Dissertations / Theses on the topic 'Aérodynamique – Essais'

Ce travail de thèse se focalise sur l'évaluation des différentes composantes de la traînée des avions de transport subsoniques à partir de résultats expérimentaux (traînée visqueuse, traînée de choc et traînée induite). L'objectif de ce travail est d'évaluer la précision de la méthode développée à l'ONERA depuis plusieurs années pour effectuer cette décomposition. Les sources d'imprécision sont divisées en trois catégories. La première concerne l'influence de la formulation sur la décomposition de la traînée. Les différentes formulations de la littérature sont analysées et une nouvelle formulation est développée et validée à partir de solutions CFD. La deuxième source d'imprécision concerne l'influence des parois de la soufflerie sur le sillage et la traînée. La méthode consiste à calculer la traînée d'un avion en champ libre avec des mesures effectuées en champ confiné. L'influence des parois est donc analysée afin de montrer qu'il est possible de s'affranchir de cette influence sous certaines conditions. La troisième source d'erreur concerne l'influence de la précision des mesures. Une étude approfondie permet de mettre en évidence que la précision des moyens de mesure est suffisante pour obtenir une précision conforme à celle souhaitée par les avionneurs en termes de traînée. En revanche, d'autres phénomènes propres à chaque soufflerie peuvent être à l'origine d'une source d'erreur plus importante. Dans la dernière partie, la méthode d'extraction de la traînée est appliquée en écoulements subsoniques et transsoniques. Elle montre des résultats très convaincants en termes de traînée globale, mais également en termes de décomposition pour une gamme de Mach étendue.

L'étude de la stabilité aérodynamique des structures est un domaine très complexe et nécessite généralement des essais à échelle réduite en soufflerie. Ces essais doivent permettre de reproduire le comportement de la structure soumise à des instabilités aérodynamiques telles que le détachement tourbillonnaire et le flottement. Les essais sectionnels permettent de reproduire de manière fiable le comportement d'une section représentative d'une structure. Ces essais sont généralement économiques et peuvent être réalisés dans un court laps de temps, c'est pourquoi ils constituent généralement la première étape d'une série d'essais sur une structure. Historiquement, ils permettent de reproduire le comportement d'une section selon, au maximum, deux degrés de liberté (DDL). La rotation autour de l'axe longitudinal de la structure et la translation perpendiculaire à l'écoulement sont généralement modélisées alors que la translation parallèle à l'écoulement est négligée. Toutefois, il est bien connu que certains phénomènes aérodynamiques, tels que le galop, impliquent des déplacements selon les deux translations. Il est aussi fréquent que le mode de torsion d'une structure soit couplé avec un déplacement transversal ; c'est souvent le cas pour un pont élancé par exemple. Il serait donc intéressant d'étudier l'effet de l'ajout d'un troisième DDL sur la stabilité aérodynamique d'une structure. Le présent travail décrit la conception et la validation d'un montage pour essais sectionnels en soufflerie qui permet le mouvement du modèle selon trois DDL. Plusieurs améliorations, telles que l'ajout d'amortissement magnétique découplé pour chaque DDL et l'utilisation de vérins actifs permettant l'introduction d'un mouvement forcé, ont aussi été apportées au montage original à deux DDL. Les résultats de la validation montrent que l'ajout du DDL horizontal, sous certaines conditions, a une influence sur le comportement de la section, notamment lors de l'apparition du flottement.

Les structures gonflables connaissent actuellement un essor, notamment dans le Génie Civil et la construction, en raison de leurs nombreux avantages. Ce sont des structures légères, facilement transportables et faciles à stocker. Elles constituent une solution à l'accueil de public ou la protection de matériel de façon plus ou moins permanente. Parmi les structures gonflables, certaines sont constituées d'assemblages d'éléments simples (poutres, plaques. . . ) pressurisés. La pression interne apporte à la structure sa rigidité et lui permet ainsi de résister à des sollicitations extérieures. Le dimensionnement de ces structures dans une approche semi-probabiliste telle que proposée dans les Eurocodes nécessite la définition des états limites, la caractérisation des chargements et l'utilisation de modèles de comportement adéquats. Dans cette étude, on propose de définir ces états limites pour une poutre en s'appuyant sur la déformée, l'apparition du pli et la ruine de la poutre. L'état actuel de la littérature permet de prévoir analytiquement le déplacement pré-pli et la charge de pli par une approche de type résistance des matériaux. L'étude étend cette approche pour la prévision du déplacement post-pli et de la charge de ruine. Une solution de type élément fini est également proposée. Les modèles développés sont comparés aux résultats d'essais en soufflerie effectués sur des maquettes à différentes échelle dans le cadre de la théorie des similitudes. La mesure de la déformée repose sur l'utilisation d'une mesure de champ innovante : la corrélation d'image virtuelle. Son utilisation permet l'obtention des courbes force-déplacement, la caractérisation des chargement et la quantification des erreurs de modèle<br>Inflatable structures are more and more used in civil engineering and construction fields. This is mainly due to their specific properties : lightweight, easy to carry, easy to store. They are now a real opportunity for sheltering public or equipment for temporary or long periods. Among this kind of structures, some are composed of simple inflated elements (beams, panels) assembly. The internal pressure provides pre-tension in the fabrics and allows the structure to withstand external loads. The current issues regarding to the design of such a structure in a semi-probabilistic way suggested by Eurocodes asks to clearly define the limit-states, the external loading, and to have efficient models for the structure behaviour. This works proposes to define those limit-states for an inflatable beam in terms of deflection, wrinkling and collapse. The literature review shows that some beam theory models are able to predict theoretically the displacement as long as the beam is not wrinkled and the wrinkling load. The current study extends these models to predict the post-wrinkling behaviour and the collapse load. Another finite-element-based model is also introduced. Those models are then compared to experimental results during windtunnel testing on different models at different scales with respect to the similitude theory. The deflection is fulfilled with a field measurement method : the virtual image correlation. This method allows us to obtain the load-deflection curves, to characterize the external loading and to estimate the gap between the models and the experimental results

Le développement de lanceurs spatiaux réutilisables nécessite une connaissance appro-fondie des effets des écoulements transsoniques sur la structure du lanceur, commele tremblement transsonique. En effet, l’intégrité mécanique du lanceur peut êtrecompromise par des interactions onde de choc/couche limite. Ces interactions peuventinduire, par exemple, des forces latérales responsables des moments de roulis et detangage, ou une excitation modale de certains éléments de structure pouvant conduireà leur endommagement, voire leur rupture. Ce travail rapporte des études numériqueset expérimentales sur la caractérisation de l’écoulement transsonique autour d’un aileronà profil losangique, conçu pour les lanceurs dédiés aux nanosatellites, avec un intérêtparticulier pour le tremblement transsonique. Ce phénomène a été longuement étudié.Malheureusement, les mécanismes intimes à l’origine du tremblement et la dynamiquedu phénomène sont encore débattus. De plus, il y a un manque d’études sur lesprofils losangiques. Des visualisations strioscopiques résolues en temps, des mesuresde pressions stationnaire et instationnaire pariétales ainsi que des mesures LDV sontréalisées expérimentalement dans une soufflerie transsonique. Les résultats sont comparésà des prédictions numériques basées sur des approches RANS instationnaire et LES. Lestraits tridimensionnels du tremblement transsonique et son caractère chaotique sur unprofil diamant sans flèche sont mis en évidence expérimentalement<br>The development of reusable space launchers requires a comprehensive knowledge oftransonic flow effects on the launcher structure, such as buffet. Indeed, the mechanicalintegrity of the launcher can be compromised by shock wave/boundary layer interactions.These interactions can induce, amongst others, lateral forces responsible for rolling andpitching moments, or modal excitation of some structural elements that can lead to theirdamage or even failure. This work reports numerical and experimental investigationson the characterization of the transonic flow past a diamond airfoil, designed fornanosatellite-dedicated launchers, with a particular interest for buffeting. Buffeting hasbeen extensively studied. Unfortunately, the detailed mechanisms that are responsiblefor the buffet inception and its dynamics are still debated. Moreover, there is a lackof studies for diamond airfoils. Here, time-resolved Schlieren visualizations, steadyand unsteady pressure measures and LVD measures are experimentally conducted ina transonic wind tunnel. They are compared with numerical predictions based on un-steady RANS and LES approaches. Three dimensional features of buffet over a diamondairfoil without swept, and the occurrence of a chaotic state, are experimentally highlighted

L’objectif de ce travail de thèse consiste à analyser les solutions de contrôle permettant de réduire la traînée aérodynamique et donc de diminuer la consommation d’un véhicule. Les véhicules ciblés dans cette étude sont ceux se rapprochant d’une géométrie à culot droit telles que les versions break, monospace, SUV, utilitaires, ou même les remorques de camions. Pour s’affranchir des variantes de style, ces travaux sont concentrés sur la géométrie académique du corps de Ahmed à culot droit. La vitesse de l’écoulement est de 30m/s afin de retrouver des caractéristiques d’un écoulement de sillage fortement turbulent, proche des vitesses d’un véhicule sur autoroute. Ce travail à dominante numérique se décompose en deux parties : la première a pour objectif de valider les résultats de calculs avec et sans solution de contrôle avec des mesures expérimentales identiques, la seconde d’explorer numériquement des configurations de contrôle mixant des solutions de jets périodiques et de déflecteurs agissant sur le sillage du corps de Ahmed à culot droit. Les solutions les plus efficaces apportent des réductions de la traînée de l’ordre de 10%<br>This present work is focused on the analysis of control solutions that reduce the aerodynamic drag and therefore the fuel consumption of vehicles. The selected vehicle geometries are closed to a bluff body such as Estate, van, SUV, commercial vehicles or even truck trailers. This work is then focused on the academic geometry of Ahmed body with square back in order to avoid style diversity. The reference velocity flow is equal to 30m/s, which is closed to a vehicle speed on a highway, and induces a highly turbulent wake flow. This work mainly numerical is divided in two parts. The first one is dedicated to the validation of the numerical model with experimental wind tunnel measurements. The second part looks for numerical configurations of flow control solution, mixing periodic jet and deflector both acting on the wake. Most effective solutions lead to drag reduction of about 10%

