Transonic Static Aeroelasticity Using the 2.5D Nonlinear Vortex Lattice Method

Ce mémoire traite de l'évaluation aéroélastique d'ailes peu et très flexibles dans le régime subsonique et transsonique. L'objectif de ce travail est de développer un outil d'aéroélasticité statique pour l'optimisation en phase conceptuelle et préliminaire, capable d'être utilisé en milieu industriel dans lequel les logiciels aérodynamique et de mécanique solide sont en toute probabilité différents. Le grand nombre d'itérations qui doivent être évaluées pour explorer l'espace d'optimisation impose une contrainte de faible coût de calcul. Pour atteindre cet objectif, une méthode potentielle linéaire Vortex-Lattice, combinée avec des données 2.5D RANS à l'aide d'une méthode de couplage alpha modifiée est couplée grâce à une méthode ségrégée avec un modèle d'éléments finis à petites déformations, mais grande déflexions composé de poutres Euler-Bernoulli. Les maillages fluides et solides étant très différents, une méthode d'interpolation conservative est utilisée pour transférer les forces aérodynamiques et les déformations de la structures. Ces transferts d'informations se font de manière consécutive suite aux solutions numériques individuelles du fluide et de la structure. Ce processus est répété itérativement jusqu'à l'atteinte d'une solution convergée. D'abord, le solveur d'éléments finis développé pour les calculs de structure est décrit. Sa précision est par la suite vérifiée pour des cas géométriquement non linéaires statiques et dynamiques. En deuxième lieu, la précision du couplage inviscide par méthode ségrégée est vérifiée en comparant les déformations pour le cas subsonique pour des ailes à grand élancement. En troisième lieu, la précision du couplage visqueux par méthode ségrégée est vérifiée pour le cas subsonique pour des ailes à grand élancement. Cette méthode est par la suite appliquée et validée pour un cas transsonique en comparant avec des solutions 3D RANS numériques publiées précédemment pour le modèle de soufflerie du Common Research Model. Les résultats démontrent que la précision est intéressante pour la prédiction des déformations et des distributions de pression, à un coût de calcul approprié pour les phases conceptuelles et préliminaires d'aéronefs. Finalement, les limites de la méthode et des avenues de recherches sont présentées.