Nonlinear Aeroelastic Coupling of Aircraft Aerostructural Systems

Ce mémoire traite de l'aéroélasticité statique nonlinéaire appliquée aux avions en vol subsonique et transsonique lors de la conception préliminaire. L'objectif de ces travaux est de développer des méthodes d'analyse précises et à faible coût de calcul permettant l'exploration de l'enveloppe de design ou l'optimisation dans un contexte industriel de conception d'avions. Le modèle d'analyses par éléments finis est basé sur les éléments de poutre Euler-Bernoulli avec résolution nonlinéaire afin de prédire les grandes déformations d'ailes très flexibles. Le modèle aérodynamique est ensuite présenté, consistant en une méthode Vortex Lattice avec corrections nonlinéaires visqueuses basée sur la méthode alpha modifiée et une base de données de coefficients aérodynamiques 2.5D Reynolds-Averaged Navier-Stokes. Le couplage aéroélastique est réalisé de manière itérative, en maintenant la séparation des solveurs et en utilisant une interpolation conservative des efforts aérodynamiques basée sur les fonctions de formes des éléments de poutre. Une intégration directe de la géométrie à l'étude est réalisée grâce à l'utilisation d'un modeleur 3D afin d'automatiser la génération de maillages dans les outils d'analyse. S'ensuit la vérification du solveur structurel dans des cas linéaire et nonlinéaire en comparaison avec la théorie et NASTRAN, un solveur d'éléments finis très répandu. La robustesse de la méthode de résolution pour différentes orientations spatiales des poutres est montrée de même que l'ordre de précision de la solution. L'influence de différents paramètres comme le raffinement du maillage et l'utilisation de données visqueuses est déterminée pour un cas d'aile à allongement élevé. Les déflections et la torsion de l'aile sont comparées à des études utilisant des approches similaires et la précision des résultats numériques est discutée. Ensuite, l'utilisation de la méthode pour des conditions de vol subsonique et transsonique est étudiée pour un cas de renversement de contrôle sur une aile rectangulaire. La présente méthode est comparée avec un autre modèle aérodynamique de fidélité moyenne quant à sa capacité à prédire l'efficacité des commandes ainsi que le comportement du système aéroélastique. Finalement, l'application des méthodes d'analyse pour l'aéroélasticité d'avions commerciaux est démontrée dans le cas du NASA CRM, pour lequel des résultats aéroélastiques numériques et expérimentaux sont disponibles. Pour conclure, les limitations et possibles améliorations des méthodes sont discutées.

Abstract

This thesis treats the subject of nonlinear static aeroelasticity applied to subsonic and transonic aircrafts in preliminary design. The objective of the work is to develop analysis methods that are accurate but with a low computational cost to allow design space exploration and optimization in an industrial commercial aircraft design process. The finite element analysis model is based on Euler-Bernoulli beam elements with nonlinear resolution to predict the large deformation of very flexible wings. A presentation of the aerodynamic model used is then provided, comprising a classic vortex lattice method that has been modified with nonlinear viscous correction based on the modified alpha method and a database of 2.5D Reynolds-Averaged Navier-Stokes aerodynamic coefficients. The aeroelastic coupling is performed iteratively and in a segregated fashion by using a conservative interpolation of loads based on the beam element's shape functions. A direct integration of the studied geometry into the framework is also done by the use of a solid modeler to provide a basis for automatic mesh generation from the CAD model into the analysis suite. Then, the verification of the structural solver is performed in linear and nonlinear cases against the theory and NASTRAN, a commonly used finite element solver. The robustness of the resolution method for various spatial orientation of the beams is also shown as well as the order of accuracy of the solution. The influence of different parameters such as mesh refinement and the use of viscous sectional data is then assessed for a case of subsonic high aspect-ratio wing. Wing deflection and twist are compared with other studies using similar approaches and the accuracy of the numerical results are discussed. Then, the use of the methodology for transonic and supersonic flight conditions is studied on a case of aileron reversal for a rectangular wing. The present method is compared with another medium fidelity aerodynamic model for its ability to predict control surface effectiveness as well as the behavior of the aeroelastic system. Finally, the application of the methods to analysis of aeroelasticity of commercial aircrafts is demonstrated on the NASA CRM, for which static aeroelastic data is available both numerically from various high-fidelity studies as well as experimental tests. To conclude, limitations and possible improvements of the methods are discussed.