Le contrôle actif a souvent été considéré pour la maîtrise du bruit basse fréquence rayonné par les panneaux d’habillage dans les cabines des avions et hélicoptères. Ces panneaux sont classiquement réalisés en matériaux sandwich nid d’abeille (nida), du fait de leur très bon rapport résistance/masse. La mise en œuvre des techniques de contrôle actif sur des panneaux de type nida n’a pas toujours donné des résultats à la hauteur des attentes. Le travail présenté dans cette thèse introduit un modèle coque/volume/coque (SVS) de panneau nida équipé de pastilles piézoélectriques, valide ce modèle expérimentalement et propose une analyse des limitations de performance du contrôle actif. Pour la modélisation des panneaux nida, la principale difficulté est d’estimer les propriétés effectives d’un matériau homogène équivalent au cœur. On introduit une procédure d’homogénéisation numérique à partir d’un modèle 3D très détaillé de la structure du nida. Cette procédure est basée sur la corrélation des modes périodiques du modèle 3D et du modèle SVS. L’utilisation de modes périodiques permet l’analyse détaillée de l’influence des constituants dans le comportement vibratoire du nida, en particulier de la couche de colle et des peaux du sandwich. Des essais vibratoires mettent en évidence les effets viscoélastiques présents pour les nida à base de papier Nomex. Ces effets sont pris en compte dans le modèle SVS en utilisant des paramètres élastiques dépendant de la fréquence. On intègre ensuite des actionneurs et capteurs piézoélectriques au modèle de panneau nida validé. Différentes stratégies pour l’intégration du modèle proposé dans un processus de conception sont discutées. On montre enfin que la réponse statique à une tension électrique correspond à une cloque, flexion très localisée des peaux plutôt que flexion globale du panneau. Il en résulte une mauvaise performance des actionneurs. Cet effet local est retrouvé sur un modèle de panneau d’habillage réaliste étudié à l’ONERA. / Active control has often been considered for low frequency control of noise radiated by trim panels inside aircraft or helicopter cabins. Trim panels are usually made of honeycomb core sandwich because of their high strength to mass ratio. Active control techniques applied to honeycomb panel have not always given results as good as expected and this thesis aims to understand these limitations based on validated mechanical models of the active panels. For the modeling of honeycomb panels, the main difficulty is to estimate equivalent properties for the core. A numerical homogenization procedure is introduced to estimate effective parameters of a shell/volume/shell model based on the correlation with periodic modes of a detailed 3D model. The use of periodic modes allows a detailed analysis of the influence of constituent properties, especially glue and skin. Tests show that the considered Nomex based honeycomb has significantly viscoelastic behavior. In the model, the viscoelastic behavior of the core is taken into account by a frequency dependence of material parameters. Piezoelectric actuators and sensors are included in the validated honeycomb model. Strategies for integration in a numerical design process are discussed. Finally, the static response to an applied voltage is shown to correspond to a blister shape with local bending of the skin rather than global bending of the panel. This behavior results in poor actuator performance, which is also found in a realistic panel configuration studied at ONERA.
| Identifer | oai:union.ndltd.org:theses.fr/2010ECAP0001 |
| Date | 22 January 2010 |
| Creators | Florens, Corine |
| Contributors | Châtenay-Malabry, Ecole centrale de Paris, Balmès, Etienne |
| Source Sets | Dépôt national des thèses électroniques françaises |
| Language | English |
| Detected Language | French |
| Type | Electronic Thesis or Dissertation, Text |
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