Dissertations / Theses: 'Décollement couche limite'

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Foussekis, Dimitri. "Traitement du décollement en régime instationnaire : application aux éoliennes." Aix-Marseille 2, 1990. http://www.theses.fr/1990AIX22080.

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Abstract:

Le travail presente concerne le decollement stationnaire et instationnaire sur profil et plaque plane en mouvement. Il s'applique surtout au phenomene du decrochage dynamique qui apparait pour un rotor d'helicoptere ou d'eoliennes. La partie numerique consiste a la mise au point sur un pc d'un code de calcul par couplage ecoulement potentiel (methode des panneaux) couche limite instationnaires sensibles au modele d'emission tourbillonnaire. Les confrontations avec les experiences montrent que le calcul permet de retrouver le comportement instationnaire de la couche limite d'un profil pour des frequences reduites moderees. La partie experimentale, realisee en tunnel hydrodynamique par visualisations et velocimetrie laser sur des profils en mouvement periodique, a permis de deceler d'une part, l'instabilite de la frontiere libre de la zone decollee stationnaire pour laquelle un modele a ete propose et d'autre part, l'existence d'un second decollement qui caracterise le decrochage dynamique au nombre de reynolds etudie

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Bourgois, Sébastien. "Etude experimentale du décollement sur profils d'aile : analyse et contrôle." Poitiers, 2006. http://www.theses.fr/2006POIT2363.

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Abstract:

Le décollement de la couche limite est un phénomène aérodynamique, généralement indésirable sur un profil d'aile en incidence, qui occasionne une diminution des performances de la voilure. De nombreux auteurs ont montré qu'il est possible d'éliminer ou, le cas échéant, de retarder l'apparition des décollements en implantant des dispositifs de contrôle appelés « actionneurs » sur l'aile. Des actionneurs, de type fluidique, ont été comparativement utilisés sur deux configurations expérimentales : un profil épais symétrique NACA 0015, siège de décollements de type « bord de fuite » et un profil symétrique ONERA D caractérisé par des décollements de type « bord d'attaque ». Placés en proche paroi d’extrados, les actionneurs se présentent sous la forme d’injecteurs discrets ou sous la forme d’une fente de faible épaisseur, le soufflage étant stationnaire ou instationnaire. Nous avons étudié l'influence de différents paramètres (géométrie des actionneurs, fréquence et intensité de l'excitation, …). Il a été possible de mettre en évidence une modification profonde des structures de l'écoulement sous les effets du contrôle qui favorise le processus de recollement de la couche limite et aboutit à une augmentation de la portance et à une réduction considérable de la traînée. Cette étude consacrée à la validation de l'efficacité de différents modes d'action et à la compréhension des mécanismes de recollement est actuellement complétée par une approche instationnaire du contrôle (quantification des temps de réponse caractéristiques des actionneurs et de l'écoulement). Elle constitue la première étape vers la mise en place sur les voilures, à plus long terme, d'un système de contrôle rétroactif
The separation of a boundary layer is generally an undesirable aerodynamic phenomenon over a pitched airfoil due to its adverse effects on the performances of the wing. Many authors have shown that it is possible to suppress or, at least, to delay separation by introducing control devices named “actuators” over the airfoil. Fluidic actuators have been tested on two experimental configurations: a NACA 0015 airfoil where a trailing-edge separation is occurring and an ONERA D, a symmetric airfoil characterized by leading-edge separation. The actuators, which are installed on the upper side of the wing, are composed either by a series of discrete injectors or a thin slot, the blowing being either steady or unsteady. We have studied the influence of different parameters (actuator geometry, excitation frequency and intensity …). We have discovered a significant modification of the flow structures under the effects of control which favour the reattachment process and lead to a lift increase and a considerable decrease in drag. This study is dedicated to the control authority of fluidic actuators in reattaching a separated shear layer. It is the first step towards the implementation of reactive control system. Future works involve the study of the physics of the dynamic process of attachment and separation

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Croci, Kilian. "Étude expérimentale des écoulements multiphasiques dans une couche limite laminaire décollée." Thesis, Paris, ENSAM, 2018. http://www.theses.fr/2018ENAM0052/document.

