Conception, modélisation, fabrication et validation expérimentale d'une structure d'aile en matériaux composites

Ratelle, Jean-Sébastien (2012). Conception, modélisation, fabrication et validation expérimentale d'une structure d'aile en matériaux composites. Mémoire de maîtrise électronique, Montréal, École de technologie supérieure.

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Résumé

Ce travail donne suite au projet CRIAQ 7.1 qui avait pour objectif : « l’amélioration de l’écoulement laminaire sur une voilure aéroélastique » [1] et a mené au développement d’un prototype d’aile dont une section de l’extrados est adaptative. Cette section flexible, en composite, est fixée à une base pleine en aluminium.

Le présent ouvrage porte sur la conception d’une structure en matériaux composites pouvant remplacer la base en aluminium du projet CRIAQ 7.1. Un modèle d’analyse par éléments finis y est développé et validé expérimentalement afin de permettre la prédiction des déplacements de cette structure sous différents chargements statiques.

D’abord, une première investigation est menée au niveau du procédé de fabrication par infusion assistée du vide, à l’aide de l’analyse des pourcentages volumiques de fibre (ASTM D 3171) et de vide (ASTM D 2734) de 131 échantillons provenant de 13 plaques aux stratifiés différents. Pour ce faire, les deux composites utilisés ont étés le T300 unidirectionnel/8604 et le T300 sergé 2x2/8604. Ainsi, les valeurs respectives de 65 % et de 59 % du pourcentage volumique de fibre, et de 0.3 % et 1.4 % pour celui du vide, avec des écarts-types pour toutes les valeurs inférieures à 1 %, ont permis de conclure que le procédé est stable et que les pièces produites présenteront des propriétés mécaniques similaires. Ces propriétés mécaniques sont ensuite obtenues à l’aide de tests de tensions, exécutés selon les normes ASTM D 3039 et ASTM D 3518.

Ensuite, une structure facile à fabriquer, constituée de deux longerons, huit nervures, un extrados et un intrados, est sélectionnée comme point de départ pour la conception. L’envergure de celle-ci est fixée à deux mètres et le logiciel CATIA-V5 est utilisé pour sa modélisation 3D. Puis, une étape portant sur la comparaison des résultats expérimentaux et numériques de 217 éprouvettes rectangulaires, soumises à des chargements en tension et en flexion, a permis de valider un premier modèle numérique simple et de prédire les sources d’erreurs des futurs modèles plus complexes. Un premier modèle EF de la structure simplifiée est par la suite utilisé pour déterminer les positions des longerons de façon à optimiser la rigidité en flexion et en torsion de la section. Cette étape est nécessaire afin de fixer le centre de gravité de la structure; cette valeur étant utile aux calculs des forces aérodynamiques. Le logiciel Ansys classique et un code APDL ont été utilisés pour toutes les analyses EF.

Les chargements aérodynamiques sont déterminés à l’aide des profils de portance obtenus en soufflerie lors du projet CRIAQ 7.1. La force de portance et le couple de torsion, engendrés par la distance entre le centre de gravité et le centre de poussée, sont calculés pour les 35 conditions de vol testées expérimentalement dans le cadre du projet CRIAQ 7.1. Les valeurs maximales de 3590 kN, pour la force de portance, et de 295 Nm, pour le couple de torsion, sont utilisées lors de la conception des stratifiés.

Un critère nommé Indice d’optimisation structurel du stratifié (IOSS) est ensuite développé en vue de permettre la comparaison de plusieurs stratifiés soumis à des chargements en tension et en cisaillement, ces derniers étant respectivement engendrés par la flexion et la torsion de la structure. Le logiciel Matlab est alors utilisé pour la programmation d’un algorithme permettant le calcul de l’IOSS et du critère de Tsai-Wu (TW) de différents empilements au niveau de l’extrados et de l’intrados de cette structure. Au total, 59 385 stratifiés sont comparés, permettant ainsi de fixer à six le nombre de plis de départ pour les analyses EF. Le modèle EF de la structure simplifiée est réutilisé pour l’optimisation finale de l’orientation des plis de l’intrados et de l’extrados. Finalement, une analyse de flambage de l’extrados est réalisée pour déterminer le nombre de nervures. L’ajout d’un pli permet de fixer la longueur critique de flambage à 250 mm avec un facteur de sécurité (FS) de 2.

Un modèle EF complet de la structure est alors développé afin de procéder aux analyses finales. Ses valeurs de déplacements seront comparées à celles qu’obtiendra le prototype réel, lors d’essais expérimentaux. Le modèle EF final comprend toutes les composantes de la structure, les joints de collages et les modifications apportées au modèle pour permettre le chargement statique.

Un prototype de la structure est subséquemment fabriqué et testé. En premier lieu, des contres-formes sont modélisées pour chaque composante. Par la suite, elles sont usinées dans un centre d’usinage pour bois. Elles permettront la création des moules en polyester et fibre de verre utile à l’infusion (VARTM) des composantes. Enfin, un gabarit d’assemblage est utilisé pour le collage de la structure interne, de l’extrados, de l’intrados et des points d’attache des charges. Lors des tests expérimentaux, la structure de l’aile est encastrée à une extrémité, avec l’extrados qui pointe vers le sol. Trois chargements différents sont imposés à l’aide de sacs de sable.

