraison groupée : Chargement initial

Afin de permettre le chargement rapide de l’avion lors de l’escale, les containers sont positionnés de sortes à laisser les emplacements pour les containers 2, 3 et 4 libres. Il est important de noter que nous avons placé un container tout à l’avant de la soute lors du chargement initial. Son rôle est de ramener le centre de gravité du fret vers celui de l’avion afin de conserver un centrage correct.

Chargement après l'escale

L’équilibre de l’avion est toujours garanti et les valeurs de centrage et d'incidence restent dans l’intervalle cité précédemment.

Centrage fonction de la pétrolisation cas n°2 Pétrolisation (%) 100 50 0 Centrage (%) 14,1 27,3 28,5 Angle d'incidence maximal (°) 15,2 20,6 21

3 000 kg 2 000 kg

3 000 kg 2 000 kg


___________________________________________________________________________ - 96 -

VI.3.3. Cas n°3 Ici, nous supposons que le TAC 25 parte avec 25 tonnes de fret, qu'il doive faire une escale pour livrer une cargaison 7,5 tonnes puis qu’il redécolle directement pour livrer le reste de son fret. Il consomme 50% de son carburant pour arriver à l'escale, et il atterrit « court pétrole » à sa destination finale. Chargement initial

Pour des raisons pratiques, les containers à décharger devront être les containers les plus proches de la porte. Cependant, nous constatons que nous n’avons pas fait que décharger les containers 2, 3 et 4, mais que nous avons également déplacé les containers 5, 6, 7, 8, 9 et 10. Il a été nécessaire de les déplacer afin de conserver un centrage correct de l’avion. Chargement après l'escale

Une fois encore, l’avion ne bascule pas, le centrage de l’avion reste correct et les angles limites au décollage sont supérieurs à l’angle de décollage.

Centrage fonction de la pétrolisation cas n°3 Pétrolisation (%) 100 50 0 Centrage (%) 26,3 21,3 21,8 Angle d'incidence maximal (°) 20,1 18,2 18,3

2 500 kg

2 500 kg


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VI.4. Consigne de chargement Comme nous avons pu le voir dans les scénarios décris précédemment, le chargement doit être fait de sorte à éviter le basculement de l’appareil mais également à garantir un centrage correct de l’appareil. Pour ce faire, il faut respecter les consignes suivantes :

• Interdiction formelle de charger plus de 9,9 tonnes sur les containers numéros 8, 9 et 10 sans chargement préalable du container numéro 1 (d'une masse minimale de 2 tonnes) et du carburant.

• Charger le fret en commençant par le container numéro 1. • Symétrie des masses autour du centre de gravité de l’avion si la soute est entièrement

chargée sinon autour du point de rotation. • Lors du déchargement de la soute, le container numéro 1 doit être déchargé en dernier.

VI.5. Conclusion Nous avons vérifié que le TAC 25 pouvait, de part son architecture, respecter les différentes contraintes exprimées en termes de centrage, de basculement pendant le chargement et au décollage ainsi que d’angle disponible au décollage. Ainsi, nous pouvons conclure que l’architecture définie est valide et qu’elle permet de respecter les différentes contraintes précédemment citées, mais également que le TAC 25 possède une flexibilité opérationnelle lui permettant de répondre aux besoins réels des compagnies aériennes qui l’exploiteront.


___________________________________________________________________________ - 98 -

VII. Certification Avant de pouvoir prendre son envol commercial le TAC-25 devra subir de nombreux essais au sol et en vol afin d’obtenir sa certification. L’EcoCargo étant destiné au marché américain et au marché européen, il est nécessaire d’obtenir l‘approbation de la FAA et de l’EASA. Nous rappelons que 4 prototypes ont été prévus pour la réalisation de l’ensemble des essais.

VII.1. Présentation de l'EASA et de la FAA L’Agence européenne de la sécurité aérienne (AESA, en anglais EASA), est une agence de la communauté européenne qui traite la sécurité aérienne et de compatibilité environnementale de l’aviation civile, basée à Cologne (Allemagne) qui est entrée en fonctions en septembre 2003. La Federal Aviation Administration (FAA) est l'équivalent de l'EASA aux Etats-Unis. Cet organisme gouvernemental est chargé des réglementations et des contrôles concernant l'aviation civile. Ces deux autorités ont pour mission d'aider à :

� établir et maintenir un niveau élevé et uniforme de sécurité de l'aviation civile de protection de l'environnement aérien ;

� faciliter la libre circulation des biens, des personnes et des services ; � favoriser la rentabilisation des processus réglementaire et de certification ; � promouvoir, au niveau mondial, les vues qu'elles défendent quant aux normes de

sécurité à appliquer dans l'aviation civile. Ces agences développent un savoir-faire pour tout ce qui touche à la sécurité de l'aviation civile, en vue d'aider les institution à élaborer la législation et les mesures d'exécution relatives au contrôle de la sécurité des produits aéronautiques, des organisations et des personnes associées à leur maniement et de tout autre domaine connexe. La FAA et L’EASA sont les deux principales agences mondiales qui sont habilitée à certifier les nouveaux avions, les équipements et les formations des pilotes de l'aviation civile.

VII.2. Test et essais au sol en vue d'obtenir de la certification VII.2.1. Essais structuraux

Le TAC-25 devra d’abord subir un ensemble de test au sol visant à préparer le premier vol. Le programme d’essais du TAC-25 débutera par les essais systèmes. Cette phase consiste en l’analyse du bon fonctionnement des différents systèmes constituants l’aéronef. Ces essais sont réalisés en statique et pourront être effectué au sein même de l’usine d’assemblage du TAC-25 dans le hangar de la Transport Aircraft Company prévu à cette effet. Aussi, le premier prototype devra subir les essais structuraux et les essais en fatigue. Ces tests statiques permettent de vérifier la tenue de la structure.


___________________________________________________________________________ - 99 -

Ce premier prototype est destiné à être détruit. Celui-ci sera détruit suite à l’application d’efforts sur la structure permettant de vérifier la tenue aux charges maximales que le TAC-25 est susceptible de connaître au cours de son exploitation. Un des essais le plus représentatif est le chargement de l'aile, le test de flexion ou de recourbement. Le test de flexion d'aile simule la charge limite que peut transporter le TAC-25. Lors de ce test l’aile se déplace verticalement par rapport à sa position d'origine.

Figure 60 : Infrastructure pour les essais structuraux

La charge limite est la charge maximale que peut supporter l'avion durant sa vie. Elle intervient sur de nombreux paramètres au niveau de la structure en fonction des conditions de vol, mais le recourbement d'aile est considéré comme le plus significatif. L'essai permet de confirmer les résultats numériques. Cette étape est très importante dans la phase de certification. De nombreux spécialistes y assiste, dont des membres de l'European Joint Aviation Authorities (les autorités aéronautiques européennes), de la FAA est des responsables techniques du TAC-25. Les données du test sont ensuite utilisées pour une analyse détaillée en vue des essais en vol ainsi que d'autres essais statiques, qui iront cette fois-ci au-delà de la charge limite. Après cela, l’aile est de nouveau soumise au recourbement limite. Cette condition de charge devra être tenue pendant une certaine durée (45 minutes pour l’A380) et des essais de fonctionnement des spoilers et des ailerons sont effectués dans le même temps. Les essais doivent prouvés que les gouvernes fonctionnent selon les prévisions initiales.

VII.2.2. Essai en vibration Les essais de vibration au sol sont destinés à montrer que le TAC-25 ne risque pas d’être détruit du fait des vibrations. La modélisation, même si elle a progressé, reste perfectible et requiert une validation. La législation impose de réaliser des essais de vibrations au sol, notamment pour connaître les facultés d’amortissement et vérifier les rigidités de la structure. Pour réaliser ce test des accéléromètres sont collés en différents points de l’avion permettant de mesurer les accélérations et, par extension, les déplacements de la structure que l’on le fait vibrer à l’aide d’excitateurs.

Les tests de vibrations incluent des mesures spécifiques permettant au constructeur de prendre en compte une éventuelle perte d’une aube de turbine, et d’assurer que l’avion peut néanmoins être piloté jusqu’à l’aéroport le plus proche. Ces mesures permettent, via des calculs spécifiques effectués, d’assurer que le balourd issu de ce déséquilibrage n’engendrera pas des niveaux de vibrations susceptibles d’endommager la structure de l’avion, ou d’empêcher les pilotes de lire des instruments de bord.


___________________________________________________________________________ - 100 -

Une fois les mesures traitées, on connaît la manière dont l’avion se déforme pour chaque fréquence de résonance. Les caractéristiques et les fréquences des résonances de la majorité des modes de vibrations dépendent de l’amplitude des vibrations. Il importe donc de multiplier les expériences en variant les niveaux et les endroits d’excitation pour accéder aux meilleures représentations possibles de chacun de ces modes. Les modèles numériques sont censés prévoir au mieux le comportement de la structure afin d’éviter des surprises lors des essais qui pourraient s’avérer très couteuses voir conduire à la mise en échec du projet.

VII.2.3. Résistance aux impacts Les tests de certifications prévoit des tests aux impacts d'oiseaux des moteurs et des cellules, édictés par les règlements de navigabilité FAR (Federal Aviation Regulations) ou JAR (Joint Aviation Requirements) qui sont de plus en plus sévères. C'est pourquoi les moteurs les plus récents, bien que plus gros que ceux des générations précédentes, ont une meilleure résistance à l'ingestion d'oiseaux. Les nouveaux règlements prévoient de tirer au banc d'essai :

• Un oiseau lourd de 1,85 kg, 2,75 kg ou 3,65 kg suivant la taille des moteurs.

• Une combinaison d'oiseaux moyens de 0,7 et 1,15 kg suivant la taille du moteur. Par exemple pour les plus gros moteurs la certification prévoit de tirer un oiseau de 3,65 kg, 4 oiseaux de 1,15 kg, et 1 oiseau de 1,15 kg associé à 6 oiseaux de 0,7 kg. Une telle quantité d'oiseaux supposés être avalés de façon identique par au moins deux moteurs demeure un événement exceptionnel et peu probable.

La structure du TAC-25 doit résister à des impacts d'oiseaux de 1,85 kg à la vitesse de croisière de l'aéronef; Par exemple: l'oiseau ne doit pas pénétrer au travers des pare brises. Mais les radomes moins "vitaux" pour la sécurité des avions sont parfois sérieusement endommagés. Il est demandé aujourd'hui au moteur de continuer à produire au moins 75% de la poussée de décollage pendant 20 minutes.


___________________________________________________________________________ - 101 -

Pour l'oiseau lourd, il est demandé que le comportement du moteur ne mette pas en danger l'intégrité de l'avion (pas de feu propagé sur l'aile, pas d'éclatement, etc.). L’arrêt du moteur est quand à lui acceptable. Ce sont des événements à prendre très au sérieux pendant la conception du moteur ou de l'aéronef, du fait qu'à la masse parfois importante des oiseaux vient s'ajouter l'énergie cinétique due à la vitesse de l'avion. Les essais de certification confirment que les avions et les moteurs ont bien le niveau de sécurité requis.

VII.2.4. Autres essais au sol Enfin, les étapes ultimes des essais au sol sont les suivantes:

• l’allumage des moteurs. Notons que lors du démarrage des moteurs pour la première fois une épaisse fumée est émise et ce quelque soit l’appareil. Les moteurs trouvent ensuite un régime de fonctionnement standard, sans cette fumée.

• des points fixes consistant en une monté en régime des réacteurs, l'avion restant sur

place avec les freins serrés,

• le roulage autonome sur pistes sèche mais aussi pistes humides avec des accélérations et vitesses de plus en plus élevés.

