LABORATOIRE 4 1. Description de l`AIRBUS A-300

LABORATOIRE 4
1. Description de l’AIRBUS A-300
Est destiné au transport des passagers, long courrier, et représente le résultat du projet
des compagnies suivantes :
− Société Nationale d’Industrie Aérospatiale (France, Paris)
− British Aerospace (Angleterre)
− Deutsche Airbus Gmbh (Allemagne, Munchen)
réunis sous la dénomination d’AIRBUS INDUSTRIES, avec le centre situé à Blagnac, en
France. À la réalisation du projet ont aussi collaborées :
- Fokker/VFW, MBB si Fokker (Hollande)
-CASA (Espagne)
L’aéronef est équipé avec 2 moteurs turboréacteurs avec le flux double General
Electric CF6-50C (de 227 000 N) ou Pratt & Whitney JT9D-59A (236 000 N).
Les prototypes A-300B et A-300B1 ont volé pour la première fois le 28 octobre
1972 et, respectivement, le 5 février 1973. La variante standard A-300B2 a volé le 28 juin
1973 et la variante A-300B4 était homologuée le 26 décembre 1974. Cette dernière variante
a été produite dans 28 exemplaires par année et provient de l’A-300 B-200 à cause de
l’augmentation du poids et l’installation d’un réservoir central. On a aussi les autres
variantes : − A-300-C4 (cargo)
− A-310 (fuselage court et aile à nouveau désignée), entré en fabrication en
1983.
1.1. DONNÉES TECHNIQUES
L’AILE : Monoplan avec l’aile moyenne, f25 = 28°. La partie près du fuselage
représente 2 longerons de type ‘box’, construite avec des alliages d’aluminium de grande
résistance. Chaque aile a 3 sections principales et 3 volets doubles de type Fowler. Pour
toutes les vitesses, le volet de bord d’attaque déplace aussi la partie extérieure. Pour des
petites vitesses, l’aileron situé près du bord de fuite utilise une paire des volets.
L’arrivée à l’atterrissage est facilitée par la combinaison de 2 déporteurs situés au
bord de fuite et 3 freins aérodynamiques situés près de bord d’attaque, sur chaque aile, la
paire en face des volets extérieurs, plus 2 surfaces additionnelles devant les volets du bord
d’attaque. Les volets sont situés sur plus que 84% de chaque moitié de longeron et
augmentent de 25 % la corde maximale de l’aile.

FUSELAGE: Semi-monocoque avec la section sous forme d’anneau, construite
avec des alliages en aluminium de grande résistance, en ayant aussi des composantes d’acier
et alliages de titane.
EMPENNAGE: Fabriqué entièrement en métal, avec l’incidence variable et le
contrôle séparé des gouvernes de profondeur.
TRAIN D’ATTERRISSAGE : De type tricycle, actionné par l’hydraulique,
escamotable, design par MESSIER, amortisseurs par MESSIER, roues par SNACMA, frein
de disque hydraulique SNACMA, ABS.
ÉQUIPEMENT DE COMMUNICATION STANDARD
− 2 systèmes VHF émetteurs / récepteurs
− Système SELCAL
− Système de communication aux passagers
− 2 systèmes VOR
− 2 systèmes DME
− 2 systèmes ATC
ACCOMODATIONS
Equipage composé par deux pilotes et un mécanicien. La quatrième place est prévu
dans des cas d’urgence.
DIMENSIONS EXTERNES
− Envergure 44,84 m
− Longueur du fuselage 44,38 m
− Diamètre maximal du fuselage 5,64 m
− Hauteur 16,56 m
− Surface portante 260 m2
− Surface de l’empennage vertical 45 m2
− Surface de l’empennage articulé 69,5 m2
DIMENSIONS INTERNES
CABINE
− Longueur 36,50 m
− Largeur maximale 5,35 m
− Hauteur maximale 2,54 m