L'estimation précise des caractéristiques d’un système dynamique est fortement dépendante de la qualité des données utilisées pour l'identifier. Celles-ci sont généralement obtenues à partir de multiples essais réalisés sur le système réel par application d’une ou de plusieurs excitations. Dès lors, le choix des signaux d’entrée apparaît essentiel pour pouvoir extraire des mesures les caractéristiques du système. Pour des systèmes où la réalisation d’expériences peut s’avérer coûteuse, la conception d’entrées optimales représente une démarche potentiellement efficace pour obtenir des données d'essai permettant d’identifier précisément le système à partir d’un nombre réduit d’expériences. Dans la pratique, cette étape intervient en amont du processus d’identification. Le caractère souvent fortement non linéaire du critère, la dimension du problème ainsi que la nécessité de prendre en compte des contraintes pratiques de réalisation rendent la résolution de ce problème particulièrement difficile. Ceci a conduit au développement d’une méthodologie originale à base d’algorithmes génétiques permettant de traiter le problème dans toute sa globalité. Cette nouvelle approche a été appliquée à la conception de protocoles d’essais en vol pour l’identification des coefficients aérodynamiques latéraux d’un aéronef avec le double objectif d’améliorer la précision des estimations actuelles et de réduire la durée totale des essais en vol tout en respectant les limitations des actionneurs et les contraintes de sécurité (efforts structuraux). Différentes structures de protocoles, résultant d’une large variété d’options d'optimisation possibles (mono-gouverne/multi-gouvernes, mono-essai/multi-essais, boucle ouverte/boucle fermée) ont ainsi pu être évaluées et comparées. Ces travaux ont mis en évidence l'intérêt des enchaînements de braquage pour l'estimation des efficacités gouverne ainsi que l'apport des essais boucle fermée pour décorréler certains effets aérodynamiques.

Le contrôle actif d’écoulement est actuellement étudié dans le but d’améliorer les performances aérodynamiques des véhicules aériens ou terrestres. La diminution de la traînée permettrait de réduire la consommation de carburants fossiles et donc l’émission des gaz à effet de serre des véhicules. Les actionneurs fluidiques sont utilisés comme dispositifs de contrôle depuis une quinzaine d’année. Le contrôle par jet synthétique semble être le plus adapté à une application sur un véhicule de série dans la mesure où l’actionneur ne doit pas être alimenté en fluide. Le travail présenté dans cette thèse combine l’expérimentation physique et la simulation numérique. Elle s’intéresse tout particulièrement au contrôle de l’écoulement autour d’un corps de Ahmed à culot droit à l’aide d’un actionneur de type jet synthétique. Les essais en soufflerie ont été essentiellement utilisés pour caractériser l’écoulement autour du corps de Ahmed et dans son sillage. L’écoulement autour de cette géométrie simplifiée de véhicule terrestre a été caractérisé par des pesées aérodynamiques, des mesures de pressions pariétales, des acquisitions des fluctuations de vitesse par anémomètrie à fil chaud et des mesures de champs de vitesse par Vélocimétrie par Images de Particules. Les grandeurs moyennes et instationnaires de l’écoulement ont ainsi pu être caractérisées. Les simulations numériques à l’aide du code de calcul elsA ont ensuite été réalisées sur une configuration similaire. Les résultats des simulations de l’écoulement non contrôlé ont été confrontés aux résultats expérimentaux. Dans le but d’agir sur la traînée, le contrôle à l’aide d’un actionneur de type jet synthétique a été réalisé sur la même géométrie. Les paramètres de contrôle tels que la quantité de mouvement, la fréquence d’actionnement et l’orientation des jets synthétiques ont été testés numériquement. Le contrôle à l’aide des paramètres testés, a entrainé une augmentation de la traînée qui est due à une réduction de la longueur de la zone de recirculation associée à une diminution de la pression pariétale au niveau du culot de la maquette. Il ressort de ce travail que le contrôle par jet synthétique à basse fréquence orienté selon le sens principal de l’écoulement semble être une voie à explorer<br>Active flow control is currently studied in order to improve aerial or ground vehicle aerodynamics. Diminishing aerodynamic drag leads to a reduction of fuel consumption and so in greenhouse gas emissions of vehicles. Fluidic actuators have been used as control devices for about fifteen years. Considering the fact that the actuator does not need external fluid supply system, synthetic jet control seems to be the most suitable solution that can fit on production vehicles. This thesis combines experimental tests and numerical simulations. It tackles with the flow control around a square back Ahmed body with synthetic jet actuator. Wind tunnel tests have essentially been used to characterize the flow around and in the wake of the Ahmed body. Flow around this simplified geometry of ground vehicle has been characterized using hot wire anemometry, flush mounted pressure taps and two components Particular Image Velocimetry. The steady and unsteady features of the wake flow have thus been characterized. Simulations of this flow have been performed with the computation code elsA. Results of the simulations of the natural flow around the square back Ahmed body have been compared to experimental results. With a view to modifying the drag, flow control thanks to a synthetic jet actuator has been tested on a square back Ahmed body. Parameters of the flow control, such as momentum coefficient, actuation frequency and orientation of the synthetic jet have been numerically investigated. Results show a decrease of the circulation length leading to a diminution of the base pressure and hence to an increase of the drag. Flow control by using a low frequency with slots oriented along the mainstream seems to be a path to explore

La compréhension de l'aérothermique d'un véhicule durant sa phase de développement est une question essentielle afin d'assurer, d'une part, un bon refroidissement et une bonne efficacité de ses composants et d'autre part de réduire la force de traînée et évidement le rejet des gaz à effet de serre ou la consommation d'essence. Cette thèse porte sur la simulation numérique et la validation expérimentale de l'aérothermique d'un véhicule à trois roues dont deux, en avant et une roue motrice en arrière. La simulation numérique est basée sur la résolution des équations de conservation de la masse, de la quantité de mouvement et de l'énergie en utilisant l'approche RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes). Le rayonnement thermique est modélisé grâce à la méthode S2S (Surface to Surface) qui suppose que le milieu séparant les deux surfaces rayonnantes, ici de l'air, ne participe pas au processus du rayonnement. Les radiateurs sont considérés comme des milieux poreux orthotropes où la perte de pression est calculée en fonction de leurs propriétés inertielle et visqueuse; leur dissipation thermique est modélisée par la méthode Dual flow. Une première validation de l'aérodynamique est faite grâce à des essais en soufflerie. Ensuite, une deuxième validation de la thermique est faite grâce à des essais routiers. Un deuxième objectif de la thèse est consacré à la simulation numérique de l'aérodynamique en régime transitoire du véhicule. La simulation est faite à l'aide de l'approche Detached eddy simulation (DES). Une validation expérimentale est faite à partir d'étude en soufflerie grâce à des mesures locales de vitesse à l'aide de sondes cobra.

Les phénomènes d’interaction fluide-structure jouent un rôle important dans le calcul de tenue au séisme des assemblages combustibles. Afin de quantifier les marges de dimensionnement, le modèle de forces fluides utilisé doit être validé et affiné. Pour cela, des campagnes d’essais à l’échelle industrielle ont été réalisées en amont de la thèse. L’objectif ici est de contribuer à l’interprétation des essais industriels pour le cas stationnaire, et de valider les méthodes numériques permettant de simuler ce type d’écoulement. La problématique industrielle s'inscrit dans la tradition de l'étude des structures élancées sous écoulement axial. Le modèle de force fluide locale généralement utilisé, que nous appelons modèle de Taylor-Lighthill-Païdoussis (TLP), consiste en stationnaire à combiner un terme de force fluide potentielle, proportionnel à la courbure, et un terme de force fluide visqueuse, proportionnel à la pente. Des versions dynamiques de ce modèle ont été employées avec succès pour prédire le comportement vibratoire de cylindres flexibles en écoulement axial. Néanmoins, la littérature propose très peu de données de validation directe de cette représentation des forces fluides. Afin d’acquérir de telles données, pour le cas particulier d’un cylindre confiné dans un réseau de cylindres, un nouveau banc d’essai a été conçu et mis en place au laboratoire. Il s’agit d’un faisceau de 3x3 cylindres disposé dans une veine de soufflerie. Le cylindre central possède trois degrés de liberté : rotation, translation, flexion. Les efforts fluides résultants sont mesurés à l’aide d’une balance. Un modèle numérique similaire à la maquette est aussi réalisé et donne accès aux forces fluides locales. Les forces globales obtenues numériquement et expérimentalement sont comparables. Les forces locales obtenues dans les simulations numériques s’expliquent bien à l’aide du modèle TLP, en ignorant les effets de bord à l’entrée et à la sortie du faisceau. La transposition au cas industriel, de géométrie plus complexe, est réalisable par recalage des coefficients du modèle<br>Fluid-structure interaction phenomena play a major role in the seismic design of fuel assemblies. In order to evaluate the design margins, the implemented model of fluid forces needs to be carefully assessed. Industrial-scale tests have been carried out with that purpose. Our goal is to contribute to their interpretation in the steady case, and to validate CFD methods usually applied to the type of flow at stake here. This fits in the tradition of the study of slender structures in axial flow. The local steady fluid forces decompose in a potential term, which is proportional to the curvature of the structure, and a viscous term, proportional to the angle of incidence. Adapted versions of this representation, which we call Taylor-Lighthill-Païdoussis (TLP) model, have proved successful in predicting the dynamic behaviour of flexible cylinders in axial flow. However, there is a lack in the literature of sound validation data for the fluid forces themselves. In order to gather such data, a new test rig has been designed and built. It consists in a 3x3 cylinder bundle confined in a wind tunnel. The central cylinder can be rotated, translated or bent. Resultant fluid forces are measured using a load cell. CFD calculations give access to the local fluid forces. CFD and experiments give similar results on the global fluid forces. The TLP model performs well at predicting the local fluid forces, except in the inlet and outlet regions. It can be fitted to the industrial case by adapting its coefficients

