MÉCANIQUE DU VOL
LA STABILITÉ D'UN AÉRONEF
- Différents types de stabilité
- Stabilité longitudinale
- Stabilité latérale
- Stabilité verticale
Introduction
Bien qu'aucun avion ne soit complètement stable, tous les avions doivent présenter des caractéristiques de stabilité et de maniabilité souhaitables. Un avion intrinsèquement stable est facile à piloter et réduit la fatigue du pilote.
Les gros avions de transport sont conçus pour être très stables, le confort des passagers étant une considération primordiale. Par contre les avions d'entraînement ou les avions de chasse sont conçus pour être plus maniables et donc moins stables.
La stabilité est essentiellement définie comme la capacité d'un aéronef à revenir à l'état de vol stable initial après une petite perturbation. La stabilité permet aux aéronefs de corriger les conditions qui agissent sur lui, comme les turbulences ou les commandes de vol et de réduire au minimum la charge de travail du pilote.
Les axes de l'aéronef sont des lignes imaginaires qui traversent l'aéronef :
- axe longitudinal : s'étend du nez à la queue, à travers le fuselage
- axe latéral : s'étend de l'extrémité d'une aile à l'extrémité de l'autre aile
- axe vertical : passe par le centre du fuselage, du haut vers le bas
Dans un vol équilibré la somme des forces opposées est toujours nulle. En termes simples : la poussée est égale à la traînée et la portance égale au poids.
Un aéronef est considéré comme stable lorsqu'il n'y a pas de mouvement de rotation ou de tendance par rapport à l'un de ses axes.
La stabilité d'un avion en vol est légèrement plus complexe car l'avion est libre de se déplacer dans n'importe quelle direction et doit pouvoir être contrôlé en tangage, en roulis et en direction. Lors de la conception de l'avion, les ingénieurs doivent faire des compromis entre la stabilité, la maniabilité et la contrôlabilité ; et le problème est aggravé en raison de la liberté des trois axes de l'avion. Trop de stabilité est préjudiciable à la manœuvrabilité, et de même, une stabilité insuffisante est préjudiciable à la contrôlabilité.
Pour les avions, il existe deux types de stabilité : statique et dynamique.
Stabilité statique
La stabilité statique est la tendance initiale qu'un avion affiche dans un laps de temps très court, juste après que la perturbation a été appliquée. Elle peut être décrite comme positive, négative ou neutre.
Statique positive
Tendance à revenir à la position d'origine. Si après une turbulence l'incidence augmente légèrement (nez vers le haut), immédiatement après l'incidence revient à sa position d'origine.
Statique neutre
Tendance à rester dans sa nouvelle attitude après changement. Par exemple si après une turbulence l'incidence augmente et reste à cette nouvelle incidence.
Statique négative
Tendance à continuer à s'éloigner de son attitude initiale après changement dû à une turbulence par exemple.
Stabilité dynamique
La stabilité dynamique est la façon dont un avion a tendance à osciller et à amortir les oscillations successives au fil du temps après une perturbation. L'unité de temps est donc significative. Si l'unité de temps pour un cycle ou une oscillation est supérieure à 10 secondes, on parle d'une oscillation à "longue période". Si l'unité de temps pour un cycle ou une oscillation est inférieure à une ou deux secondes, on parle d'une oscillation de "courte période". Ce type d'oscillation est normalement très difficile, voire impossible, à contrôler par le pilote.
La stabilité dynamique décrit donc le temps nécessaire à un avion pour répondre à sa stabilité statique suite à un changement d'une condition d'équilibre (perturbation) .
Bien qu'un avion puisse être conçu avec une stabilité statique positive, il peut avoir une stabilité dynamique positive, négative ou neutre.
Dynamique positive
La stabilité dynamique positive est la tendance d'un avion à amortir les variations vers la position d'origine. Après une perturbation par exemple l'incidence augmente puis diminue, avec le temps l'incidence augmente à nouveau mais moins que la première fois, puis rediminue etc, etc. et au fil du temps le tangage s'arrêtera et l'avion reviendra à sa position d'origine.
Dynamique neutre
Les aéronefs à stabilité dynamique neutre ont des oscillations après une perturbation qui ne s'arrêtent jamais (en théorie).
Dynamique négative
La stabilité dynamique négative est la tendance d'un avion à s'éloigner de la position d'origine une fois perturbé. Au fil du temps, les oscillations deviennent de plus en plus importantes.
Stabilité longitudinale
Par stabilité longitudinale, on se réfère à la stabilité de l'aéronef autour de son axe de tangage.
L'étude du mouvement longitudinal des avions montre que, à la suite d'une perturbation, ils répondent par deux mouvements généralement bien séparés : l'oscillation d'incidence et l'oscillation phugoïde. De plus, on constate que l'oscillation d'incidence est un phénomène bien plus rapide que l'oscillation phugoïde.