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Abstract:

La cavitation hydrodynamique, et plus particulièrement la cavitation à poche attachée, peut apparaitre et se développer dans des écoulements turbulents complexes à l’intérieur de décollements de la couche limite laminaire. Ce phénomène s’avère être également sensible aux autres gaz présents dans l’écoulement comme l’air. Pour mieux comprendre l’attachement de poches de cavitation dans des décollements laminaires et l’influence de l’air sur celles-ci, nous proposons d’étudier des écoulements laminaires décollés d’huiles silicones visqueuses, contenant une grande quantité d’air, autour d’une géométrie Venturi lisse. Dans notre étude nous observons l’apparition de plusieurs types de poches, d’air ou de vapeur, qui peuvent s’attacher dans différents décollements de l’écoulement laminaire. Le dégazage joue alors un rôle important à hautes pressions, générant des poches d’air attachées présentant des dynamiques particulièrement intéressantes.À très basses pressions, des poches de cavitations peuvent s’attacher provoquantselon la stabilité de l’écoulement une transition à un régime transitionnel laminaire/turbulent dans leurs sillage. Cette même transition peut également apparaitre de façon intermittente à plus hautes pressions dans le sillage d’une bulle d’air recirculante, caractéristique du dégazage dans les écoulement laminaires décollés. Le régime transitionnel laminaire/turbulent, beaucoup moins sensible au dégazage, est caractérisé par de la cavitation de tourbillons, générés à hautes fréquences, dans le sillage d’un bulbe de décollement laminaire “court” le long de la pente du Venturi. Le bulbe se développe jusqu’à transitionner brutalement en bulbe “long” pour une taille de poche assez élevée, on peut associer ce phénomène à la supercavitation
Hydrodynamic cavitation, more specifically attached cavitation, can emerge et develop in complex turbulent flows within laminar boundary layer separations. This phenomenon might be extremely sensitive to the gaz content in the flow. For an easier understanding of the attachment of cavities into laminar separated flows within the influence of air content, we propose to focus our study on viscous silicon oil laminar separated flows, presenting high gas content, within a smooth Venturi geometry. In this study, the inception of several types of attached cavities, filled with air or oil vapor, can be observed into different laminar flow separations. For high pressures, the degassing phenomenon is dominant in the flow, generating attached cavities filled with air presenting interesting dynamics. For low pressures, attach vapor cavities can emerge inducing, if the flow is unstable, the transition to laminar/turbulent transitioning regime in their wake. This transition can also occurs intermittently at higher pressures in the wake of a recirculating air bubble, characteristic to degassing into laminar separated flows. The laminar/turbulent transitioning regime, less sensitive to degassing, is characterized by vortex cavitation, occurring at high frequencies, at the rear of a “short” laminar separation bubble along the divergent Venturi slope. The “short” laminar separation bubble grows until transitioning to a “long” bubble within an large attached cavity. This transition can be associate to thesupercavitation phenomenon

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Cuvier, Christophe. "Contrôle actif du décollement d'une couche limite turbulente en gradient de pression adverse." Phd thesis, Ecole Centrale de Lille, 2012. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00752207.

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Abstract:

