Aerodynamic Optimization of Aircraft Wings Using a Coupled VLM-2.5D RANS Approach

Le processus de conception d'avion de transport civil transsonique est complexe et requiert une forte gouvernance afin de gérer toutes les phases de développements de programme. Il y a un besoin dans la communauté de développer des modèles numériques pour toutes les disciplines qui permettent de relier les phases de design conceptuel, préliminaire et détaillée de façon continue, de telle sorte que les choix faits soient consistants entre eux. L'objectif de ce travail est de développer un modèle aérodynamique adapté pour l'optimisation conceptuelle multidisciplinaire avec un faible coût de calcul et une fidélité suffisante pour explorer un vaste espace de conception dans les régimes transsoniques et basses vitesses avec systèmes hypersustentateurs. L'approche est basée sur la Méthode non-visqueuse Vortex Lattice Method (VLM), sélectionnée pour son faible temps de calcul. Les effets visqueux sont modélisés avec des calculs RANS bidimensionnels haute fidélité effectués à différentes sections le long de l'envergure de l'aile. Les données de sections visqueuses sont calculées avec les conditions d'une aile en flèche infinie pour inclure les effets de l'écoulement transverse qui sont important dans la prédiction du coefficient de portance maximal. Ces effets visqueux sont incorporés itérativement avec le VLM à l'aide d'un algorithme de couplage de type alpha modifié spécialement pour prendre en compte des données avec aile en flèche. De plus, une dissipation artificielle est ajoutée afin de stabiliser la solution dans la région post-décrochage. La précision de la méthode est comparée à celle des solutions 3D RANS sur le Bombardier Research Wing (BRW) avec et sans systèmes hypersustentateurs. Les résultats démontrent une précision impressionnante de l'approche RANS VLM/2.5D par rapport aux solutions 3D RANS. De plus, les solutions de l'approche RANS VLM/2.5D s'effectuent en quelques secondes seulement sur un ordinateur classique. Finalement, le solveur aérodynamique est implémenté dans un cadre d'optimisation avec une méthode de type Covariant Matrix Adaptation Evolution Strategy (CMA-ES). Des optimisations à basse vitesse et haute vitesse avec fonction mono-objective sont réalisées, ainsi que des optimisations avec fonction objective-composée en combinant des objectifs basses vitesses et hautes vitesses. D'autre part, l'approche VLM/2.5D est capable de capter les cellules de décrochage. Par conséquent, cette caractéristique est utilisée pour définir un nouveau critère de décrochage selon l'envergure de l'aile afin d'être utilisé comme contrainte d'optimisation. Le travail conclue sur les limites de la méthode et sur les prochains développements possibles.