Oscillation d'incidence
Ce phénomène se déroule comme suit :
- Un écart d'incidence `Δα` (provoqué par exemple par une perturbation), en un point de vol équilibré, entraîne l'apparition d'un écart de portance appliqué au Foyer.
Ceci provoque :
- une rotation de l'avion autour de G, due au moment ΔRm.
(à court terme)
- un mouvement vertical du centre de gravité (à long terme),
Cette rotation dépend du signe de :
- G en avant de F: 0 , la rotation tend à diminuer `Δα` ; il y a rappel en incidence.
- G en arrière de F : >0 la rotation tend à augmenter `Δα`; il y a divergence en incidence.
Dans le premier cas, on a un mode oscillatoire amorti et les écarts en vitesse et en altitude (donc en pente) sont suffisamment faibles pour qu'ils n'affectent pas les forces extérieures. Dans ce mouvement relativement rapide 0,5 à 2 s, la vitesse et la pente restent pratiquement constantes.
Cependant, ce type de mouvement se caractérise par une pulsation assez élevée et un amortissement relativement faible. Cette combinaison peut présenter un danger pour le pilote ; en effet, celui-ci désirant corriger les variations d'incidence le fera avec du retard. L'ensemble avion-pilote peut alors entrer en résonance (phénomène du pompage piloté). Pour éviter ce danger, il convient d'augmenter l'amortissement de ce mode, soit aérodynamiquement, soit artificiellement et de façon automatique (stabilisateur ou amortisseur de tangage).
Source : Francois Bateman
Ci-dessous oscillation d'incidence
Oscillation phugoïde
Cette oscillation a été étudiée et dénommée en 1908 par l'ingénieur anglais Frederick Lanchester.
En reprenant la description faite précédemment, on a vu qu'une variation de ` Δα` entraînait un mouvement rapide en rotation autour du centre de gravité de l'avion. La variation en incidence s'amortit pour atteindre une nouvelle position d'équilibre . Cette nouvelle incidence provoque une variation de portance ` ΔR_m` (que l'on suppose >0) appliquée au centre de gravité de l'avion. La modification de l'équilibre des forces entraîne donc les trois phénomènes suivants :
- L'avion va s'élever ( `Δγ>0` ),
- La traînée de l'avion va augmenter (car augmentation de la portance),
- La composante du poids `- mg sin (γ)` augmente. Voir GMP vol en montée.
En conséquence, la vitesse de l'avion va diminuer, provoquant une diminution de la portance.
`ΔR_m` devient nul, puis négatif, l'avion redescend, donc `V` augmente...
Ce mouvement est un échange entre l'énergie cinétique et l'énergie potentielle de l'avion à incidence quasiment constante. La variation de` V, Z et g ` est pseudo-sinusoïdale avec le temps. Ce mouvement, l'oscillation phugoïde, est un mouvement pseudo-périodique, très lent, généralement amorti, qui ne présente aucun danger pour le pilote (la lenteur de l'évolution du phénomène fait que le pilote n'a aucun problème pour le contrer).
Source : Francois Bateman
En résumé c'est une oscillation qui combine la trajectoire et la vitesse de l'avion, l'incidence de l'avion par rapport au vent relatif restant pratiquement inchangée.
Ci-dessous oscillation de trajectoire phugoïde
Les facteurs influençant la stabilité longitudinale
La position du centre de gravité CG.
Lorsque l'incidence est augmentée d'une petite quantité (cas d'une turbulence) , la force aérodynamique produite peut être considérée comme agissant sur un certain point, ne générant aucun changement de moment autour de cette position. Ce point est le centre aérodynamique Foyer avion. Voir Centre de poussée et Foyer.
En règle générale, plus le CG est avancé (vers l'avant), plus l'avion est stable par rapport au tangage. Cependant, des positions CG très éloignées rendent l'aéronef difficilement contrôlable, et l'avion devient de plus en plus "lourd" du nez à des vitesses faibles, comme pendant l'atterrissage.
Mais si le CG est déplacé trop vers l'arrière, l'avion devient statiquement moins stable. Passé le point critique à partir duquel la stabilité de l'avion devient neutre Foyer avion ou neutral point (en anglais), tout mouvement vers l'arrière du CG entraîne une stabilité incontrôlable du vol.
La position du centre de poussée CP.
Le centre de poussée de l'aile coïncide rarement avec le CG, des instants de tangage seront donc naturellement induits autour du CG. La difficulté est que le CP n'est pas statique, mais peut se déplacer pendant le vol en fonction de l'angle d'incidence des ailes. Voir variation du centre de poussée.
La conception de l'empennage horizontal.