Le contrôle d'écoulement permet d'éliminer le phénomène de décollement de couches limites, très néfaste pour les performances des machines interagissant avec un fluide (avions, voitures, turbomachines ...). Ces travaux s'intéressent plus particulièrement au contrôle actif d'écoulement au moyen de jets continus. Une maquette permettant de manipuler l'équilibre de la couche limite a été conçue et installée dans la soufflerie du Laboratoire de Mécanique de Lille. La première partie du travail a consisté en la caractérisation de l'écoulement autour du modèle à l'aide de visualisations par fils de laine et par enduit gras, de mesures de répartition de pression, de mesures par anémométrie à fils chauds et par PIV. Ceci a permis de définir la configuration du modèle la plus appropriée pour les études de contrôle mais aussi de connaître précisément les caractéristiques de l'écoulement sélectionné. La configuration retenue correspond à un écoulement en gradient de pression adverse suivi d'une séparation sur le volet, un peu comme sur l'extrados d'une aile d'avion. L'utilisation de sondes de frottement associées à des visualisations aux fils de laine ont permis d'étudier et d'optimiser des actionneurs passifs, puis des actionneurs à jets continus. Certaines des configurations actives optimales ont ensuite été caractérisées plus en détail par une mesure par PIV englobant toute la zone de séparation. Il apparaît que les jets continus ne suppriment pas complètement les mécanismes de la séparation mais réduisent leur intensité et les concentrent plus ou moins près de la paroi

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Cuvier, Christophe. "Contrôle actif du décollement d’une couche limite turbulente en gradient de pression adverse." Thesis, Ecole centrale de Lille, 2012. http://www.theses.fr/2012ECLI0015/document.

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Abstract:

Le contrôle d’écoulement permet d’éliminer le phénomène de décollement de couches limites, très néfaste pour les performances des machines interagissant avec un fluide (avions, voitures, turbomachines ...). Ces travaux s’intéressent plus particulièrement au contrôle actif d’écoulement au moyen de jets continus. Une maquette permettant de manipuler l’équilibre de la couche limite a été conçue et installée dans la soufflerie du Laboratoire de Mécanique de Lille. La première partie du travail a consisté en la caractérisation de l’écoulement autour du modèle à l’aide de visualisations par fils de laine et par enduit gras, de mesures de répartition de pression, de mesures par anémométrie à fils chauds et par PIV. Ceci a permis de définir la configuration du modèle la plus appropriée pour les études de contrôle mais aussi de connaître précisément les caractéristiques de l’écoulement sélectionné. La configuration retenue correspond à un écoulement en gradient de pression adverse suivi d’une séparation sur le volet, un peu comme sur l’extrados d’une aile d’avion. L’utilisation de sondes de frottement associées à des visualisations aux fils de laine ont permis d’étudier et d’optimiser des actionneurs passifs, puis des actionneurs à jets continus. Certaines des configurations actives optimales ont ensuite été caractérisées plus en détail par une mesure par PIV englobant toute la zone de séparation. Il apparaît que les jets continus ne suppriment pas complètement les mécanismes de la séparation mais réduisent leur intensité et les concentrent plus ou moins près de la paroi
Flow control allows to suppress boundary layers separation, which largely deteriorates the performances of machineries which interact with fluid (aircraft, cars, turbomachineries, etc.). This study concentrates more particularly on active flow control with continuous jets. A ramp model which allows to manipulate the boundary layer equilibrium was realized and set in Laboratoire de Mécanique de Lille wind tunnel. The first part of the work was to characterize the flow over the model with wool-tufts and oil-film visualisations, pressure distribution, hot-wire anemometry and PIV measurements. The aim was to define a ramp configuration for the flow control study and to know precisely the characteristics of the retained flow. The selected configuration corresponds to an adverse pressure gradient flow followed by a separation on the flap, which mimics the flow on the suction side of a wing. With friction probes coupled with wool-tufts visualisations, passive actuators and active continuous jets were studied and optimised. Finally, some of the optimum active configurations found were characterized in more details with PIV measurements over the entire separated region. It appears that continuous jets do not suppress the separation mechanisms, but only reduce their intensity and squeeze them more or less against the wall

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Bourgois, Sébastien. "Etude expérimentale du décollement sur profils d'aile : analyse et contrôle." Phd thesis, Université de Poitiers, 2006. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00308715.