Finalement, un ajustement de la rigidité axiale du composite unidirectionnel (128 GPa à 118 GPa) du modèle numérique a permis de reproduire les déplacements en flexion observés lors des tests de chargements statiques avec un pourcentage d’erreur inférieur à 2 %.

Titre traduit

Design, finit elements modeling, manufacturing and experimental validation of a composites wing box

Résumé traduit

This work is a result of the project CRIAQ 7.1 which goal was: "to improve the laminar flow of an aeroelastic wing" [1]. The development of a prototype of a wing with the upper section of adaptive was the result. This flexible composite section was attached to a solid aluminum base.

This work focuses on the design of a composite structure at can replace the aluminum base of the project CRIAQ 7.1. A finite element analysis model is developed and experimentally validated to allow the prediction of the displacement of the structure under different static loads.

A first investigation of the manufacturing process, vacuum assisted infusion (VARTM), is carried out using the analysis of the percentage by volume of fiber (ASTM 3171) and air (ASTM 2734) of 131 samples from 13 different composites panels. The composites used are the T300 Twill 2x2/8604 and T300 Twill Unidirectional/8604. Respective values of 65% and 59% for the percentage of fiber and 0.3% and 1.4% for the porosity with standard deviations for all values less than 1% have concluded that the process is stable and that the future part produced will present similar mechanical properties. The mechanical properties are then obtained using tension tests performed according to ASTM D 3039 and ASTM D 3515.

An easily manufacturable structure formed of two spars, height ribs and an upper and a lower surface is selected as the starting point for design. The scale is set at two meters and CATIAV5 is used for 3D modeling of the structure. Subsequently, a step on the comparison between the experimental and numerical results of 217 rectangular specimens subjected to loads in tension and bending allowed the validation of a first simple numerical model and the prediction of the sources of error of future models much complex. A first EF model of the simplified structure is then used to determine the positions of the spars so as to optimize the flexural and torsional rigidity of the section. This step is necessary to set the center of gravity of the structure, this value being useful to the calculation of aerodynamic forces. The software Ansys Classic and an APDL code are used for all EF analyzes.

The aerodynamic loads are determined using lift profiles of wind tunnel values obtained during the project CRIAQ 7.1. The lift force and the torque generated by the distance between the center of gravity and the aerodynamic load center are calculated for the 35 flight conditions tested experimentally in the project CRIAQ 7.1. The maximum values of 3590 kN for the lift force and 295 Nm for the torque are used when designing laminates.

An optimization criterion called the Laminate Structural Optimization Factor (LSOF) is then developed to allow comparison of several laminates subjected to loads in tension and shear respectively generated by the bending and twisting of the structure. Matlab software is then used to program an algorithm for calculating the IOSS criterion and the Tsai-Wu (TW) failure criterion for different stacks at the upper and lower surfaces of the structure. In total, 59 385 laminated are compared to allow the setting to six of the number of plies for the first EF analysis. The FE model of the simplified structure is reused for the final optimization of the orientation of the plies of the intrados and the extrados. Finally, an buckling analysis of the upper surface is carried out to determine the number of ribs. The addition of an ply allowed to fix the critical buckling length to 250 mm with a safety factor (SF) of 2.

A FE model of the complete structure is then developed for the final analyzes of the structure and the comparison of the displacements that will be obtained during experimental testing. The final FE model includes all components of the structure, the bonding joints and the changes made to the model to allow static loading.

A prototype of the structure is then fabricated and tested. Plugs are first modeled for all components and machined using a machining center for wood. Polyester and glass fiber molds are then produced using the machined plugs. These molds are then used for infusion (VARTM) of all the components. A jig is finally used for the bonding of the internal structure, the upper surface, the lower surface and the attachment points for the loads. For the experimental tests, the structure of the wing is fixed at one end with the upper surface pointing towards the ground. Three different loads are applied using sandbag.

Finally, an adjustment of the axial stiffness of the unidirectional composite (128 GPa to 118 GPa) for the numerical model has to reproduce the observed flexion displacement during static load tests with a error percentage less than 2%.

Type de document:	Mémoire ou thèse (Mémoire de maîtrise électronique)
Renseignements supplémentaires:	"Mémoire présenté à l'École de technologie supérieure comme exigence partielle à l'obtention de la maîtrise en génie mécanique". Bibliogr. : f. [201]-202.
Mots-clés libres:	Avion Ailes Conception et structure Composite Méthode des éléments finis Matériaux composites, Caractérisation mécanique, Infusion sous vide, Conception, Optimisation, Analyses par éléments finis, Fabrication, Validation expérimentale
Directeur de mémoire/thèse:	Directeur de mémoire/thèse Brailovski, Vladimir
Codirecteur:	Codirecteur Terriault, Patrick
Programme:	Maîtrise en ingénierie > Génie mécanique
Date de dépôt:	09 juill. 2012 18:35
Dernière modification:	07 mars 2017 21:26
URI:	https://espace.etsmtl.ca/id/eprint/1015

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