PERFORMANCES
− Vitesse de croisière maximale 930 km/h
− Vitesse économique 839 km/h
− Distance d’action avec la charge maximale 4213 km
− Distance d’action avec 22000 kg 6400 km
2. Devise de centrage et poids de l’avion
L’équation qui donne la position du centre de gravité de l’avion suivant l’axe des x est :
mxm
=x
i
ii
cg ∑
∑
Où i m représentent les masses des composantes différentes et i x les positions des centres
de gravité par rapport au nez de l’avion. Voir le tableau suivant :
Composante mi [kg] xi [m] mi * xi [kg m]
1. L’aile 44424.5 26.42 1173695.29
2. Fuselage 17090.2 23.95 409310.29
3. Empennage horizontal 1420.8 46.32 65811.45
4. Empennage vertical 1271.1 44.60 56691.06
5. Moteurs 9000 24.00 216000.00
6. Train d’atterrissage 788 23 18124.00
7. Combustible 45400 23.00 1044200.00
8. Commandes 2200 8 17600.00
9. Equipement éléctronique 300.0 25 7500.00
10. Équipement auxiliaire 1759.1 25 43977.5
11. Total 123,653.70 3052909.59
L’équilibre et la stabilité de l’avion peuvent être assurés uniquement par le calcul
exact de la position de centre de gravité sur la corde moyenne aérodynamique (CMA =
5.8287 m), position exprimée par le rapport entre la distance à partir de bord d’attaque de la
CMA à CG et CMA en %.

Pour le calcul de la corde moyenne aérodynamique on utilise l’équation suivante :
∫
=2/
0
2* )(
2bdyyc
S
c
où S est la surface de référence de l’aile, b est l’envergure de l’aile, et
(
)
yc est la loi de
variation de la corde suivant l’axe des y.
Pour le calcul du centrage, on va prendre en considération 2 cas extrêmes qui
correspondent aux poids minimaux (sans charge, sans combustible) et maximaux (charge
maximale, avec combustible). On va estimer les masses de chaque partie composante de
l’avion, d’où on va calculer leurs centres de gravité et les résultats seront exprimés dans %
de la CMA.
Donc le centre de gravité de l’avion avec la charge maximale se trouve à
mxcgM 7.24= à partir du nez de l’avion, et le centre de gravité de l’avion avec la charge
minimale est à mxcgm 27.25=.
Dans notre cas, la distance jusqu’au point qui représente le bord d’attaque de la CMA
est mxbaCMA 5.23= et la CMA est mc83.5
*=. D’où le centrage dans le cas de l’avion avec la
charge maximale est %6.20
=
h et dans le cas de l’avion sans chargement.
3. Le vol horizontal. L’enveloppe de vol horizontal
3.1 Méthode des tractions nécessaires et disponibles
Les équations de mouvement pour un avion en vol horizontal et rectiligne sont :
==
==
=
=
=
=
TCSMqCSMa
GCSMqCSMa
TCSV
GCSV
TR
GP
xx
zz
x
z
2*22
2*22
2
2
2
2
;
2
2
;ρ
ρ
ρ
ρ
où − P est la portance de l’avion
− G est le poids pour lequel le calcul est réalisé
− R est la résistance à la traînée de l’avion
− T est la traction totale du système de propulsion
−
ρ
est la densité de l’air à l’altitude de calcul
− S est la surface de référence de l’aile
− V est la vitesse propre de l’avion TAS
− Cz, Cx sont les coefficients aérodynamiques de l’avion dans les conditions de vol
déduit à partir de la polaire de l’avion pour un nombre de Mach M donnée.

− a est la vitesse de son à l’altitude de calcul
− M est le nombre de Mach à l’altitude de calcul
− 2*
2
aq
ρ
= est la pression dynamique à l’altitude de calcul
Cette méthode permet le calcul des performances générales caractéristiques à
l’avion. Ces courbes sont calculées pour des poids différents de l’avion et pour des
différentes altitudes de vol.
La courbe des tractions nécessaires indique la dépendance entre la traction nécessaire
pour le vol horizontal et la vitesse de vol. Cette courbe indique la dépendance des tractions
disponibles du groupe propulseur de l’avion pour les vitesses de vol. La traction disponible
est la somme des tractions des moteurs de l’avion pendant leur fonctionnement en régime
nominal.
On va construire la courbe des tractions disponibles pour H = 0 et l’admission
maximale des moteurs
%
100
=
χ
. Les autres données nécessaires de calcul sont :
− le poids de calcul G = 120 t,
− la surface de référence S =
300 m2,
− la pression dynamique à
l’altitude de calcul.
L’ordre de calcul des tractions
nécessaires pour l’altitude de vol donné
est :
1. Le choix des nombres de Mach
M = 0.4 - 0.95
2. À partir de l’équation
2*
2
SMqG
Cz=
On va calculer Cz pour le vol horizontal
à une vitesse donnée.
3. À partir de la polaire de l’avion (Fig.
1) on obtient Cx pour chaque Cz.
4. Avec Cx et Cz on calcule la finesse aérodynamique f
x
z
C
C
f=
5. On calcule la traction nécessaire pour une vitesse donnée :
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5
0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
M=0.3
M=0.4
M=0.6
M=0.7
M=0.75
M=0.84
Cx
Cz
Fig. 1