FR 2944896 A1 20101029 FR 0902000 A 20090424 La présente invention concerne un procédé, mis en oeuvre par ordinateur, de prédiction du comportement aérodynamique d'un aéronef ou d'une portion d'un aéronef. Dans toute la suite, l'expression � élément d'aéronef � désigne, de façon exceptionnelle, une portion d'un aéronef ou un aéronef en entier. L'invention s'applique aux éléments d'aéronef présentant au moins une rupture, et plus particulièrement ûmais pas exclusivementû aux éléments d'aéronef comportant au moins une surface mobile telle un volet, volet de courbure, volet à fente, volet Fowler, bec, bec Kruger, bec à fente rétractable, aileron, spoiler, gouverne de direction, gouverne de profondeur.... La prédiction du comportement aérodynamique d'un élément d'aéronef, et en particulier d'un élément d'aéronef à surface(s) mobile(s), est indispensable notamment pour permettre de : - calculer les charges subies par l'élément d'aéronef et 15 dimensionner en conséquence et de façon optimisée sa structure, - dimensionner chaque surface mobile ainsi que l'actionneur correspondant, - élaborer un modèle de mécanique du vol de l'aéronef, mettre au point un simulateur de vol et des lois de pilotage, 20 - déterminer les performances de l'aéronef, consignées dans des manuels de performances et de vol. Tout procédé de prédiction du comportement aérodynamique d'un élément d'aéronef vise essentiellement à permettre d'élaborer un modèle aérodynamique et à fournir des estimations des données aérodynamiques qui 25 caractérisent le comportement aérodynamique de l'aéronef ou de l'élément d'aéronef. L'expression "données aérodynamiques" employée ici englobe les données suivantes : - les coefficients aérodynamiques de l'aéronef ou éventuellement d'une portion de celui-ci ; ces coefficients sont des paramètres 30 adimensionnels servant à quantifier les forces ou les moments exercés par l'air en mouvement sur une portion ou la totalité de l'aéronef ; parmi ces coefficients, on peut citer par exemple le coefficient de portance Cz, le coefficient de traînée Cx, le coefficient de dérive ou de force latérale Cy, le coefficient de moment de roulis CL, le coefficient de moment de tangage CM, le coefficient de moment de lacet CN de l'aéronef ou éventuellement d'une portion de celui-ci, - d'autres paramètres aérodynamiques tels que les efficacités en portance, en traînée, en dérive, en roulis, en tangage et en lacet de chaque surface mobile de l'élément d'aéronef ; l'efficacité en portance (respectivement en traînée, en dérive, etc.) d'une surface mobile traduit l'impact du braquage total de cette surface mobile sur le coefficient de portance (respectivement de traînée, de dérive, etc.) de l'aéronef ou éventuellement d'une portion de celui-ci ; ces efficacités ont une influence sur les qualités de vol de l'aéronef ; - la répartition de charges sur l'élément d'aéronef, ou encore tout coefficient de pression permettant de quantifier localement la pression exercée par l'air en mouvement ; les efforts subis localement par l'élément d'aéronef déterminent son dimensionnement, - le moment de charnière de chaque surface mobile de l'élément d'aéronef, qui correspond au couple appliqué à la charnière lors du braquage de la surface mobile ; les moments de charnières sont nécessaires au dimensionnement des actionneurs des surfaces mobiles. II est à noter que la valeur d'une donnée aérodynamique dépend d'un ensemble de conditions opérationnelles et environnementales, parmi lesquelles l'angle d'incidence, l'angle de braquage de chaque surface mobile, la vitesse d'écoulement de l'air relativement à l'aéronef, la température de l'air, la pression... Ces conditions peuvent également être définies à l'aide de paramètres fondamentaux tels que : le nombre de Reynolds Re (qui représente le rapport entre les forces d'inertie et les forces visqueuses) ; le nombre de Mach Ma (qui représente le rapport entre la vitesse d'écoulement de l'air relativement à l'aéronef et la vitesse du son) ; etc. Divers moyens peuvent être utilisés pour élaborer un modèle aérodynamique, dont des méthodes semi-empiriques, des méthodes de simulation numérique, des essais en soufflerie, des