WorldCat Identities

Bes, Christian

Overview
Works: 34 works in 46 publications in 2 languages and 47 library holdings
Roles: Thesis advisor, Opponent, Other, Author
Publication Timeline
.
Most widely held works by Christian Bes
Méthodologie d'optimisation aéroélastique actice d'une voilure de convertible : flottement gyroscopique by Joerg Peter Mueller( Book )

2 editions published in 2004 in French and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

Un aéronef convertible à rotors basculants est soumis au flottement gyroscopique, instabilité aéroélastique en vol à grande vitesse qui pénalise la conception de l'appareil. Cette étude, dont l'objectif est le développement d'une méthode d'optimisation active, s'intègre dans les programmes de recherche d'Eurocopter. Un modèle multicorps a été construit, s'inspirant du convertible européen ERICA. Les algorithmes étudiés sont un contrôleur monovariable ainsi que deux contrôleurs multivariables de type Linéaire Quadratique Gaussien et Contrôle Prédictif Généralisé. Ils agissent sur le plateau cyclique à l'aide des commandes de vol électriques. Les résultats de la stabilité aéroélastique et du mécanisme de l'instabilité sont présentés. Les contrôleurs apportent une stabilisation notable, correspondant à un gain de vitesse critique pouvant atteindre 30%. Ainsi le travail pose des bases fiables pour développer et certifier les futurs convertibles avec contrôle aéroélastique intégré
Définition conceptuelle d'avions : vers une optimisation multiobjet, robuste et incertaine = Conceptual airfraft design : towards multiobjective, robust and uncertain optimisation by Cécile Badufle( Book )

2 editions published in 2007 in French and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

La conception d'avions au stade avant-projet consiste à déterminer les principales caractéristiques d'un avion répondant à un cahier des charges donné. Ces études peuvent être résumées par des problèmes d'optimisation globale sous contraintes avec typiquement un millier de paramètres et presque autant de contraintes. Les contraintes expriment la faisabilité physique ainsi que le cahier des charges à respecter, et les objectifs sont des performances de l'avion guidées par des études de marché. De plus, le conception d'avions est un problème d'optimisation multicritère du fait de la présence de fonctions objectifs antagonistes.L'objectif de cette étude est d'introduire de nouvelles méthodes mathématiques qui peuvent être utiles dans un outil de dimensionnement avant-projet pour résoudre le problème d'optimisation d'une configuration d'avion. Nous avons contribué à l'amélioration des méthodes d'optimisation qui sont couramment utilisées au département des Avant-Projets d'Airbus. En utilisant les algorithmes génétiques, nous avons rendu le processus d'optimisation monocritère plus robuste. Ensuite, nous avons introduit des méthodes d'optimisation multicritère car nous avions plusieurs critères conflictuels à considérer. Comme les temps de calcul sont devenus importants, nous avons décidé de substituer au modèle d'avion un modèle approché. Nous avons implémenté les fonctions à base radiale pour approcher les contraintes et les fonctions objectifs. Enfin, nous avons propagé les incertitudes du modèle pour estimer la robustesse des résultats de l'optimisation et nous avons proposé un aboutissement possible de l'intégration de ces techniques~: donner aux ingénieurs une perception opérationnelle de l'espace de définition
Optimisation multidisciplinaire sous incertitude en phase conceptuelle avion by Laure Jaeger( Book )

2 editions published in 2013 in French and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

These researches concern multidisciplinary optimization deployed in the design of complex systems. They are particularly focused on aircraft design. At this stage of the design, the uncertainties are significant. Effective new methods of modeling and uncertainty propagation are proposed to develop a reliable and robust system. They use techniques of adaptive modeling, optimization algorithms and classical techniques based on artificial intelligence (multi-agent systems)
Modelling fatigue spectra of aircraft structure under gust loads by Thomas Reytier( Book )

2 editions published in 2012 in English and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

