Développement et implémentation d'une méthode pour résoudre les équations de la couche limite laminaire et turbulente

Résumé

La CFD (Computational Fluid Dynamics) est un outil de calcul destiné à étudier les écoulements en science et technologie. L’industrie aéronautique et aérospatiale utilise de plus en plus la CFD en phase de conception et modélisation des avions, donc, la précision avec laquelle les phénomènes de la couche limite sont simulés est très importante. Les efforts de la recherche sont aujourd’hui concentrés sur l’optimisation des performances aérodynamiques des surfaces portantes, prédire la trainée et pour retarder la transition laminaire-turbulente. Pour les études des écoulements aérodynamiques, les codes CFD doivent être rapides et efficaces afin de modéliser des géométries complexes. Pour les écoulements visqueux, la résolution des équations de la couche limite a besoin d’une quantité importante de ressources en calcul. Les codes CFD, couramment utilisés pour simuler les écoulements aérodynamiques, nécessitent de maillages normaux au mur, extrêmement fins, et par conséquent, les calculs sont très coûteux. Ce mémoire propose une nouvelle approche pour solutionner les équations de calcul de la couche limite dans les conditions des écoulements laminaires et turbulents en utilisant une démarche basée sur la méthode des différences finies. Intégré dans un code de panneaux, cette méthode permet l'analyse des profils aérodynamiques en évitant l’utilisation d‘algorithmes itératifs, généralement gourmands en temps de calcul et impliquant souvent des problèmes de convergence. Les principaux avantages des méthodes de panneaux sont leur simplicité et leur capacité à obtenir, avec un minimum d’effort de calcul, des solutions dans des conditions d’écoulement complexes et au sein de configurations compliquées. Pour vérifier et valider le programme développé, des données expérimentales, obtenues en souffleries aérodynamiques et des données obtenues avec le code Xfoil, sont utilisées comme références. Xfoil est un programme qui s’est avéré être précis et peu couteux en ressources de calcul. Développé par Drela (1985) ce programme utilise la méthode avec deux intégrales pour concevoir et analyser des profils d’ailes à basse vitesse (Drela et Youngren, 2014). L'écoulement aérodynamique autour des profils NACA 0012, NACA 4412 et ATR-42 e été simulé. Pour les profils NACA 0012 et NACA 4412 les calculs sont faits à un nombre de Mach M = 0.17 et nombre de Reynolds Re = 6x106, les mêmes conditions du livre Theory of Wing Sections de Ira Abbott et Von Doenhoff. Pour le profil ATR-42 les calculs sont faits à un nombre de Mach M = 0.1 et nombre de Reynolds Re = 536450 car il a été analysé dans la soufflerie Price-Païdoussis à LARCASE pour ces conditions.

Date	30 juin 2015
langue originale	Français
Établissement diplômant	École de technologie supérieure
Superviseur	Ruxandra Botez (Directeur(-trice))