essais en vol, des combinaisons des moyens précités. Ces moyens font l'objet de recherches permanentes en vue de leur amélioration. Les procédés connus de prédiction du comportement aérodynamique d'un élément d'aéronef par simulation numérique consistent en général essentiellement à : - créer un objet numérique, dit forme numérique, représentatif de la forme que prend l'élément d'aéronef dans des conditions (notamment opérationnelles) prédéterminées, - réaliser un maillage autour de ladite forme numérique, - effectuer des calculs de simulation numérique aérodynamique sur la base des conditions prédéterminées étudiées à l'aide d'un code de calcul aérodynamique, c'est-à-dire d'un code apte à résoudre des équations de mécanique des fluides, ces calculs fournissant certaines propriétés (dont la pression) du fluide autour de l'élément d'aéronef , - déterminer des données aérodynamiques qui caractérisent le 10 comportement aérodynamique de l'aéronef ou de l'élément d'aéronef, à partir des résultats des calculs précédents. Les données aérodynamiques déterminées pour un aéronef doivent être régulièrement actualisées au cours des diverses phases de conception et de développement de l'aéronef, de manière à suivre les évolutions de géométrie de 15 l'aéronef et à fournir des estimations de ces données de plus en plus précises. Les procédés de prédiction par simulation numérique utilisés doivent aussi être régulièrement actualisés au cours du développement de l'aéronef, pour tenir compte non seulement des évolutions géométriques de l'aéronef mais aussi des derniers progrès techniques réalisés en terme de simulation numérique. Parmi 20 ces progrès, on peut citer l'amélioration de certains modèles physiques tels celui de la turbulence, l'arrivée de nouvelles techniques numériques dont la technique de maillage connue sous le nom "Chimère", l'augmentation continue de la puissance des moyens de calcul... La forme de l'élément d'aéronef à étudier peut rendre particulièrement 25 complexe sa modélisation. Tel est le cas d'un élément d'aéronef ûpar exemple une aile ou autre élément de voilure d'un aéronefû comportant un ou plusieurs dispositifs hypersustentateurs ou autres surfaces mobiles. L'étape de maillage d'un tel élément d'aéronef est particulièrement délicate. La difficulté est accentuée par le fait que les dispositifs hypersustentateurs sont à la fois détachés et proches 30 du reste de la voilure. Dans les procédés antérieurs connus, cette étape de maillage consiste soit à générer un maillage non-structuré, soit à utiliser la technique Chimère pour obtenir un maillage structuré. On rappelle qu'un maillage non-structuré est généralement formé (en 3D) de tétraèdres, prismes, hexaèdres et pyramides, assemblés de manière quelconque. La topologie d'un tel maillage est arbitraire. Un maillage structuré est un maillage qui peut être généré en reproduisant une maille élémentaire. Dans un tel maillage, tout noeud peut être repéré (en 3D) par un triplet. La génération d'un maillage non-structuré est plus automatique, et par conséquent souvent plus rapide, que celle d'un maillage structuré, qui suppose la création d'une topologie et requiert généralement à cette fin une expertise humaine. En revanche, la génération d'un maillage non-structuré exige une description plus lourde de ses éléments et une capacité de mémoire vive plus importante que celles requises dans le cas d'un maillage structuré. En outre, les calculs menés sur un maillage non-structuré sont généralement plus longs. Par ailleurs, les maillages structurés offrent généralement des résultats plus précis que les maillages non-structurés, et ce pour diverses raisons : la modification du maillage et le contrôle local de la qualité de celui-ci sont plus aisés en structuré ; le maillage des couches limites et des sillages est de meilleure qualité ; les schémas numériques (manière dont les équations sont implantées dans le code de calcul, discrétisation...) sont généralement plus précis dans le cas d'un code de calcul structuré (utilisant un maillage structuré). Or la précision avec laquelle les données aérodynamiques sont estimées a un impact direct sur la masse de l'aéronef. Ainsi