Optimisation multidisciplinaire : étude théorique et application ... - ISAE

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18 La conception d'un avion en phase avant-projet Discipline Nom Description Structure Propulsion Aérodynamique Performance T OW ou W T W F W E W W W D σ Θ masse totale au décollage masse de carburant masse des moteurs masse des ailes masse de la dérive eorts physiques exercés sur l'avion vrillage de l'aile F poussée T emp température en sortie du moteur SF C consommation spécique (Specic Fuel Consumption) D traînée L portance L/D nesse R D décollage V approche rayon d'action distance au décollage vitesse en approche 1.2 Le cas-test Sobieski Tab. 1.2 Les sorties des disciplines Le cas-test d'avion d'aaires supersonique proposé par Sobieszczanski-Sobiesky [SAS98] est dédié aux formulations MDO. Il permet la description et l'analyse simpliée des performances d'un véhicule de type avion d'aaires supersonique. C'est un code de phase avant-projet (ou conceptual design) et présente l'avantage de ne pas être coûteux en temps de calcul. 1.2.1 Description du cas-test Le but de ce cas-test est de chercher la conguration qui maximise le rayon d'action R, tout en respectant certaines contraintes disciplinaires. Nous voyons sur le schéma 1.4 l'organisation du cas test. Quatre disciplines composent ce cas-test. Les disciplines structure, aérodynamique et propulsion sont couplées : les sorties de l'une seront des entrées pour les autres, et chaque variation dans l'une va entraîner des changements pour les autres. La discipline performance prend en entrée des sorties des trois autres disciplines pour calculer le rayon d'action. Chacune de ces disciplines possède plusieurs types de variables : les variables locales : ces variables sont propres à une discipline, par exemple l'element λ pour la structure ; les variables partagées : ces variables sont communes à deux disciplines au moins, comme par exemple l'altitude h ; les variables de couplage : certaines sorties de discipline sont des entrées pour d'autres. Par
1.2 Le cas-test Sobieski 19 Variables de conception Codes de conception W E ✛ ESF ✛ Propulsion ❄ ✲ SF C [t/c, h, M, AR, Λ, S ref ] t/c, AR t/c, h, M Λ, S ref AR, Λ, S ref [M, h] [M, h] ❄ Structure ❄ ❄ ✲ W ✲ T , Θ W T , W F [λ, x] ✻ ❄ Aérodynamique ❄ ❄ L ✛ ✲ D ✲ L/D ✻ [C f ] ✻ ❄ [T ] ❄ Performance Optimisation ❄ σ 1→5 ≤ 1.09 0.96 ≤ σ ≤ 1.04 ❄ ❄ dp/dx ≤ 1.04 0.5 ≤ ESF ≤ 1.5 DT ≤ 0 T emp ≤ 1.02 ❄ R Fig. 1.4 Diagramme du cas-test Sobieski. exemple, la masse totale W T est calculée par la discipline structure et sert d'entrée pour la discipline aérodynamique. Nous allons maintenant voir plus en détail chacune de ces disciplines. La discipline structure La discipline structure (cf tableau 1.3) a pour objectif de calculer les masses et les eorts mécaniques subis par l'avion. Elle prend en entrée les principales caractéristiques géométriques de l'appareil, telles que l'allongement relatif AR, la èche Λ, l'épaisseur relative t/c et la surface de référence S REF . Ses variables locales sont ici la section de caisson x et l'element λ. Elle va calculer les contraintes subies par l'aile σ 1 → σ 5 , ainsi que l'angle de vrillage de la voilure Θ, en fonction de la portance L fournie par la discipline aérodynamique et des dimensions de l'avion. Elle va ensuite calculer la masse de carburant W F que peut contenir l'avion en fonction des dimensions, et la masse totale W T , en fonction des dimensions, de la masse des moteurs W E fournie par la discipline propulsion et de la masse totale estimée ŴT (ici égale à la portance).
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