Eurofighter

[TMor]

@ Kiri : pour HAWX : non, je ne sais pas du tout d'où vient leur tableau de bord.

[Kiriyama]

HAWX est assez décevant à ce niveau-là :

 

- les cockpit du MiG-29 et du MiG-33 sont identiques ;

- les cockpits du MiG-25 et MiG-31 sont identiques ;

- le MiG-25 est en réalité un MiG-31 (!) ;

- le cockpit du Typhoon est bizarre ;

- le cockpit du F-35 a un HUD

[Claudio Lopez]

Au fait, est-ce que l'Autriche a des Typhoon biplaces ou ils sont tous monoplaces ?

 

 

Vu le très faible nombre, cela m'étonnerait qu'ils aient acheté des typhoon biplace étant donné qu'il n'existe pas "officiellement" de Typhoon Bi-place.

 

Du moins, ils existent mais ils ne sont pas conçu pour faire la guerre car ils sont destinés à faire de la formation.

 

En effet, contrairement au Rafale, au Mirage 2000D, au F18, au F15,  la fonction du NOSA n'existe pas pour le Typhoon (Le pilote peut tout faire tout seul because typhoon is the best !   ).

 

Et vus le faible nombre acheté, les autrichiens ont probablement utilisé les Bi-place de la Luftwaffe pour la formation de leur pilotes.

[LittleJohn]

Un reportage de National Geographic sur l'usine d'assemblage des Typhoon.

Le message récurrent "best multi role fighter in the world" a la longue est assez exaspérant. Mais les passages sur la ligne de production sont très intéressants. On voit bien les panneaux intrados carbone de voilure avec les longerons carbones colles caractéristiques du Typhoon. Je ne pense pas que cette technologie existe sur d'autres avions de combat, je me demande d'ailleurs quelles en sont les répercutions sur le plan de la discrétion électromagnétique, sachant que le Rafale, le Raptor mais aussi le F35 ont à ma connaissance tous une structure interne métallique...

[FATac]

A l'occasion, il faudra que je vous décrive le processus de fabrication des canards du Typhoon ... structure intégralement métallique et techniques de soudage/formage relevant de la science-fiction.

 

Le temps me manque ce soir, mais promis, je mets ça dans ma to-do list de 2014.

[Kiriyama]

D'un côté vu que le Typhoon est un avion spécialisé dans le combat aérien, un NOSA ne s'imposait pas.

[LittleJohn]

A l'occasion, il faudra que je vous décrive le processus de fabrication des canards du Typhoon ... structure intégralement métallique et techniques de soudage/formage relevant de la science-fiction.

Le temps me manque ce soir, mais promis, je mets ça dans ma to-do list de 2014.

Je me rappelle vaguement un brevet BAe Systems consistant à souffler un genre de millefeuille en titane à chaud pour lui faire épouser la forme du moule femel et obtenir d'un seul coup un canard autoraidi. Je me rappelle aussi avoi lu que des études de faisabilité au début du programme avait montre que cette solution, par ailleurs très ingénieuse, s'avérait un peu plus lourde mais beaucoup moins chère à mette en œuvre qu'une solution composite. À posteriori on peut par contre se demander si la question de la discrétion aux ondes électromagnétiques avait vraiment été prise en compte, ou peut étre que le problème de l'échauffement cinétique à Mach 2, comme quelqu'un l'avait déjà suggére sur ce même forum, n'a guère laissé le choix aux ingénieurs quant au matériau à utiliser...

[pascal]

Je me rappelle vaguement un brevet BAe Systems consistant à souffler un genre de millefeuille en titane à chaud pour lui faire épouser la forme du moule femel et obtenir d'un seul coup un canard autoraidi

C'est intéressant çà rappelle (un peu) le processus de fabrication des voiles en composite 3DL inventé par North Sail.

[DEFA550]

Je ne pense pas que cette technologie existe sur d'autres avions de combat, je me demande d'ailleurs quelles en sont les répercutions sur le plan de la discrétion électromagnétique, sachant que le Rafale, le Raptor mais aussi le F35 ont à ma connaissance tous une structure interne métallique...