par exemple, des résultats insuffisamment précis obligent, par sécurité, à surdimensionner les surfaces mobiles afin de garantir un niveau souhaité de manoeuvrabilité de l'aéronef ; ce surdimensionnement impose l'utilisation d'actionneurs plus puissants et donc plus lourds. Pour toutes ces raisons, il paraît souhaitable, en matière de prédiction du comportement aérodynamique d'un élément d'aéronef, de disposer de procédés utilisant des maillages structurés. Compte tenu des avantages et des inconvénients respectifs des maillages structurés et non-structurés, il est en outre intéressant d'effectuer à la fois des simulations numériques aérodynamiques sur la base de maillages non-structurés et des simulations sur la base de maillages structurés. Aussi et surtout, le développement de ces deux approches offre une redondance qui permet de déceler et d'éliminer les erreurs éventuelles et d'évaluer la précision des résultats obtenus (si les résultats obtenus avec un maillage structuré et avec un maillage non-structuré sont proches, la précision est grande ; des résultats éloignés traduisent à l'inverse une faible précision). Les procédés connus de prédiction du comportement aérodynamique d'un élément d'aéronef utilisant des maillages non-structurés donnent relativement satisfaction. En revanche, la réalisation de maillages structurés autour d'un élément d'aéronef à surface(s) mobile(s) pose problème. La seule solution connue à ce jour qui permette de mailler un tel élément dans des configurations complexes (par exemple dispositifs hypersustentateurs braqués) consiste à utiliser la technique Chimère, encore appelée "overset grid method". Cette technique consiste à construire des sous-domaines qui se recouvrent partiellement afin d'éviter l'utilisation d'un maillage global. Les conditions aux limites doivent être respectées aux frontières physiques entre les différents sous-domaines, ce qui est le plus souvent obtenu par une interpolation. Les procédés connus utilisant la technique Chimère nécessitent des temps de calcul importants et une mise en oeuvre lourde et complexe. La réalisation du maillage et la préparation et l'exécution des calculs subséquents restent très difficiles, voire impossibles dans les configurations les plus complexes (dispositifs hypersustentateurs braqués, installations motrices représentées, carénages de volet représentés...). Pour ces dernières, le recours à un maillage non-structuré reste la seule possibilité d'effectuer une simulation numérique. L'invention vise à pallier ces inconvénients en proposant un procédé de prédiction du comportement aérodynamique d'un élément d'aéronef à surface(s) mobile(s), utilisant un maillage structuré mais dont la mise en oeuvre est plus rapide et plus simple que les procédés antérieurs connus. L'invention vise ainsi à réduire les temps et coûts de développement des aéronefs. L'invention vise aussi à fournir un procédé particulièrement adapté au calcul de configurations hypersustentées (avec une ou plusieurs surfaces mobiles en position de braquage) et plus généralement de configurations complexes. Un autre objectif de l'invention est de proposer un procédé offrant une bonne précision, voire une précision accrue au regard des procédés antérieurs connus. Un autre objectif de l'invention est de proposer un procédé qui puisse être appliqué à tout type de dispositif hypersustentateur. Pour ce faire, l'invention a trait à un procédé de prédiction du comportement aérodynamique d'un élément d'aéronef dans des conditions prédéterminées, ledit procédé étant mis en oeuvre par ordinateur, ledit élément d'aéronef présentant, dans les conditions prédéterminées étudiées, au moins une rupture séparant au moins partiellement deux parties de l'élément d'aéronef qui ne peuvent pas être modélisées par une forme enveloppe commune ou qu'il n'est pas souhaitable de modéliser par une forme enveloppe commune. Selon ce procédé : - on crée un objet numérique, dit forme numérique, représentatif de la forme que prend l'élément d'aéronef dans les conditions prédéterminées étudiées, - on réalise un maillage autour de cette forme numérique, - on effectue, sur la base des conditions prédéterminées