Algorithmes non-linéaires rapides pour l’aéroélasticité d’ailes rotatives

Rapid non-linear computational algorithms for rotary-wing aeroelasticity

• Auteur / Autrice : Vincent Proulx-Cabana
• Direction : Guilhem Michon, Eric Laurendeau
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Génie mécanique, mécanique des matériaux
• Date : Soutenance le 19/01/2024
• Etablissement(s) : Toulouse, ISAE en cotutelle avec Polytechnique Montréal (Québec, Canada)
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Aéronautique-Astronautique (Toulouse)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Institut Clément Ader (Toulouse ; 2009-....)
• Jury : Président / Présidente : Roberto Paoli
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Guilhem Michon, Eric Laurendeau, Annie Leroy, Guy Dumas, Luis Francisco Bernardos Barreda
• Jury : Rapporteurs / Rapporteuses : Annie Leroy, Guy Dumas
• DOI : 10.70675/92307e29z7167z4596zbe27z41aa8212d0c8

Mots clés

Mots clés contrôlés

Tourbillons (mécanique des fluides)

Rotors

Méthode des éléments finis

Aéroélasticité

Aérodynamique

Mots clés libres

Pales de rotor

Aérodynamique

Aéroélasticité

Vortex lattice method

Vortex particle method

Méthode des éléments finis

Rotor blades

Aerodynamics

Aeroelasticity

Vortex lattice method

Vortex particle method

Finite element method

Résumé

Cette thèse décrit les développements d'algorithmes non-linéaires rapides pour la résolution numérique de l'aéroélasticité d'ailes rotatives. L'objectif principal de cette thèse est le développement de la méthode aérodynamique qui est ensuite couplée à un solveur structurel pour produire des simulations aéroélastiques. Pour le modèle aérodynamique, une méthode dite à fidélité médium basée sur les méthodes potentielles est choisie pour capturer des interactions aérodynamiques et des phénomènes négligée par les méthodes à basse fidélité tout en obtenant les résultats à un coût de calcul significativement plus bas que les méthodes à haute fidélité basées sur les équations Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS). La structure des pales est modélisée avec des éléments de poutre de type Euler-Bernouilli dans une méthode d'éléments finis (FEM) pour obtenir les déflexions aéroélastiques.Les principaux objectifs de la thèse sont:- Améliorer la prédiction d'une méthode à fidélité médium des efforts aérodynamiques générés par les pales sans augmenter significativement le coût de calcul.- Assurer la stabilité numérique en vol surplace, avec ou sans effet de sol.- Exposer la sensibilité de la méthode par rapport à ses paramètres.- Coupler la méthode aérodynamique à un solveur structurel pour effectuer des simulations d'aéroélasticité quasi-statique.Le premier objectif est atteint avec la Unsteady Vortex Lattice Method (UVLM) et ses modifications par rapport à la méthode classique pour effectuer des simulations d'ailes rotatives. L'amélioration de la prédictions des efforts est accomplie via un couplage non-linéaire visqueux et non-visqueux (NL-UVLM) qui est bien connu pour l'aérodynamique d'ailes fixes, mais qui est plus rarement utilisé pour l'aérodynamique d'ailes rotatives.La méthode NL-UVLM est stabilisée en surplace, surtout en effet de sol, avec le remplacement des panneaux à connexion rigide par des particules libres de mouvement dénommées Vortex Particles Method (VPM). Toutefois, l'introduction des particules de vortex cause deux difficultés: 1) l'augmentation du coût de calcul et 2) l'instabilité numérique. Le premier problème est adressé en utilisant la Fast Multipole Method (FMM) pour réduire la complexité numérique. L'instabilité numérique est contrôlée en ajoutant une viscosité de la Large Eddy Simulation (LES). Les résultats de la NL-UVLM-VPM comparent bien pour les coefficients globaux, les charges réparties et le coefficient de pression avec les résultats de plusieurs méthodes à haute fidélité et expérimentaux.Les effets des différents paramètres du modèle sont explorés puisqu'ils jouent un rôle important sur la robustesse et la précision. Le chapitre conclue que la NL-UVLM-VPM peut produire des simulations stables et cohérentes sur de longues durées et obtenir des résultats en bonne adéquation avec l'URANS 3D si les paramètres sont choisis avec précaution.Le travail ici présenté s’appuie sur un précédent projet qui avait couplé la méthode VLM stationnaire à un modèle FEM non-linéaire pour simuler l'aéroélasticité statique d'ailes d'avions. Le logiciel est améliorer pour pouvoir simuler l’aéroélasticité quasi-statique de pales de rotor. La force centrifuge, nécessaire pour une prédiction adéquate de l'aéroélasticité d'ailes rotatives, est ajoutée explicitement comme une force externe dans le FEM. La méthode est vérifiée en comparaison avec d'autres simulations FEM de la littérature et les différents paramètres structuraux sont testé sur un cas simplifié de rotor à une seule pale. Les résultats aéroélastiques sont cohérents avec le comportement attendu de chaque paramètre structural. Finalement, une comparaison avec l'approche expérimentale développée dans le cadre de ce projet est présentée.La méthode présentée dans cette thèse pourrait trouver des applications pour la conception aéroélastique d'ailes rotatives, d'éoliennes et d'hélices tout en améliorant la fidélité de simulateurs de vol.