La pollution de l’air cause de près de 7 millions de décès annuels dans le monde. L’exposition aux Particules Ultrafines (PUF), polluants parmi les plus néfastes pour la santé, atteint ses niveaux les plus importants en milieu urbain, principalement dus au transport routier. Dans cette thèse, nous examinons les liens entre les champs de concentration en nombre des PUF émises à l'échappement dans le sillage de modèles simplifiés d'automobiles (corps d’Ahmed) et les propriétés de ces écoulements. Ces travaux permettent de mieux comprendre les niveaux d'exposition aux PUF auxquels sont soumis tous les usagers de la route à l’échelle du sillage du véhicule. Trois modèles simplifiés de véhicules ont été utilisés. Ils sont caractérisés par leur angle de lunette arrière permettant de reproduire en soufflerie les structures principales des écoulements de sillage automobile. A l’aide d’une méthode innovante de traitement des données, des mesures de vitesses acquises grâce à des techniques différentes (LDV/PIV) ont été analysées. Elles ont révélé que l’angle d’inclinaison de la lunette a un rôle déterminant sur la structure des écoulements de sillage. Par ailleurs, la comparaison avec les mesures des concentrations en nombre de PUF a permis de montrer que le volume de la structure torique de recirculation en proche culot, dépendant de la géométrie, a un impact majeur sur la dispersion des particules dans la direction verticale. Enfin, il est mis en évidence que les structures tourbillonnaires longitudinales existantes pour une inclinaison intermédiaire de la lunette ont un impact prépondérant sur la dispersion transversale ainsi que sur la symétrie des champs de concentration<br>Around 7 million worldwide annual death sare due to air pollution. Among all pollutants, UltrafineParticles (UFP) cause strong adverse effects. Due to road transport, UFP exposure reaches its most significant levels in urban areas. In this thesis, the aim is to assess the links between the wake flow properties of simplified car models(Ahmed bodies) and UFP number concentration fields due to exhaust emission. This study enables the knowledge about UFP exposure levels of all road users at vehicle wake scale to be better understood. Three simplified car models with three corresponding rear slant angles have been used in order to reproduce the principal wake structures of road vehicles in a wind tunnel. Thanks to an innovative data processing method, velocity measurements with two techniques(LDV/PIV) point out the major role of the rear slantangle on the model wake structures. Moreover, comparisons have been made with particle number concentration measurements of UFP in the wake of the same models. We highlighted the link between the volume of the toric recirculation region close to the rear and the vertical dispersion of UFP. Furthermore, longitudinal vortices that exist with the intermediate rear slant angle geometry play an important role on the transversal dispersion as well as on the concentration field symetry

L’influence de la forme de cylindres longs sur leur rayonnement acoustique en écoulement est étudiée. Des simulations bidimensionnelles (2D) sont réalisées à bas nombre de Reynolds (Re=20-200), à l’aide du code de calcul direct (DNS) incompressible incompact3D au moyen d’une méthode de frontière immergée (IBM). Une formule dérivée de l’équation de Curle pour un cylindre compact permet la quantification de l’émission acoustique en 2D. En soufflerie anéchoïque, la signature acoustique d’une trentaine de géométries est mesurée, Re=4,000-53,000 ; l’anémométrie par fil chaud est utilisée pour la description des propriétés axiales de l’écoulement. L’avant corps et l’allongement (AR) sont les plus importantes propriétés géométriques tant pour l’écoulement que pour le rayonnement acoustique en 2D. Les géométries allongées sont généralement les plus silencieuses car les tourbillons sont moins intenses et repoussés vers l’aval et l’apparition de l’instationnarité est retardée. De leur côté, les résultats expérimentaux montrent que les géométries allongées sont les plus bruyantes, ce qui est à l’opposé des conclusions précédentes. Ceci est justifié par une augmentation significative de la cohérence de l’écoulement en envergure pour les AR les plus longs, presque complètement en phase, donc plus efficace acoustiquement. Globalement, cela implique que les géométries dont l’écoulement 2D est faiblement perturbé, marqué par un déclenchement plus tardif de l’instationnarité (Reynolds critique plus élevé), sont aussi plus organisées en 3D aux Re des mesures. La relation sous-jacente entre les transitions successives vers la turbulence nécessite une étude approfondie<br>The influence of the shape on the sound emission of cylindrical bluff-bodies is studied. Simulations are performed in two-dimensions (2D) at low-Reynolds number (Re=20-200), with the incompressible direct Navier-Stokes (DNS) solver incompact3D, using the Immersed Boundary Method (IBM) formalism; the acoustic emission is evaluated by a single formula derived from Curle’s equation for compact cylinders. In anechoic wind tunnel, the acoustic signature is measured for about 30 geometries, Re=4,000-53,000; hot-wire measurements of the spanwise flow characteristics are performed for a subset of the tested cylinders. The influence of both the shape of the upstream portion of the geometry and the breadth-to-height ratio (AR) are proved to be major features in terms of both the flow and its acoustic emission in 2D. By reducing the strength of the vortices and pushing them downstream and affecting the mechanics of the von Kármán instability (delaying the transition to unsteadiness), stretched shapes (with higher AR) are generally quieter. From the experiments, it is found that the geometries of biggest AR are the loudest, contraposing the results obtained in 2D. The disparity is justified by a significant increase of the spanwise coherence associated with the larger AR’s, practically fully-phased, thus more acoustically efficient. Globally, it is implied that geometries which have weakly perturbed flow in 2D, marked by a later transition to unsteadiness (larger critical Reynolds number), are also more organized in 3D, high-Reynolds number regimes. The underlying relationship between low and high-Reynolds number transitions must be further investigated

Ces travaux de thèse s’inscrivent dans le cadre du développement d’outils métrologiques avancés pour la mécanique des fluides, et en particulier pour les souffleries. La Background Oriented Schlieren (BOS) 3D, développée à l’ONERA, est une technique qui exploite la déviation des rayons lumineux par un milieu non homogène pour mesurer la masse volumique. Elle consiste à comparer l’image de référence d’un fond texturé avec l’image de ce même fond en présence d’un écoulement. La corrélation entre ces deux images permet de calculer la déviation des rayons lumineux. En réalisant une acquisition simultanée à partir de différents points de vue, il est possible de reconstruire le champ de masse volumique associé, par résolution d’un problème inverse. Afin de poursuivre le développement de la technique, nous avons tout d’abord développé une chaîne de traitement plus systématique puis amélioré la robustesse de notre algorithme de reconstruction. Après avoir réalisé une validation sur des données de synthèse, nous avons mise en œuvre notre méthode sur un banc d’essais comportant 12 caméras. Par la suite, la technique a été déployée pour la première fois en soufflerie sur un jet chaud subsonique. Lors de cette campagne, elle a été validée par comparaison avec des mesures de température. Des acquisitions couplées BOS 3D et stéréo PIV ont également été effectuées. Une démonstration à l’échelle d’une soufflerie industrielle a ensuite été réalisée dans la soufflerie S1MAde l’ONERA. Les problématiques rencontrées sur les écoulements compressibles lors de ces essais ont ensuite conduit à étudier de manière plus approfondie les écoulements présentant de forts gradients d’indice optique. Un banc de mesure BOS 3D a été conçu en laboratoire afin d’optimiser la mesure d’un jet sous-détendu. Sur cette configuration, de très bon accords ont été obtenus avec la littérature ainsi qu’avec une simulation DES. A travers cette étude, nous avons étendu le domaine d’application de la BOS 3D aux écoulements compressibles et démontré son utilisation en soufflerie. La qualité des résultats obtenus démontre le potentiel offert par la technique pour l’analyse physique des écoulements<br>This PhD work is part of the development of advanced metrological tools for fluid dynamics, especially for wind tunnel applications. 3D Background Oriented Schlieren (BOS), which has been developed at ONERA, is a line-of-sight technique which takes advantage of light rays deviation through an inhomogenous index media to measure density. It consisted in comparing a reference image of a textured background with the image of the background with the flow in presence. Image correlation can then be used to compute light rays deviations. Performing such acquisition from multiple view points, allows to reconstruct the corresponding density field, by solving an inverse problem. In order to pursue the technique development, we first elaborate a systematic processing chain and improved the robustness of the reconstruction algorithm. After validating our method on synthetic data, we applied it on a 3DBOS bench equipped with 12 cameras. Thereafter, the technique has been set up for the first time in a wind tunnel environment, on a subsonic hot jet configuration. During this test campaign, the technique has been validated via thermocouples measurements.Moreover, 3DBOS and stereo-PIV coupled acquisitions have been performed. Thereafter, a demonstration in industrial wind tunnel has been performed in ONERA S1MA facility. Compressible flows issues encountered during those tests lead us to finer analysis high density gradient flows. A 3DBOS test bench has been built in laboratory in order to optimize underexpanded jet measurements. On this specific configuration, very good agreements have bee obtained in comparison with literature and with a DES simulation. This study has allowed the extension of 3DBOS application domain to compressible flows and it has demonstrated its use in a wind tunnel environment. The quality of the results highlights the technique potential for flows physical investigation