VII.3. Test et essais en vol en vue d'obtenir de la certification VII.3.1. Listes des essais en vol

Après les essais au sol, place aux essais en vol. Ces essais ont pour but d’évaluer les qualités de vol du TAC-25, ses performances en conditions opérationnelles, sa résistance aux vibrations, son niveau de bruit, ainsi que le fonctionnement des systèmes, en mode normal, en simulant des cas de panne et dans des conditions extrêmes.

Parmi les essais en vol destinés à la certification figurent les essais suivants :

• Essai VMU : Ces essais permettent de déterminer la vitesse minimale utile requise

pour permettre à l’avion de décoller. Ils sont d’une grande importance pour les futurs exploitants du TAC-25 car le résultat constitue un point de référence pour le bon déroulement des missions qui lui seront attribués.


___________________________________________________________________________ - 102 -

• Pleine charge : Il s’agit d’évaluer le comportement de l’aéronef lorsque celui-ci est à

charge maxi. Pour cela l’avion est équipé de réservoirs de lest pour atteindre la masse maxi au décollage du TAC-25 qui est de 87 tonnes.

• Mesures de sillage : Les mesures effectuées ont pour but de déterminer les turbulences provoquées lors des phases de décollage et d’atterrissage de l’avion. Ces mesures permettront d’évaluer l’espacement réglementaire qui devra être respecté pour les différentes phases de vols (décollage, vol en croisière, atterrissage) sans que la sécurité d’un tiers avion n’en soit atteinte.

• Ingestion d’eau : Ils permettent d’évaluer le comportement du TAC-25 sur piste

mouillée et d’aquaplaning. L’intérêt de ces tests est de pouvoir offrir un niveau de sécurité optimale pour les différents exploitants de l’avion.

• Résistance aux vibrations : Lors des essais en vol, l’avion est soumis à des vibrations

déclenchées par les pilotes et ingénieurs d’essai via des dispositifs électroniques activant différents gouvernes. Tout comme les essais en vibration au sol, l’exploitation des réponses des accéléromètres embarqués permet de vérifier que le comportement vibratoire en vol est conforme aux prédictions des simulations numériques.

• Essais en conditions opérationnel : L’intérêt de cette phase d’essai est de tester le bon

fonctionnement et le comportement de l’avion dans ses conditions extrêmes. En effet, le TAC-25 devra montrer ces performances en altitude où le manque d’oxygène et de poussée ne doit pas perturber le bon fonctionnement de l’avion. Il sera également testé par températures extrêmement basses (jusqu'à -30°C), mais aussi en condition humide et de chaleur élevée.

• Certification acoustique : La certification acoustique des avions constitue un point

critique car si jamais le TAC-25 ne respecte les normes de bruit, son exploitation peut se trouver réduite voir condamnée.

VII.3.2. La certification acoustique La certification acoustique consiste à mesurer le bruit selon des procédures très rigoureuses et reconnues par tous au plan international. Ces procédures précisent par exemple la position des enregistreurs, la météo acceptable, le poids de l'avion, le bruit ambiant maximal acceptable. De plus, ces mesures sont effectuées directement par les États ou sous la surveillance étroite d'experts internationaux. Ces mesures, fiables et comparables, permettent de classer les avions en fonction de leur niveau de bruit. Cette classification fait l'objet d'une norme de l'OACI (Organisation de l’Aviation Civile International). Le bruit provoqué par les avions a plusieurs origines. On distingue deux sources de bruit :

• Le bruit des groupes motopropulseurs est engendré par les parties tournantes du moteur du TAC-25, le PW2043, et les fortes turbulences générées dans la partie arrière.


___________________________________________________________________________ - 103 -

Figure 61 : Origine du bruit des moteurs

• Le bruit aérodynamique, quant à lui, est dû aux turbulences aérodynamiques créées

autour de l'avion.

Figure 62 : Origine du bruit aérodynamique

Les essais, destinées à démontrer que les niveaux sonores d’un avion n’excèdent pas ceux fiés par les normes, comportent une série de décollage et d’atterrissages pendant lesquels des mesures de bruit sont faites en des points spécifiques repérés A, B1, B2 et C dans la figure ci-après.


___________________________________________________________________________ - 104 -

• A : point de référence de mesure du bruit à l’approche situé sur le prolongement de l’axe de la piste à 2000 m du seuil ; ce point est situé à 120m au-dessous d’une pente de descente de 3° ayant son origine en un point situé à 300m au-delà du seuil.

• B1 et B2 : points de référence de mesure du bruit latéral à pleine puissance situés sur

une parallèle à l’axe de la piste à 450m de cet axe, où le niveau de bruit au décollage est maximal.

• C : point de référence de mesure du bruit au survol situé sur le prolongement de l’axe

de la piste, à une distance de 6,5 km du début du roulement au décollage. Ces mesures sont réalisées à la masse maximale admissible au décollage portée sur le manuel d’exploitation de l’appareil. Les niveaux de bruits engendrés par le TAC-25 ne doivent pas excéder les niveaux limites suivants :

Point de mesure Niveau de bruit EPNdB A 101,6 B 97,37 C 92,43

L‘aéronef sera ensuite classé dans une catégorie de bruit en faisant un cumul des marges aux limites précédemment citées :

• Si la marge est comprise entre 0 et 5 l’avion est classé parmi les avions les plus bruyants. Notons que dans ce cas l’avion est interdit d’utilisation des aéroports de France.

• Si celle-ci est comprise entre 5 et 8 l’avion est dit bruyant et est susceptible de connaître des restrictions dans son exploitation.

• Au delà de 8, le TAC-25 pourra être exploité sans risque de restriction.

VII.4. Conclusion Une fois l’ensemble du programme d’essai et de certification achevée le TAC-25 est bon pour prendre son premier envol commercial. Le site où seront réalisés ses essais pour la certification se situera au Canada (le lieu sera précisé plus tard) dans un site proche de l’usine de fabrication afin de réduire les coûts logistique.


___________________________________________________________________________ - 105 -

VIII. Industrialisation Dans ce chapitre « Industrialisation », nous allons développer toute la partie logistique de notre usine. Pour cela nous allons traiter quatre parties :

• La séquence d’assemblage : le planning prévoyant les différentes étapes de fabrication des avions au sein de l’usine de production.

• Les processus, c'est-à-dire établir un processus plus détaillé que celui de la revue

d’architecture. Cette partie nous permettra de calculer les différents besoins, d’organiser les équipes de travail selon les variations de production.

• Gestion des stocks : cette partie consiste à détailler les moyens que nous allons mettre

en œuvre pour gérer les stocks sur le site de production. • Site de production : en se basant sur les plans 3D de l’usine, nous allons détailler les

plans des trois bâtiments. Nous allons également détailler les flux de mouvements sur le site.

La logistique gère les flux et les stocks de ressources (humaines, matérielles, financières et d’information) nécessaires à la vie économique de l’entreprise.


___________________________________________________________________________ - 106 -

VIII.1. Séquence d'assemblage VIII.1.1. Estimation du délai de fabrication du TAC 25

Dans cette partie, nous proposons une séquence d’assemblage. Pour cela, nous avons tout d’abord établi la liste des postes et des taches associées afin de quantifier les délais de fabrication. Nous avons estimé la somme des temps de fabrication de notre avion à 114 jours comme le détaille le tableau ci-dessous :

Numéro Liste des tâches Délai (jours)

POSTE ASSEMBLAGE TRONCONS Réception du tronçon central

1 Contrôle qualité + stockage 1 Réception des éléments de l'aménagement extérieur

2 Contrôle qualité + stockage 1 Assemblage

Queue 4 Fuselage 4

3

Nez 4 TOTAL 14

POSTE ASSEMBLAGE QUEUE

Réception de la queue 4

Contrôle qualité + stockage 1

Réception des empennages H et V 5


Assemblage fuselage + queue finie Réunion queue et tronçon 6

En parallèle Réunion empennages et queue

10

TOTAL 12

POSTE ASSEMBLAGE NEZ Réception du cône de nez

7 Contrôle qualité + stockage

1

8 Assemblage fuselage + cône de nez 11 TOTAL 12

POSTE ASSEMBLAGE TRAIN

Réception trains d'atterrissage 9


Assemblage trains d'atterrissage / fuselage Fixation train principal 10

En parallèle Fixation train avant

11

TOTAL 12


___________________________________________________________________________ - 107 -

POSTE PREPARATION AILES Réception de la voilure Contrôle qualité + stockage

1

Montage Installation des volets

En parallèle Installation des ailerons

2

Installation des aérofreins

11

En parallèle Installation des saumons d'aile et d'empennage

2

TOTAL 5

POSTE ASSEMBLAGE AILES Assemblage voilure / fuselage Réunion fuselage central / caisson

8

12 Réunion aile gauche, aile droite, caisson + karman 2 TOTAL 10

PEINTURE

13 Préparations 2 14 Différentes couches de peinture 6 15 Séchages 5 16 Nettoyage 1 17 Finitions 1

TOTAL 15

POSTE ASSEMBLAGE MOTEURS Réception ensembles moteur-nacelle

18 Contrôle qualité + stockage 1

Réception mâts 19 Contrôle qualité mâts + stockage

1

Intégration moteurs Fixation mât 1 sur aile gauche

En parallèle Fixation mât 2 sur aile droite

5

Fixation ensemble moteur / nacelle 1 sur mât 1 20

En parallèle Fixation ensemble moteur / nacelle 2 sur mât 2

5

21 Autres 2 TOTAL 14

POSTE AMENAGEMENT INTERIEUR

Réception des éléments de l'aménagement intérieur 22 Contrôle qualité + stockage

1

Aménagement intérieur Installation de l'avionique Installation de l'aménagement cabine Branchements électriques Branchements hydrauliques

23

En parallèle

Installation du circuit carburant

14

TOTAL 15


___________________________________________________________________________ - 108 -

POSTE ASSEMBLAGE DES PORTES

Aménagement extérieur (taches en en parallèle) Installation des hublots+fenêtres cabine

24 En parallèle

Installation des différentes portes 2

TOTAL 2

FINITIONS 25 Revêtement étanche 4 26 Finalisation du câblage et de l'avionique 2 27 Réglage des commandes de vol 2

TOTAL 8

FINAL 28 Tests au sol 2 29 Tests en vol 2 30 Livraison au client 1

TOTAL 5 NOMBRE TOTAL DE JOURS 124

Figure 63 : Estimation du délai de fabrication du TAC 25 Etant donné qu’il y a des taches faisables en parallèle, ce délai de 124 jours va être réduit par la possibilité de réaliser des taches en parallèle comme le montre la séquence d’assemblage dans la section suivante.


