Improving the Accuracy of Nonlinear Potential Flow Methods for Aeronautical Applications

La modélisation de la performance aérodynamique des aéronefs demeure un domaine de recherche en constante évolution, soutenu par le développement continu de nouvelles méthodes numériques en mécanique des fluides. Parmi celles-ci, les approches dites haute fidélité, telles que les simulations basées sur la famille de modèles Reynolds-Averaged Navier- Stokes (RANS), se distinguent par leur grande précision. Toutefois, leur coût computationnel demeure à ce jour un facteur limitant, ce qui les rend peu propices pour le design préliminaire où plusieurs centaines voir milliers d’itérations de design sont analysées. À l’opposé, les méthodes basse fidélité reposent sur des hypothèses simplificatrices qui réduisent la précision des résultats, mais offrent une rapidité d’exécution supérieure de plusieurs ordres de grandeur. Entre ces deux extrêmes se trouvent les approches dites moyenne fidélité, qui visent à offrir un compromis entre précision et performance. Parmi les méthodes à fidélité moyenne prometteuses figurent les modèles d’écoulement potentiel non linéaire, lesquelles ont démontré leur efficacité tant dans le milieu académique qu’industriel, produisant des résultats cohérents avec les simulations RANS et les essais en soufflerie. Ce présent travail s’appuie sur ces approches dans le but ddans le but de développer une méthode moyenne fidélité permettant l’analyse de configurations avion générales et complexes, avec un niveau de précision comparable à celui des méthodes RANS. La méthode proposée repose sur le Nonlinear Vortex-Lattice Method (NL-VLM), permettant de capturer les principaux effets non linéaires. Elle s’appuie sur une base de données issue de simulations RANS 2.5D réalisées sur des sections d’aile prenant en compte les effets de flèche, ensuite couplées avec le solveur potentiel. Les effets du fuselage et des nacelles sont modélisés à l’aide d’une méthode des panneaux, tandis que les effets visqueux sont introduits à l’aide de corrections semi-empiriques. L’influence de surfaces portantes auxiliaires, telles que les empennages ou les supports, est également prise en compte. Une vérification des différentes composantes du solveur est présentée, et sa validation est effectuée sur plusieurs configurations du modèle Common Research Model (CRM) de la NASA, dans le cadre des ateliers Fifth High-Lift Prediction Workshop (HLPW5) et Sixth Drag Prediction Workshop (DPW6). Les résultats démontrent que cette approche est capable de reproduire les principaux effets non linéaires associés aux configurations complexes, bien que certaines limitations soient identifiées et discutées. Dans un second temps, une tentative d’intégration des effets de l’effilement dans le processus de génération de la base de données RANS est proposée.

Abstract

The assessment of the aerodynamic performance of aircraft remains an active area of research, driven by the continued development of numerical methods in fluid mechanics. Among them, high-fidelity approaches such as the Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) family of solvers stand out for their high accuracy. However, their computational cost remains so significant that such methods still are inadequate for preliminary design endeavors, where several hundreds or even thousands of design iterations are performed. At the other end of the spectrum, low-fidelity methods rely on simplifying assumptions that affect accuracy, yet offer execution speeds several orders of magnitude faster. In between the two are medium-fidelity methods, which aim to balance accuracy with computational efficiency. A promising class of medium-fidelity approaches is based on nonlinear potential flow models, which have demonstrated successful application in both academic and industrial contexts, yielding results consistent with RANS simulations and wind tunnel experiments. Building on these methods, the present work proposes a medium-fidelity framework for analyzing complex and general aircraft configurations, targeting a level of accuracy comparable to RANS. The proposed method is based on the Nonlinear Vortex-Lattice Method (NL-VLM), which introduces key nonlinear effects into the solution process. A database of 2.5D RANS simulations taking the effects of sweep into account is generated for discrete wing sections and coupled with the potential solver. The aerodynamic effects of the fuselage and nacelles are modelled using a panel method, while viscous effects are introduced through semi-empirical corrections. The inclusion of auxiliary lifting surfaces, such as empennages and wing pylons, is also investigated. Each solver component is individually verified, and validation is performed on multiple NASA Common Research Model (CRM) configurations from the Fifth High-Lift Prediction Workshop (HLPW5) as well as the Sixth Drag Prediction Workshop (DPW6). The results demonstrate that medium-fidelity methods can capture most major nonlinear effects of complex configurations, though certain limitations remain are discussed thereafter. Secondly, the integration of taper effects into the RANS database generation process is explored. This extension, referred to as the 2.75D method, assumes a constant radial flow distribution and discretizes the Euler equations in spherical coordinates. While the method recovers the expected limiting cases, its underlying assumptions lead to physical inaccuracies for highly tapered wings. Finally, the possible applications of this framework within industrial context is discussed, and the limitations of the proposed methodology are highlighted.