Dans sa recherche constante pour améliorer le confort des usagers, l'industrie automobile cherche à réduire les nuisances sonores dans les habitacles automobiles. Une des principales sources responsables de la gêne ressentie est l'écoulement turbulent qui se développe autour de la voiture. Celui-ci est caractérisé par des variations de pressions pariétales particulièrement importantes et localisées en particulier sur les vitrages avants du véhicule. L'objectif de cette étude est de mesurer et de caractériser la sollicitation aéroacoustique subie par le vitrage à l'aide d'une méthode vibratoire inverse nommée RIC (Résolution Inverse Corrigée). Le principe est de mesurer le déplacement de la vitre et de le réinjecter dans l'équation inverse du mouvement de la structure pour calculer la pression pariétale. Cette technique repose sur la discrétisation d'un schéma aux différences finies judicieusement choisi suivant le filtrage visé. Il est alors possible de contrôler et choisir le filtrage apporté par le schéma en modifiant les coefficients qui le constituent. La démarche présentée repose sur la synthèse de filtres numériques et différentes approches sont proposées. Les différents schémas aux différences finies calculés à partir de ces méthodes sont appliqués, par simulations numériques et expérimentalement, sur le cas simple d'une plaque et sur les différents vitrages d'un véhicule placé en soufflerie<br>In a constant search for user comfort, the automotive industry tries to reduce the annoying noises inside the passenger compartment of cars. These noises are mainly caused by the turbulence developed on the car window glass.Turbulent flow is characterized by particularly high wall pressure variations on the windows of the vehicle. The aim of this study is to measure the aeroacoustic load on the car window glass using the vibratory reverse method called Force Analysis Technique (FAT). The principle of this method is based on measuring the plate displacement field which is injected into the motion equation of the plate in order to calculate the force distribution exciting the structure. In order to do so, spatial derivatives are calculated by approximation using a judiciously selected finite difference model. It becomes possible to control and choose the filtering realized by the finite difference scheme by changing its coefficients. This technique is based on digital filter synthesis and different approaches are proposed. New finite different schemes are then applied on a plate and on car window glasses by computer simulations and experiments. Experiments are realized in an anechoïc wind tunel on a real car

Ce document présente les analyses expérimentales de deux types de composants aérodynamiques, lubrifiés en air : les butées à feuilles et les paliers à feuilles. Ces éléments constituent une nouvelle génération d'organes de guidages, et gagnent à être implémentés dans des machines tournantes dont les performances sont critiques. En effet, ils permettent d'atteindre des vitesses élevées, sans usure en régime établit, et diminuent la puissance dissipée en comparaison à des solutions fonctionnant avec de l'huile. Ce mémoire est une contribution à l'étude de chacun de ces éléments, dont les niveaux respectifs de maturité technologique ne sont pas similaires. Le palier à feuilles possède une littérature plus riche que la butée, dont aucune analyse expérimentale dynamique n'a été menée jusqu'à présent. Un banc d'essai, destiné à l'étude de butées à feuilles, sous des charges statiques et dynamiques, est conçu. Les caractéristiques de démarrage montrent une augmentation linéaire du couple de démarrage avec la charge statique, une augmentation linéaire du couple en fonctionnement aussi bien avec la charge statique qu'avec la vitesse de rotation, et enfin, une augmentation globale de la vitesse de décollage avec la charge statique. Les essais dynamiques montrent, pour la raideur dynamique, une augmentation non linéaire avec la fréquence d'excitation (entre 150 Hz et 750 Hz) ainsi qu'avec la charge statique appliquée. L'amortissement visqueux équivalent diminue avec la fréquence d'excitation, mais augmente avec la charge statique. Les essais montrent, à charge équivalente, une diminution de la raideur et de l'amortissement avec l'augmentation de la vitesse de rotation. Les facteurs d'amortissements structurels diminuent avec l'augmentation de la fréquence d'excitation, et augmentent avec la charge statique. Afin de se rapprocher d'une architecture de turbomachine, un banc d'essai existant est adapté à l'utilisation de paliers à feuilles. L'étude du comportement de deux rotors rigides (un léger et un lourd) est menée. Celle-ci s'effectue de deux façons : par l'analyse de spectrogrammes enregistrés suivant deux directions du plan de chaque palier, ou bien en étudiant la réponse synchrone à différents balourds. Une confrontation avec deux modèles théoriques est effectuée, en comparant soit la réponse synchrone au balourd dans chaque palier, soit les spectrogrammes. Les balourds sont comparés avec un modèle de rotor rigide linéaire (analyse en petites perturbations) à 4 degrés de libertés, dans lequel les coefficients dynamiques des paliers obtenus grâce au code Foil sont utilisés. les spectrogrammes montrent des vibrations sous-synchrones, qui sont reproduites dans ce mémoire au moyen d'un modèle simplifié de force dynamique. Les résultats expérimentaux actuels montrent les limites des modélisations des paliers à feuilles existantes. Afin d'améliorer la connaissance et la prédiction de ces composants, il est dorénavant nécessaire d'établir un nouveau modèle dynamique, non linéaire, permettant de prédire les réponses synchrones aux balourds ainsi que la richesse sous-synchrone de la signature dynamique d'un rotor supporté par ces paliers<br>This document deals with the experimental analyses of two types of air lubricated aerodynamic components: foil journal bearings and foil thrust bearings. These components belong to a new generation of bearings, and are well worth integrating in turbomachinery, which performances are at stakes. Indeed they enable to reach very high speeds without any wear in continuous regime and they diminish energy loss compared to oil bearings. This memoir is a contribution to these two elements, which maturity levels are different.A test rig dedicated to the study of foil thrust bearings under both static and dynamic loads is designed. Start-up characteristics show a linear increase of start-up torque with static load, a linear increase of the fluid film torque with both static load and rotation speed, and an increase of lift-off speed with rotation speed. Dynamical tests show a non linear increase of the stiffness with both excitation frequency (between 150 Hz and 750 Hz) and static load. Equivalent viscous damping decreases with excitation frequency, but increase with static load. Loss factor decreases with excitation frequency and increase with static load.An existing test rig was modified to test foil journal bearings, in a close architecture compared to turbomachines. Two rigid rotors (one light and one heavy) supported by two foil journal bearings were studied. Study is made in two different ways: by the analysis of the displacements spectrograms in two perpendicular directions on each bearing, or the study of the synchronous response at different unbalance masses. A comparison between experimental results and two theoretical models is made. Unbalance responses are compared to a linear rigid rotor model with 4 degrees of freedom, in which the dynamic coefficients of the foil journal bearings are obtained thanks to the Foil algorithm. Spectrograms show sub-synchronous vibrations that are computed thanks to a simplified dynamic force model. Experimental results show the limits in the foil journal bearings theoretical models. In order to improve knowledge and prediction of these components, it is now compulsory to establish a new non-linear dynamical model, enabling to predict both the synchronous unbalance responses and the complexity of the sub-synchronous dynamical signature of a rotor maintained by two foil journal bearings

Dans cette thèse, l’étude des interactions entre des particules ultrafines émises par les pots d’échappement et l’écoulement de sillage créé par le véhicule émetteur a été réalisée principalement selon une approche numérique. Une campagne expérimentale a été conduite à des fins de validation. L’objet de la thèse vise à comprendre l’impact des particules issues des pots d’échappement sur l’environnement proche tant du côté piéton que du côté des passagers des véhicules suiveurs. Pour cela, l’écoulement du fluide a été traité avec une approche eulérienne type URANS (Unsteady Reynolds Average Navier-Stokes) combinée à un suivi lagrangien pour les nanoparticules. En effet, cette thèse est conduite en parallèle d’un projet collaboratif financé par l’ADEME (CAPTIHV) dont le but est d’évaluer la qualité de l’air des habitacles des véhicules automobiles, et en particulier de l’infiltration des particules ultrafines issues du trafic environnant. L’étude de la dispersion des particules fines en écoulements turbulents nécessite une analyse fine des structures turbulentes qui s’y développent. Notre étude numérique a donc consisté, en premier lieu, à analyser cette dispersion dans le cas d’un écoulement de sillage classique à l’aval d’un cylindre. Cela nous a permis de caractériser la dynamique d’interactions de nanoparticules solides de carbone avec les structures tourbillonnaires en considérant l’impact de la turbulence et de la diffusion brownienne. Cela a permis d’évaluer l’influence des principaux mécanismes influençant la dispersion. Les résultats de ces simulations nous ont permis de sélectionner les mécanismes/forces importants pouvant influencer la dispersion de telles particules dans le sillage d’un véhicule automobile ; Cela nous a facilité la mise en place et l’analyse des simulations relativement plus complexes de l’aérodynamique du corps d’Ahmed à culot droit en présence des nanoparticules simulant les suies des gaz d’échappement. Les interactions des particules ultrafines avec les structures tourbillonnaires se créant dans le sillage des véhicules ont été évaluées à partir de profils de concentrations et les coefficients de dispersions transversales. La dernière étape a consisté en une campagne d’essais en soufflerie qui nous a permis de caractériser les champs de vitesses moyens et turbulents ainsi que les champs de concentrations particulaires à l’aval du véhicule pour valider les résultats numériques<br>In this thesis, the study of the interactions between ultrafine particles emitted by the exhaust pipes and the wake flow generated by the emitting vehicle was carried out mainly using a numerical approach. An experimental campaign was conducted for validation purpose. The goal of the thesis is to understand the impact of exhaust particles on the surrounding environment on both the pedestrian and the passengers of the following vehicles. For this purpose, the fluid flow was resolved with an Eulerian type URANS model (Unsteady Reynolds Average Navier-Stokes) combined to the Lagrangian approach for the nanoparticles trajectories calculation. This thesis is conducted simultaneously with a collaborative project funded by ADEME (CAPTIHV) whose purpose is to assess the air quality of automotive car cabins, and particulate infiltration from the surrounding traffic in particular of ultrafine particles. The study of the dispersion of fine particles in turbulent flows requires a fine analysis of the turbulent structures that develop in such flows. Our numerical study therefore consisted, first, in analyzing this dispersion in the case of a classic wake flow downstream of a cylinder. This enabled us to characterize the interaction of solid carbon nanoparticles with vortical structures evaluating at the same time the impact of turbulence and Brownian diffusion. This allowed determining the influence of the main mechanisms influencing nanoparticles dispersion. In a second step, we replaced the cylinder configuration by a simplified geometry of a motor vehicle, Ahmed body configuration. Therefore, simulations with and without of particles presence have been conducted and have allowed to highlight the swirls structures and to characterize the particles dispersion through particle concentration profiles and the particles dispersion coefficients. The results of these simulations allowed us determining the important mechanisms / forces that can influence the dispersion of such particles in the wake of a ground vehicle; this facilitated the implementation and analysis of relatively more complex simulations of the aerodynamics of the square back Ahmed body in the presence of nanoparticles simulating soot from the exhaust gases. The interactions of ultrafine particles with vortical structures appearing in the wake of vehicles were evaluated from concentration profiles and transverse dispersion coefficients. The final step was a wind tunnel experimental campaign that allowed us to characterize the average and turbulent velocity fields as well as the particle concentration fields downstream of the vehicle to validate the numerical results