____________________________________________________________________ ______ - 109 -

VIII.1.2. Séquence d'assemblage pour différentes cadences mensuelles Nous avons établi trois séquences d’assemblage pour les trois cadences de fabrication que nous avons prévu : la cadence pour délivrer 1,5 avions par mois, une autre pour 2 avions par mois et la dernière pour 2,7 avions par mois. Cette séquence d’assemblage et l’estimation des délais de fabrication permettent d’organiser notre usine de production. En effet, nous allons pouvoir évaluer le nombre de postes nécessaires, ainsi que le nombre d’employés par poste selon les cadences prévues. Ces données permettent d’approximer les dimensions de notre usine et de nos postes. La séquence d’assemblage suivante illustre les différentes étapes à exécuter pour produire 1,5 avions par mois. Nous voyons que le premier avion est fabriqué et livré en 10 semaines soit 50 jours:

NEZ NEZ NEZ NEZ NEZ

Portes Portes Portes

FINITIONS

Test et livraisonavion 3

TRONCONSQUEUE

TRONCONSTRONCONS TRONCONSQUEUE

Semaine 1 Semaine 2 Semaine 3 Semaine 4

3ème mois1er mois

Semaine 1

QUEUE

Semaine 2 Semaine 3 Semaine 4

2ème mois

Semaine 2 Semaine 3 Semaine 3

TRONCONSQUEUE

Semaine 1 Semaine 2Semaine 1Semaine 4

Cadence de 1,5 avions par mois (travail en 1x8)


4ème mois

Semaine 4

TRAINTRAIN

AILESAILES

TRAIN TRAIN

QUEUE

AILESAILES

FINITIONS

AILES

TRAIN


PEINTURE PEINTURE

AMENAGEMENT AMENAGEMENT AMENAGEMENT

PEINTUREMOTEURS

PEINTUREMOTEURS MOTEURS

FINITIONS

MOTEURS

Figure 64 : Séquence d'assemblage pour une cadence de 1,5 avions/mois

Dans l’organisation de nos équipes, nous avons décidé de faire appel à des employés très spécialisés pour les postes d’assemblage tronçons, de préparation et assemblage des ailes, de peintures d’aménagement intérieur. Nos employés pour les postes d’assemblage de la queue, du nez et des trains seront dans l’équipe « Tronçons » lors de la première demi semaine de l’assemblage afin de préparer l’installation de leur partie respective. Nous spécialiserons nos employés « Moteurs » au montage des portes. Ainsi, le temps de travail de chaque employé est optimisé.


____________________________________________________________________ ______ - 110 -

Lorsque la cadence de fabrication de nos avions va augmenter, nous allons organiser notre nouvelle équipe de travail en semi 2x8. C'est-à-dire que nous aurons soit un travail à mi-temps au début (14h-18h ou 9h-13h) ce qui permet de passer en douceur de 1,5 à 2,7 avions/mois. Nous augmentons les horaires de cette deuxième équipe progressivement jusqu'à un temps plein lors du pic de production. La séquence d’assemblage suivante montre les différentes étapes à suivre pour produire 2 avions par mois, nous voyons que le premier avion est fabriqué et livré en 7 semaines soit 35 jours:

NEZ NEZ NEZ NEZ

Portes Portes Portes Portes Portes

FINITIONS FINITIONS FINITIONS FINITIONS FINITIONSTest et

livraisonTest et

livraison

MOTEURS MOTEURS

Test et livraison

TRONCONS TRONCONSQUEUE

TRONCONS TRONCONSQUEUE

TRAIN TRAIN TRAIN

AMENAGEMENT

Test et livraison

AMENAGEMENT AMENAGEMENT AMENAGEMENT

Semaine 4

QUEUE

TRAIN TRAIN

QUEUETRONCONS

Semaine 3 Semaine 1 Semaine 2 Semaine 3 Semaine 1Semaine 4

QUEUE

Semaine 2

Cadence de 2 avions par mois (travail en semi 2x8)

n+2 ème mois

AILES AILES AILES AILES AILES

NEZ

n ème mois n+1 ème mois

Semaine 1 Semaine 2

PEINTURE PEINTUREPEINTUREPEINTUREPEINTUREMOTEURS MOTEURS

Figure 65 : Séquence d'assemblage pour une cadence de 2 avions/mois


____________________________________________________________________ ______ - 111 -

Lorsque la cadence de fabrication de nos avions va s’accroître à nouveau, nous allons organiser nos équipes de travail en 2x8. C'est-à-dire que nous aurons deux équipes qui alterneront chaque semaine entre l’horaire du matin (5h-13h) et de l’après-midi (13h-21h). La séquence d’assemblage suivante illustre les différentes étapes à suivre pour produire 2,7 avions par mois, nous voyons que le premier avion est fabriqué et livré en 6 semaines soit 30 jours:

Semaine 1 Semaine 2 Semaine 3 Semaine 4 Semaine 1 Semaine 2 Semaine 3 Semaine 4

PeintureMoteurs

Portes Portes Portes Portes Portes

NezTrains

Nez Nez Nez Nez

Cadence de 2,7 avions par mois (travail en 2x8)

Queue

Trains

Queue

Trains

Queue

Peinture PeinturePeinture

Finitions Finitions Finitions Finitions Finitions

n ème mois

Queue Queue

Trains

Moteurs MoteursMoteursPeinture

TronçonsTronçons Tronçons Tronçons

Trains

Aménagement Aménagement Aménagement AménagementAménagement

Tronçons

n+1 ème mois

Test et livraison

Test et livraison

Test et livraison

Test et livraison

Test et livraison

AilesAiles AilesAilesAiles

Figure 66 : Séquence d'assemblage pour une cadence de 2,7 avions/mois


____________________________________________________________________ ______ - 112 -

VIII.2. Processus VIII.2.1. Processus de fabrication du TAC 25

Voici le processus de fabrication de notre avion respectant son processus d’assemblage :


____________________________________________________________________ ______ - 113 -


____________________________________________________________________ ______ - 114 -

Figure 67 : Processus d'assemblage du TAC 25


_ - 115 -

Voici le résumé des différentes étapes de notre processus d’assemblage :

• Réception des tronçons centraux et secondaires dans la zone de livraison conçue à cet effet

• Assemblage des différentes parties du tronçon pour obtenir le fuselage complet • Assemblage du nez et de la queue de l’appareil ; les ateliers de conception de ces

deux parties de l’appareil ont volontairement été placé aux deux extrémités du tronçon central afin de faciliter la logistique et de réduire au maximum le déplacement des pièces

• Préparation et assemblages des ailes gauche et droite sur le tronçon • Assemblage des trains d’atterrissage sous les ailes et le fuselage de l’avion • Peinture de l’avion

• Assemblage des nacelles et moteurs. Des zones de préparation ont été placées de chaque côté de l’appareil afin de simplifier l’assemblage des parties gauches et droites de l’appareil

• Aménagement de la soute et du cockpit

• Assemblage des différentes portes sur le fuselage • Installation avionique, feux, derniers branchements…

• Finition (traitement de surface, peinture, etc.) • Appareil prêt à la livraison (stockage éventuel sur le tarmac extérieur) ou réservé aux

essais (bâtiment C)


_ - 116 -

VIII.2.2. Quantification du matériel nécessaire à la fabrication du TAC 25

Dénomination Quantité Mise en

route (min) Maintenance

Kit ouvrier NC NC Contrôle mensuel

Echafaudage 3 NC Contrôle mensuel

Monte charge 1 2 Entretien mensuel

Riveteuse 8 1 Entretien mensuel

Grues 2 5 Entretien mensuel

Compresseur 1 5 Contrôle mensuel

Atelier assemblage

tronçons

Treuil 4 2 Entretien mensuel







Atelier assemblage queue

Plateau roulant 2 1 Contrôle mensuel







Atelier assemblage nez






Atelier assemblage trains



Echafaudage 2 NC Contrôle mensuel Atelier

préparation ailes Riveteuse 5 1 Entretien mensuel





Atelier assemblage ailes



_ - 117 -

Compresseur 1 5 Contrôle mensuel Atelier

aménagement intérieur


Kit peinture NC Contrôle mensuel


Robot 1 5 Entretien mensuel Atelier peinture






Atelier assemblage

moteur







Atelier assemblages

portes


Kit ouvrier NC NC Contrôle mensuel Atelier finitions


Rail avion 1 5 Entretien mensuel


Appareil de mesure laser 9 1 Contrôle mensuel

Machines café / sandwich 4 NC Extérieur

Chaîne

Tracteur avion 5 5 Entretien mensuel Flotte de téléphones portables

50 NC NC

Téléphones fixes 315 NC NC

Ordinateur de bureau 240 NC NC

Ordinateurs portables 80 NC NC Photocopieuses multifonctions

10 NC NC

Vidéo projecteurs 10 NC NC

Imprimantes 20 NC NC

Fax 20 NC NC

Machines café / sandwich 4 NC NC

Bureaux

Micro ondes 10 NC NC Figure 68 : Quantification du matériel nécessaire à la fabrication


_ - 118 -

VIII.2.3. Gestion humaine du site

Zone concernée Type d'employés Nombre Total Nombre TotalNombre Total

Commerciaux 50 55 60

Juridique 10 10 10

Marketing 20 20 20

Communication 10 10 15

Finances 10 10 10

Service contrat 10 10 10

Service informatique 25 25 25

Ressources humaines 5 10 10

Direction 10 10 10

Secretariat 10 10 10

Gestion administrative 40 40 40

Pole sécurité 5 10 10

Logistique 5 5 5

R&D 30 20 20

Méthode 20 20 20

BE 30 30 30

CAO 10 10 10

Support technique 40 40 40

Maintenance 20 25 30

Qualité 20 20 20

Cuisine Service exterieur 10 10 10 10 10 10

Temps Plein / Partiel

Ouvriers 90 90 / 90 180

Techniciens 90 90 / 90 180

Responsable atelier 10 10./ 10 20

Ingénieurs 10 12./ 0 15

Responsable chaine 1 1./ 1 2

591 603 / 591 812

90

397Hall d'assemblage 203 / 191

2,7 avions / mois

125

110

80

110Zone commerce

1,5 avions / mois

Zone technique

2 avions / mois

115

Cadence:

201

100

90

80

Zone gestion/administratio

n

Zone technologie

110

80

85

Figure 69 : Quantification du personnel nécessaire


_ - 119 -

VIII.3. La gestion des stocks Une bonne gestion des stocks est un élément primordial pour la réalisation d’un projet comme celui du T.A.C-25. Elle permet notamment de mieux gérer les articles disponibles dans l'entreprise en vue de satisfaire les besoins à venir. Le but étant d’obtenir le meilleur compromis entre : assurer le service, et minimiser les coûts de stockage. En effet, la volonté de vouloir répondre aux besoins dans les délais les plus brefs grâce aux stocks, entraîne obligatoirement des coûts supplémentaires. Cependant ces derniers sont compensés par des économies, notamment sur les dépenses liées aux commandes (la réduction du nombre de commandes permet d’éviter les frais tels : administratifs, de transports, de réception, de contrôle etc.), mais aussi sur les coûts qu’entraînerait la rupture de stock. Il existe cependant, plusieurs types de stock qu’il est important de différencier, afin de mieux pouvoir gérer leur réapprovisionnement. Ces types sont les suivants :

• Les stocks de matière première, qui seront dans notre cas extrêmement rare étant donné que nous nous plaçons en tant qu’avionneur, et que nous ne fabriquons que très peu de parties de l’appareil. Ils ne seront donc pas pris en compte dans cette étude.

• Les stocks encours (ou WIP Work In Progress), qui représentent tout les pièces en attentes d’assemblage.

• Les stocks de besoin interne, qui représentent tout ce qui est nécessaire au bon fonctionnement de l’entreprise ex : consommable de bureau, de production, de maintenance etc.

• Les stocks de produit fini, qui représentera chez nous le stockage des avions terminés en attente de livraison.