Je ne m'avancerai pas sur qui fait quoi et comment. En revanche je sais que certains industriels du secteur attendent d'avoir suffisamment de recul sur certaines technologies avant de les introduire dans tel ou tel domaine. Ce n'est pas une question de savoir-faire, mais plutôt une question de vieillissement et d'exploitation sur le long terme : comment ça résiste au temps, aux contraintes mécaniques et thermiques, aux dommages divers, comment ça se répare (éventuellement), etc.

Du coup, je me dis qu'ils sont peut-être allé un poil trop loin sur l'Eurofighter.

[pascal]

C'est cette absence de recul qui limite encore l'usage des composites en aéronautique alors que par exemple dans certains domaines cela fait bientôt 30 ans que l'on utilise la cuisson en autoclave pour le réalisation de grandes pièces en composite (essentiellement le kevlar, le carbone et la fibre de verre "qualité aviation) soumises à fortes contraintes mécaniques (exemple les bras de liaison des grands multicoques) mais dont la durée de vie et cycles d'utilisation sont très différents.

[LittleJohn]

Je ne m'avancerai pas sur qui fait quoi et comment. En revanche je sais que certains industriels du secteur attendent d'avoir suffisamment de recul sur certaines technologies avant de les introduire dans tel ou tel domaine. Ce n'est pas une question de savoir-faire, mais plutôt une question de vieillissement et d'exploitation sur le long terme : comment ça résiste au temps, aux contraintes mécaniques et thermiques, aux dommages divers, comment ça se répare (éventuellement), etc.

Du coup, je me dis qu'ils sont peut-être allé un poil trop loin sur l'Eurofighter.

 

Tu as raison sur le principe, mais en ce qui concerne les structures composite à joints collés, je pense qu'il faut relativiser un peu et se dire qu'il y avait déjà un recul suffisant sur cette techno pour décider d'en faire la baseline sur l'aile du Typhoon avec une prise de risque disons raisonnable.

 

Après tout l'ATR72 qui a fait son premier vol en 1988 possède un caisson central de voilure en carbone avec panneaux intrados et extrados avec des raidisseurs en U collés, et c'est un avion civil.

 

Au passage, cette techno s'est depuis bien répandue dans des applications de structures primaires comme les peaux sup et inf des voilures A400M, A350 et B787,caisson central A380 mais aussi dans des appications fuselage comme sur les A350, et B787, pour ne citer que ceux-ci.

 

On peut alors se demander pourquoi un contructeur comme Lookheed Martin n'a pas opté pour un principe constructif similaire au Typhoon (longerons de voilure composite collés) pour les F22 et F35, deux avions pourtant résolument conçus pour être discrets aux ondes électromagnétiques. A première vue cela leur aurait aussi permis de diminuer le nombre de fixations de façon notable d'où un gain (i) en masse et (ii) en discretion.

[syntaxerror9]

Attention quand même à ne pas oublier que les contraintes sur la structure des avions de combat sont bien supérieures à celles des avions civils.

De plus, les avions de combat, comme leur nom l'indique doivent combattre, donc, prendre des coups et être vite réparés.

Modifié le 3 janvier 2014 par syntaxerror9

[LittleJohn]

Attention quand même à ne pas oublier que les contraintes sur la structure des avions de combat sont bien supérieures à celles des avions civils.

 

Une structure d'avion de combat subit des contraintes de niveau équivalent à celles d'un avion civil, bien que subissant des efforts plus important (9G contre 2G grosso-modo), à condition que les matériaux utilisés soient les mêmes et donc que la structure (militaire ou civile) soit dimensionée avec les mêmes adimissibles matériau.

 

Autrement dit, pour une structure correctement dimensionnée, un joint de colle verra les mêmes contraintes dans un avion de combat que dans un avion civil (petit ou gros porteur).

 

De plus, les avions de combat, comme leur nom l'indique doivent combattre, donc, prendre des coups et être vite réparés.

 

Les avions civils ne sont pas dimensionnés au battle damage mais doivent être réparables tout aussi rapidement pour être économiquement viables aux yeux d'une compagnie aérienne.

 

L'ampleur des dégâts peut parfois être très importante comme pour le B787 d'Etypian Airlines encore immobilisée à Heathrow dont toute la section arrière sous la dérive subit une réparation majeure suite à un incendie. On voit donc que c'est possible même s'il s'agit d'une structure composite full barel avec raidisseurs collés.