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Abstract:

Le décollement de la couche limite est un phénomène aérodynamique, généralement indésirable sur un profil d'aile en incidence, qui occasionne une diminution des performances de la voilure.
De nombreux auteurs ont montré qu'il est possible d'éliminer ou, le cas échéant, de retarder l'apparition des décollements en implantant des dispositifs de contrôle appelés « actionneurs » sur l'aile.
Des actionneurs, de type fluidique, ont été comparativement utilisés sur deux configurations expérimentales : un profil épais symétrique NACA 0015, siège de décollements de type « bord de fuite » et un profil symétrique ONERA D caractérisé par des décollements de type « bord d'attaque ». Placés en proche paroi d'extrados, les actionneurs se présentent sous la forme d'injecteurs discrets ou sous la forme d'une fente de faible épaisseur, le soufflage étant stationnaire ou instationnaire.
Nous avons étudié l'influence de différents paramètres (géométrie des actionneurs, fréquence et intensité de l'excitation...). Il a été possible de mettre en évidence une modification profonde des structures de l'écoulement sous les effets du contrôle qui favorise le processus de recollement de la couche limite et aboutit à une augmentation de la portance et à une réduction considérable de la traînée.
Cette étude consacrée à la validation de l'efficacité de différents modes d'action et à la compréhension des mécanismes de recollement est actuellement complétée par une approche instationnaire du contrôle (quantification des temps de réponse caractéristiques des actionneurs et de l'écoulement). Elle constitue la première étape vers la mise en place sur les voilures, à plus long terme, d'un système de contrôle rétroactif.

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Mazin, Cyril. "Calcul de couches limites tridimentionnelles par une technique de caractéristiques." Toulouse, ENSAE, 1991. http://www.theses.fr/1991ESAE0021.

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Abstract:

Une méthode de calcul de couches limites tridimensionnelles se développent autour d'obstacles profiles quelconques a été mise au point. Le domaine d'application de celle-ci va, en laminaire, de l'incompressible au supersonique. En écoulement turbulent, il est limité par la validité du modèle de longueur de mélange utilisé. Le schéma numérique adopte est de type semi-implicite. Les équations de quantité de mouvement et d'énergie sont discrétisées suivant les lignes de courant locales, cela afin de respecter rigoureusement les contraintes liées à la nature parabolique du système d'équations. Contrairement aux méthodes habituelles qui utilisent les coordonnées généralisées, on se sert comme intermédiaire de calcul du plan tangent osculateur en chaque nœud du maillage de surface lie à l'obstacle, évitant ainsi d'imposer une hypothèse de régularité supplémentaire pour les lignes de maillage de données. Il est ainsi possible de limiter, voire de supprimer, la phase de prétraitement des données venant du calcul fluide parfait.

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Atmani, Rachid. "Contribution à l'étude de la couche limite tridimensionnelle et de son décollement autour des corps fuselés." Valenciennes, 1995. https://ged.uphf.fr/nuxeo/site/esupversions/5e9b921c-607f-4c89-9287-62078c863606.

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Abstract:

L’étude de la couche limite tridimensionnelle et de son décollement autour des corps fuselés avec incidence est l'axe principal de cette thèse. Une méthode de calcul aux approximations paramétriques de la couche limite laminaire est présentée, ensuite appliquée sur un ellipsoïde aplati à 6 degrés d'incidence. Les différents paramètres de l'écoulement sont exposés. La ligne de décollement tridimensionnel de la couche limite est calculée, ensuite déduite expérimentalement par la méthode électrochimique. Enfin, les équations de la couche limite turbulente tridimensionnelle écrites dans le repère (s,z,n) sont transformées en un système explicite de trois équations dont l'intégration est effectuée numériquement par une méthode itérative.

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Labergue, Alexandre. "Etude de décharges électriques dans l'air pour le développement d'actionneurs plasmas : application au contrôle du décollement d'écoulements." Poitiers, 2005. http://www.theses.fr/2005POIT2317.