Afin d’être le plus rigoureux possible dans la gestion des stocks, nous allons les traiter séparément selon chaque type, et pour chacun d’eux nous étudierons leur quantité optimale, et la gestion de leur approvisionnement. La gestion de la quantité dépendra de plusieurs paramètres tels l’encombrement, le prix, la stabilité de la demande, et la proximité du fournisseur. En effet, il est dans notre intérêt de minimiser les stocks pour les pièces les plus volumineuses, onéreuses, ou dont la consommation est régulière. La notion de stock de sécurité sera aussi vue afin de pallier aux problèmes de consommation irrégulière. Une fois la taille du stock fixée, nous étudierons la gestion de l’approvisionnement, où il nous faudra répondre aux questions quand, et combien. Ceci permettra d’établir sur les commandes, un mode d’approvisionnement à date fixe ou sur point de commande (demande faite de façon périodique, ou par évaluation du stock restant), et sur les quantités, une gestion à valeur fixe ou par remplissage (nombre d’éléments commandés fixe, ou en fonction du manque). La gestion des dates de livraisons se fera en fonction de la régularité de la demande. En effet, le mode sur point de commande prend tout son intérêt pour les consommations irrégulières, et équivaut à un mode de date fixe pour les consommations régulières.


_ - 120 -

La gestion de la valeur commandée (par quantité fixe ou par remplissage) se fera quant à elle en fonction du coût et de l’encombrement des éléments. Le mode par remplissage nécessitant un travail supplémentaire ne prend son intérêt que pour les pièces onéreuses ou volumineuses pour lesquelles nous devons obligatoirement éviter un surplus de quantité ou une pénurie.

VIII.3.1. Les stocks encours Notre compagnie jouant le rôle d’assembleur, les stocks encours représenteront la partie la plus importante. Il est donc primordial de faire une bonne estimation des quantités de stock nécessaire. Pour se faire, nous allons utiliser une matrice qui permettra d’évaluer le meilleur compromis pour répondre aux différents paramètres. Celle-ci attribuera à chacun des éléments pouvant être stockés une note pouvant aller de 1 à 10 selon les critères que nous verrons ci-dessous. Ces différents critères se verront quant à eux, attribué un coefficient pouvant aller de 1 à 5 en fonction de leur importance. Nous prendrons à chaque fois comme références la quantité nécessaire pour équiper l’ensemble d’un avion (par exemple, pour quantifier l’encombrement des servocommandes, nous évaluerons la place occupée par le stockage de l’ensemble des servocommandes de l’avion). Les paramètres utilisés sont les suivants :

• Le prix (coefficient 4) de l’élément pour équiper un avion est l’un des paramètres les plus importants. En effet, certains éléments comme par exemple les réacteurs qui représentent environ 1/3 du prix de l’avion ne pourront être stockés en grande quantité. La note la plus élevée représentera un élément extrêmement coûteux.

• L’encombrement (coefficient 3) de l’élément pour équiper un avion. Pour des

raisons d’espace disponible dans l’usine, certains éléments comme par exemple le fuselage ne pourront être stockés. Les notes les plus élevées correspondront aux pièces les plus volumineuses.

• Les coûts de stockage (coefficient 2) est aussi un paramètre qui joue dans la gestion

des quantités de stock. En effet, même si celui-ci est très lié à l’encombrement, et au prix de la pièce, il est important de prendre en compte le coût que peut nécessiter les infrastructures nécessaires au stockage de certaines pièces, mais aussi le coût des assurances prises sur ces différentes pièces.

La stabilité de la demande ne sera pas prise en compte ici pour les stocks en cours, étant donné que notre production est relativement stable (1,5 avions par mois au début, et 2,5 avions durant le pic de production). L’emplacement du site ayant été choisi dans le but d’être à proximité de tous nos fournisseurs, le paramètre d’éloignement ne sera donc lui non plus, pas pris en compte dans ce tableau. Plus le résultat final sera important, plus il sera coûteux de stocker l’élément, et plus la note sera faible, plus il sera intéressant d’en stocker en grande quantité. En se fixant des paliers sur la note nous pourrons déterminer combien d’équipement d’avance nous pourrons posséder.


_ - 121 -

Coefficient 4 3 2

Dés

igna

tion

Prix

pou

r un

avi

on

Enc

ombr

emen

t

Coû

t de

stoc

kage

Tot

al

Moteurs 10 7 10 81

Ailes 7 10 7 72

Fuselage 6 10 8 70

Avionique 8 5 4 55

Trains d'atterrissage 6 4 4 44

APU 5 3 6 41

Becs et volets 3 5 3 33

Système carburant 4 3 4 33

Actionneurs et servocommandes 4 3 3 31

Planche de bord 4 3 3 31

Actionneurs et servocommandes 4 3 3 31

Nacelle de moteur 2 4 4 28

Hublots, pare brise 1 4 6 28

Freins et pneumatiques 3 3 3 27

Système air/eau 4 2 2 26

Equipement à contrôle numérique 3 2 3 24

Système hydraulique 3 2 3 24

Portes 1 4 3 22

Commande de vol 3 2 2 22

Electronique (avionique) 2 3 2 21

Sécurité 2 2 3 20

Câblages 2 3 1 19

Equipements de sécurité 1 2 4 18

Sièges 1 2 2 14

Boite noires 2 1 2 15

Eclairage de l'avion 1 1 2 11 La demande, et donc la gestion de la production étant contrôlée, il ne sera pas nécessaire d’avoir un stock de sécurité important (celui-ci dépendant notamment de la stabilité de la demande). Nous fixerons donc les stocks et leur approvisionnement afin d’avoir toujours au minimum l’équipement nécessaire pour la fabrication d’un avion. La gestion des quantités sera donc la suivante :

• Total ≥ 70 • 50 ≤ Total < 70 • 30 ≤ Total < 50 • 20 ≤ Total < 30 • Total < 20


_ - 122 -

• Total ≥ 70 : Pour les pièces les plus critiques à conserver, symbolisées en rouge dans

le tableau, les stocks maximums ne pourront excéder deux avions d’avances. Cette mesure implique qu’il sera nécessaire de commander ces pièces très régulièrement, soit une commande tous les vingt jours pour la production de 1,5 avions par mois, et tous les douze jours environs pour la production de 2,5 avions par mois.

0

0,5

1

1,5

2

2,5

10 20 30 40 50

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.

0

0,5

1

1,5

2

2,5

6 12 18 24 30

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.

• 50 ≤ Total < 70 : Pour les pièces symbolisées en orange dans le tableau, nous pourrons stocker une quantité de quatre avions maximum. Ces pièces, dont la criticité est relativement importante, seront donc commandées tous les deux mois pour la production de 1,5 avions par mois, et tous les mois et demi pour la production de 2,5 avions par mois.

0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

3,5

4

4,5

10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.

0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

3,5

4

4,5

12 24 36 48 60 72 84 96 108 120 132 144 156 168

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.

Pour 1,5 avions par mois Pour 2,5 avions par mois



_ - 123 -

• 30 ≤ Total < 50 : les pièces marquées en vert sur le tableau, seront stockées pour une quantité de six avions maximum. Ceci permettra de faire des commandes tous les 3 mois pour la production de 1,5 avions par mois, et tous les deux mois pour la production de 2,5 avions par mois.

0

1

2

3

4

5

6

7

10 30 50 70 90 110

130

150

170

190

210

230

250

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.

0

1

2

3

4

5

6

7

10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.

• 20 ≤ Total < 30 : Les pièces dont le stockage est simple et avantageux symbolisées en bleu dans le tableau pourront être stockées afin d’avoir huit avions d’avance maximum. Elles pourront donc être stockées en grande quantité, et permettront de faire des commandes tous les quatre 4 mois pour la production minimum, et tous les deux mois et demi pour la production maximum.

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10 30 50 70 90 110

130

150

170

190

210

230

250

270

290

310

330

350

370

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

12 36 60 84 108

132

156

180

204

228

252

276

300

324

348

372

396

420

444

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.




_ - 124 -

• Total < 20 : Les pièces, symbolisées en bleu ciel dans le tableau, dont le stockage en grande quantité est plus que judicieux, seront commandées que deux fois par an pour la production de 1,5 avions par mois, et quatre fois pour la production de 2,5 avions par mois.

0

2

4

6

8

10

12

10 30 50 70 90 110

130

150

170

190

210

230

250

270

290

310

330

350

370

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.

0

2

4

6

8

10

12

12 36 60 84 108

132

156

180

204

228

252

276

300

324

348

372

396

420

444

Jours

Sto

cks

d'av

ance

(po

ur u

n av

ions

)

.

Ce mode de commande, sur date fixe, qui est possible grâce à la stabilité de la demande, permettra de garder en permanence un stock de sécurité pour faire face aux différents problèmes pouvant intervenir. La quantité commandée sera faite sur quantité fixe (un remplissage serait inutile, puisque les quantités demandées sont toujours les mêmes), et se fera pour que le stock soit maximum après chaque commande. Les stocks pour les pièces présentes en grande quantité et pouvant comporter un pourcentage non négligeable d’éléments défectueux pourront être réévalués pour chaque nouvelle commande en début d’année.

VIII.3.2. Les stocks de besoin interne Pour les stocks de besoin interne, le paramètre du coût de stockage ne sera pas pris en compte, celui-ci étant relativement bas pour l’ensemble des consommables, mais il sera remplacé par le caractère de la stabilité de la consommation. En effet, ces produits ne dépendant pas seulement de la quantité d’avion produit (les coûts de maintenance dépendent par exemple de l’ancienneté des machines), la stabilité sera un critère supplémentaire de coefficient 2. Plus la note sera élevée, plus la demande sera stable, et donc moins il sera nécessaire d’avoir de stock. Il est à noter que dans la catégorie des stocks de besoin interne, certains ne seront pas soumis à la matrice de choix, puisque ceux-ci seront obligatoirement livrés de façon journalière. On peut par exemple citer la nourriture qui sera gérée par une boite externe et qui sera livrée chaque jour, ou tous les deux jours en fonction de la capacité de nos chambres froides. Les consommables considérés étant moins nombreux, et leur différence dans les critères étant moins important, les notes seront étalonnées sur 5.



_ - 125 -

• Total ≥ 40 : les consommables de production qui sont critiques à stocker (coûteux, encombrants, et dont la stabilité de la demande ne nécessite pas un stock) seront conservés en faible quantité dans l’usine, ce qui impliquera des commandes régulières. La demande étant très stable, il sera également possible de faire des commandes sur dates fixes, ainsi que sur quantité fixe.

• 30 ≤ Total < 40 : Les consommables de maintenance seront eux aussi conserver en

faible quantité, mais la demande étant moins stable, il sera nécessaire de faire des commande sur stock (commande faite une fois le stock en dessous de seuil minimum), et par remplissage.

• Total < 30 : Les consommables de bureau et d’entretien pourront être stockés en

grande quantité dans l’usine, et seront grâce à la stabilité de la demande, commandées de façon régulière. Le mode de remplissage pourra être sur quantité fixe, et sera régulièrement réévalué en fonction de la demande.

VIII.3.3. Les stocks de produit fini Notre production étant faite pour répondre strictement à la demande, le stockage d’avion terminé sera très faible. En effet, l’usine a été conçue pour pouvoir stocker au maximum trois avions terminés pour faire face aux différentes avaries pouvant intervenir.

Coéfficient 4 3 2

Dés

igna

tion

Coû

t

Enc

ombr

emen

t

Sta

bilit

é de

la d

eman

de

Tot

al

Consommables de production 5 4 5 42

Consommables de maintenance 4 4 3 34

Consommables de bureau 3 2 4 26

Consommables d'entretien 2 3 4 25

• Total ≥ 40 • 30 ≤ Total < 40 • Total ≤ 30


_ - 126 -

VIII.4. Site de production Cette partie présente les plans détaillés des bâtiments principaux de notre site de production, c’est-à-dire, les bâtiments A (bâtiment administratif) et B (usine d’assemblage).