L’exploration des quatre planètes géantes gazeuses, Jupiter, Saturne, Neptune et Uranus, est importante pour comprendre l’évolution de notre système solaire et plus généralement de l’univers. Les sondes entrant dans l’atmosphère des géantes gazeuses ont des vitesses de 20 à 50 km/s, largement supérieures aux vitesses d’entrée atmosphérique sur les autres planètes du système solaire. Il s’agit d’un problème complexe car les conditions d’entrées sont brutales et les vitesses associées dépassent largement les capacités des installations d’essai au sol actuelles. Cette thèse examine la possibilité de simuler expérimentalement les conditions d’entrées proposées pour Uranus et Saturne à 22.3 et 26.9 km/s avec un tube d’expansion à piston libre. D’abord, la possibilité de simuler les conditions directement en recréant la vitesse d’entrée réelle a été étudiée. Il a été trouvé qu’il était possible de simuler l’entrée d’Uranus mais seulement avec de grandes incertitudes. Pour cette raison, il a été proposé d’utiliser une substitution du gaz d’essai établie, dans lequel soit le pourcentage d’hélium dans l’atmosphère H2/He est augmenté, soit l’hélium est remplacé par du néon, un gaz noble plus lourd. Cela permet de simuler uniquement les conditions postchoc des entrées. Théoriquement, il a été constaté que ces substitutions permettaient de simuler l’entrée Uranus ou Saturne, ce qui a été confirmé expérimentalement à l’aide d’hélium. Notant l’intérêt actuel d’envoyer des sondes d’entrée atmosphérique vers ces deux planètes, cette étude a démontré que les capacités expérimentales requises sont disponibles pour la réalisation d’expériences simulées avec les modèles d’essais<br>Exploration of the four gas giant planets, Jupiter, Saturn, Uranus, and Neptune, is important for understanding the evolution of both our solar system and the greater universe. Due to their size, flight into the gas giants involves atmospheric entry velocities between 20 and 50 km/s. This is a complex issue because the entry conditions are harsh but the related velocities are mostly beyond the capabilities of current ground testing facilities. As such, this thesis examines the possibility of experimentally simulating proposed Uranus and Saturn entries at 22.3 and 26.9 km/s in a free piston driven expansion tube, the most powerful type of impulse wind tunnel. Initially, the possibility of simulating the conditions directly by re-creating the true flight velocity was investigated. It was found to be possible to simulate the 22.3 km/s Uranus entry, but not without large uncertainties in the test condition. For this reason, it was proposed to use an established test gas substitition where the percentage of helium in the H2/He atmosphere is increased, or the helium is substituted for the heavier noble gas neon. This allows just the post-shock conditions of the entries to be simulated. Theoretically it was found that these substitutions allowed both Uranus or Saturn entry to be simulated, which was confirmed experimentally using helium. Noting the current interest in sending atmospheric entry probes to both of these planets, this study has demonstrated that the required experimental capabilities are available for performing simulated experiments using test models

Les travaux réalisés au cours de cette thèse portent sur l'étude du phénomène d'impact hydrodynamique et sa modélisation. Une revue bibliographique des modèles pouvant être utilisés pour rendre compte de ce phénomène est proposée. Un modèle, dit modèle de Wagner généralisé, est ensuite développé. Proposé originellement par Zhao et Faltinsen en 1996 pour traiter de l'impact de formes 2D symétriques, il est ici étendu à des formes asymétriques et analysé de manière approfondie. Ce modèle est ensuite utilisé dans une approche couplée, pour rendre compte du comportement élastique de structures simples, se déformant au cours de l'impact. Enfin, les résultats de deux campagnes expérimentales sont présentés. La première campagne porte sur l'étude de l'impact d'une sphère élastique de taille réduite. La seconde traite de l'impact sur l'eau d'un système de flottabilité réel d'hélicoptère. Dans les deux cas, des modèles numériques sont utilisés pour tenter de reproduire au mieux l'évolution de chacun des systèmes.

Une étude expérimentale, reposant sur une collaboration entre l’ECK et l’Aérospatiale, a été menée sur une maquette d’aile bidimensionnelle, à échelle 1/11ème , représentative d’une section de voilure réelle. Le dispositif hypersustentateur est composé d’un bec de bord d’attaque et d’un volet de bord de fuite simple. Le nombre de Mach varie de 0. 15 à 0. 3 et le nombre de Reynolds de 106 à 2. 106. Des mesures de pression acoustique, de pression en paroi, ainsi que du champ de vitesse autour de la maquette, ont été faites pour l’aile en configuration de vol de croisière, de décollage et d’atterrissage. La configuration d’atterrissage est plus bruyante. Le rayonnement des cavités, formés à l’avant et à l’arrière de l’aile par le braquage du bec et du volet, prédomine sur notre domaine d’étude (500 Hz-25,6 kHz) et se caractérise par des fréquences émergentes associées à un bouclage aéroacoustique. Un accrochage entre les deux cavités se produit par rétroaction acoustique. De plus, l’étude met en évidence des interférences entre les rayonnements de la fente et du bord de fuite du volet. Les effets tridimensionnels tendent à estomper les fréquences du bouclage. En revanche, il n’y a aucune modification visible sur l’acoustique par la présence du tourbillon marginal qui se développe sur le bord latéral du demi-volet. Le nombre de Reynolds de notre étude est dix fois plus petit que dans la réalité et un décollement, qui n’existe normalement pas, se produit sur l’extrados du volet. La position du volet est donc corrigée, grâce à des calculs effectués par l’ONERA. Les conditions d’écoulement sont alors plus réalistes, pourtant nous n’entendons toujours pas le tourbillon marginal. Des modèles analytiques, applicables à des géométries simples, ont été testés : le bruit de bord de fuite simple, et d’un bord de fuite avec une fente, selon M. S. Howe, le bruit d’un profil isolé dans un écoulement turbulent, selon R. K. Amiet, le bruit d’un dipôle en présence d’un écran diffractant<br>An experimental study, was conducted at the ECL in collaboration with Aérospatiale, on a two-dimensional 1/11 scale wing model with a leading-edge slat and a trailing-edge flap. The Mach number varies from 0,15 up to 0,3 and the Reynolds numbers are 106 up to 2. 106. Acoustic pressure in far field, pressures on the wall and velocity around the model are measured for the cruise, take-off and landing wing configurations. The landing configuration is the noisiest. The radiation of the cavities formed by the deflection of the slat and the flap, predominates over our frequency range (500 Hz-25,6 kHz) and is characterized by peakds associated with aeroacoustic feed-back. Moreover, the study shows interference between the slot and the flap trailing edge radiation. Three-dimensional effects minimise the feed-back frequencies. In return, there is no modification on the acoustic radiation by the flap side edge vortex. The Reynolds number is 10 time smaller than in real flows, then a flow separation occurs on the flap suction side. The flap position is corrected , owing to ONERA calculations. Flow conditions are more realistic, however the flap side edge vortex radiation is acoustically inefficient. Analytical models, for simple geometries, are tested : trailing-edge noise, and slotted trailing-edge noise, by M. S. Howe ; isolated airfoil noise in turbulent flow, by R. K. Amiet ; and dipole noise with diffracting half plane effect

L'objectif de déterminer l'effet de la densité de bulles sur la loi de traînée, une étude à la fois expérimentale et numérique a été menée. L'utilisation de la vélocimétrie laser Doppler et d'une double sonde optique dans une colonne à bulles a conduit à d'importants résultats sur la vitesse relative des bulles pour une dispersion eau pure/air. Il a notamment été mis en évidence une diminution de cette dernière avec le taux de vide local jusqu'à une valeur de 15 %, puis une augmentation au-delà. Ces évolutions sont le résultat d'une compétition entre différents phénomènes, tels que la gêne stérique, la turbulence et l'aspiration dans les sillages. Basée sur ces conclusions, une corrélation de traînée a été obtenue puis testée dans une approche de Mécanique des Fluides Numérique (MFN). L'intérêt de la corrélation a été démontrée, notamment pour la prédiction des régimes de fonctionnement de la colonne ainsi que pour une bonne description des profils de vitesse moyenne de liquide<br>Both experimental and numerical studies have been performed in aIder to highlight the influence of the bubbles density on the drag law. Important results concerning the relative velocity of bubbles in a swarm have been obtained thanks to laser Doppler velocimetry and optical probe measurements in a pure water / air bubble column. Ln particular, it has been shawn that the relative velocity decreases with the local void fraction up to a critical value of 15 % and increases beyond. These evolutions result from a competition between various phenomena, such as turbulence, hindrance and wake acceleration effects. Based on these conclusions, a drag correlation was obtained and tested in a Computational Fluid Dynamics (CFD) code. The significance of the drag law formulation has been demonstrated, especially for the correct description of the transition between the flow regimes of a bubble column and for the accurate prediction of the liquid velocity profiles measured