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Abstract:

"L'actionneur " plasma " consiste en une décharge électrique établie dans l'air à pression atmosphérique à la surface d'un isolant. L'apport de quantité de mouvement induit par ces plasmas froids de surface, dû à la migration des ions soumis à la force de Coulomb et appelé "vent ionique", est utilisé ici pour modifier l'état collé ou décollé d'un écoulement. Le travail réalisé est divisé en deux parties. L'objectif de la première partie est de développer l'actionneur afin d'obtenir une décharge stable et homogène à travers deux exemples : la décharge couronne et la décharge à barrière diélectrique (DBD). La décharge couronne est obtenue en appliquant une haute tension, AC ou DC, entre deux fils placés à l'intérieur de rainures dans l'isolant. Le champ électrique moyen est de 8 kV/cm, pour un courant moyen de 1,5 mA/m pour une puissance électrique moyenne de 75 W/cm2. La DBD est obtenue en appliquant une haute tension alternative (plusieurs kV avec une fréquence allant de 100 à quelque kHz) entre deux électrodes placées de part et d'autre de l'isolant. Les mesures de vent ionique ont montré pour ces deux décharges une vitesse de 3 m/s environ à 1 mm au-dessus de la paroi. Dans une seconde partie nous avons testé les performances de l'actionneur pour le contrôle d'écoulements. Des essais préliminaires à faible vitesse (< 2 m/s) ont montré la possibilité de recoller un écoulement et de contrôler les structures crées en aval à l'aide d'une décharge pulsée. A plus haute vitesse ( 30 m/s), nous avons contrôlé l'état collé ou décollé d'un écoulement dans le cas d'une couche de mélange plane et d'un jet à section rectangulaire. Nous avons alors observés des modifications sur les propriétés du développement aval de l'écoulement, comme par exemple l'épaisseur de couche de mélange ou de vectorisation du jet. Par ailleurs, ces derniers travaux semblen"
The plasma actuator consists in an electrical discharge established in air at atmospheric pressure between two electrodes flush mounted on the surface of a test profile. Under Coulombic forces, ions created by this non-thermal plasma drift and induce a fluid motion called “ionic wind”. Here, this electrical process is used to modify the detachment or the reattachment of an airflow. The present report is divided in two parts. The first part is dedicated to the development of the actuator in order to obtain a stable and homogeneous discharge. Two discharges are investigated: a corona discharge and a dielectric barrier discharge (DBD). For the corona discharge, a DC or AC high voltage is applied between two wires placed inside grooves. The means electric field is about 8 kV/cm and the mean current is 1. 5 mA/m for a mean electrical power of 75 W/cm2. The DBD is obtained by applying an alternative high voltage (some kV with frequency of 100 up to some kHz) between two electrodes disposed of each side of the dielectric. Ionic wind measurements showed that for both discharge the velocity is about 3 m/s at 1 mm above the surface of the test profile. In a second part, the effect of the actuator is analysed for airflow control. A preliminary study at low velocity (< 2 m/s) demonstrated the ability of the actuator to reattach a naturally detached airflow and to control eddies created downstream by a pulse discharge. At upper velocities ( 30 m/s), the actuator is used to control the detachment and reattachment in the case of a plane mixing layer and a turbulent jet. Results showed that the control modified the development properties of the downstream airflow as the thickness of the mixing layer or jet deflection in the case of a turbulent jet. More, these lasts experiments seems indicated that the actuator is more efficient to detach an airflow than reattached it when the actuator used is the DBD

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Duquesne, Pierre. "Investigation expérimentale du décollement dans l'aspirateur d'une turbine bulbe." Doctoral thesis, Université Laval, 2015. http://hdl.handle.net/20.500.11794/27058.