VIII.4.1. Bâtiment A Le bâtiment, d’une dimension d’environ 60 mètres par 80 mètres, a été conçu de manière à pouvoir y installer l’ensemble des employés des différents départements mais également conserver une marge afin d’accueillir des stagiaires, par exemple, ou encore d’autres futurs employés. Il possède une capacité maximale de 550 personnes.

Le bâtiment A possède un étage et a été décomposé en quatre zones représentants les quatre grands départements :

• La zone R&D

• La zone services techniques, SAV et qualité • La zone commerciale, finance et marketing

• La zone administrative, informatique et direction Chaque zone possède des bureaux fermés pour les chefs et des espaces de travail ouverts pour les autres employés. Des salles de réunions et de conférences ont également été placée dans le bâtiment à différents endroits afin que celles-ci soient accessibles par tous. Ce bâtiment possède également un restaurant d’entreprise d’une capacité de 280 personnes, situé au rez-de-chaussé à l’arrière du bâtiment. Ce bâtiment a été conçu de manière optimale afin que l’ensemble des employés puissent se déplacer convenablement. Plusieurs issues de secours sur les côtés et à l’arrière de bâtiment ont été placées afin d’assurer une sécurité maximale et de répondre aux différentes normes.


_ - 127 -

Les deux plans de ce bâtiment (rez-de-chaussée puis premier étage) sont décrits ci-dessous :

Figure 70 : Bâtiment A (rez-de-chaussée)


_ - 128 -

La structure du premier étage de ce bâtiment a été conçue de façon similaire au rez-de-chaussée. Par conséquent, seules les différences seront décrites ci-dessous par des flèches rouges.

Figure 71 : Bâtiment A (premier étage)

VIII.4.2. Bâtiment B Le bâtiment B concerne l’usine d’assemblage du T.A.C.-25 Ecocargo. L’arrangement des différents ateliers a été conçu de manière à respecter le processus de fabrication des appareils. Chaque atelier possède un bureau fermé pour le chef d’atelier. Le bâtiment possède également des vestiaires, toilettes et cafétérias en nombre suffisant pour les 200 employés [environ) se trouvant dans ce bâtiment. Des issues de secours se trouvent également tout autour du bâtiment pour la sécurité du personnel.


_ - 129 -

Le plan de ce bâtiment est décrit ci- dessous :

Figure 72 : Bâtiment B


___________________________________________________________________________ - 130 -

IX. Marketing et Finance IX.1. Introduction

Dans une première partie, nous allons étudier les aspects Marketing du projet. Tout d’abord, une analyse sur les parts de marché potentielles que représentent nos clients nous permettra d’établir un carnet de commande prévisionnel. Puis, nous mettrons en place une politique de vente pour répondre de la façon la plus adaptée à la demande de nos clients. Dans une seconde partie, nous allons étudier les aspects financiers du projet. Nous décrirons ainsi nos investisseurs et la nature de leur contribution dans notre projet. Puis, nous expliciterons dans un tableau d’investissement le capital à investir au démarrage du projet pour acquérir le terrain, construire notre usine, acheter nos machines, etc…ainsi que les différentes méthodes choisies pour financer ces investissements. Après, nous détaillerons au travers d’un compte de résultat prévisionnel les différents produits et charges d’exploitation liés à l’activité de notre entreprise et nous détaillerons les conditions qui s’appliquent sur la vente de nos appareils. Enfin, à partir du compte d’exploitation prévisionnel et du plan de financement, nous allons pouvoir monter notre plan de trésorerie et conclure quant à la rentabilité du projet. De plus, nous mènerons quelques calculs pour renseigner nos investisseurs et nos actionnaires sur l’intérêt qu’ils ont de participer à notre projet et nous formulerons une proposition à nos actionnaires pour l’utilisation des bénéfices en fin de programme.

IX.2. Le marketing et la communication IX.2.1. Prévision des ventes : planning de commandes et livraisons

L’étude menée sur les parts de marché que représentent nos différents clients nous a permis d’établir un planning prévisionnel des livraisons sur la durée du programme. En sachant que notre cadence de production initiale est de 1,5 avions par mois (pendant un an), puis de 2 avions par mois pendant 6 mois (phase de transition) et enfin de 2,7 avions par mois pour le reste de la durée de production et que la production est prévue sur environ 12 ans (137 mois), on peut alors établir la répartition des livraisons dans le temps. Nous définissons l’année N comme étant l’année correspondant au lancement de la production (le démarrage de la production en série a lieu en Juillet 2012). Ainsi, notre projet démarre en N-5 et la production s’étale de l’année N à fin N+11 (2023). Pour établir la répartition des commandes dans le temps, nous avons tenu compte des différents salons aéronautiques qui vont permettre de promouvoir notre produit auprès de nos clients potentiels. Parmi ces salons, nous avons retenu le Salon du Bourget qui est organisé tous les deux ans (juin années impaires), en alternance avec le Salon aéronautique de Farnborough en Angleterre et le Salon aéronautique international de Berlin en Allemagne (juillet années paires). Nous avons fixé un délai de livraison (durée entre la date de commande et la date de livraison) de 3 ans maximum. Les premières commandes sont donc enregistrées à partir d’octobre 2009 (N-3), pendant la phase de conception. Voici un récapitulatif du planning prévisionnel des


___________________________________________________________________________ - 131 -

commandes et des livraisons mois par mois depuis le démarrage du projet jusqu’à la fin de la production :

Client Avions

commandés Date de

commande Date de livraison du

dernier avion Kalitta Airlines 5 Jun-09 Oct-12

20 Jul-12 Feb-15 35 Jun-15 Jan-18 UPS

15 Jul-17 Oct-20 TNT Airways 10 Jul-10 Apr-13 Cathay Pacific 20 Jun-11 Mar-14

Korean Air 10 Jun-11 Jul-14 Air France Cargo 10 Jul-12 Jun-15

20 Jul-14 Dec-16 25 Jun-17 Jan-20 DHL Airlines

20 Jun-19 Mar-22 Gemini Air Cargo 25 Jul-18 Aug-21

30 Jun-13 May-16 40 Jul-16 Apr-19 Federal Express

30 Jul-20 Feb-23 Cargolux 10 Jul-17 May-20

Lufthansa Cargo 10 Jun-20 Jun-23 CargoJet Airways 10 Jul-20 Oct-23

Singapore Airlines Cargo 5 Jun-20 Dec-23

IX.2.2. Politique de ventes Pour établir une politique de vente, nous nous intéressons au nombre d’avions que nos clients sont susceptibles de nous commander :


___________________________________________________________________________ - 132 -

On observe que la plupart des commandes concernent des grandes quantités d’avions : 41% des avions seront commandés par lot d’au moins 10 avions. Les commandes par lot de moins de 10 avions représentent seulement 3% des avions commandés.

Tout d’abord, le prix de vente unitaire de notre avion se situe entre 45 et 55 M$ selon que le nombre d’avions commandés est compris entre 40 et 1. De plus, l’évolution du prix de vente suivant le nombre d’avions commandés n’est pas linéaire. En effet, nous choisissons d’établir une évolution du prix qui dissuade nos clients de commander de trop grandes quantités d’avions et, au contraire, qui les encourage à en commander en petites quantités : la décroissance du prix diminue avec le nombre d’avions commandés. Cette politique traduit la limite de l’économie d’échelle réalisable pour nos clients :


___________________________________________________________________________ - 133 -

IX.3. Financement Afin de pouvoir démarrer notre projet, nous avons besoins de fonds monétaires. Ces fonds correspondent à l’argent nécessaire pour acquérir le terrain, construire l’usine, acheter les machines, etc. Il est évident que la source de cet argent ne peut pas venir d’une source unique. Pour cela, notre premier et principal apport émane des banques de fonds d’investissements. On peut n’en choisir qu’une seule. De plus, cette banque ne pourra fournir que 75% du budget nécessaire, 25% de l’investissement initial devant être apporté par notre entreprise. Il nous faut donc trouver d’autres sources monétaires.

IX.3.1. Investissement initial IX.3.1.1 La banque de fonds d'investissement

Diverses banques se proposent de financer une partie de notre projet, cependant, une sort du lot puisque la majorité de son activité réside dans le financement de projets liés au transport maritime, ferroviaire mais surtout aéronautique. Calyon Crédit Agricole CIB est la banque de financement et d’investissement du groupe Crédit Agricole. Calyon est née en mai 2004 de l’apport des activités de banque de financement et d’Investissement du Crédit lyonnais (BFI) à Crédit Agricole Indosuez (CAI), elle-même née en 1996 du rachat de la Banque Indosuez par le Crédit Agricole. Fort de 13.000 collaborateurs dans 58 pays, Calyon est spécialisé dans les métiers de banque de marchés et d’investissement et de banque de financement. Malgré une perte de 250 000 k€ durant l’été 2007 provoqué par une employée, elle reste leader dans ce type de projets.

IX.3.1.2 Investissement Québec Investissement Québec peut nous accompagner dans notre projet d'implantation ou d'expansion au Québec en matière de conseils comme en matière de financement. Outre leur rôle en développement économique, ils sont aussi une institution financière et ont plusieurs solutions financières à proposer. Ainsi, grâce au programme d’appui stratégique à l’investissement (PASI), il nous est proposé divers types de prêts, une garantie de prêt ou encore une contribution non remboursable. Le PASI favorise les projets d'investissement qui visent la diversification ou la consolidation d'un secteur et les projets de développement de produits qui se démarquent par leur caractère novateur et leur potentiel commercial, tels que le notre. Nous estimons que l’aide financière proposée par cet investisseur peut contribuer à hauteur de 5% de notre besoin.

IX.3.1.3 Initiative Stratégique pour l'Aérospatiale et la Défense (ISAD) Cette initiative d'Industrie Canada, lancée en avril 2007, encourage la recherche industrielle et le développement pré-concurrentiel dans le secteur de l'aérospatiale, de la défense, de la sécurité et de l'espace au Canada, grâce à des contributions remboursables (généralement 30 % des coûts admissibles). Cette aide représente 15% du capital à investir pour notre projet.

IX.3.1.4 Aide à l'emploi d'Emploi-Québec Ceci consiste en une aide financière offerte par Emploi-Québec, conjointement avec les régions du Québec, dans le but de diminuer les coûts de formation et de recrutement de la main-d'œuvre nécessaire au démarrage de projets. Cette aide se répercute en fait sur les


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services RH et les taxes d’apprentissage. Nous estimons cette aide de l’ordre de 5% du montant nécessaire.

IX.3.1.5 Récapitulatif pour l'investissement initial

Figure 73 : Tableau récapitulatif des investisseurs

IX.3.2. Alimentation du capital et comptes courants associés Le capital social est constitué de l'ensemble des apports effectués par les actionnaires au moment de la création et lors d'augmentation du capital de notre société. Il sert à payer les différentes charges pour assurer le bon fonctionnement de la société lors des premières années. Nous avons réparti l’augmentation du capital social en fonction des besoins prévisionnels afin d’éviter des charges financières supplémentaires. Son montant total en fin de programme est de 166 Millions de dollars.

Capital social

0 k$20 000 k$40 000 k$60 000 k$80 000 k$

100 000 k$120 000 k$140 000 k$160 000 k$180 000 k$

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

2015

2016

2017

2018

2019

2020

2021

2022

2023

N-5 N-4 N-3 N-2 N-1 N N+1 N+2 N+3 N+4 N+5 N+6 N+7 N+8 N+9N+10N+11

Les comptes courants associés ont pour objectif de palier temporairement à des besoins en liquidité de la société. Ils sont alimentés généralement par des actionnaires ou partenaires du projet. Ils sont remboursés systématiquement lorsque la trésorerie le permet. Le montant des comptes courants associés sur l’ensemble du programme est de 67 Millions de dollars.