This thesis is dedicated to the fatigue and damage tolerance analysis of the aircraft structures under gust loads. The fatigue and damage tolerance analysis is a significant issue in the aircraft structure design. It aims at defining the inspection program of the aircraft structure in order to ensure its safety through its entire life. The first part reviews the state-of-the-art in the various involved topics for the global process for fatigue analysis of aircraft structure under gust loads: the atmospheric turbulence modelling, the load and stress computation by a finite element analysis, the generation of the fatigue spectrum and at the end, the fatigue and damage tolerance analysis. The second part presents the whole process currently implemented at Airbus. The main strengths and weaknesses are pointed out and this en-ables the identification of several improvement axes. From the continuous turbulence model based on the Von Karman Power Spectral Density(PSD), the computed stresses are included according to statistics established from in-flight measurements in the fatigue spectrum in order to build a stress cycle sequence. The input data for the fatigue and damage tolerance analysis are obtained from the definition of the various fatigue mission profiles, the unitary stress values, the dynamic response of the structure and the turbulence statistics. In the third part,a new methodology is presented in order to obtaine efficiently and accurately the temporal stress sequences due to the atmospheric turbulence. This method relies on new results enabling the generation of correlated time signals from the PSD functions. First, the PSD of the various stress components are directly obtained from the Von Karman PSD via a finite element analysis. Then, the correlated temporal stress sequences are generated and distributed in the fatigue spectrum according to the turbulence intensity statistical law. This new process enables the improvement of the stress computation and the fatigue spectrum generation. It replaces the turbulence statistics by stress exceedance statistics which are defined by an analytical formula in a reasonably conservative way. In addition, the lead time to build the input data for the fatigue and damage tolerance analysis is significantly reduced. Results from the fatigue and damage tolerance analysis are presented in order to highlight the quality of the improved processes both in terms of accuracy and lead time
Modèle d'optimisation de la maintenance : application au processus de conception d'un avion by Bénédicte Lienhardt( Book )

2 editions published in 2008 in English and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

Cette thèse traite de la modélisation, en phase de conception, des performances de supportabilité des systèmes avions. La supportabilité est la capacité d'un produit, ainsi que de son système de soutien, à répondre aux besoins opérationnels des compagnies aériennes. L'objectif de ce travail de recherche est d'apporter un moyen d'aide à la décision aux intégrateurs des systèmes avions par rapport aux performances de supportabilité. Le modèle développé permet de prédire des critères quantitatifs de supportabilité permettant d'optimiser la conception des systèmes. Le but est de trouver des architectures de systèmes offrant le meilleur compromis entre les coûts d'exploitation d'un avion et sa disponibilité. Nous abordons les thèmes suivants : Le choix de critères pertinents de supportabilité permettant d'influencer la conception, pour obtenir de meilleures performances opérationnelles à un coût minimum pour la compagnie aérienne ; La sélection des paramètres d'entrée du modèle pour estimer les critères retenus ; La définition de modèles mathématiques afin d'explorer les relations de cause à effet entre les choix de conception et leurs impacts sur l'utilisation et la maintenance de l'avion une fois en service ; L'actualisation de la valeur des coûts pour les modèles présentés; La gestion des incertitudes des données d'entrées au moyen d'analyses globales de sensibilité
Construction de modèles réduits pour le calcul des performances des avions by Manon Bondouy( Book )

2 editions published in 2016 in French and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

The objective of this thesis is to provide a methodology and the associated tools in order to standardize the building process of performance and handling quality models. This typically leads to elaborate surrogate models in order to satisfy industrial contrasting objectives of memory size, accuracy and computation time. After listing the different steps of a construction of surrogates methodology and realizing a critical state of the art, Neural Networks and High Dimensional Model Representation methods have been selected and validated on low dimension functions. For functions of higher dimension, a reduction method based on the optimal selection of submodel surrogates has been developed which allows to satisfy the requirements on accuracy, computation time and memory size. The efficiency of this method has been demonstrated on an aircraft performance model which will be embedded into the avionic systems
CONTRIBUTION A L'ETUDE DES HORIZONS DE PREVISION/PLANIFICATION EN COMMANDE OPTIMALE EN TEMPS DISCRET by Christian Bes( Book )

2 editions published in 1984 in French and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