 

Je n'ai aucun mal à croire que l'aile du Typhoon est réparable pour la plupart des sénarios de dommages, du choc le plus anodin lors des opérations au sol jusqu'aux impacts de projectiles subis en combat...

[syntaxerror9]

On est pas tout à fait d'accord, peu importe. Et ce même si je comprends bien le caractère "homothétique" des résistances structurelles dans les deux cas comme tu l'expliques.

Pas certain qu'un avion civil soit prévu pour encaisser des éclats ou des obus et repartir de toute urgence au combat.

Pas certain non plus que le départ à l'heure des passagers soit aussi crucial que la vie d'un pilote et de ce qu'il défend.

De plus, il existe de vraies différences de philosophies de construction entre les divers fabricants d'avions de combat. Pour l'exemple, Dassault est réputé pour faire des avions très solides; Chance Vought et Grumman étaient connus pour faire des avions "indestructibles".

Tous les avionneurs militaires ne peuvent se prévaloir de ces qualités.

Modifié le 3 janvier 2014 par syntaxerror9

[DEFA550]

Une structure d'avion de combat subit des contraintes de niveau équivalent à celles d'un avion civil, bien que subissant des efforts plus important (9G contre 2G grosso-modo), à condition que les matériaux utilisés soient les mêmes et donc que la structure (militaire ou civile) soit dimensionée avec les mêmes admissibles matériau.

J'ai beaucoup de mal à adhérer à ce point de vue.

Si un avion de combat subit des efforts plus important, alors le degré de fatigue augmente par rapport à un avion civil. Par ailleurs la comparaison s'arrête là, étant entendu qu'un avion civil ne subit pas la même amplitude des efforts (+9G, -5G), ni de variation aussi rapides, ni avec la même occurrence, qu'il ne subit pas d'abandon de charges (tirs de munitions lourdes), ni de variations thermiques aussi conséquentes, et que le dimensionnement est quand même limité par la taille d'un avion de combat qu'on veut léger pour conserver des qualités dynamiques.

Qu'on sache faire ne se discute pas. La question qui se pose est de savoir, compte tenu des contraintes subies par un avion de combat, comment se comportent ces assemblages après 5000 heures de vol, plus de 25 ans d'utilisation et des indices de fatigue inconnus d'un avion civil. Et elle se pose par rapport à un problème de maintenance et de budget : est-il acceptable de devoir changer une voilure "usée" ou non, et éventuellement de retoucher un fuselage fatigué.

 

Je constate que les moins frileux sont aussi ceux qui ont le moins d'expérience, en plus de s'être déjà fait remarquer au moins deux fois au sujet de l'aile de l'A380. Donc je reste très dubitatif sur la valeur réelle de cette avancée technologique appliquée aux avions de combat.

Entre parenthèses, un dilemme similaire s'est posé chez les motoristes au sujet des BLISK, avec là aussi un frein à l'introduction de cette technologie lié aux coûts de maintenance/réparation d'un moteur endommagé.

[LittleJohn]

On est pas tout à fait d'accord, peu importe. Et ce même si je comprends bien le caractère "homothétique" des résistances structurelles dans les deux cas comme tu l'expliques.

Pas certain qu'un avion civil soit prévu pour encaisser des éclats ou des obus et repartir de toute urgence au combat.

Pas certain non plus que le départ à l'heure des passagers soit aussi crucial que la vie d'un pilote et de ce qu'il défend.

 

Je ne veux pas trop rentrer dans le débat de ce qui est crucial ou ne l'est pas car là n'est pas la question.

 

La vraie question est de savoir si un principe constructif faisant intervenir des jonctions collées au lieu de jonctions boulonées dans un avion militaire sera pénalisant du point de vue de la réparabilité. Il est clair qu'une réparation sera plus compliquée à mettre en oeuvre sur une assemblage collé qu'un assemblage boulonné, lequel permet plus de flexibilité. Cependant le Typhoon, mais aussi l'A400M qui a une voilure à peaux composite & raidisseurs collés et qui est aussi dimensioné au battle damage, sont deux exemples d'avions militaires utilisant une techno type collage, et qui ont à forciori dû démontrer un certain nombre de sénarios de réparations possibles, battle damage inclus.