étudiées, des calculs de simulation numérique aérodynamique utilisant ce maillage. Le procédé selon l'invention est caractérisé en ce que : - la forme numérique est créée de façon à ce que chaque 15 rupture y soit représentée, - pour chaque rupture, on crée une surface frontière totalement non coïncidente à la jonction entre les deux parties délimitées par ladite rupture, au niveau de cette dernière, - pour réaliser le maillage, on génère, pour chaque surface 20 frontière totalement non coïncidente créée, un maillage ûdit maillage partielûstructuré autour de chacune des deux parties délimitées par ladite surface frontière, les deux maillages partiels ainsi réalisés étant indépendants l'un de l'autre, - pour effectuer les calculs de simulation numérique 25 aérodynamique, on utilise un code de calcul aérodynamique apte à traiter un raccord totalement non coïncident. Ces calculs de simulation numérique aérodynamique, qui fournissent certaines propriétés (dont la pression) du fluide autour de l'élément d'aéronef, permettent ensuite de déterminer des données aérodynamiques qui caractérisent 30 le comportement aérodynamique de l'aéronef ou de l'élément d'aéronef. Ainsi, le procédé selon l'invention offre une solution rapide et facile à mettre en oeuvre au problème que posent les ruptures de l'élément d'aéronef. Cette solution permet d'utiliser des maillages structurés et des codes de calcul correspondants, qui confèrent précision et rapidité de calcul, sans avoir à mettre en oeuvre des techniques lourdes telles que la technique Chimère. A noter que dans toute la description, les expressions "élément d'aéronef", "voilure", "partie d'élément", "partie, portion ou tronçon de voilure ou d'aile", "rupture", "dispositif hypersustentateur", "corde", etc., font référence soit aux éléments correspondants de l'aéronef réel, soit à leur représentation dans la forme numérique représentant l'élément d'aéronef, soit éventuellement aux deux, selon le contexte. Par ailleurs, l'expression "forme enveloppe" désigne de façon usuelle une forme numérique qui représente plusieurs parties et enveloppe ces parties en bouchant les espaces, interstices, fentes... qui peuvent exister entre celles-ci. L'expression "surface frontière totalement non coïncidente" désigne une surface de part et d'autre de laquelle sont réalisés deux maillages sans qu'il ne soit pris soin que les points de l'un des maillages qui sont situés sur cette surface frontière coïncident avec des ponts de l'autre maillage. Cette expression s'oppose à l'expression "surface frontière totalement coïncidente", qui désigne une surface au niveau de laquelle chaque point de l'un des maillages coïncide avec un point de l'autre maillage, et réciproquement ; elle s'oppose également à l'expression "surface frontière partiellement coïncidente", qui désigne une surface au niveau de laquelle un point sur n points (par exemple un point sur deux) de l'un des maillages coïncide avec un point de l'autre maillage. En outre, comme défini plus haut, l'invention s'applique à une rupture telle que les deux parties qu'elle sépare ne peuvent pas ou ne devraient pas être conjointement modélisées par une seule et même forme enveloppe, par exemple parce que les deux parties ne s'étendent pas dans le prolongement l'une de l'autre au niveau de la rupture et que leur modélisation par une seule et même forme enveloppe entraîne une modification géométrique trop importante (dont l'impact sur les résultats des calculs est significatif) et/ou la perte de l'effet de la rupture et/ou une dégradation jugée trop importante de la qualité du maillage (mailles très cisaillées au niveau de la rupture). Avantageusement, chaque surface frontière totalement non coïncidente créée selon l'invention est un plan. Le procédé selon l'invention est avantageusement mis en oeuvre dans le cas d'un élément de voilure de l'aéronef. Chaque rupture correspond alors à la jonction entre : - d'une part une partie de voilure, dite partie hypersustentée, comprenant un dispositif hypersustentateur qui de surcroît est en position braquée dans les conditions prédéterminées étudiées, - et d'autre part . une autre partie de voilure hypersustentée (c'est-à-dire une partie de voilure comprenant un autre dispositif hypersustentateur, en position braquée), les dispositifs hypersustentateurs des deux parties hypersustentées étant décalés l'un de l'autre, soit parce qu'ils ne sont pas disposés dans le prolongement l'un de l'autre selon la direction de l'envergure, soit parce qu'ils sont braqués selon des angles différents, ou une partie de voilure, dite partie non hypersustentée, dépourvue de dispositif hypersustentateur ou comprenant un dispositif hypersustentateur qui est en position non braquée dans les conditions prédéterminées étudiées. Avantageusement, chaque rupture est représentée par une fente, dite fente de rupture, empiétant sur au moins une des deux parties séparées par ladite rupture. De préférence, chaque rupture entre une partie hypersustentée et une partie non hypersustentée est représentée par une fente de rupture empiétant intégralement sur la partie non hypersustentée, afin de ne pas altérer la représentation du dispositif hypersustentateur en position braquée. Avantageusement, chaque rupture est représentée par une fente de rupture ayant une largeur comprise entre 1 et 2% de la corde locale de l'élément de voilure prise au niveau de ladite rupture. Avantageusement, chaque surface frontière totalement non coïncidente créée est un plan parallèle à la corde de l'élément de voilure, c'est-à-dire parallèle à un axe représentant l'axe de roulis (axe Ox) de l'aéronef. Avantageusement, chaque surface frontière totalement non coïncidente créée est un plan soit vertical, soit perpendiculaire au plan de l'élément de voilure. A noter que de façon usuelle, le plan d'un élément de voilure (aile par exemple) est donné par le lieu du quart avant des cordes de la voilure. Avantageusement, le procédé selon l'invention présente de plus une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : - on utilise un code de calcul aérodynamique de type CFD ("Computational Fluid Dynamics"), - on génère des maillages partiels structurés de type Euler et on utilise un code de calcul aérodynamique basé sur les équations d'Euler, - on génère des maillages partiels structurés de type Navier-Stokes et on utilise un code de calcul aérodynamique basé sur les équations de Navier-Stokes, - dans la forme numérique créée, on représente chaque partie de l'élément d'aéronef à l'aide d'une forme enveloppe lisse, - à l'inverse, la forme numérique est créée de façon à ce que chacune ou seulement certaines des fentes longitudinales des dispositifs hypersustentateurs y soient représentées. Ces fentes peuvent être traitées comme des ruptures au sens de l'invention, c'est-à-dire faire l'objet de la création d'une surface frontière totalement non coïncidente. En variante et de préférence, les deux parties que chacune de ces fentes longitudinales délimitent sont traitées comme des blocs partiellement ou totalement coïncidents ; des maillages structurés entourant ces deux parties sont alors générés de façon à être partiellement ou totalement coïncidents au niveau de ladite fente longitudinale. L'invention s'étend à un outil de simulation numérique comprenant des moyens logiciels, apte à mettre en oeuvre le procédé selon l'invention. Cet outil comprend avantageusement un support d'enregistrement dans lequel est stocké un programme d'ordinateur qui, lorsqu'il est exécuté dans un ordinateur, réalise les étapes du procédé selon l'invention. L'outil de simulation numérique peut être limité à ce support d'enregistrement ou constituer un ensemble informatique complexe comprenant d'autres moyens matériels et logiciels, tels par exemple une unité centrale de traitement, d'autres supports d'enregistrement, des moyens de saisie, des moyens d'affichage... D'autres détails et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, qui se réfère à l'unique figure annexée et porte sur des modes de réalisation préférentiels, fournis à titre d'exemples non limitatifs. Cette figure est une vue schématique d'une modélisation numérique selon l'invention représentant une aile d'un aéronef. Selon l'invention, pour prédire le comportement aérodynamique d'une aile d'aéronef, on procède comme suit. Dans une première