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IX.4. Politique de vente Pour établir une politique de vente, nous nous intéressons au nombre d’avions que nos clients sont susceptibles de nous commander :

Figure 74 : Tableau de répartition des commandes par quantité commandée

Nous observons que la plupart des commandes concernent des grandes quantités d’avions : plus de 50% des avions seront commandés par lot d’au moins 50 avions. Les commandes par lot de moins de 20 avions représentent seulement 20% des avions commandés. Notre politique de vente va donc chercher à encourager les clients à commander nos avions en grande quantité. Tout d’abord, le prix de vente unitaire de notre avion est compris entre 45 et 57 M$ selon que le nombre d’avions commandés est compris entre 100 et 1. De plus, l’évolution du prix de vente suivant le nombre d’avions commandés n’est pas linéaire. En effet, nous choisissons d’établir une évolution du prix qui dissuade nos clients de commander de petites quantités d’avions et, au contraire, qui les encourage à en commander le plus possible : la décroissance du prix augmente avec le nombre d’avions commandés.

Figure 75 : Evolution du prix de vente par nombre d'avions commandés


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IX.5. Etude financière IX.5.1. Estimation du coût du programme par un modèle de coût

Dans une première approche, nous avons cherché à estimer les différents coûts liés à la réalisation de notre objectif, c’est-à-dire la fabrication de 350 avions. Ces coûts sont calculés d’après un modèle de coût Canadien. Celui-ci distingue les coûts liés à la production des appareils (Achats, sous-traitance, charges,…) des coûts liés au développement d’un nouveau programme tel que le notre (conception, fabrication prototypes, essais,…).

IX.5.1.1 Coûts de production Pour calculer les coûts de production, nous avons identifié les principaux sous-ensembles de l’avion correspondant à des chaines de production distinctes et estimé leur coût de production respectif. Pour cette estimation, nous avons considéré que le prix des éléments de l’avion ne dépendait pas des choix du Make or Buy, c’est-à-dire que les éléments achetés ou sous-traités ne coûtent pas plus ni moins cher que s’ils sont produits par notre entreprise (ces choix sont essentiellement faits sur un critère de savoir technologique). Nous avons donc estimé les coûts liés à la fabrication de notre avion en supposant que l’on produise tout. La formule utilisée pour calculer les coûts de la production est la suivante :

+

=∑max

max **P

CoûtPi

Poids

CoûtPoidsC iprod

- Pmax : est la poussée maximale des moteurs (en lb).

- Coût/poids i : est le coût par unité de poids de l’élément i (en CAD/lb)

- Coût/Pmax : est le coût par unité de poussée maximale (CAD/lb)

Le tableau suivant décrit les coûts de production suivant les différents éléments de l’avion :

Sous-système Elément Masse

(T) Masse (kg)

Masse (lb) Coût / poids

($/lb) Coût

(MCAD) Coût

(MUSD)

Voilure 9.56 9560 21103.75 250 5.28 5.36

Fuselage 10 10000 22075.06 250 5.52 5.60

Empennages 2.06 2060 4547.46 250 1.14 1.15

Atterrisseurs 3.79 3790 8366.45 250 2.09 2.12

Structure

Nacelles et mâts 1.11 1110 2450.33 250 0.61 0.62

Servitudes 3.34 3340 7373.07 500 3.69 3.74

Circuits combustibles 0.65 650 1434.88 500 0.72 0.73

Inconsommables 0.24 240 529.80 500 0.26 0.27 Système

Systèmes opérationnels 0.11 110 242.83 500 0.12 0.12

Commandes de vol 1.57 1570 3465.78 1000 3.47 3.52

Pilotage/Navigation 0.88 880 1942.60 1000 1.94 1.97 Avionique

Transmission 0.47 470 1037.53 1000 1.04 1.05

Intérieur Habilité cargo 4.31 4310 9514.35 250 2.38 2.42

Moteurs 15.89 16.14 TOTAL AVION

44.14 44.83


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IX.5.1.2 Coûts de développement Les coûts liés au développement du programme sont calculés à partir de la formule donnée par le modèle suivant :

productionprotovidedev CNPoids

CoûtPC ××+×= 5.1

Où : - videP : Poids à vide de l’avion prêt à opérer (en lb),

- Nproto : Nombre d’avions pour les essais,

- Cproduction : Coûts de production pour un avion en CAD.

- Coût/Poids = 20 000 CAD/lb

Coût de production d'un avion (M CAD) 40.74 Poids à vide de l'avion (lb) 101 987 Nb avions pour essais 4 Coût total du développement (M CAD) 2 308.692

Coût total du développement (M USD) 2 344.338 Le coût de développement de notre programme est donc estimé à : 2 344,3 M US$.

IX.5.1.3 Coûts total du programme Le montant total de nos dépenses sur toute la durée du programme est ainsi décrit dans le tableau suivant :

Nb avions 350 Coût unitaire (k US$) 44 826 Coût total production (k US$) 15 689 164 Coût total développement (k US$) 2 344.338

Coût total (k US$) 18 033 502 D’après le modèle de coût, le coût total du projet s’élève à environ 18 Milliards de US $.

IX.5.2. Recettes prévisionnelles Les recettes prévisionnelles correspondent aux produits d’exploitation réalisés à travers la vente de nos appareils tout au long du programme et aux produits hors exploitation qui proviennent des intérêts effectués sur les placements.

IX.5.2.1 Produits d'exploitation Les recettes des ventes sont calculées d’après notre politique de vente (prix unitaire de l’appareil), selon les modalités de versements et suivant le planning du projet de la manière suivante :


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• Versement des acomptes et versement final Nous proposons nos clients nous versent un acompte de 5% au moment de la commande, puis 5% après 1 an et demi et enfin un versement final de 90% au moment de la livraison. De cette manière, notre entreprise perçoit des encaissements (nécessaires pour le lancement de la production) dès le début de la transaction. De plus, cela semble un bon compromis pour nos clients qui souhaitent effectuer leurs versements le plus tard possible.

• Inflation sur les ventes Le prix indiqué au client au moment de la commande reste fixe (le montant facturé ne doit pas être soumis à l’inflation pendant les 3 années de la durée de livraison). Cependant, entre deux commandes réalisées à des moments différents, le prix des appareils évolue avec un taux d’inflation annuel de 1,5%. Voici l’évolution sur les 15 prochaines années du prix de vente d’un appareil commandé initialement en 2007 pour un prix de 52,8 M$ :

Figure 76 : Evolution du prix de vente avec l'inflation


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• Annulations de commandes On considère que les avions commandés qui ne sont pas livrés car le client annule sa commande sont revendus à d’autres clients. Le taux d’annulation de commande étant généralement fixé à 5%, on estime donc à 18 le nombre d’avions qui seront revendus à d’autres clients. Les frais d’annulation sont fixés à 10% du montant de la commande, soit, pour un prix de vente unitaire de 52,8 M$ (moyenne du prix de vente proposé à nos clients), cela représente un gain d’environ 90 M$ pour notre entreprise. Cependant, on considère que ce gain est compensé par les dépenses réalisées pour revendre les appareils. A partir du planning des commandes et des livraisons, on peut évaluer le chiffre d’affaires, selon la politique de facturation et en tenant compte de l’inflation. On obtient ainsi le montant total des encaissements : 17 342,3 M$.

IX.5.2.2 Produits hors exploitation Ces produits correspondent à l’argent qui est placé au cours du projet (lorsque la trésorerie est bien alimentée) et que l’on fait fructifier (placements de type SICAV). Cela nous permet de ne pas faire « dormir » l’argent qui rentre dans notre entreprise et qui n’est pas dépensé et ainsi de combler les périodes de plus fortes dépenses (lorsque la trésorerie est moins bonne). De plus, cela permet d’augmenter nos bénéfices en fin de projet. On considère un taux de 2% pour ces placements. On place de l’argent à partir de 2014 et jusqu’en 2022 sur à chaque fois une durée d’an an et pour un montant d’environ 150 M$. L’ensemble de ces placements nous rapportent un montant total de 36,1 M$. Voici le récapitulatif des produits d’exploitation et hors exploitation, année par année :

2009 2010 2011 2012 2013 2014 … 2022 2023 TOTAL Produits d'exploitation 12,7 M$ 24,8 M$ 109,9 M$ 553,9 M$ 1 098,0 M$ 1 444,1 M$ … 1 561,4 M$ 1 538,5 M$ 17 342,3 M$

Produits Financiers 0 M$ 0 M$ 0 M$ 0 M$ 0 M$ 3 M$ … 5 M$ 4 M$ 36,1 M$

Total des produits 12,7 M$ 24,8 M$ 109,9 M$ 553,9 M$ 1 098,0 M$ 1 447,1 M$ … 1 566,4 M$ 1 542,5 M$ 17 378,4 M$

Soit un total de 17,4 Milliards de US$.

IX.5.3. Charges prévisionnelles


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IX.5.3.1 La masse salariale La charge salariale est estimée grâce à un planning du personnel. Celui-ci découle directement de l’évolution de la charge de travail de l’entreprise. Il répertorie ainsi le nombre de personne nécessaires au bon fonctionnement de l’entreprise par poste pour chaque mois, selon l’activité de l’entreprise (phase du programme, cadence de production,…).

Le planning suivant décrit l’évolution du nombre d’employés pour les trois plus grandes catégories et pour le total des employés :

Figure 77 : Evolution du nombre d'employés durant le projet

Pour évaluer les dépenses de personnel, on se réfère à la grille salariale au Canada en US $ :

Salaire annuel Salaire mensuel Directeur de l'entreprise 130 k$ 10,833 $ Directeur R&D 85 k$ 7,083 $ Directeur des RH 80 k$ 6,667 $ Responsable informatique 70 k$ 5,833 $ Comptable 65 k$ 5,417 $ Ingénieurs 50 k$ 4,167 $ Techniciens 40 k$ 3,333 $ Technico-commercial 42 k$ 3,500 $ Secrétaires 18 k$ 1,500 $ Juriste 32 k$ 2,667 $ Directeur marketing et commercial 48 k$ 4,000 $ Directeur des achats, logistique 68 k$ 5,667 $ Responsable production 34 k$ 2,833 $ Responsable sécurité 30 k$ 2,500 $ Responsable méthode 34 k$ 2,833 $ Responsable qualité, contrôle 34 k$ 2,833 $ Responsable maintenance 34 k$ 2,833 $ Responsable support technique 34 k$ 2,833 $ Informaticiens 30 k$ 2,500 $ Chefs d'équipes 30 k$ 2,500 $ Opérateurs 25 k$ 2,083 $


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Pilotes d'essais 85 k$ 7,083 $ Ingénieur en vol 70 k$ 5,833 $ Responsable des certifications 64 k$ 5,333 $

La masse salariale prévisionnelle sur l’ensemble du projet s’élève à environ 718,5 millions de dollars et les charges sociales qui représentent 40% de la masse salariale s’élèvent quant à elles à 287,4 millions de dollars.

IX.5.3.2 Les achats consommés Afin de pouvoir estimer le coût des différentes pièces de notre appareil, une recherche approfondie auprès des fournisseurs a été effectuée. Le tableau suivant présente le fruit de cette recherche. Il présente le montant des achats à réaliser pour produire un avion. Les dépenses mensuelles en achats consommés vont alors dépendre du nombre d’avions produits par mois (cadence de production).