 

Donc je disais simplement que je ne voyais pas pourquoi ce qui est possible sur le Typhoon et l'A400M ne le serait pas sur un autre avion de combat type F35...

 

 

 

Pas certain qu'un avion civil soit prévu pour encaisser des éclats ou des obus et repartir de toute urgence au combat.

 

Du point de vue de la réparabilité, un impact de 12.7mm en champ de bataille sur un panneau composite ne fait guère de différence avec un emboutissement par un camion de maintenance sur le tarmac d'un aéroport. Au final, s'est la même chose, il faut détourer le domage et boulonner une réparation...

Ou alors remplacer tout le panneaux si ça n'est pas réparable.

 

Quant aux délais, ils sont plus dictés par le client que part des limitations techniques....

[syntaxerror9]

Pour l'équivalence des contraintes structurelles dans chaque domaine de compétences (combat/civil), on peut comprendre la vision théorique des choses de LittleJohn.

Mais je trouve le parallèle un peu osé au niveau pratique. ;)

Modifié le 3 janvier 2014 par syntaxerror9

[LittleJohn]

Si un avion de combat subit des efforts plus important, alors le degré de fatigue augmente par rapport à un avion civil.

 

Tout d'abord, je ne parlais pas de fatigue structurale, je parlais de  niveau de contrainte structurale, purement d'un point de vue statique.

En très simpliste, la contrainte est l'effort divisé par la section travaillante. Donc quelque soit ton niveau d'effort, tu vas dimensionner ta section travaillante pour faire chuter ta contrainte en-deçà de ton admissible matériau. Donc que tu travailles sur avion militaire ou civil, au final, tu dimensionnes ta structure pour qu'elle voit un niveau de contrainte proche (mais en dessous) de ton admissible matériau.

 

Ensuite, les avions militaires sont principalement dimensionés par des aspects statiques (exemple 9G statique), alors que les avions civils dont la fourchette d'efforts est plus restreinte se veront donc notablement plus confrontés à des problèmes de fatigue.

 

Enfin, on parle ici de structures composite, qui sont notoirement connues pour être insensible à la fatigue (quoi que ce ne soit pas tout-à-fait le cas mais presque).

 

 

 

La question qui se pose est de savoir, compte tenu des contraintes subies par un avion de combat, comment se comportent ces assemblages après 5000 heures de vol, plus de 25 ans d'utilisation et des indices de fatigue inconnus d'un avion civil. Et elle se pose par rapport à un problème de maintenance et de budget : est-il acceptable de devoir changer une voilure "usée" ou non, et éventuellement de retoucher un fuselage fatigué.

 

C'est exactement la même question qui se pose pour un avion civil....

 

 

 

Je constate que les moins frileux sont aussi ceux qui ont le moins d'expérience, en plus de s'être déjà fait remarquer au moins deux fois au sujet de l'aile de l'A380. Donc je reste très dubitatif sur la valeur réelle de cette avancée technologique appliquée aux avions de combat.

 

Qu'est ce que l'aile de l'A380 vient faire là, c'est une aile métallique, pas composite?...

 

(Les problèmes intervenus sur l'aile du 380 sont des problèmes de fatigue des pieds des nervures, donc rien à voir avec la technologie dont il est question dans notre discussion)

[DEFA550]

A t'entendre c'est la panacée, pourtant ce choix technique ne s'est d'après toi pas encore répandu chez les ténors de l'aviation de combat. Comment expliques tu cette divergence ?

Modifié le 4 janvier 2014 par DEFA550

[Kal]

 

Tout d'abord, je ne parlais pas de fatigue structurale, je parlais de  niveau de contrainte structurale, purement d'un point de vue statique.

 

Oui, mais tu répondais bien à la phrase suivante de Syntaxerror9, qui mentionne clairement, il me semble, la fatigue structurale  :

 

Attention quand même à ne pas oublier que les contraintes sur la structure des avions de combat sont bien supérieures à celles des avions civils.

 

 

 

Et la fatigue n'est-elle pas la conséquence des contraintes que doit subir la structure ?