étape, on prépare une forme numérique représentative de la forme que prend l'aile dans des conditions opérationnelles et environnementales prédéterminées. Les conditions opérationnelles à déterminer préalablement à la mise en oeuvre du procédé selon l'invention concernent notamment le braquage ou non des surfaces mobiles de l'aile et les angles de braquage choisis le cas échéant. Sur la figure annexée, on peut observer partiellement une forme numérique représentant une aile d'aéronef, créée selon l'invention. Sur cette forme numérique, on distingue une partie 1 non hypersustentée correspondant à un tronçon d'extrémité de l'aile. Il est à noter que ce tronçon d'extrémité est en réalité muni d'un aileron basse vitesse. Cependant, dans les conditions prédéterminées étudiées ici, l'aileron basse vitesse est en position non braquée, de sorte que la partie 1 constitue une partie non hypersustentée au sens de l'invention. Le tronçon correspondant de l'aile pourrait toutefois constituer une partie hypersustentée dans d'autres conditions prédéterminées (avec l'aileron basse vitesse braqué). La forme numérique illustrée comprend de plus une partie 2 hypersustentée, qui correspond au tronçon de l'aile d'aéronef délimité latéralement par le volet extérieur. Cette partie hypersustentée 2 comprend ledit volet extérieur 3 et la portion de voilure fixe 4 qui s'étend en regard dudit volet selon la direction de roulis (axe Ox) de l'aéronef. Dans les conditions prédéterminées étudiées ici, le volet 3 est braqué selon un angle de braquage de l'ordre de 35°. Entre la partie hypersustentée 2 et la partie non hypersustentée 1 se forme une rupture 5, qui sépare partiellement les deux parties. Au niveau de cette rupture 5, les deux parties sont décalées l'une de l'autre de sorte leur représentation par une forme enveloppe commune selon la direction de l'envergure (direction de tangage, axe Oy de l'aéronef) est impossible ou présente des inconvénients (modification nécessaire de la géométrie et perte de précision correspondante, dégradation du maillage, perte de l'effet aérodynamique de la rupture...). En dehors de cette rupture, les deux parties s'étendent dans le prolongement l'une de l'autre selon la direction de l'envergure et sont continument reliées. L'aile est ainsi divisée, selon la direction de l'envergure, en deux parties ou davantage selon le nombre de ruptures formées par les dispositifs hypersustentateurs de l'aile en position braquée. Selon l'invention, la forme numérique représentant l'élément d'aéronef étudié est créée de façon à ce que chaque rupture y soit représentée, dans une mesure permettant la définition d'un plan (ou autre surface frontière) totalement non coïncident au niveau de ladite rupture. Il est possible de créer de toutes pièces la forme numérique de l'élément d'aéronef. Si au contraire on utilise une forme numérique préexistante, il y a lieu de s'assurer que les jonctions entre les parties hypersustentées et non hypersustentées de la forme utilisée permettent de positionner des plans totalement non coïncidents. S'agissant de l'aile illustrée, la jonction 6 entre les parties 1 et 2 doit en particulier comporter une fente, dite fente de rupture, entre le bord latéral extérieur du volet 3 et la portion de voilure 10 située dans le prolongement de celui-ci selon la direction de l'envergure. Si cette fente de rupture n'est pas présente dans la forme numérique utilisée, il convient de la créer en empiétant, soit sur la partie hypersustentée, soit sur la partie non hypersustentée, soit sur les deux parties. Sauf cas particulier, on privilégiera l'empiètement sur la partie non hypersustentée de manière à ne pas modifier le dispositif hypersustentateur. La fente de rupture ainsi créée présente de préférence une largeur de fente valant 1 à 2 % de la corde locale de l'aile. Par ailleurs, en l'exemple illustré, chaque partie 1, 2 est représentée à l'aide d'une forme enveloppe. En d'autres termes, les deux fentes longitudinales (fentes s'étendant selon la direction de l'envergure) que comporte en réalité le volet 3 sont représentées bouchées, et la portion de voilure fixe 4 et le volet 3 sont traités comme une seule