DANS LA PREMIERE PARTIE ON CONSIDERE LES PROBLEMES DE COMMANDES OPTIMALE STOCHASTIQUES EN TEMPS DISCRET SUR UN HORIZON INFINI. SOUS CERTAINES HYPOTHESES ET NOTAMMENT QUAND IL Y A PRESENCE D'UN COEFFICIENT D'ACTUALISATION DANS LE COUT, ON MONTRE L'EXISTENCE D'HORIZONS DE PREVISION/PLANIFICATION, PUIS ON DONNE UNE METHODE SIMPLE QUI PERMET DE LES DETECTER. ENSUITE, ON MONTRE COMMENT ON PEUT RAMENER UN PROBLEME DE COMMANDE OPTIMALE STOCHASTIQUE EN BOUCLE OUVERTE AVEC CONTRAINTES PROBABILISTES SUR L'ETAT A UN PROBLEME DE COMMANDE OPTIMALE DETERMINISTE EQUIVALENT. DANS LA DEUXIEME PARTIE, ON TRAITE ESSENTIELLEMENT DES PROBLEMES DE GESTION DE STOCK MONOPRODUIT A COUTS CONVEXES. QUANT IL N'Y A PAS DE COEFFICIENT D'ACTUALISATION DANS LE COUT ON MONTRE L'EXISTENCE D'HORIZONS DE PREVISION/PLANIFICATION ET ON DONNE UNE METHODE POUR LES DETECTER. DANS LE CAS OU IL Y A PRESENCE D'UN COEFFICIENT D'ACTUALISATION DES RESULTATS PLUS FORTS SONT DONNES
Décollage en cas de panne moteur : conception automatisée de trajectoire optimale by Bastien Talgorn( )

2 editions published between 2011 and 2021 in French and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

En cas de panne moteur durant le décollage d'un avion, il existe une vitesse jusqu'à laquelle l'avion peut freiner. Au-delà de cette vitesse, l'avion est obligé de poursuivre le décollage le long de la trajectoire SID (Standard Instrument Departure) malgré la perte de poussée induite par la panne. Les paramètres de décollage doivent être choisis de façon à assurer la sécurité de l'avion dans chacune de ces deux situations. En terrain montagneux, les contraintes d'obstacles peuvent sévèrement pénaliser la masse maximale admissible au décollage de l'avion (MMD). Il est alors possible d'utiliser une trajectoire alternative, l'EOSID (Engine Out SID) dont la trace au sol est différente de la SID. Elle n'est utilisée qu'en cas de panne moteur et survole un relief moins pénalisant. Cela permet de réduire les contraintes réglementaires de passage des obstacles en cas de panne moteur et d'augmenter la masse de l'avion au décollage. La conception d'une EOSID est un processus itératif, réalisé manuellement au sol et nécessitant l'usage de plusieurs outils informatiques différents. L'objectif de cette thèse est de formaliser et d'automatiser ce processus afin d'améliorer la qualité de la trajectoire obtenue et de réduire la charge de travail nécessaire à sa conception. Pour ce faire, le processus de conception a été analysé puis modélisé sous la forme d'un problème d'optimisation dont l'objectif est de maximiser la MMD, tout en conservant une trajectoire suffisamment simple. Une méthode d'estimation de la complexité de la trajectoire a donc été définie puis intégrée avec la masse au sein d'un critère unique. Le problème est ensuite résolu à l'aide d'un algorithme génétique ad hoc
Développement de stratégies de maintenance structurales prédictives pour aéronefs utilisant le pronostic à base de modèles by Yiwei Wang( Book )

2 editions published in 2017 in English and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

La maintenance aéronautique est fortement régulée, notamment à travers l'établissement d'un planning de maintenance obligatoire, permettant de garantir la sureté structurale. La fréquence des arrêts en maintenance est déterminée de manière très conservative en vue d'assurer les exigences de fiabilité. Développer des stratégies de maintenance moins conservatives et plus efficaces peut alors représenter une voie pour une nouvelle croissance des compagnies aériennes. Les systèmes de monitoring embarqué de structures, sont progressivement introduits dans l'industrie aéronautique. Ces développements pourraient alors permettre de nouvelles stratégies de maintenance structurale basées sur la prévision de l'état de santé de chaque élément structural, plutôt que basée sur une maintenance programmée, tel qu'implémentée actuellement. Dans ce cadre général, ce travail se concentre sur le suivi par un système embarqué de la propagation de fissures de fatigue dans les panneaux de fuselage. Une nouvelle méthode de prévision des fissures basée sur des modèles de propagation est développée, qui permet de filtrer le bruit des mesures du système embarqué, identifier la taille actuelle de la fissure et prédire son évolution future et par conséquent la fiabilité des panneaux. Cette approche prédictive est intégrée dans le processus de maintenance structurale aéronautique et deux types de maintenances prédictives sont proposés. L'étude numérique montre que ces stratégies de maintenance prédictive peuvent réduire de manière significative les coûts de maintenance en réduisant le nombre d'arrêts en maintenance et le nombre de réparations inutiles
Multi-objective environmentally-friendly departure procedures for civil aircraf : modeling, optimization and robustness assessment by Rosa Maria Torres Calderon( )

