Conception préliminaire et optimisation multidisciplinaire d'avion à fuselage intégré

L'avion à fuselage intégré est un concept innovateur d'avion de transport qui offre des performances avantageuses dans le contexte actuel, où l'économie et l'environnement sont mis à l'avant-plan. Ce concept original nécessite de nouvelles méthodes de conception adaptées à ses particularités telles que le fort couplage de ses composantes. Toutefois, la littérature actuelle ne propose pas de solution adéquate pour la conception initiale. Ce projet propose une méthode complète de conception préliminaire permettant d'obtenir une première ébauche d'avion selon un cahier de charge. De plus, ce projet présente une procédure complète d'optimisation multidisciplinaire à basse fidélité ainsi qu'une procédure d'optimisation de problème aérodynamique utilisant des méthodes à plus haute fidélité. L'approche proposée pour l'élaboration de la méthode de conception préliminaire repose sur la simplicité et l'efficacité. La conception est effectuée manuellement, mais elle est guidée par une multitude d'outils dont plusieurs sont développés specifiquement pour ce type d'avion, tels que la paramétrisation géométrique; d'autres sont adaptes d'outils existants. Il s'agit d'outils basés sur des calculs empiriques, en plus d'un outil qui est basé sur une méthode numérique de basse fidélité. Cette méthode permet de générer un modèle d'avion ainsi que ses caractéristiques principales de performance, d'aérodynamisme, de stabilité et plus. Basé sur ces outils de conception, un premier processus d'optimisation est proposé permettant de raffiner le modèle initial. Une optimisation a été effectuée sur la forme en plan d'un avion à fuselage intégré de mission équivalant à celle du A340-600. Ses performances ont été grandement améliorées. Pour faire suite à cette première optimisation, la faisabilité d'une optimisation plus haute fidélité a été étudiée. Une procédure complète d'optimisation à l'aide d'outils CFD a été implémentée. Celle-ci est basée sur des calculs de type Euler et utilise le logiciel de CFD Fluent, le logiciel de maillage ICEM et le logiciel de modélisation 3D Catia. Cette procédure d'optimisation a permis d'ameliorer les caractéristiques de stabilité de l'avion. La méthode de conception préliminaire a été verifiée à l'aide de comparaisons avec un BWB publié dans la littérature et avec des avions classiques. Les calculs CFD ont été, pour leur part, valides avec l'aile Onera M6.

Abstract

The Blended Wing Body aircraft is an innovative concept of transport aircraft which offers an advantageous performance in the present trend of cost reduction and environmental protection. This original concept requires new design methods adapted to its specicity such as its strong coupling of components. Current literature does not offer a workable solution for the initial design. This project proposes a comprehensive method of preliminary design to obtain a first draft of an aircraft according to specifications. In addition, this project presents a comprehensive procedure for a low delity multidisciplinary optimization and a procedure for airfoil optimization using CFD. The proposed approach for developing the preliminary design method is based on simplicity and effciency. The design is done manually, but it is guided by a multitude of tools, several of which are developed specifically for this type of aircraft such as the geometric parameterization; others are adapted from existing tools. These tools are based on empirical calculations, and one is based on a numerical method of low fidelity. This design method allows to generate an aircraft model and to obtain its performance, aerodynamics, stability characteristics. Based on these design tools, a first optimization process is proposed to refine the initial model. Optimization was performed on the planform of a Blended Wing Body with a mission equivalent to that of the A340-600. Its performances have been greatly improved. Following this first optimization, the feasibility of a higher delity optimization has been studied. A complete optimization procedure using CFD tools has been implemented. This is based on calculations of Euler type and uses the CFD software Fluent, meshing software ICEM and 3D modeling software Catia. This optimization procedure has improved the stability characteristics of the aircraft. The preliminary design method was verified using comparisons with a BWB published in the literature as well as classic aircrafts. As to the CFD calculations, they were validated with ONERA M6 wing.