La recherche présentée dans cette thèse se concentre sur la conception et l’utilisation d’actionneurs plasma à décharge à barrière diélectrique (DBD) de faible épaisseur et à géométrie complexe afin d’exercer un contrôle d’instabilité sur deux configurations d’écoulement dont la dynamique est régie par des mécanismes d’instabilités primaires et/ou secondaires. Le cas d’une couche limite tridimensionnelle telle que rencontrée sur une aile en flèche est étudié à l’aide de deux stratégies de forçage permettant de manipuler la transition induite par un phénomène d’instabilité stationnaire. Ici, un réseau d’éléments de rugosité discrets (DRE) est installé en amont du forçage par DBD afin de verrouiller l’origine et l’évolution des tourbillons stationnaires transversaux de la couche limite. La première approche de forçage consiste à modifier l’écoulement amont par déformation (UFD). Une seconde approche par modification directe de l’écoulement de base est également introduite (BFM). Un retard de transition est observé indépendamment du forçage réalisé. Cependant, comme les tourbillons transverses sont fortement amplifiés en raison de l’utilisation de DRE, l’action par approche UFD peut conduire à la fois à une atténuation directe des structures fluidiques transverses telle qu’envisagée mais aussi à une action non intentionnelle sur la nature inflectionnelle de l’écoulement de base. La méthode BFM résulte en une interaction directe sur les tourbillons transverses, interactions confirmées par une étude théorique de l’instabilité sous l’effet d’un modèle simplifié d’actionneur DBD. Il s’agit de la première démonstration expérimentale du retard de transition sur une aile en flèche grâce à l’effet d’un actionneur plasma et également à la première preuve de concept expérimentale de la stratégie BFM.Le sillage d’une couche de mélange plane à bord épais et les phénomènes d’instabilité primaire et secondaire responsables pour l’expansion spatio-temporelle du sillage sont également étudiés. Des conditions de forçage fréquentiel puis spatial sont successivement testées et analysées par approche spectrale (décomposition orthogonale spectrale, SPOD) sur des données expérimentales de PIV multi-champs résolues en temps. L’instabilité primaire est excitée par un forçage spatialement homogène pulsé à la fréquence naturellement la plus amplifiée. Ce forçage l’atténue les instabilités aux sous-harmoniques et inhibe l’appariement tourbillonnaires. A l’inverse, le forçage aux sous-harmoniques renforce les phénomènes d’appariement conduisant à un fort taux d’épanouissement de la couche de mélange. Enfin, l’effet d’un forçage modulé spatialement se traduit par un taux d’accroissement variant selon la position transverse et qui traduit à la fois le renforcement et la modulation spatiale des structures à grande échelle. La segmentation du forçage selonl’envergure de la couche de mélange permet toujours de modifier les structures transverses mais en sus, la coalescence des structures longitudinales et transversales est favorisée.Les travaux de recherche réalisés confirment la capacité des actionneurs plasma de type DBD à exercer un forçage modulé à la fois temporellement et spatialement. La large réduction de la puissance électrique consommée dans le cas d’un forçage modulé spatialement permet une amélioration notable de l’efficacité du système de contrôle<br>The research presented in this thesis focuses on the design and use of dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuators with thin and complex geometry electrodes to exert instability control on two flow configurations whose dynamics are governed by primary and/or secondary instability mechanisms.The case of a three-dimensional boundary layer as encountered on a swept wing is studied using two forcing strategies to manipulate the transition induced by a stationary instability phenomenon. Here, an array of discrete roughness elements (DRE) is installed upstream of the DBD forcing in order to lock the origin and evolution of the stationary cross-flow (CF) vortices in the boundary layer. The first forcing approach is upstream flow deformation (UFD). The second approach based on direct modification of the base flow is also introduced (BFM). Independent of the forcing applied, a transition delay is observed. However, as the CF vortices are strongly amplified due to the use of DRE, the action by UFD approach can lead both to a direct attenuation of the CF vortices as envisaged but also to an unintentional action on the inflectional nature of the base flow. The BFM method results in a direct attenuation of the CF velocity component, which is also confirmed by a theoretical study of instability under the effect of the DBD actuator through a simplified model. This is not only the first experimental demonstration of transition delay on a swept wing using plasma actuators, but also the first experimental proof of concept of the BFM strategy.The wake of a plane mixed layer with a thick edge and the primary and secondary instability phenomena responsible for the spatio-temporal expansion of the wake are also studied. Frequency and then spatial forcing conditions are successively tested and analysed by spectral approach (spectral proper orthogonal decomposition, SPOD) on experimental data from multi-field time-resolved particle image velocimetry. The primary instability is excited by a spatially uniform forcing pulsed at the naturally most amplified frequency. It is shown that the mean component of the flow is not modified while the spectral content of the mixing layer is largely affected. This forcing leads, in particular, to the inhibition of the pairing of vortical structures due to the attenuation of sub-harmonic instabilities. Conversely, direct forcing of sub-harmonic instabilities results in a reinforcement of the pairing phenomena, leading to a higher growth rate of the mixing layer. Finally, spatially modulated forcing results in a growth that varies according to the spanwise position, which reflects both the reinforcement and the spatial modulation of large-scale spanwise structures. The modulation of the forcing according to the scale of the mixing layer always allows the modification of the spanwise structures but in addition, the coalescence of the streamwise and spanwise structures is favoured.The research work carried out confirms the ability of DBD plasma actuators to exert a forcing modulated both temporally and spatially. The proposed actuators allow only a partial control of the instability phenomena in the three-dimensional boundary layer while the high receptivity of the initial region of a mixing layer has led to significant results both on the dynamics of spanwise and streamwise coherent structures. Thanks to a large reduction of the electrical power consumed in the case of spatially modulated forcing, the efficiency of the control system is greatly improved

Electroactive Morphing is a multidisciplinary axis, combining aerodynamics, innovative materials and mechatronics. This concept consists in improving the aerodynamic performance by the use of actuators deforming the airfoil of an aircraft in real time. Supported by Airbus, the modeling, design and implementation of a small scale demonstrator is a first step. Based on an A320 wing profile, it is equipped with actuators for hybrid electroactive morphing: large deformations at low speeds by Shape Memory Alloys are associated with the integration at the trailing edge of piezoelectric actuators allowing high operating frequencies at lower amplitude. A second step of the thesis is dedicated to wind tunnel tests. The measurement of forces and the Particle Image Velocimetries allow for the understanding of the flow and turbulence physics. The study of this fluid-structure-actuator coupling presents the effects of the morphism by independent actuation; then the nonlinear coupling of the hybrid actuation. The third step is the transition to a realistic scale of actuators, by designing an "electro-morphed" macro-actuator. An optimization sizing approach is proposed. Based on new actuation technologies, a prototype of such a macro-actuator is then designed to be tested.

Les systèmes barrière thermique sont utilisés pour protéger les aubes des turbines aéronautiques. Ces systèmes multicouches sont composés d'une couche céramique isolante déposée à la surface du superalliage constitutif de l'aube préalablement recouvert d'une couche de liaison qui assure la protection contre l'oxydation. La ruine de ces systèmes qui survient par écaillage de la couche céramique repose sur des mécanismes complexes qui ne sont pas encore complètement connus ni maîtrisés. Cette étude a permis d'améliorer la compréhension de ces mécanismes de dégradation qui affectent l'adhérence des systèmes barrière thermique en service. A cette fin, une approche originale a été développée avec la conception et la mise en œuvre d'un essai permettant d'évaluer quantitativement l'adhérence de systèmes barrière thermique et de suivre son évolution en oxydation cyclique à 11 OO°C. La perte d'adhérence mesurée pour les deux systèmes étudiés, AM1/(Ni,Pt)AI/YPSZ et AM1/NiAI(Zr)/YPSZ, est équivalente. Néanmoins, les dégradations microstructurales critiques identifiées pour les deux systèmes sont différentes: formation de cavités et augmentation significative de la rugosité interfaciale pour AM1/(Ni,Pt)AI/YPSZ; décohésions liées au développement de contraintes élevées hors du plan de l'interface pour AM1/NiAI(Zr)/YPSZ. Finalement, une approche énergétique de l'écaillage des systèmes barrière thermique est proposée. De cette approche découle la définition d'un critère d'écaillage qui donne une estimation de leur durée de vie. La validité de ce critère est discutée dans le cas des deux systèmes étudiés<br>Thermal barrier coating systems are used to protect aeronautical turbine blades. These multilayered systems are constituted of an insulating ceramic top coat deposited on Ni-based superalloy turbine blade with an intermediate oxidation resistant bond coat. The degradation of these systems results from complex phenomena which eventually lead to the ceramic layer spallation. However, the underlying mechanisms are still not weil understood. This study provides a better understanding of the mechanisms leading to the adhesion loss of thermal barrier coating systems in service. An original approach is proposed based on the quantitative monitoring of the practical adhesion evolution of thermal barrier coating during cyclic oxidation at 1100°C by means of a mechanical test adapted to this kind of system. For both systems studied here, AM1/(Ni,Pt)AI/YPSZ and AM1/NiAI(Zr)/YPSZ, the recorded adhesion loss is equivalent. Nevertheless, the critical microstructural degradations are found to be different : formation of interfacial voids and extensive bond coat rumpling in the case of AM1/(Ni,Pt)AI/YPSZ ; decohesions linked with the development of high out-of-plane tensile stress in the case of AM1/NiAI(Zr)/YPSZ. Finally, an energetic approach of thermal barrier coating spallation is proposed. This model enables the definition of a spallation criterion which provides a reasonable prediction of the thermal barrier coating lifetime. The reliability of this criterion is discussed in both studied cases