This thesis describes the developments of rapid non-linear computational algorithms for rotary-wing aeroelasticity. The main focus of this thesis is the development of the aerodynamic method that is then coupled with a structural solver to produce aeroelastic simulations. For the aerodynamic model, a so called medium fidelity tool based on the potential methods is chosen to capture aerodynamic interactions and phenomenon neglected by the faster low fidelity methods while obtaining the results at a much reduced computational cost compared with the higher fidelity methods based on the Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS) equations. The blades structure is modeled with Euler-Bernoulli beam elements in a Finite Element Method (FEM) to obtain the aeroelastic deflections.The thesis begins with an introduction, followed by an extensive literature review comparison and a small chapter presenting the overarching methodology. Then, the main research objectives are covered in the following chapters and the thesis ends with a conclusion that summarizes the work and presents recommendations. Some optional supplementary materials can be found after the references in the appendices.The main objectives of the thesis are:- Improve the aerodynamic blade loads prediction of a medium fidelity method without increasing significantly the computational cost.- Ensure numerical stability in hover flight, with or without ground effect.- Expose the method sensitivity to its parameters.- Couple the aerodynamic method with a structural method to perform quasi-static blade aeroelasticity simulations.The first objective is obtained with the Unsteady Vortex Lattice Method (UVLM) and its modifications from the classical method to perform rotary wing simulations. The improvement of load predictions is accomplished via non-linear viscous-inviscid coupling (NL-UVLM) that is well known for fixed-wing aerodynamics, but was more rarely used for rotary-wing aerodynamics.The NL-UVLM method is stabilized in hover, especially in ground effect, with the replacement of tightly linked wake panels by free moving particles, namely the Vortex Particles Method (VPM). However, the introduction of vortex particle causes two difficulties: 1) the increase of the computational cost and 2) numerical instability. The first issue is addressed by using the Fast Multipole Method (FMM) to reduce computational complexity. The numerical instability is controlled by adding a Large Eddy Simulation (LES) viscosity. The NL-UVLM-VPM results compare well for the global coefficients, distributed loads and pressure coefficients with many higher fidelity methods and experimental results.The effects of the parameters of the model are explored since they play an important role in its robustness and accuracy. The NL-UVLM-VPM can produce stable and consistent long-time running simulations and obtain results in good agreement with 3D URANS if the parameters are carefully selected.The present work builds upon a previous project that had coupled steady VLM method to a non-linear FEM model to simulate static aeroelasticity of airplane wings. The software is improved to simulate quasi-static rotor blade aeroelasticity. The centrifugal force, necessary for accurate rotary-wing aeroelasticity, is added explicitly as an external force in the FEM. The method is verified compared to other FEM simulations from the literature and the different structural parameters are tested on a simplified single bladed rotor test case. The aeroelastic results are consistent with the expected behavior for each structural parameter. Finally, comparison with the experimental approach developed in the context of this project is presented.The method presented in this work could find applications in rotary-wing, wind turbine and propeller aerodynamic and aeroelastic design while improving the fidelity of flight simulators.