2 editions published between 2011 and 2021 in French and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

This Ph.D. work introduces the MCDP (Multi-Criteria Departure Procedure) concept, the aim of which is to optimize civil aircraft departure procedures in order to minimize their environmental impact, mainly represented by noise, local air quality and greenhouse gas emissions. It is not possible to determine a single departure procedure minimizing the three objectives simultaneously. Therefore, the concept is modeled as a multi-objective, constrained optimization problem. The MADS direct search optimization technique is used to obtain the Pareto optimal departure procedures associated with this problem. Robustness indicators have then been built to determine the impact of uncertainty on the Pareto front. Application to Airbus aircraft of the methodologies developed shows the potential interest of optimizing the departure phase in terms of environmental benefits
A new machining strategy for roughing deep pockets of magnesium-rare earth alloys by Frédéric Monies( )

1 edition published in 2017 in English and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

Amortissement visqueux et non linéaire au sein des assemblages structuraux métaliques et composites : essais en flexion sous vide by Amgad Mohamed Salem( Book )

2 editions published in 2002 in French and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

Conception optimale de l'architecture de roulis avec application aux avions Airbus by Christophe Bauer( Book )

2 editions published in 2008 in French and held by 2 WorldCat member libraries worldwide

Roll architecture is composed of ailerons, spoilers and of all the elements that can control them. The design of a viable and certifiable roll architecture with a minimum mass is complex because it must take into account the objectives of performance, especially industrial and safety criteria. This design requires a long iterative process without guaranteeing optimality of the solution. This thesis defines a methodology of automated research to determine the optimal solution, to reduce the design's delays and costs. For that we formulate and model this problem in mono and bi-objective forms, where the industrial constraints are used to reduce the research's domain. For each formulation, we adapt a method of resolution, a branch-and-bound algorithm and a genetic multi-objective: SPEA. These tools are integrated into an open-loop process that addresses the design of roll control. The details of these methods and processes, as well as gains, are highlighted through applications to A340-300 aircraft
Détermination des incertitudes de mesures de charge en essais en vol by Marion Gonzalez( )

1 edition published in 2015 in French and held by 1 WorldCat member library worldwide

The loads on the wings of aircraft cannot be directly measured in flight. These loads are most of the time estimatedfrom the strains of the wing, which are measured by strain gages bridges. The relation between the strains and theloads is typically modeled by a linear regression model. The estimation of flight loads is so performed by a methodin 2 steps, known as the Skopinski method :- the ground calibration : tests are performed in order to identify the model parameters linking the strains, measuredon ground, to the loads, known from the loads which are applied on the structure.- the flight tests : the loads are estimated from the strains, measured in flight, and from the model parameters,identified on ground.In this method, the existing uncertainties at each step are not taken into account. These uncertainties correspond tothe measurement noises and the modeling errors. Furthermore, the model is applied in a domain which is differentfrom the domain where its parameters are identified. Indeed, the model is calibrated on ground in pressure, thermaland loading conditions which are different from those existing in flight. The aim of this PhD is to develop a methodtaken into account these different sources of uncertainties to better identify the model on one hand and to quantifythe uncertainty which is caused by its use
Optimisation multidisciplinaire sous incertitude d'une aile volante pour le transport de passagers by Hema Aubeelack( )

1 edition published in 2021 in English and held by 1 WorldCat member library worldwide