Le but de la thèse est la modélisation et la simulation d'un système d'essuyage complet ainsi que l'explication de son fonctionnement. Une étude systématique de chaque composant a permis, dans un premier temps, de mettre en évidence et de hièrarchiser les élasticités ayant une influence sur le système, puis d'analyser, dans un second temps, les modes de vibration qui en résultent. Un logiciel basé sur un modèle de la lame issu de la RDM et validé par rapport à un code d'éléments finis non linéaire a été réalisé. Le flambage des bielles droites (désalignées ou non) et coudées a été éxaminé. Cette étude a conduit à une optimisation de leur profil. Un algorithme déterminant les pressions linéiques et les déformations de la vertèbre a été proposé. Une étude bibliographique importante a été constituée sur le frottement entre le caoutchouc et le verre précisant le rôle de la composition des matériaux, du temps, de l'humidité, de la vitesse, de la pression d'appui, du comportement viscoélastique, de la découpe de la lame. . . Une étude bibliographique sur le jeu est réalisée. Elle précise notamment l'importance des modes hautes fréquences et le rôle de l'élasticité<br>Des problèmes de couplage entre un système mécanique complexe et un modèle de jeux ont été mis en évidence. Des formules approchées des forces d'impact ont été données. Le rattrapage des jeux s'est avéré être le facteur prédominant dans les expériences et les simulations. Les principaux phénomènes aérodynamiques intervenant sur le système ainsi que des courbes expérimentales sont exposés. Plusieurs phénomènes sont analysés : différence entre le coefficient de frottement réel et apparent, influence des inerties du moteur et des bras-balais, les deux composantes du poids qui travaillent ensemble ou s'opposent au cours du balayage, Les discontinuités dues au rottementT, l'influence du frottement sur la force d'appui, la torsion des bras qui génère des surangles d'attaque, le changement prématuré du sens des forces

Cette thèse présente une méthodologie de conception et d’évaluation de lois de commande pour projectiles guidés, au moyen d’un prototype placé dans une soufflerie via un support autorisant plusieurs degrés de liberté en rotation. Ce dispositif procure un environnement permettant à la fois de caractériser expérimentalement le comportement de la munition et d’évaluer les performances des lois de commande dans des conditions réalistes, et est mis en œuvre pour l’étude d’autopilotes de tangage et de lacet, à vitesse fixe et à vitesse variable, pour un prototype de projectile empenné piloté par canards. La modélisation d’un tel système aboutit à un modèle non-linéaire dépendant de nombreuses conditions de vol telles que la vitesse et des angles d’incidence. Les méthodes de séquencement de gain basées sur des linéarisations d’un modèle non-linéaire sont couramment employées dans l’industrie pour la commande de ce type de systèmes. A cette fin, le système est représenté au moyen d’une famille de modèles linéaires dont les paramètres sont directement estimés à partir de données recueillies sur le dispositif expérimental. L’observation du comportement à différents points de vol permet de considérer la vitesse de l’air comme unique variable de séquencement. La synthèse des différents contrôleurs est réalisée au moyen d’une méthode H∞ multi-objectifs à ordre et structure fixes, afin de garantir la stabilité et la robustesse du système vis-à-vis d’incertitudes liées à la variation du point de fonctionnement. Ces lois de commande sont alors validées au moyen d’analyses de robustesse, puis par leur implémentation sur le dispositif expérimental. Les résultats obtenus lors d’essais en soufflerie correspondent aux simulations numériques et sont conformes aux spécifications attendues<br>This work presents a novel methodology for flight control law design and evaluation, using a functional prototype installed in a wind tunnel by the means of a support structure allowing multiple rotational degrees of freedom. This setup provides an environment allowing experimental characterization of the munition’s behavior, as well as for flight control law evaluation in realistic conditions. The design and validation of pitch and yaw autopilots for a fin-stabilized, canard-guided projectile is investigated, at fixed and variable airspeeds. Modeling such a system leads to a nonlinear model depending on numerous flight conditions such as the airspeed and incidence angles. Linearization-based gain scheduling techniques are widely employed in the industry for controlling this class of systems. To this end, the system is represented with a family of linear models whose parameters are directly estimated from experimentally collected data. Observation of the projectile’s behavior for different operating points indicates the airspeed can be considered as the only scheduling variable. Controller synthesis is performed using a multi-objective, fixed-order, fixed-structure H∞ technique in order to guarantee the stability and robustness of the closed-loop against operating point uncertainty. The obtained control laws are validated with robustness analysis techniques and are then implemented on the experimental setup, where wind-tunnel tests results correlate with numerical simulations and conform to the design specifications

La thèse a pour but de développer une méthodologie de calcul instationnaire permettant une étude qualitative et quantitative de l’aérodynamique externe d’une automobile. La première partie de l’étude est consacrée au développement de la méthodologie numérique sur les différents corps d’Ahmed à 25°, géométries simplifiées d’une automobile réelle, afin de valider les choix stratégiques de maillages et de méthodes numériques ainsi que s’assurer de la bonne résolution de l’écoulement. Les résultats numériques sont comparés aux données expérimentales obtenues au cours d’essais réalisés à la soufflerie La Ferté Vidame lors de travaux de thèse précédents. A l’issue de ce travail, la méthode hybride Delayed Detached Eddy Simulation Shear-Stress Transport (DDES SST) est sélectionnée pour la suite de l’étude au vu des meilleures performances obtenues (torseur aérodynamique, coefficient de pression, topologie d’écoulement) par rapport aux méthodes Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS), Scale Adaptive Simulation (SAS) et Stress-Blended Eddy Simulation (SBES). La seconde phase de l’étude consiste à adapter la méthodologie précédemment développée sur un véhicule réel, la Peugeot 308 SW. Au préalable, une base de données expérimentales conséquente a été réalisée au sein du Groupement d’Intérêt Economique Souffleries Aéroacoustiques Automobiles (GIE S2A) au cours de ces travaux. La géométrie est tout d’abord simplifiée afin de faciliter la mise en place de la méthodologie numérique : entrées d’air fermées, soubassement lissé, roues remplacées par des carénages. Les résultats obtenus sont encourageants et démontrent globalement la supériorité de la DDES par rapport aux méthodes RANS classiques. La topologie d’écoulement est mieux prédite (soubassement et sillage), même si la prédiction du coefficient de portance reste une difficulté majeure pour ce type de méthode hybride<br>The main goal of this PhD is to develop an unsteady numerical method to study the external aerodynamic flow around real vehicles. The first part of the study focuses on the flow around simplified geometries, such as 25° Ahmed bodies (with sharp and rounded edges on the back of the body), in order to determine the optimal turbulence model, mesh setup and numerical parameters. Computational Fluid Dynamics (CFD) results are compared to experimental data reported in literature conducted in the La Ferté Vidame wind tunnel. Based on this study, Shear-Stress Transport Delayed Detached Eddy Simulation (SST DDES) demonstrates superiority over Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS), Scale Adaptive Simulation (SAS) and Stress Blended Eddy Simulation (SBES) turbulence models, regarding both drag and lift coefficients predictions, and flow topology.Secondly, the numerical procedure is adapted for a real vehicle, the Peugeot 308 SW estate car. A substantial experimental campaign was carried out in the Groupement d’Intérêt Economique Souffleries Aéroacoustiques Automobiles (GIE S2A) wind tunnel to provide data against which the numerical results are compared. Given the geometric complexity of a real vehicle, the car is simplified for this study as follows: the front air inlets are closed, the underbody is smoothed with additional panels and the wheels are replaced by fairings. DDES computations show encouraging results. A significant improvement of the flow topology is obtained with DDES compared to RANS models. However, the prediction of the lift coefficient remains a major difficulty with these hybrid methods

Dans l’évolution actuelle de mini-drones à décollage et atterrissage vertical, configurations convertibles de type “tilt-rotors” et “tilt-body” sont de plus en plus souvent utilisées. Ces configurations se sont avérées être très sensibles à l’effet du vent latéral quand ils sont en vol de transition ou tout simplement en vol à basse vitesse. Pour cette raison, une bonne compréhension du comportement d’un proprotor et de l’interaction proprotor-voilure à incidence est nécessaire pour la conception de ce type de drones. Un modèle à l’échelle du mini-drone MiniREC a été testée à la soufflerie S4 de type Eiffel de l’ISAE pour comprendre le comportement de la charge aérodynamique du proprotor au cours de la transition du vol vertical au vol horizontal. Aussi, pour observer l’effet d’échelle et étudier le type de proprotor utilisé normalement par les MAV, une deuxième expérience pour proprotors à incidence a été réalisée à la soufflerie SaBRE. Un anémomètre à film chaud a été utilisé pour caractériser le sillage de l’hélice. Les résultats expérimentaux ont montré la grande incidence de ces forces sur la stabilité longitudinale du drone à des angles d’incidence élevés. Il a également été montré que l’écoulement généré par un proprotor au incidence est de nature très instable, cequi rend sa modélisation complexe. D’un point de vue numérique, l’étude de l’hélice à l’incidence a été faite en utilisant l’hypothèse de Glauert pour un disque actuateur au incidence. Les résultats analytiques sont comparés avec les résultats expérimentaux obtenus à partir des mesures à film chauden 2D et une simulation CFD d’un disque actuateur au incidence chargé avec une charge moyenne équivalente aux valeurs de poussée expérimentales SaBRE et une simulation URANS CFD de l’hélice complète. En outre, les résultats de l’expérience S4 ont été comparés au modèle de Ribner pour les hélices en lacet et le modèle de Young qui est une modification statistique de l’analyse Ribner. La modification proposée du modèle de Ribner donne de bons résultats pour les rotors seul, même à des angles d’attaque élevés. Toutefois, il a été clairement démontré que son amélioration ou un nouveau modèle sont nécessaires afin de prévoir correctement la poussée et les forces produites par proprotors simples et co-axiaux. Pour cela un méthode quasi-stationnaire du premier ordre basée sur la théorie de la dynamique des éléments pales a été développée. Enfin, un prototype aérodynamique avec une sensibilité réduite au vent latéral a été conçu, construit et testé dans la soufflerie S4. Le test a montré que la première conclusion à propos de la contribution du proprotor à la sensibilité longitudinaletotale des mini-drones était justifiée et que la nouvelle configuration fait un candidat idéal pour lesconceptions futures de mini-drones basculant à décollage et atterrissage vertical<br>In the current development of VTOL mini-UAS and MAVs, configurations like tilt proprotors and tilt-body are being applied more and more often. These types of configurations have shown to be very sensitive to the effect of the lateral wind when they are in transition flight or simply in low speed flight. For this reason a correct understanding of the behavior of a proprotor and the proprotor-wing interaction at incidence is necessary for the design and conception of this type ofUAS. A scaled model of the MiniREC mini-UAS was tested at the ISAE S4 Eiffel type wind tunnel to understand the aerodynamic load behavior of the proprotor during the transition from vertical flight to horizontal flight. Also, to observe the effect of the scale and study the type of proprotor usednormally by MAVs, a second experiment for proprotors at incidence was conducted at the SaBRE wind tunnel. A hot film anemometer was used to characterize the propeller wake. The experimental results showed the great impact of these loads over the longitudinal stability of the drone at highangles of incidence. It was also shown that the nature of the flow for a proprotor at incidence ishighly unsteady which makes its modeling a complex process. From a numerical point of view the study of the propeller at incidence was done using the Glauert’s hypothesis for an actuator disk at incidence. The analytic results are compared with experimental results obtained from the 2D hot film measurements and a CFD simulation of an actuator disk at incidence loaded with a mean load equivalent to experimental SaBRE thrust values and URANS CFD simulation of the full propeller. The results of the S4 experiment were also compared to Ribner’s model for propellers in yaw and the Young’s model which is a statistical modification of Ribner’s analysis. The present modification of Ribner’s model gives good results for single rotors even at high angles of attack. However it wasclearly shown that some improvement or a new model were needed to correctly predict the thrustand the off-axis loads produced by single and coaxial proprotors. For this a first order quasi-steady method based on blade element momentum theory was developed. Finally an aerodynamic prototype(with reduced sensitivity to the lateral wind) was designed on these bases, built and tested in theS4 wind-tunnel. The test showed that the initial conclusion about the contribution of the proprotorto the total longitudinal sensitivity of the mini-UAS were justified and that the new configuration showed a reduced sensitivity to the lateral wind which makes it a perfect candidate for future designs of tilt-body VTOL mini-UAS

