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.