One of the biggest challenges in the design of unconventional aircraft configurations is the uncertainty stemming from the numerical models which may be flawed on several levels owing to a lack of knowledge. Underlying assumptions which held for conventional aircraft may no longer hold for a drastically different configuration. At the conceptual design phase of an aircraft or more generally of a mechanical system, an initial design is ordinarily obtained by solving a constrained deterministic optimization problem, where the performance criterion can be the drag, block fuel, cash operating cost, or direct operating cost, and the constraints can be takeoff and landing distances, or manoeuvrability criteria, for example. Throughout the downstream development process, such as in the detailed design and manufacturing phases, the initial design may be subject to relatively small modifications owing to additional constraints which have not been taken into account at the conceptual phase. These modifications can lead to significant performance degradation and/or constraint violations. It is therefore worthwhile to find, in the neighbourhood of the initial design, a new feasible design that is less sensitive to those coming modifications. In this thesis, a new robust optimal design problem is formulated which aims to find the design guaranteeing optimal performance and constraint satisfaction with given acceptable risks on either of them. As the robust optimal solution is sought in the neighbourhood of an initial design, second-order Taylor expansions are used to approximate the performance criterion and constraint functions. In this form, this robust optimal design problem is generally numerically intractable due to multidimensional integration computations with respect to underlying statistical distributions of uncertainties of the downstream process. To overcome this drawback, a new method to convert this problem into a deterministic quadratically-constrained quadratic program (QCQP) is proposed. This transformation allows the use of all the available and efficient algorithms for solving QCQPs. This proposed methodology is then applied for the robust design optimization of a blended-wing-body (BWB) aircraft for passenger transport. Interactions among the main disciplines are handled efficiently using disciplinary models particularly adapted to the BWB case. The end goal is to find a BWB design that offers the best performance while satisfying the most important real-life constraints. Compared to existing published research, the work presented is based on models which are as modern and tailored to BWB aircraft as possible and the optimization approach takes into consideration the lack of knowledge on unconventional aircraft configurations
Determination of Paris' law constants and crack length evolution via Extended and Unscented Kalman filter: An application to aircraft fuselage panels( )

1 edition published in 2016 in English and held by 1 WorldCat member library worldwide

Abstract: Prediction of fatigue crack length in aircraft fuselage panels is one of the key issues for aircraft structural safety since it helps prevent catastrophic failures. Accurate estimation of crack length propagation is also meaningful for helping develop aircraft maintenance strategies. Paris' law is often used to capture the dynamics of fatigue crack propagation in metallic material. However, uncertainties are often present in the crack growth model, measured crack size and pressure differential in each flight and need to be accounted for accurate prediction. The aim of this paper is to estimate the two unknown Paris' law constants m and C as well as the crack length evolution by taking into account these uncertainties. Due to the nonlinear nature of the Paris' law, we propose here an on-line estimation algorithm based on two widespread nonlinear filtering techniques, Extended Kalman filter (EKF) and Unscented Kalman filter (UKF). The numerical experiments indicate that both EKF and UKF estimated the crack length well and accurately identified the unknown parameters. Although UKF is theoretical superior to EKF, in this Paris' law application EKF is comparable in accuracy to UKF and requires less computational expense. Highlights: EKF involves significantly lower computational cost than UKF. Both EKF and UKF algorithms show good identification accuracy. On-line estimation algorithms based on EKF and UKF are proposed. Estimation of Paris' law constants is formalized as a nonlinear filtering problem
Simulation opérationnelle en contrôle non destructif by Damien Rodat( )

1 edition published in 2018 in French and held by 1 WorldCat member library worldwide