Le rendement des compresseurs aéronautiques est amélioré en minimisant le jeu entre les aubes en rotation et le carter qui les entoure, réduisant ainsi les fuites aérodynamiques. Ce jeu réduit occasionne des contacts entre les aubes et le carter ; afin d’assurer leur intégrité mécanique, le carter est revêtu d’un matériau abradable sacrificiel, lequel accommode les incursions d’aube. Les interactions aube – revêtement abradable couplent des phénomènes tribologiques et vibratoires à haute vitesse et à haute température, dont l’étude expérimentale est requise pour le développement de modèles numériques prédictifs. L’objectif de cette thèse est d’identifier expérimentalement la force et les mécanismes d’interaction aube-abradable AlSi-Polyester dans une configuration d’essai représentative du fonctionnement des étages de compresseur basse-pression. Des méthodes couplées expérimentales - analytiques, prenant en compte la dynamique d’aube, ont été développées afin d’accéder à la force d’interaction et à l’incursion aube-abradable. L’influence de la température, de la nuance du matériau abradable et de la raideur d’aube a été étudiée. Les mécanismes d’usure et d’endommagement du revêtement abradable ont été investigués et corrélés aux conditions d’interaction. Ces travaux de thèse ont été réalisés dans le cadre d’une collaboration entre le Laboratoire de Mécanique de Lille, SNECMA Villaroche (groupe SAFRAN) et le centre ONERA de Lille<br>Minimizing the clearance between turbofan blades and the surrounding casing is a key factor to re-ducing leakage flows and consequently improving efficiency. The tight clearance may lead to blade-casing interactions. An abradable coating is deposited on the casing to accommodate blade incursions and thus to protect the blades and the casing from severe damage. Blade/abradable-coating interactions involve tribological and vibratory phenomena at high velocity and temperature. Experimental knowledge of these interactions is paramount to the proper design of abradable materials and the prediction of their lifetimes through numerical simulations. The purpose of this thesis is to identify experimentally the force and the mechanisms occuring during interaction between a vibrating blade and an AlSi-Polyester abradable coating. To this end, experiments were conducted on a dedicated test rig, in conditions representative of low-pressure compressor situation. Specific methods involving dynamical measurements and analytical models have been developed in order to obtain the blade/abradable-coating interacting force as well as the blade tip incursion. The influence of temperature, coating nature and blade stiffness has been studied. The interaction mechanisms and wear of the abradable coating have been investigated and correlated with the interaction conditions. This work was achieved within the framework of cooperation between Laboratoire de Mécanique de Lille (France), SAFRAN-SNECMA (France) and ONERA, the French Aerospace Lab

Afin d'estimer les forces statiques équivalentes du vent, qui produisent les réponses quasi-statiques et dynamiques extrêmes dans les structures soumises au champ de pression instationnaire induit par les effets du vent, une nouvelle méthode probabiliste est proposée. Cette méthode permet de calculer les forces statiques équivalentes du vent pour les structures avec des écoulements aérodynamiques complexes telles que les toitures de stade, pour lesquelles le champ de pression n'est pas gaussien et pour lesquelles la réponse dynamique de la structure ne peut être simplement décrite en utilisant uniquement les premiers modes élastiques (mais nécessitent une bonne représentation des réponses quasi-statiques). Généralement, les mesures en soufflerie du champ de pression instationnaire appliqué à une structure dont la géométrie est complexe ne suffisent pas pour construire une estimation statistiquement convergée des valeurs extrêmes des réponses dynamiques de la structure. Une telle convergence est nécessaire pour l'estimation des forces statiques équivalentes afin de reproduire les réponses dynamiques extrêmes induites par les effets du vent en tenant compte de la non-gaussianité du champ de pression aléatoire instationnaire. Dans ce travail, (1) un générateur de réalisation du champ de pression instationnaire non gaussien est construit en utilisant les réalisations qui sont mesurées dans la soufflerie à couche limite turbulente; ce générateur basé sur une représentation en chaos polynomiaux permet de construire un grand nombre de réalisations indépendantes afin d'obtenir la convergence des statistiques des valeurs extrêmes des réponses dynamiques, (2) un modèle d'ordre réduit avec des termes d'accélération quasi-statique est construit et permet d'accélérer la convergence des réponses dynamiques de la structure en n'utilisant qu'un petit nombre de modes élastiques, (3) une nouvelle méthode probabiliste est proposée pour estimer les forces statiques équivalentes induites par les effets du vent sur des structures complexes décrites par des modèles éléments finis, en préservant le caractère non gaussien et sans introduire le concept d'enveloppes des réponses. L'approche proposée est validée expérimentalement avec une application relativement simple et elle est ensuite appliquée à une structure de toiture de stade pour laquelle des mesures expérimentales de pressions instationnaires ont été effectuées dans la soufflerie à couche limite turbulente<br>In order to estimate the equivalent static wind loads, which produce the extreme quasi-static and dynamical responses of structures submitted to random unsteady pressure field induced by the wind effects, a new probabilistic method is proposed. This method allows for computing the equivalent static wind loads for structures with complex aerodynamic flows such as stadium roofs, for which the pressure field is non-Gaussian, and for which the dynamical response of the structure cannot simply be described by using only the first elastic modes (but require a good representation of the quasi-static responses). Usually, the wind tunnel measurements of the unsteady pressure field applied to a structure with complex geometry are not sufficient for constructing a statistically converged estimation of the extreme values of the dynamical responses. Such a convergence is necessary for the estimation of the equivalent static loads in order to reproduce the extreme dynamical responses induced by the wind effects taking into account the non-Gaussianity of the random unsteady pressure field. In this work, (1) a generator of realizations of the non-Gaussian unsteady pressure field is constructed by using the realizations that are measured in the boundary layer wind tunnel; this generator based on a polynomial chaos representation allows for generating a large number of independent realizations in order to obtain the convergence of the extreme value statistics of the dynamical responses, (2) a reduced-order model with quasi-static acceleration terms is constructed, which allows for accelerating the convergence of the structural dynamical responses by using only a small number of elastic modes of the structure, (3) a novel probabilistic method is proposed for estimating the equivalent static wind loads induced by the wind effects on complex structures that are described by finite element models, preserving the non-Gaussian property and without introducing the concept of responses envelopes. The proposed approach is experimentally validated with a relatively simple application and is then applied to a stadium roof structure for which experimental measurements of unsteady pressures have been performed in boundary layer wind tunnel

La compréhension de la dynamique de la turbulence de paroi a déjà fait l'objet de nombreuses études expérimentales et numériques depuis des décennies. Le principal intérêt pratique de ces études tient au fait que la contrainte de cisaillement pariétale (et donc le frottement) est étroitement liée à la dynamique des structures à la proximité de la paroi. Les techniques expérimentales en mécanique des fluides ont également fait de grands progrès ces dernières années. Ce travail présente le développement d'une méthode expérimentale visant à fournir des mesures 3D-3C de l'écoulement dans la région de très proche paroi, en vue de mesurer la contrainte de cisaillement à la paroi avec une précision améliorée. Dans ce but, une technique originale de Vélocimétrie Holographique par Images de Particules a été mise au point. Les mesures sont effectuées dans un petit volume à proximité de la paroi dans la soufflerie au Laboratoire de Mécanique de Lille. Des mesures détaillées dans un de l'ordre de 1.5mm3 sont rendues possibles grâce l'utilisation d'un objectif de microscope pour l'agrandissement du champ objet. Les particules sont éclairées par le côté, la lumière diffusée a 90o se recombine avec l'onde de référence pour un enregistrement holographique en ligne de type Gabor. Une procédure d'étalonnage a été développée afin de relier l'espace de reconstruction de l'image holographique aux coordonnées dans le volume de mesure. L'analyse des résultats montre que les images de particules sont reconstruites avec une très bonne résolution axiale, ce qui conduit à penser que la configuration est bien adapté à cette type de mesure. Ces résultats montrent également qu'une optimisation et des ajustements sont nécessaires pour d'améliorer les résultats de suivi de particules