Décomposition de la traînée d'installation motrice par la méthode de champ lointain

L'objectif principal de cette thèse est de proposer une méthode permettant d'évaluer la traînée d'installation motrice d'un avion. Pour ce faire, la méthode de champ lointain est tout à fait indiquée puisqu'elle permet de diviser la traînée en traînées visqueuse, d'onde, induite et numérique associées respectivement aux phénomènes de couche limite, d'onde de choc, de création de portance, et d'ajout de dissipation artificielle, ou erreur numérique, par le résoluteur et des erreurs de discrétisation. La méthode de champ lointain a été souvent utilisée pour des configurations non-motorisées, mais son usage en conditions de poussée demeure plutôt récent. Trois sections associées à trois objectifs constituent cette thèse. Tous les objectifs ont fait l'object d'un article scientifique. Selon la pratique en comptabilité traînée-poussée des avionneurs, la traînée interne de la nacelle ne doit pas être incluse dans la traînée d'installation car elle est de la responsabilité du motoriste. Par conséquent, il est primordial d'évaluer cette composante. Le premier objectif est donc de proposer une méthode permettant l'évaluation et la décomposition de la traînée d'une nacelle en composantes interne, externe et de sillage. Les méthodes actuellement disponibles sont les essais expérimentaux et les analyses numériques. Les ingénieurs utilisant la seconde approche emploient la méthode de champ proche qui consiste à intégrer les forces de pression et de frottement sur la surface interne de la nacelle. Un inconvénient majeur de cette méthode est que sa précision dépend fortement de la position de la ligne de stagnation qui sépare les écoulements interne et externe. La méthode proposée n'a pas cette limitation et donne des résultats qui sont en accord avec les valeurs expérimentales et empiriques. La force de captation est aussi requise pour le calcul de la traînée de configuration. Dans ce deuxième axe, une méthode permettant l'évaluation de cette poussée est présentée. La méthode traditionnelle requiert la connaissance du tube de courant capturé par le moteur et nécessite donc la location précise de la ligne de stagnation. La méthode de champ lointain permet de contourner cette difficulté. Suivant la même logique, une méthode alternative de calcul pour la poussée standard nette est présentée. La procédure classique interpole les propriétés de l'écoulement dans le plan de sortie du moteur ce qui induit des erreurs. Dans les deux cas, les résultats des méthodes proposées sont en accord avec les données empiriques et les formulations classiques. Finalement, la connaissance des traînées d'interférence et d'installation est importante autant pour les avionneurs que pour les motoristes qui souhaitent établir les performances de leurs systèmes respectifs.

Abstract

The main objective of this research is to propose a method to study the engine installation drag of an aircraft. To do so, the far-field method comes in handy because of its ability to decompose the drag of a given configuration with respect to the physical phenomena involved. For an aircraft flying at transonic speed, they consist of the boundary layer, the shock wave and the lift that are responsible for the viscous, wave and induced drags, respectively. Since computational fluid dynamic softwares are used to simulate the flow around the aircraft, another type of drag, the spurious drag, appears. It is the consequence of artificial dissipation added by the solver to enhance convergence and discretization errors. The spurious drag is usually present at areas where strong gradients are expected such as leading edges. This method was used for wing-body configurations but its use in motorized configurations remains quite modern. This thesis is divided into three main parts, each addressing an objective. These objectives have each been the subject of a scientific article. The first one is to propose a method for decomposing the total drag of a nacelle into external, internal, and wake drag. From the airframer's bookkeeping agreement, the internal drag is the engine manufacturer's responsibility and is not to be included in the aircraft's total drag. Consequently, computing the internal drag is mandatory for the airframe and engine constructors of interest and can be achieved either experimentally or by computational-fluiddynamics analysis. Up to now, aerodynamic engineers have used a near-field approach to compute the internal drag using computational-fluid-dynamics analysis, but this method has serious drawbacks, including its dependency on the accurate location of the stagnation line that divides the internal flow from the external flow. Results of the proposed method show that it is independent of the location of the stagnation line and yields accurate results that agree well with experimental and empirical data. Results also show that the wake drag of a through-flow nacelle is caused by the flow passing through the nacelle and so needs to be added to the internal drag. The second objective concerns the computation of the engine pre-entry thrust. This quantity is required to evaluate the aircraft configuration drag. Numerical computation of this quantity requires knowledge of the captured streamtube, which, once again, depends on the stagnation line location. A new method that uses the far-field formulation is developed so that knowledge of the streamtube properties is no longer required. Using similar techniques, an alternative method to compute the standard net thrust, the basis of most thrust/drag bookkeeping systems, is introduced.