Le rôle de stabilisateur (plan fixe horizontal) est de contrôler les rotations de tangage de l'aéronef. Ainsi la portance ou la déportance du stabilisateur peut contrer toute rotation de tangage indésirable. En conséquence de l'interaction entre CP et CG et la conception du stabilisateur (emplacement et taille des surfaces) influencent grandement la stabilité du tangage d'un aéronef.
Attention : pour qu'un avion soit stable il n'est pas obligatoire que l'incidence du stabilisateur soit négative et crée une déportance. La vraie règle est que le stabilisateur doit avoir une incidence inférieure à celle des ailes. Si l'incidence est négative, c'est parfait, mais ce n'est pas nécessaire.
La stabilité d'un aéronef ne dépend que de l'incidence du stabilisateur par rapport à l'aile, et non par rapport à zéro.
La vitesse
En vol horizontal le flux d'air provenant de l'aile crée une déflexion descendante qui vient frapper l'extrados de l'empennage, provoquant une pression vers le bas qui, à certaine vitesse suffit à équilibrer l'avion longitudinalement (sauf sur les avions avec empennage en T). Le constructeur place la partie fixe de l'empennage horizontal à un angle qui assurera la meilleure stabilité (ou équilibre) de l'avion en vol à la vitesse de croisière nominale et au réglage de puissance.
Si après une perturbation par exemple la vitesse de l'avion diminue, la vitesse du flux d'air sur l'aile diminue, provoquant une diminution de la déflection descendante sur l'empennage horizontal entraînant la diminution de la déportance sur l'empennage. L'avion va pivoter autour de CG et diminuer l'incidence permettant à la vitesse d'augmenter.
Mais au fur et à mesure que l'avion poursuit cette nouvelle trajectoire et que sa vitesse augmente, la déportance sur l'empennage horizontal est à nouveau augmentée, provoquant une augmentation de l'incidence puis une nouvelle diminution de la déflection sur l'empennage horizontal, jusqu'à ce que l'incidence diminue une fois de plus. Cependant, comme l'avion est stable de façon dynamique, cette nouvelle diminution d'incidence sera inféreure à la première, ainsi que la nouvelle augmentation d'incidence suivante.
Après plusieurs de ces oscillations décroissantes, dans lesquelles l'incidence diminue puis augmente alternativement, l'avion va finalement se caler à une vitesse à laquelle la déportance sur l'empennage contrecarre exactement la tendance de l'avion à descendre. Lorsque cette condition est atteinte, l'avion sera de nouveau en vol équilibré et continuera en vol stabilisé tant que cette attitude et cette vitesse ne seront pas de nouveau modifiées.
La puissance ou traction
Les changements de puissance affectent également la stabilité longitudinale. Si vous réduisez la puissance pendant le vol, la tendance à piquer est nette en raison de la réduction du flux d'air sur les ailes et du souffle de l'hélice. Cela diminue la déportance de l'empennage et réduit l'efficacité de la portance. Bien qu'il s'agisse d'un facteur de déstabilisation, il s'agit d'une caractéristique souhaitable, car elle tend à entraîner une attitude de piquer lors des réductions de puissance.
L'augmentation de la puissance a l'effet inverse. Elle provoque une augmentation du flux d'air sur l'empennage et tend à forcer le nez de l'avion à monter. L'influence de la puissance sur la stabilité longitudinale dépend également de la conception globale de l'avion. L'alignement de la traction par rapport à l'axe longitudinal, le CG, les ailes et l'empennage est un facteur déterminant. La ligne de traction est déterminée par l'axe de l'hélice et par la direction générale dans laquelle la traction agit.
Dans la plupart des avions légers de l'aviation générale, la ligne de traction est parallèle à l'axe longitudinal et au-dessus du CG. Cela crée un léger moment de tangage autour du CG. Si la traction diminue, le moment de tangage est réduit et le nez de l'avion a tendance à monter. Une augmentation de la traction augmente le moment de tangage et le nez de l'avion a tendance à descendre. Notez que ces tendances de tangage sont exactement l'inverse des tendances de tangage résultant d'une augmentation ou d'une diminution de la déflexion. Cet agencement de ligne de traction minimise les effets de déstabilisation des changements de puissance et améliore la stabilité longitudinale.
Stabilité latérale
Par stabilité latérale, on se réfère à la stabilité de l'aéronef autour de son axe de roulis.
Si une perturbation force une aile de l'avion à monter et l'autre à baisser, l'avion va s'incliner. Lorsque l'avion est incliné sans tourner, il a tendance à déraper ou à glisser vers le bas en direction de l'aile abaissée.
