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

20 La conception d'un avion en phase avant-projet
type nom description unité min max
entrée
locale λ element 0.1 0.4
. x section caisson 0.75 1.25
partagée AR allongement relatif 2.5 8.5
. Λ èche des ailes deg 40 70
. t/c épaisseur relative 0.01 0.09
. S REF surface de référence voilure ft 2 500 1500
aérodynamique L portance lb . .
propulsion W E masse moteur lb . .
sortie
constante
interne
W T masse totale lb . .
W F masse carburant lb . .
Θ vrillage de la voilure 0.98 1.02
σ 1 → σ 5 eorts sur l'aile (stress on wing) . 1.09
W F masse de carburant non consommable lb 2000
W O masses diverses lb 25000
N z facteur de charge extrême g 6
t = t/c S REF √ SREF AR
b = √ S REF AR
R = 1+2λ
3(1+λ)
Θ = pf(x, b/2, R, L)
F o1 = pf(x)
Ŵ T = L
W W = F o1(0.0051(ŴT N Z ) 0.557 S REF 0.649 AR 0.5 (t/c) −0.4 (1 + λ) 0.1 (0.1875S REF ) 0.1 /cos(Λ))
W F W = (5S REF /18)(2t/3)42.5
W F = W F W + W F O
W T = W O + W w + W F + W E
σ 1 → σ 5 = pf(t/c, L, x, b/2, R)
Tab. 1.3 Discipline structure du cas-test Sobieski.
La discipline aérodynamique
La discipline aérodynamique présentée dans le tableau 1.4 calcule les caractéristiques aérodynamiques
résultantes de l'avion, c'est-à-dire la portance, la traînée, la nesse et le gradient de
pression sur l'aile.
Elle prend en entrée toutes les variables partagées : les variables traduisant les dimensions
de l'appareil vues précédemment avec la discipline structure, ainsi que les variables exprimant
les conditions de vol que sont l'altitude h et le nombre de Mach M. Sa variable locale est le
coecient de traînée C f .
Cette discipline calcule la portance L (ici directement égale à la masse totale W T fournie par
la discipline structure), la traînée D en fonction des dimensions de l'avion, des dimensions du