Achats consommés / avion Avionique 6,590 k$ Structure 9,850 k$ Moteurs + APU 16,150 k$ Trains d'atterrissage 2,000 k$ Aménagement intérieur 1,000 k$ Equipement de secours 300 k$ Circuit Hydraulique/Electrique 1,000 k$ Total 36,890 k$

Cela représente un total d’environ 37 millions de US$.

IX.5.3.3 Les charges externes Les charges externes sont composées, tout d’abord de divers frais généraux tels que l’électricité, l’eau, la poste, le téléphone, l’entretien des bâtiments, la restauration et Internet. On a considéré que les frais liés à l’eau, l’électricité, le gaz et Internet sont constants. Afin d’estimer les autres sources de frais comme la restauration, les frais postaux et téléphoniques, nous avons utilisé des formules qui permettent d’approximer ces frais en fonction de l’activité de l’entreprise. Le loyer du crédit-bail et les frais de l’emprunt figurent aussi sous les charges externes.

2007 2008 2009 2010 2011 2012 … 2023 Total

Total charges externes 685 k$ 4,935 k$ 7,884 k$ 8,227 k$ 5,015 k$ 2,732 k$ … 2,943 k$ 58,679 k$

IX.5.3.4 Dotations aux amortissements Le tableau suivant présente l’ensemble de nos biens qui sont amortis. On remarque que l’amortissement est relativement faible (grâce au financement par crédit bail qui recouvre la plus grande partie de notre matériel) :


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Rubrique Montant HT

US$ Durée de vie

escomptée (années) Taux

d'amortissement Amortissement

V.R.D, Tarmac, Taxiway 20,000 k$ 20 5% 1,000 k$ Locaux et bureau 25,000 k$ 20 5% 1,250 k$ 1 hall d’assemblage 18,000 k$ 20 5% 900 k$ 1 hall d’essai 9,000 k$ 20 5% 450 k$

Total 3,600 k$ L’amortissement, comme expliqué précédemment, figure sur le plan comptable. La mensualité de l’amortissement s’élève à 300 000 $ pendant 20 ans.

IX.5.3.5 Total des charges Ainsi, le tableau suivant présente le total des charges prévisionnelles calculées sur l’ensemble du projet :

2007 2008 2009 2010 2011 2012 … 2022 2023 Total

Achats consommés 0 k$ 0 k$ 0 k$ 0 k$ 106 865 k$ 404 027 k$ … 1 512 112 k$ 1 466 189 k$ 15 386 227 k$

Charges externes 685 k$ 4 935 k$ 11 208 k$ 11 454 k$ 8 132 k$ 5 725 k$ … 3 501 k$ 3 169 k$ 90 386 k$

Charges de personnel 5 529 k$ 33 455 k$ 50 713 k$ 56 696 k$ 50 375 k$ 32 346 k$ … 49 096 k$ 50 078 k$ 718 522 k$ Charges sociales (40% du SB)

2 212 k$ 13 382 k$ 20 285 k$ 22 678 k$ 20 150 k$ 12 938 k$ … 19 638 k$ 20 031 k$ 287 409 k$

Impôts et taxes 143 k$ 757 k$ 1 038 k$ 1 138 k$ 1 041 k$ 758 k$ … 1 078 k$ 1 100 k$ 15 686 k$ Dotations aux amortissement et provisions

900 k$ 3 672 k$ 3 745 k$ 3 820 k$ 3 897 k$ 3 975 k$ … 4 845 k$ 4 942 k$ 69 343 k$

Total des Charges d'exploitation

9 469 k$ 56 202 k$ 86 989 k$ 95 787 k$ 190 460 k$ 459 768 k$ … 1 592 546 k$ 1 624 397 k$ 16 654 789 k$

Soit un total de 16,65 Md US$.

IX.5.3.6 Comparaison avec le modèle de coût canadien

Comparaison entre le modèle canadien et l'étude prévisionnelle

Modèle Canadien Prévisionnel

Nb avions 350 350

Coût unitaire 44 826 k$ 44 658 k$

Coût total production 15 689 164 k$ 15 630 369 k$

Coût total développement 2 344 338 k$ 1 024 420 k$

Coût total 18 033 503 k$ 16 654 789 k$

Ecart 7.6% Nous constatons que le modèle canadien nous a permis de faire une estimation des coûts relativement bonne et de surcroit supérieure à l'étude prévisionnelle. En effet, l'étude prévisionnelle nous donne une estimation des coûts revue à la baisse de 7,6%. Ce qui nous amène à un total de 16,65 Md US$.


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IX.5.4. Compte de résultat Le compte de résultat prévisionnel est une synthèse des estimations des produits et des charges de l’entreprise pendant une période déterminée. Il décrit l’activité de notre entreprise d’un point de vue économique et servira de référence pour construire le plan de trésorerie On y retrouve donc les produits et charges d’exploitation dont les calculs ont été développés précédemment Notre compte de résultat est construit à partir de l’année 2007 (année N-5) jusqu’à la fin du projet, c’est-à-dire en 2023 (N+11). Voici un exemple de ce document pour l’année 2011 (voir en Annexes pour les autres années) :

Compte de résultat 2011

Janvier Février … Octobre Novembre Décembre Total annuel Produits d'exploitation

Acomptes 0 $ 47,212,808 $ … 24,806,008 $ 0 $ 0 $ 109,905,410 $ Soldes 0 $ 0 $ … 0 $ 0 $ 0 $ 0 $ Total des Produits d'exploitation 0 $ 47,212,808 $ … 24,806,008 $ 0 $ 0 $ 109,905,410 $

Charges d'exploitation Achats consommés Achats 0 $ 8,975,120 $ … 8,975,120 $ 8,975,120 $ 8,975,120 $ 98,726,320 $ Charges externes Electricité-Gaz 250 $ 250 $ … 250 $ 250 $ 250 $ 3,000 $ Crédit bail 62,300 $ 62,300 $ … 62,300 $ 62,300 $ 62,300 $ 747,600 $ Frais de restauration 69,420 $ 76,200 $ … 46,200 $ 46,200 $ 46,200 $ 758,220 $ Frais d'entretien 10,000 $ 10,000 $ … 10,000 $ 10,000 $ 10,000 $ 120,000 $ Eau 167 $ 167 $ … 167 $ 167 $ 167 $ 2,000 $ Téléphone et frais postaux 2,893 $ 3,175 $ … 1,925 $ 1,925 $ 1,925 $ 31,593 $ Internet 1,000 $ 1,000 $ … 1,000 $ 1,000 $ 1,000 $ 12,000 $ Licence 333,333 $ 333,333 $ … 125,000 $ 125,000 $ 125,000 $ 2,958,333 $ Frais Financier-Intérêts Emprunts 246,257 $ 245,133 $ … 235,972 $ 234,805 $ 233,633 $ 2,879,866 $ Total Charges Externes 725,619 $ 731,558 $ … 482,813 $ 481,647 $ 480,475 $ 7,512,612 $ Charges de personnel Directeur de l'entreprise 21,667 $ 21,667 $ … 21,667 $ 21,667 $ 21,667 $ 260,000 $ Directeur R&D 7,083 $ 7,083 $ … 7,083 $ 7,083 $ 7,083 $ 85,000 $ Directeur des RH 13,333 $ 13,333 $ … 13,333 $ 13,333 $ 13,333 $ 160,000 $ Responsable informatique 17,500 $ 17,500 $ … 17,500 $ 17,500 $ 17,500 $ 210,000 $ Comptable 81,250 $ 81,250 $ … 54,167 $ 54,167 $ 54,167 $ 839,583 $ Ingénieurs 3,333,333 $ 3,333,333 $ … 1,250,000 $ 1,250,000 $ 1,250,000 $ 29,583,333 $ Techniciens 666,667 $ 833,333 $ … 833,333 $ 833,333 $ 833,333 $ 9,833,333 $ Technico-commercial 70,000 $ 105,000 $ … 105,000 $ 105,000 $ 105,000 $ 1,225,000 $ Secrétaires 45,000 $ 45,000 $ … 45,000 $ 45,000 $ 45,000 $ 540,000 $ Juriste 13,333 $ 13,333 $ … 13,333 $ 13,333 $ 13,333 $ 160,000 $ Directeur marketing et commercial 4,000 $ 4,000 $ … 4,000 $ 4,000 $ 4,000 $ 48,000 $ Directeur des achats, logistique 5,667 $ 5,667 $ … 5,667 $ 5,667 $ 5,667 $ 68,000 $ Responsable production 5,667 $ 5,667 $ … 5,667 $ 5,667 $ 5,667 $ 68,000 $ Responsable sécurité 5,000 $ 5,000 $ … 5,000 $ 5,000 $ 5,000 $ 60,000 $ Responsable méthode 2,833 $ 2,833 $ … 2,833 $ 2,833 $ 2,833 $ 34,000 $ Responsable qualité, contrôle 5,667 $ 5,667 $ … 5,667 $ 5,667 $ 5,667 $ 68,000 $ Responsable maintenance 0 $ 0 $ … 0 $ 0 $ 0 $ 0 $ Responsable support technique 0 $ 0 $ … 0 $ 0 $ 0 $ 0 $ Informaticiens 37,500 $ 37,500 $ … 37,500 $ 37,500 $ 37,500 $ 450,000 $ Chefs d'équipes 12,500 $ 20,000 $ … 20,000 $ 20,000 $ 20,000 $ 232,500 $ Opérateurs 104,167 $ 208,333 $ … 208,333 $ 208,333 $ 208,333 $ 2,395,833 $ Pilotes d'essais 0 $ 0 $ … 14,167 $ 14,167 $ 14,167 $ 99,167 $ Ingénieur en vol 0 $ 0 $ … 11,667 $ 11,667 $ 11,667 $ 81,667 $ Responsable des certifications 0 $ 0 $ … 5,333 $ 5,333 $ 5,333 $ 37,333 $ Total salarial brut 4,452,167 $ 4,765,500 $ … 2,686,250 $ 2,686,250 $ 2,686,250 $ 46,538,750 $ Charges sociales (40% du SB) 1,780,867 $ 1,906,200 $ … 1,074,500 $ 1,074,500 $ 1,074,500 $ 18,615,500 $


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Impôts et taxes Taxe d'apprentissage (1,6% SB) 71,235 $ 76,248 $ … 42,980 $ 42,980 $ 42,980 $ 744,620 $ Assurances 18,125 $ 18,125 $ … 18,125 $ 18,125 $ 18,125 $ 217,500 $ Total Impôts et taxes 89,360 $ 94,373 $ … 61,105 $ 61,105 $ 61,105 $ 962,120 $ Dotations aux amortissements Amortissement 300 k$ 300 k$ … 300 k$ 300 k$ 300 k$ 3,600 k$ Total des Charges d'exploitation 7,348 k$ 16,773 k$ … 13,580 k$ 13,579 k$ 13,577 k$ 175,955 k$

Résultat Brut -7,348 k$ 30,440 k$ … 11,226 k$ -13,579 k$ -13,577 k$ -66,050 k$

IX.5.5. Le cash flow Le compte Le cash-flow est le flux de trésorerie disponible. Il correspond à la portion liquide de la capacité d'autofinancement (CAF) obtenue dans l'année et qui ne sert pas à acheter de nouveaux éléments d'actif (investissements) et à rembourser les échéances normales d'emprunts. La suite prévisible des cash-flows des années à venir est un indicateur de l'argent que pourraient récupérer nos actionnaires au fil des ans. Voici un récapitulatif du calcul du cash-flow pour les exercices 2015 et 2016 (N+3 et N+4) :

2015 2016 Produits d'exploitation (k$) 1 438 579 1 460 483 Charges d'exploitation (k$) 1 386 408 1 414 136 Résultat Brut (k$) 52 172 46 348 Impôt Société (k$) 7 826 6 952 Résultat Net (k$) 44 346 39 395 Dotations aux amortissements (k$) 4 218 4 302 Cash Flow (k$) 48 564 43 698

IX.5.6. Plan de trésorerie La gestion de trésorerie consiste à veiller à maintenir une liquidité suffisante pour faire face aux échéances, tout en optimisant la rentabilité des fonds. Le plan de trésorerie va ainsi chercher à anticiper la situation financière à très court terme de l’entreprise (disponibilités en caisse ou en banque). Pour réaliser ce plan, nous nous sommes appuyés sur le compte de résultat prévisionnel et sur notre plan de financement. Le plan de trésorerie est composé de deux types de flux : les flux liés à l’exploitation et les flux hors exploitation. La somme de ces flux est appelée le solde.