La simulation opérationnelle a déjà été développée pour diverses activités dont l'exercice en conditions réelles peut s'avérer coûteux voire dangereux : le pilotage d'avion, les interventions chirurgicales, etc. L'idée consiste à remplacer la réalité par une simulation suffisamment réaliste pour donner l'impression aux utilisateurs qu'ils réalisent réellement l'activité.Le Contrôle Non-Destructif (CND) regroupe l'ensemble des méthodes mises en œuvre pour tester l'intégrité des pièces mécaniques sans les altérer. Dans ce domaine, la simulation opérationnelle n'a été introduite que très récemment par un brevet déposé par Airbus. Cette approche permet de simuler numériquement la présence de défauts sans avoir à les ajouter réellement dans les pièces. Les pièces aéronautiques étant coûteuses, la simulation opérationnelle permet de réduire les coûts liés à la formation des opérateurs, à l'évaluation des performances des méthodes ou aux tests en conditions réelles de nouvelles procédures.La présente thèse vise à développer les outils scientifiques et technologiques nécessaires à donner vie au concept de simulation opérationnelle en CND. Pour remplacer la réalité par la simulation, les défis à relever sont de trois ordres : le réalisme de la simulation, la rapidité des calculs et l'instrumentation. Nous avons choisi d'illustrer ces trois aspects dans le cadre de l'inspection par ultrasons de pièces en matériaux composites. Les modèles de simulation couramment employés -- basés sur la résolution des équations de la physique -- n'offrent pas des temps de calculs suffisamment courts pour satisfaire les pré-requis de la simulation opérationnelle. Par ailleurs, le réalisme des simulations souffre parfois de la difficulté à paramétrer correctement les modèles. Nous explorons donc une autre approche : les modèles sont construits à partir de données expérimentales. Cette stratégie est exploitée pour traiter différents types de phénomènes tels que l'endommagement par impact, le trou à fond plat ou encore les perturbations de la micro-structure des matériaux. Par ailleurs, une solution matérielle et logicielle sont proposées et un premier prototype de simulateur opérationnel est mis au point. Ce système permet d'exploiter les modèles développés et de montrer que les signaux synthétiques peuvent sembler aussi réalistes que la réalité. Cette thèse court ainsi du concept jusqu'au prototype
Optimisation de structures aéronautiques : une nouvelle méthode à fidélité adaptative by Moindzé Soilahoudine( Book )

1 edition published in 2016 in French and held by 1 WorldCat member library worldwide

Les méthodes d'optimisation à base de métamodèles avec enrichissement adaptatif (type Efficient Global Optimization) peuvent, malgré leurs atouts, être rédhibitoires en temps de calculs lorsqu'elles sont appliquées à des modèles numériques de grande taille avec plusieurs minimums locaux. Elles nécessitent la résolution d'un modèle complet à chaque simulation, ce qui peut conduire à des études irréalisables ou alors dans des durées incompatibles avec les échelles de temps typiques du processus de conception d'un produit. Cette thèse s'inscrit dans la thématique de l'optimisation de simulateurs numériquement couteux par l'utilisation des modèles simplifiés. Ces modèles simplifiés peuvent être notamment de deux types : des métamodèles ou des modèles d'ordre réduit. Nous proposons dans cette thèse une nouvelle méthodologie d'optimisation globale de systèmes mécaniques en couplant les méthodes d'optimisation à base de métamodèles adaptatifs avec les méthodes de réduction d'ordre. Les méthodes d'optimisation à base de métamodèles visent à réduire le nombre d'évaluations de la fonction objectif tandis que les méthodes de réduction d'ordre visent à diminuer la taille des modèles permettant ainsi une réduction de leur temps d'exécution. L'objectif de la méthodologie développée dans cette thèse est alors de réduire le nombre d'évaluations de la fonction objectif tout en diminuant également le temps d'exécution des modèles. L'idée de l'approche développée est de construire le métamodèle de la fonction objectif de manière adaptative. Cette construction fusionne des modèles complets et des modèles d'ordre réduit et adapte ainsi la fidélité aux besoins en précision de l'itération courante de l'optimisation. Les performances des algorithmes développés dans cette thèse ont été illustrées sur deux types d'applications : i. un problème d'identification des quatre propriétés orthotropes d'un composite stratifié à partir de mesures de champs de déplacement d'une plaque trouée en traction. ii. un problème de maximisation de la rigidité d'une plaque composite stratifiée. Les résultats ont permis de montrer que notre méthodologie permet d'obtenir des gains considérables, en temps de calcul, par rapport à un algorithme de type EGO classique
Méthode d'identification d'un impact appliqué sur une structure admettant des modes de vibration basse fréquence faiblement amortis et bien séparés by Dimitri Goutaudier( )

1 edition published in 2019 in French and held by 1 WorldCat member library worldwide