Il y a plusieurs facteurs principaux qui influencent sur la stabilité latérale :
Effet de dièdre : lorsque les ailes ont un dièdre, l'incidence de l'aile descendante augmente et l'incidence de l'aile montante diminue. C'est la différence de l'angle d'attaque, donc la différence de portance entre les deux ailes qui tend à ramener l'avion à son attitude latérale initiale. Il s'agit en fait d'un mécanisme de contrôle passif qui n'a pas besoin d'être initié par le pilote ou par un système électronique de contrôle de stabilisation à bord.
Effet de flèche : lorsque l'aéronef dérape, l'aile pointant vers le bas a une longueur de corde effective plus courte dans la direction du flux d'air que l'aile pointant vers le haut Voir les profils des ailes.
Cette longueur plus courte de la corde augmente le cambrure effective (courbure) de l'aile basse ce qui augmente la portance de l'aile et tend à ramener l'avion à son attitude latérale d'origine.
Position de l'aile : la position haute de l'aile augmente également l'effet dièdre.
Cela conduit aux valeurs de dièdre suivantes :
Aile haute :
- sans flèche arrière : dièdre faiblement positif ou nul
- avec flèche arrière : dièdre négatif de l'ordre de 4 à 6 degrés. (Galaxy C-5, Antonov An-225, Airbus A400M).
Aile basse :
- sans flèche arrière : dièdre positif, valeur fréquente 4 à 5 degrés.
- avec flèche arrière : dièdre nul ou faiblement positif
Stabilité verticale
Par stabilité verticale ou directionnelle, on se réfère à la stabilité de l'aéronef autour de son axe de lacet.
La stabilité en lacet est la stabilité la plus facilement atteinte dans la conception d'un avion. La zone de la dérive verticale et les côtés du fuselage à l'arrière du CG sont les principaux contributeurs qui font que l'avion se comporte comme une girouette pointant son nez dans le vent relatif. Pour augmenter cette stabilité verticale il faut que la surface latérale du fuselage soit plus importante à l'arrière du centre de gravité qu'en avant.
Si un avion vole en ligne droite, et qu'une rafale d'air latérale lui fait effectuer une légère rotation autour de son axe vertical (exemple à droite), le mouvement est ralenti et arrêté par la dérive car, pendant que l'avion tourne à droite, l'air frappe le côté gauche de la dérive avec un angle. Cela provoque une pression sur le côté gauche de la dérive, qui résiste au mouvement de rotation et ralentit le mouvement de lacet de l'avion.
Le changement de direction initial de la trajectoire de vol de l'avion est généralement légèrement en retard sur son changement de cap. Par conséquent, après un léger lacet de l'avion à droite, il y a un bref moment où l'avion se déplace encore sur sa trajectoire initiale, mais son axe longitudinal est légèrement pointé vers la droite. L'avion dérape alors momentanément sur le côté et, pendant ce moment (puisqu'on suppose que bien que le mouvement de lacet ait cessé, l'excès de pression sur le côté gauche de la dérive persiste encore), il y a nécessairement une tendance à ce que l'avion soit partiellement retourné vers la gauche. C'est-à-dire qu'il y a une tendance de rétablissement momentané causée par la dérive. Cette tendance de rétablissement est relativement lente à se développer et cesse lorsque l'avion cesse de déraper. Lorsqu'elle cesse, l'avion vole dans une direction légèrement différente de la direction d'origine. En d'autres termes, il ne reviendra pas de lui-même au cap initial ; le pilote doit rétablir le cap initial.
Une aile en flèche agit également sur la stabilité directionnelle d'un aéronef. Voir ailes en flèche
Roulis hollandais
Le roulis hollandais ou Dutch roll (en anglais) est un mouvement oscillatoire de l'aéronef en lacet et roulis. D'abord une oscillation en lacet qui se met en œuvre en appliquant un mouvement de lacet (par exemple en enfonçant le palonnier à droite ou à gauche). L'avion se met alors à osciller autour de l'axe de lacet. À cause de l'oscillation en lacet, l'effet dièdre de l'avion conduit à un mouvement autour de l'axe de roulis : c'est le roulis induit. L'inclinaison en roulis amène une glissade et donc une nouvelle excitation en lacet. Le mouvement de l'avion est alors une combinaison de l'oscillation autour de l'axe de lacet, et de l'oscillation induite autour de l'axe de roulis.
Les grands mouvements de roulis et de lacet sont d'autant plus important que la vitesse est faible. En général, un roulis hollandais est considéré comme étant dynamiquement stable, ce qui signifie que les oscillations ont tendance à diminuer en amplitude.
Les aéronefs dont les ailes sont placées au-dessus du centre de gravité, les ailes en dièdre et les ailes en flèche ont tendance à augmenter la force de rappel du roulis, ce qui augmente la tendance de l'aéronef à partir en roulis hollandais. La plupart des avions de transport disposent d'un amortisseur de lacet yaw damper (en anglais) qui augmente artificiellement la stabilité.
