Ce mémoire présente le développement d'un modèle de couplage aéroélastique pour un petit véhicule de lancement spatial et ses résultats. Le mémoire est divisé en trois parties. La première présente d'abord les outils théoriques et numériques nécessaires pour développer un code d'interactions fluide-solide. Ces outils sont l'analyse modale, la mécanique des fluides numérique ainsi qu'un code de déformations imposées utilisant le langage UDF d'ANSYS Fluent qui est utilisé pour effectuer les analyses aéroélastiques. La seconde partie traite de l'analyse aéroélastique statique. La méthode est comparée avec d'autres méthodes de la littérature pour un cas de validation sur plaque plane flexible puis appliquée sur le lanceur. Il est montré que les déformations causées par la pression du fluide sur le solide sont petites pour le cas statique et ne posent donc pas de problème. La troisième partie concerne l'analyse aéroélastique dynamique. La méthodologie est présentée avec la théorie associée, puis explicitée pour faire ressortir les subtilités du calcul numérique parallèle. Le solide est traité avec une méthode de sommation modale qui diminue les coûts de calcul en admettant de petites déformations. Le solide est résolu dans le temps avec une méthode de différences centrées au deuxième ordre de manière explicite. Le couplage est assuré par une méthode d'interpolation entre les maillages fluide et solide à l'aide de fonctions de bases radiales. Un cas test de validation avec plaque plane flexible est ensuite détaillé puis comparé à la théorie ainsi qu'à d'autres solveurs d'interactions fluide-solide commerciaux. Les résultats confirment que les déformations du lanceur restent petites pour des perturbations de type rafales de vent. Les coefficients aérodynamiques sont peu affectés. L'amortissement fourni par l'air (aérodynamique) est faible, ce qui fait que les fréquences d'oscillation observées sont similaires aux fréquences naturelles prédites.

This thesis presents the development of an aeroelastic coupling model for a small space launch vehicle and its results. The thesis is divided in three parts. The first part presents theoretical and numerical tools that are needed to develop a fluid-solid interactions code. These tools are modal analysis, computational fluid dynamics and an imposed deformations code using UDF language of ANSYS Fluent, which is used to perform the aeroelastic analysis. The second part deals with static aeroelastic analysis of the launcher. The methodology is compared to other methods in the literature, and is validated using cases of flexible flat plate before being applied to the launcher case. It is shown that deformations caused by fluid pressure on the launcher are small for the steady state case and therefore pose no problems. The third part presents a dynamic aeroelastic analysis. Methodology is presented with its associated theory and details are provided to clarify complexities of parallel numerical computation. The solid is treated with a modal summation method that reduces very effectively computational costs by assuming small deformations. The solid is solved in time with a second-order explicit central differences method. Coupling is provided by interpolating between fluid and solid meshes by means of radial basis functions. A validation case featuring a flexible flat plate is then used and compared to theory and other FSI solvers commercially available. Results indicate that the launcher deformations remain small for gust of wind disturbances. Also, aerodynamic coefficients are only lightly affected. Damping provided by the air (physical aerodynamics) is low, so that observed vibrating frequencies are close to the predicted natural frequencies.