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Voici le descriptif des flux d’exploitation :

Exploitation Acomptes

+ Solde des livraisons

Salaires Bruts (PM) Salaires nets du personnel Charges patronales (40% Salaires bruts) Charges salariales (20% Salaires bruts) Achats / Sous-traitants Charges externes

_

Impôts et taxes A noter que les charges patronales (40% Salaires bruts) et les charges salariales (20% Salaires bruts) sont reversées avec un mois de décalage par rapport au versement du salaire net. Et voici le descriptif des flux hors exploitation :

Hors Exploitation Capital social Comptes courants associés Emprunts

+

Subventions

Remboursement Comptes courants associés Remboursement Emprunt (Intérêts + Capital) Impôt sur la Société Investissement

_

Distribution Dividendes On a déterminé les flux nécessaires (augmentation du capital social, mouvements compte courant associés) pour maintenir un solde positif sur l’ensemble du programme afin éviter des frais financiers. Cependant le solde ne doit pas non plus être trop positif car cela correspondrait à de l’argent qui dort et donc qui ne produit pas de richesse. Nous avons donc décidé d’effectuer des placements lorsque la trésorerie le permet. Exemple de plan de trésorerie récapitulé sur les premiers mois du programme :

Oct-07 Nov-07 Dec-07 Jan-08 Feb-08 Mar-08 Exploitation

+ Encaissements 0 k$ 0 k$ 0 k$ 0 k$ 0 k$ 0 k$ - Décaissements 1,750 k$ 2,856 k$ 2,856 k$ 2,828 k$ 2,913 k$ 2,913 k$

Hors Exploitation + Encaissements 95,250 k$ 0 k$ 0 k$ 0 k$ 0 k$ 0 k$ - Décaissements 60,516 k$ 516 k$ 516 k$ 516 k$ 516 k$ 516 k$

Solde Mensuel 32,984 k$ -3,372 k$ -3,372 k$ -3,344 k$ -3,429 k$ -3,429 k$ Solde Cumulé 32,984 k$ 29,611 k$ 26,239 k$ 22,895 k$ 19,466 k$ 16,036 k$


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Figure 78 : Evolution du plan de trésorerie au début du programme

IX.5.7. Retour sur investissements IX.5.7.1 Profitabilité de l'investissement

• VAN

La Valeur Actualisée Nette est la différence entre les cash-flows actualisés et les investissements actualisés à la date 0 :

∑∑ +−

+=

q

q

qp

p

p

i

I

i

CFVAN

01 )1()1( , avec i=5% � VAN = 148 317 k$

• VAN / I On calcule le rapport de la VAN sur l’investissement total. Ce rapport définit l’écart relatif entre les cash-flows actualisés et le capital investi :

=I

VAN180.4%

• TRI

Le taux de rentabilité interne est un taux d'actualisation qui annule la valeur actuelle nette. Il constitue un outil de décision pour nos investisseurs : en effet, notre projet d'investissement ne sera retenu que si son TRI prévisible est suffisamment supérieur au taux bancaire, pour tenir compte notamment de la prime de risque propre au type de projet.

0)1()1( 01

=+

−+ ∑∑

q

q

qp

p

p

TRI

I

TRI

CF � TRI = 9.8%

Le TRI est donc supérieur au taux d'actualisation du capital, c'est-à-dire que le projet est rentable.


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IX.5.7.2 Rémunération du capital

• Calcul du Surplus Le surplus correspond à la valeur actualisée nette de la différence entre les dividendes reversés à nos actionnaires et les capitaux qu’ils ont investis :

∑∑ +−

+=

q

q

qp

mp

p

i

KL

i

DivSURPLUS

0 )1()1( � =SURPLUS 82 693 k$

• SURPLUS / KL

L’écart relatif actualisé entre les dividendes et les capitaux investis est de : 54.8%.

• Calcul du Taux Interne de Placement des Actionnaires Ce taux est calculé en annulant la valeur du SURPLUS, soit pour :

0)1()1( 0

=+

−+ ∑∑

q

q

qp

mp

p

TIPA

KL

TIPA

Div � TIPA = 9.9%.

IX.5.7.3 Détermination du point mort Le point mort correspond au moment où le Cash Flow cumulé devient positif. L’entreprise devient alors rentable et commence à faire des bénéfices. Nous avons ainsi calculé le chiffre d’affaires réalisé depuis les premières commandes jusqu’à ce point, c’est-à-dire le chiffre d’affaires minimum à réaliser pour que le projet devienne rentable. Cela nous permet de savoir combien d’avions il faut vendre au minimum. Nous avons étudié un scénario pessimiste (pour tenir compte des risques éventuels liés à ce type de projet : délais de retard fournisseurs, hausse de l’inflation sur les charges,…) et un scénario optimiste (hausse de l’inflation sur les ventes, économie d’échelle plus importante,…). Le résultat de ces calculs est présenté pour les trois scénarios différents dans le tableau suivant :

SCENARIO Optimiste Nominal Pessimiste Prix de vente unitaire moyen 50 045 k$ 49 549 k$ 49 054 k$

CA 17 515 739

k$ 17 342 316

k$ 17 168 893

k$ Produits Financiers 41 180 k$ 33 860 k$ 26 000 k$ Dividendes distribués 459 508 k$ 411 658 k$ 369 980 k$ Solde Cumulé 494 877 k$ 329 526 k$ 269 013 k$ VAN 238 092 k$ 148 317 k$ 58 543 k$ VAN / I 289.6% 180.4% 71.2% TRI 12.0% 9.8% 7.1% SURPLUS 118 040 k$ 82 693 k$ 54 970 k$ SURPLUS / Capital 78.29% 54.8% 36,4% TIPA 12.1% 9.9% 8,3%

Point mort Août 2016 Janvier 2017 Mars 2018 Nombre Avions mini 116 129 167


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IX.5.7.4 Distribution des dividendes Pour répartir les bénéfices réalisés par notre entreprise, nous proposons plusieurs choix possibles à nos investisseurs. En effet, après le remboursement des comptes courants associés, il est possible de distribuer les dividendes de notre entreprise entre les différents actionnaires suivant la part du capital social qu’ils représentent. Cependant, les bénéfices pourraient également permettre à notre entreprise de réinvestir dans un nouveau programme. Cela nous permettrait de percevoir des acomptes sur les commandes du nouveau produit durant la fin de la fabrication des TAC-25. Nous proposons ainsi à nos actionnaires deux choix possibles :

� Distribution de la totalité des bénéfices restants aux actionnaires en plus des dividendes versés tout au long du programme (70% des bénéfices réalisés après le point mort). La répartition de la distribution respectera les proportions de chaque actionnaire dans le capital social.

� Distribution d’une partie des dividendes entre les membres actionnaires et nouvel investissement pour le lancement d’un nouveau programme. Nous avons réfléchi aux possibilités de marchés à l’horizon 2020 et, au vu de l’évolution technologique actuelle de l’avionique (émergence de projets de drones) et de l’évolution de l’organisation aérienne vers le Free Flight, nous envisageons la conception d’un avion cargo sans pilote. Les contraintes du transport de marchandise en termes de sécurité étant différentes de celles du transport de pax, l’avion cargo semble être le choix le plus judicieux pour lancer la première commercialisation d’avions sans pilote. La proposition pour ce nouveau programme devra également être accompagnée d’un dossier d’étude de faisabilité et être approuvée par nos partenaires.

IX.6. Conclusion L’étude menée sur nos clients a permis de mieux identifier leurs besoins et d’établir une politique de vente visant à encourager les commandes d’appareils en petits nombres. Nous avons alors mis en place un planning de commandes adapté à notre rythme de production. Ensuite, nous nous sommes intéressés aux différents moyens de financer l’investissement initial nécessaire au lancement de notre programme. La solution du crédit-bail s’est révélée judicieuse car elle nous évite d’emprunter une somme trop importante dés le début du projet et nous permet au contraire de répartir nos dépenses sur les dix premières années. De plus, les biens qui atteignent le terme du crédit nous appartiennent. Cette étude financière nous a ensuite permis de construire un compte d’exploitation. Celui-ci décrit l’activité de notre entreprise d’un point de vue économique et sert de référence pour construire le plan de trésorerie. Celui-ci a été établi de manière à toujours rester positif en termes de liquidité. Nous sommes ainsi en mesure de conclure quand à la rentabilité du projet : celui-ci deviendra rentable en Janvier 2017, après la vente de 129 appareils soit pour un chiffre d’affaires minimum de 6 268,7 M$ (scénario normal). Le Taux de Rendement Interne est de 9,8% et le Taux Interne de Placement de nos actionnaires est de 9,9%. Enfin, nous envisageons de proposer à nos partenaires différents scénarios de distribution des dividendes. En effet, ils pourront, suivant leur choix, soit obtenir la totalité des dividendes, soit décider d’en réinvestir une partie pour financer le lancement d’un nouvel avion cargo sans pilote.


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X. Bilan Au cours de cette revue, le TAC-25 a été décrit de façon détaillé. En effet, la description de l’avion a porté sur l’architecture, l’industrialisation et la finance. D’un point de vue technique, plusieurs aspects liés aux spécifications du TAC-25 nous ont imposés des choix architecturaux. Le défi à relever a été de pouvoir transporter les 25 tonnes de fret tout en respectant le cahier des charges. Aussi, certains éléments sur lesquels un choix n’avait pas été définit lors des précédentes revues ont été fixés. Le TAC 25 est défini comme suit (Cf. le plan 3 vues en annexe) :

Caractéristique du TAC 25

Equipage 2 PNT Convoyage 2 personnes

Longueur 41,2 m Envergure voilure 35,05 m Envergure empennage 13 m Hauteur 12,74 m Largeur fuselage 4 m Largeur cabine 3,5 m

Surface alaire 125 m²

MTOW 89,35 t EOW 46,2 t MLW 72 t ZFW 69 t

Capacité de kérosène 18,150 t Volume kérosène 22,7 m3 Volume voilure 27,76 m3 Charge utile maximale transportée 25 t Volume cabine 165 m3

Performance du TAC 25

Autonomie 2534 nm Longueur maximale de décollage 1470 m Vitesse de croisière Mach 0.82 Plafond de croisière 37 000 ft Motorisation (poussée max) 2 x PW 2043 (195 kN)


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L’étude de l’industrialisation nous a permis de pouvoir organiser le site de production grâce à un processus et une gamme d’assemblage déterminés. Les cadences ont pu être envisagées et ainsi un plan de gestion de stocks a pu être retenu. L’étude financière a déterminé grâce à l’étude des commandes en fonction des clients et de la quantité associée, un business plan associé qui nous guide sur les flux d’entré et de sortie d’argent indispensable au bon fonctionnement de l’entreprise.


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Annexe : plan 3 vue du TAC 25

conduite de projet technique aeronautique groupe b …

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