Many industrial structures operate in an environment with a high risk of collision. The detection of impacts and the assessment of their severity is a major preoccupation in Structural Health Monitoring. This work deals with the development of an impact identification technique that is applicable to a large composite structure, numerically robust and time efficient, and that requires a low number of sensors. The first step was to describe the image of the impact point in the vibration response as a modal participation vector. The idea was to introduce the existence of a discriminating modes familly to make a bijective link between the modal participations and the impact point. A least-squares procedure is developed to estimate those modal participations by measuring the vibration response of a single point on the structure. The second step was to extend the procedure to the identification of a parametric law representing the impact load history. Some conditions on measurement parameters and modal properties of the structure are identified to guarantee both the accuracy and the robustness of the procedure. The approach developed in this work is new regarding the state of the art: only one measurement point is considered for identifying an impact event. An experimental validation on an A350 crown panel indicates that the methodology is valid for large composite structures
Dimensionnement et contrôlabilité de configurations avion innovantes by Oscar Gonzalez Gallego( Book )

1 edition published in 2013 in English and held by 1 WorldCat member library worldwide

The current aircraft design process focuses on Performance optimization (minimize the airframe drag, reduce noise levels, maximize Range, reduce pollutant emissions, etc.) and treats all other disciplines sequentially and as design constraints. Among the constraint disciplines, Stability & Control is the most important one, although not always recognized as such. Indeed, in addition to being responsible for equipping the airframe with stabilizers and controls that ensure the proper handling of the vehicle, Stability & Control is strongly tied to Performance, safety, and aircraft certification aspects. In the earliest aircraft design stage (Conceptual Design phase), the Stability & Control discipline is only partially considered and consists of little more than statistical relationships (volume coefficients) and static analyses (Scissors Plot). It is not until later in the aircraft development process (Detailed Design phase and flight tests), that the Stability & Control discipline plays a dominant role and where the airplane design choices made at the conceptual level are validated or not. Although this traditional design procedure proved to be "successful" when sizing the stabilizers and controls of typical airplanes (wing + tubular fuselage + rear empennage), it fails when the aircraft layout under study deviates from the conventional one. Furthermore, the wide discrepancy between the rather sophisticated manner in which the Stability & Control discipline is considered in the Detailed Design phase, compared to the relatively simple approach used during the Conceptual Design level, results in "sub-optimal" airplane designs with stability and/or deficiencies that not only are expensive to fix, but can also be detrimental to the vehicle performance characteristics and jeopardize its safety. This research work introduces a generic, alternative, and fast aircraft conceptual design methodology capable of sizing and optimizing any aircraft configuration by giving further importance to the Stability & Control discipline. In this methodology, the sequential character of the current conceptual design process is replaced with a simultaneous and integrated Multi-Disciplinary Optimization (MDO) approach in which the discipline of Stability & Control, in particular, is considered at the same level as Performance. The proposed design procedure aims at deriving the airplane outer shape satisfying, among others, a set of generic (i.e. independent of the aircraft configuration) stability and control requirements, while possessing the best operational performance throughout a typical mission profile. Compared to the traditional aircraft design methodology, the derived optimization problem is much more constrained from the Stability & Control perspective and considers not only static requirements, but also dynamic and maneuver criteria. The methodology resembles an "inverse" (or "reverse engineering") design process since the desired stability and control features of the airplane are imposed in advance as constraints of the optimization problem. The conceptual designer therefore seeks to determine the aircraft shape having specific handling characteristics. Integrating the Stability & Control discipline at conceptual level requires a modular and integrated tool, capable of performing MDO, that is not yet available within the civilian aviation industry. To counter this, a "simple" tool was created for partially mimicking the environment required. The methodology is illustrated with two different aircraft configurations of similar size. Although the work presented herein represents only a small fraction of the whole research challenge, the methodology is demonstrated to be viable and it is shown that further performance benefits can be extracted if the stability and control constraints are taken into account from the early design stages. This approach also enables to compare different aircraft configurations from a physical and rational basis and not on subjective and disparate opinions, as is currently the case
 
moreShow More Titles
fewerShow Fewer Titles
Audience Level
0
Audience Level
1
  General Special  
Audience level: 0.94 (from 0.88 for Determinat ... to 0.99 for Simulation ...)

Languages
French (22)

English (10)