Optimisation multidisciplinaire de pales d'hélice d'avion

Les hélices sont connues pour leur avantage significatif en termes de rendement propulsif. Ces avantages se traduisent directement par une réduction de la consommation de carburant de sorte qu’elles connaissent aujourd’hui un regain d’intérêt. Actuellement, les avancées récentes en simulations numériques rendent possible d’appliquer l’optimisation multidisciplinaire au cas exigeant du design de pales d’hélice transsonique. Pour ces raisons, une méthode d’optimisation est développée, dans laquelle les objectifs de performance aérodynamique, aéroacoustique et aéroélastique sont en concurrence. Cette méthode est appliquée au design de pales d’hélice à haute vitesse et à simple rotation. L’optimisation s’appuie sur l’Evolution Différentielle Multi-Objectifs (Multi-Objective Differential Evolution - MODE). Cette technique est une des formes d’algorithme évolutionnaire qui mimique l’évolution naturelle des populations par le concours de la sélection, de la recombinaison et de l’éventuelle mutation de formes de pales, chacune d’elles étant représentée par un vecteur de variables (corde, angle de flèche, etc. . .). MODE offre l’avantage de considérer tous les objectifs en concurrence lors de la sélection des designs prometteurs au sein d’une population. Afin de garder le coût computationnel dans des limites acceptables, l’évaluation des performances des designs proposés est faite par une approche à deux niveaux. Un meta-modèle fournit les estimations de performance pour chaque design à un coût computationnel extrêmement faible alors que des codes d’analyse à haute fidélité calculent les performances précises à un coût nettement plus élevé. Pour préserver la précision des estimations, le meta-modèle est initialement entraîné sur une population composée à cet effet. L’entraînement est ensuite répété de temps à autres avec les performances haute fidélité de designs prometteurs. Différents outils à haute fidélité ont été développés et utilisés dans ce cadre. L’outil CFD exécute la simulation RANS stationnaire d’un seul passage d’entrepales pour une hélice isolée sans angle d’attaque dans un écoulement libre. Ces simulations délivrent les valeurs de performance aérodynamique. L’hélice complète est modélisée grâce à des conditions aux limites cycliques. Le modèle de turbulence k - ε est utilisé en combinaison avec un traitement adapté près des murs. Des conditions adiabatiques et sans glissement sont imposées sur le carénage et la surface de la pale tandis que la limite radiale de la section d’essais reproduit les effets d’un champ de pression lointain. Cette approche a prouvé sa robustesse et, par-dessus tout, sa précision puisque une correspondance acceptable avec des résultats expérimentaux est obtenue pour différentes conditions d’utilisation et un large éventail de formes de pales. De plus, l’indépendance par rapport au maillage est satisfaisante. Lors de l’analyse a posteriori des résultats aérodynamiques, le Sound Pressure Level (SPL) est calculé par l’outil aéroacoustique (CHA) pour le bruit tonal en différentes positions. La formulation 1A de Farassat est utilisée à cette fin. Cette formulation découle de l’équation non-homogène d’onde dérivée de l’analogie acoustique de Lighthill par Ffowcs Williams et Hawkings (FW-H). Elle bénéficie du découplage partiel des aspects aérodynamiques et aéroacoustiques en plus d’être particulièrement adaptée pour le calcul du bruit d’hélice. Le bruit d’épaisseur et le bruit de charge sont exprimés par des termes séparés dans le domaine temporel tandis que les quadripôles de l’équation de FW-H sont négligés. La surface de la pale est utilisée comme surface d’intégration et une nouvelle technique de troncation a été développée et appliquée pour circonvenir la singularité mathématique qui apparaît lorsque des parties de la pale ont des conditions soniques en termes de cinématique par rapport à l’observateur. Cette approche délivre des résultats fiables à un coût acceptable. [...]