Optimisation d'une aile d'avion à profil adaptable : étude numérique et expérimentale

Le défi lancé à l'aéronautique civile internationale est d'augmenter de 2% par an le rendement du carburant du parc aérien entre 2010 et 2020. Parvenir à cette amélioration nécessite des investissements importants dans les développements technologiques et opérationnels. La réduction de traînée des appareils occupe une place importe parmi ces développements et passe notamment par l'augmentation des surfaces où l'écoulement est laminaire que ce soit sur les ailes ou le fuselage. Depuis que les technologies de construction des aéronefs permettent d'obtenir des surfaces lisses et que les appareils volent à une altitude autorisant un niveau de turbulence faible, les technologies visant à étendre la couche limite laminaire se sont développées, notamment avec la conception de profils aérodynamiques naturellement laminaires et les procédés d'aspiration. Le mémoire présente une autre méthode de contrôle de la couche limite, celle du profil adaptable. Ce concept consiste à remplacer certaines zones rigides de l'aile par une peau flexible dont la géométrie est modifiée par un système d'actionnement relié à un contrôleur capable d'optimiser en temps réel la forme de l'aile en fonction des conditions de vol. L'étude présentée dans le mémoire est restreinte à un profil d'aile 2D en régime subsonique. L'originalité de cette étude est qu'elle intègre la totalité des technologies dans une aile aéroélastique expérimentale testée en soufflerie. Le mémoire introduit la notion de véhicule adaptable, il traite d'optimisation géométrique de profils 2D et d'optimisation multidisciplinaire intégrant une résolution aérostructurel de l'écoulement autour de l'aile et enfin il présente des résultats obtenus en soufflerie. La conclusion du mémoire est que la position du point de transition laminaire/turbulent peut être contrôlée par une méthode de parois flexibles. Les gains obtenus expérimentalement par l'aile adaptable par rapport à l'aile non-actionnée sont tels que prévus par la simulation. Cependant, dans les conditions de l'étude (restreintes aux vitesses subsoniques et à un faible intervalle d'angles d'incidence de 1 à 2 degrés), les gains permis par l'adaptation sont relativement restreints lorsque les performances sont comparées avec celles d'une aile rigide optimisée spécifiquement pour ces conditions.

Abstract

The international civil aeronautics industry was challenged to increase annual fuel efficiency by 2% between 2010 and 2020. To reach this goal, important investments have to be made in technological operational development. The aircraft drag reduction represents a significant part of the development, especially with promising laminar flow control technologies. Since aircraft construction technologies (smooth surface) and flight altitudes (clean flow) allow a laminar boundary layer on flight surfaces, technologies have been developed to reduce the friction drag by extending the laminar flow regions. Natural laminar flow airfoils have been designed, and wings with suction systems have been tested. This dissertation presents another laminar flow control method, the adaptable wall technology. The technological concept consist of replacing some of the rigid part of the wing by a flexible skin geometrically modified by actuators connected to a real time controller capable of optimizing the airfoil shape according to the flight conditions. The study is limited to a two dimensional wing section and subsonic wind speed. The originality of this work is that it integrates all technologies required for shape control in an aeroelastic research wing to be tested in a wind tunnel. This dissertation introduces the morphing vehicle concept, it exposes geometrical optimization and multidisciplinary optimization integrating an aerostructural model of the wing, and finally, it presents wind tunnel results. The conclusion of the dissertation is that the position of the laminar to turbulent transition point can be controlled with a flexible wall technique. However, the gain provided by the adaptable wing is relatively low when compared to a specifically optimized rigid wing, mostly because the domain is restricted to subsonic speed and to a narrow interval of angle of attack (1 to 2 degrees).