 

Tu as l'air de bien connaitre le sujet, mais j'avoue avoir du mal à suivre ton raisonnement. A en lire les échanges précédents, j'ai le sentiment que vous ne parlez pas de la même chose.

 

 

Donc que tu travailles sur avion militaire ou civil, au final, tu dimensionnes ta structure pour qu'elle voit un niveau de contrainte proche (mais en dessous) de ton admissible matériau.

 

Oui mais il s'agit bien du résultat auquel tu parviens, non ?

Cela veut bien dire que l'analyse des contraintes extérieures (je ne sais pas si c'est le mot le plus adapté, je veux dire les forces, les variations de température, etc... que va subir toute la cellule et les anticipations sur son vieillissement) a donné des résultats différents entre civil et militaire, et que du coup les processus de fabrication et les choix de matériaux peuvent différer, dans le but justement d'arriver à un niveau de contrainte proche.

Modifié le 4 janvier 2014 par Kal

[DEFA550]

En me renseignant un peu rapidement sur le sujet j'entrevois une explication plausible concernant les dommages. Si j'ai bien compris ce que j'ai lu en diagonale, un élément métallique perd graduellement ses performances statiques en fonction des dommages subis alors qu'un élément composite supporte très mal une perte d'intégrité, même faible. J'en arrive à penser qu'un impact de 7.62 (par exemple) dans un longeron métallique n'aura pas forcément les mêmes conséquences en terme de modification de la résistance que le même impact dans un longeron en composite. Cette différence de comportement à la dégradation pourrait aussi expliquer la frilosité des acteurs dans le domaine des avions de combat.

 

Quoiqu'il en soit, il y a certainement une (et même plusieurs) raison(s) justifiant la conception plus classique d'éléments de structure pour les avions de combat, et j'aimerai bien les connaître plus précisément ne serait-ce que pour apprécier à sa juste valeur le choix fait pour l'Eurofighter.

[pascal]

 J'en arrive à penser qu'un impact de 7.62 (par exemple) dans un longeron métallique n'aura pas forcément les mêmes conséquences en terme de modification de la résistance que le même impact dans un longeron en composite. Cette différence de comportement à la dégradation pourrait aussi expliquer la frilosité des acteurs dans le domaine des avions de combat.

 

c'est notoirement le cas des tissus carbone extrêmement fragiles à l'impact et au poinçonnement 

[2020]

Même si la structure n a pas du tout le même rôle et a plus un role de carrosserie il serait intéressant d'avoir des retex sur les dommages aux combats subit par les tigres...il me semble qu un a sacrément encaissé au Mali.

[Claudio Lopez]

Même si la structure n a pas du tout le même rôle et a plus un role de carrosserie il serait intéressant d'avoir des retex sur les dommages aux combats subit par les tigres...il me semble qu un a sacrément encaissé au Mali.

 

Oui, je serai très curieux de voir les photos des tigres endommagés au point qu'il y en a un auquel il y a toute la "carosserie" à changer.

 

En effet, ils ont été bien arrosés à la 12,7 mm ; J'espère qu'un jour l'armé rendra publiques ces images, histoire de voir les dégâts .

 

On a bien vu les images des jaguar bien amochés lors de la 1 ère guerre du golfe, j'espère que l'on verra ceux des tigres.

[roland]

ce qu'il doit y avoir aussi, c'est qu'un avion de combat subits des efforts beaucoup plus divers et donc difficiles a modeliser qu'un avion civil.

 

Disons qu'un avion civil a a peut pret toujours le meme profile de vol et de charge. On rajoute les orages, quelques manoeuvres d'évitement, freinage d'urgence + un minimum de marge de sécurité, et voilà on sait comment orienter les fibres de carbones dans le composite afin d'obtenir la résistance optimale en fonction des efforts prévisibles.

 

Un avion de combat subit des efforts dans tous les sens : +11 -5 G, efforts latéraux, emport et largage de munition ou bidons, atterrissage a vide ou avec munitions, etc etc..  bref les efforts doivent etre beaucoup moins prévisibles voir imprévisibles (emport de futurs armement non encore développés par exemple). ça doit rendre beaucoup plus délicat l'exploitation des qualitées de résistance des composites, qui ne sont pas multidirectionnelles.