et même partie 2 aux fins de leur modélisation. A cet égard, on notera que la présence du volet 3 n'empêche pas l'utilisation d'une forme enveloppe selon la direction de la corde, alors qu'elle empêche ou rend non souhaitable l'utilisation d'une telle forme enveloppe selon la direction de l'envergure pour l'ensemble formé par les parties 1 et 2. En variante, il est possible de représenter les fentes longitudinales du volet 3 et la cavité formée à l'arrière de la portion de voilure fixe 4 permettant de ranger le volet en position rentrée. La forme numérique ainsi créée est certes plus complexe, mais elle permet tout de même la réalisation, dans des temps relativement courts, d'un maillage structuré (voir plus loin) très satisfaisant en termes de convergence des résultats des calculs. Dans une deuxième étape, on réalise un maillage de type Euler ou Navier-Stokes autour de la forme numérique créée. On rappelle qu'un maillage Navier-Stokes diffère d'un maillage Euler par des raffinements près des parois et dans leur prolongement selon la direction de l'écoulement de l'air, de manière à pouvoir calculer les couches limites et les sillages. A cette fin, on positionne tout d'abord un plan totalement non coïncident (TNC) à chaque jonction entre les parties hypersustentées et non hypersustentées de l'élément d'aéronef, dans les fentes de rupture susmentionnées. Ainsi par exemple, on positionne un plan TNC 7 au niveau de la rupture 5. Ce plan est positionné dans la direction de la corde de l'aile (direction de roulis de l'aéronef) et est soit vertical (tel qu'illustré), soit perpendiculaire au plan de l'aile (le plan de l'aile formant avec l'horizontale un angle appelé dièdre de l'aile). Chaque plan TNC ainsi positionné, on réalise le maillage autour de l'aile. A cet effet, chaque partie non hypersustentée 1 ou hypersustentée 2 est maillée indépendamment des autres parties grâce aux séparations introduites par les plans TNC, ce qui facilite considérablement la réalisation du maillage. On réalise ainsi autant de maillages 8, 9, dits maillages partiels, que l'aile comporte de parties 1, 2 séparées par des plans TNC. Selon l'invention, chaque maillage partiel réalisé est un maillage structuré (de type Euler ou Navier-Stokes). A noter que chaque maillage partiel peut comporter plusieurs blocs. Dans une troisième étape, on effectue des calculs de simulation numérique aérodynamique, fondés sur la résolution des équations d'Euler ou sur la résolution des équations de Navier-Stokes moyennées (RANS) selon le maillage réalisé et sur la base de ce dernier. Pour ce faire, on utilise un code de calcul aérodynamique capable de traiter des raccords totalement non coïncidents, ce qui est généralement le cas des codes structurés actuels. On pourra s'assurer que le champ aérodynamique ne subit pas de discontinuité à la traversée des plans TNC en réalisant des coupes perpendiculaires à ces plans. Dans une quatrième étape, on détermine par calcul des données aérodynamiques, à partir des résultats des calculs de simulation numérique aérodynamique précédemment menés. Une pluralité de séries de calculs peut avantageusement être entreprise en faisant varier divers paramètres environnementaux et opérationnels (angle d'incidence, nombre de Reynolds, nombre de Mach...). Les résultats des calculs ainsi réalisés peuvent ensuite être exploités afin de dimensionner l'aile et ses diverses surfaces mobiles, de déterminer les qualités de vol et les performances de l'aéronef, d'établir des lois de pilotages, etc. La modélisation de l'aile dans des configurations hypersustentées avec une ou plusieurs surfaces mobiles braquées (selon divers angles de braquage) permet en particulier d'étudier l'effet de sol. La représentation des fentes longitudinales des surfaces mobiles permet d'étudier l'impact de ces fentes et de la viscosité de l'air en air libre et en effet de sol, et d'explorer le décrochage en air libre et en effet de sol. L'invention peut faire l'objet de nombreuses variantes par rapport au mode de réalisation illustré, dès lors que ces variantes entrent dans le cadre délimité par les revendications. REVENDICATIONS1. Procédé de prédiction du comportement aérodynamique d'un élément d'aéronef dans des conditions prédéterminées, ledit procédé étant mis en oeuvre par ordinateur, ledit élément d'aéronef présentant, dans les conditions prédéterminées étudiées, au moins une rupture (5) séparant au moins partiellement deux parties (1, 2) de l'élément d'aéronef qui ne peuvent pas être modélisées par une forme enveloppe commune ou qu'il n'est pas souhaitable de modéliser par une forme enveloppe commune, dans lequel : - on crée un objet numérique, dit forme numérique, représentatif de la forme que prend l'élément d'aéronef dans les conditions prédéterminées étudiées, on réalise un maillage autour de cette forme numérique, - on effectue, sur la base des conditions prédéterminées étudiées, des calculs de simulation numérique aérodynamique utilisant ce maillage, caractérisé en ce que : - la forme numérique est créée de façon à ce que chaque rupture (5) y soit représentée, - pour chaque rupture (5), on crée une surface frontière totalement non coïncidente (7) à la jonction entre les deux parties (1, 2) délimitées par ladite rupture, au niveau de cette dernière, - pour réaliser le maillage, on génère, pour chaque surface frontière totalement non coïncidente (7) créée, un maillage partiel structuré autour de chacune des deux parties (1, 2) délimitées par ladite surface frontière, les deux maillages partiels ainsi réalisés étant indépendants l'un de l'autre, - pour effectuer les calculs de simulation numérique aérodynamique, on utilise un code de calcul aérodynamique apte à traiter un raccord totalement non coïncident. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque surface frontière totalement non coïncidente créée est un plan. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que l'élément d'aéronef est un élément de voilure de l'aéronef et en ce quechaque rupture correspond à la jonction entre : - d'une part une partie de voilure (2), dite partie hypersustentée, comprenant un dispositif hypersustentateur en position braquée dans les conditions prédéterminées étudiées, - et d'autre part une autre partie de voilure hypersustentée, les dispositifs hypersustentateurs des deux parties hypersustentées étant décalés l'un de l'autre, ou une partie de voilure (1), dite partie non hypersustentée, dépourvue de dispositif hypersustentateur ou comprenant un dispositif hypersustentateur qui est en position non braquée dans les conditions prédéterminées étudiées. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que chaque rupture (5) est représentée par une fente, dite fente de rupture, empiétant sur au moins une des deux parties (1, 2) séparées par ladite rupture. 5. Procédé selon les revendications 3 et 4, caractérisé en ce que chaque rupture (5) entre une partie hypersustentée et une partie non hypersustentée est représentée par une fente de rupture empiétant intégralement sur la partie non hypersustentée (1). 6. Procédé selon les revendications 3 et 4 ou selon la revendication 5, caractérisé en ce que chaque rupture (5) est représentée par une fente de rupture ayant une largeur comprise entre 1 et 2% de la corde locale de l'élément de voilure prise au niveau de ladite rupture. 7. Procédé selon l'une des revendications 3 à 6, caractérisé en ce que chaque surface frontière totalement non coïncidente (7) créée est un plan parallèle à la corde de l'élément de voilure. 8. Procédé selon l'une des revendications 3 à 7, caractérisé en ce 25 que chaque surface frontière totalement non coïncidente (7) créée est un plan soit vertical, soit perpendiculaire au plan de l'élément de voilure. 9. Procédé selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que, dans la forme numérique créée, on représente chaque partie (1, 2) de l'élément d'aéronef à l'aide d'une forme enveloppe lisse. 30 10. Procédé selon l'une des revendications 1 à 8 et selon la revendication 3, caractérisé en ce que la forme numérique est créée de façon à ce que chacune ou seulement certaines des fentes longitudinales des dispositifs hypersustentateurs y soient représentées. 11. Outil de simulation numérique comprenant des moyens logiciels,apte à mettre en oeuvre un procédé selon l'une des revendications 1 à 10.