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Abstract:

La présente thèse propose une étude expérimentale du décollement dans le diffuseur d’un modèle de turbine hydroélectrique bulbe. Le décollement se produit quand la turbine est opérée à forte charge et il réduit la section effective de récupération du diffuseur. La diminution de la performance du diffuseur à forte charge engendre une baisse brusque de l’efficacité de la turbine et de la puissance extraite. Le modèle réduit de bulbe est fidèle aux machines modernes avec un diffuseur particulièrement divergent. Les performances de la turbine sont mesurées sur une large gamme de points d’opération pour déterminer les conditions les plus intéressantes pour l’étude du décollement et pour étudier la distribution paramétrique de ce phénomène. La pression est mesurée le long de l’aspirateur par des capteurs dynamiques affleurants alors que les champs de vitesse dans la zone de décollement sont mesurés avec une méthode PIV à deux composantes. Les observations à la paroi sont pour leur part faites à l’aide de brins de laine. Pour un débit suffisant, le gradient de pression adverse induit par la géométrie du diffuseur affaiblit suffisamment la couche limite, entraînant ainsi l’éjection de fluide de la paroi le long d’une large enveloppe tridimensionelle. Le décollement instationnaire tridimensionnel se situe dans la même zone du diffuseur indépendamment du point d’opération. L’augmentation du débit provoque à la fois une extension de la zone de décollement et une augmentation de l’occurrence de ses manifestations. La position et la forme du front de décollement fluctue significativement sans périodicité. L’analyse topologique et celle des tourbillons des champs de vitesse instantanés montrent une topologie du front de décollement complexe qui diffère beaucoup d’une réalisation à l’autre. Bien que l’écoulement soit turbulent, les tourbillons associés aux foyers du front sont clairement plus gros et plus intenses que ceux de la turbulence. Cela suggère que le mécanisme d’enroulement menant aux tourbillons du décollement est clairement distinct des mécanismes de la turbulence.
This thesis presents an experimental investigation of flow separation inside the diffuser of a small scale model of a bulb turbine. The flow separation occurs when the turbine is operated at high discharge and it reduces the diffuser effective area. In the case of bulb turbines, the kinetic energy recovered by the diffuser represents an important part of the total net head available for the runner energy extraction. The decrease of the diffuser efficiency leads to a sudden drop in the turbine efficiency and in the power extraction. The small scale model is faithful to modern turbines with a particularly divergent diffuser. The turbine performances are measured in a large range of operating conditions in order to select the most interesting ones and to investigate the parametric range of the phenomena. The pressure is measured along the diffuser by flush mounted dynamic sensors while the velocity fields inside the separation zone are obtained by a two-component PIV method. Separation observations on the wall are done using tufts. For a sufficient flow rate, the adverse pressure gradient induced by the diffuser geometry sufficiently weakens the boundary layer, thus leading to fluid ejection from the wall along a large three-dimensional envelope. The three-dimensional unsteady flow separation zone is located in the same area independently of the operating points. The flow rate increase leads to a wider separation zone occurring more frequently. The separation front fluctuates significantly both in location and in shape with no periodicity. Topological and vortex analyses on instantaneous velocity fields show a complex separation front topology which differs greatly from one realisation to another. Despite the highly turbulent flow, the separation front vortices are definitely bigger and more intense than turbulent vortices. It suggests that the roll-up mechanisms leading to separation surface vortices appear to be distinct from those of turbulent vortices.

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Pascazio, Michel. "Contribution expérimentale et numérique à l'étude de la couche limite se développant sur un profil d'aile en oscillation : phénomènes de transition et de décollement en écoulement instationnaire." Aix-Marseille 2, 1995. http://www.theses.fr/1995AIX22106.

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Abstract:

Cette these s'inscrit dans le cadre des etudes concernant la couche limite en ecoulement instationnaire bidimensionnel. Les travaux menes sous le double aspect experimental et numerique, visent a caracteriser le comportement de la couche limite developpee sur un profil d'aile naca0012 oscillant en mouvement de tamis ou de tangage. Les experiences reposent sur une technique originale de velocimetrie laser a fibre optique embarquee developpee dans le laboratoire asi, permettant d'effectuer les mesures de vitesse dans le repere du modele en mouvement. En parallele, une modelisation numerique de l'ecoulement instationnaire autour du profil d'aile a ete developpee sur la base d'une methode de couplage potentiel/couche limite. L'etude experimentale s'est tout d'abord attachee a caracteriser la transition de la couche limite en ecoulement instationnaire sur le profil d'aile. Un critere de transition precedemment etabli sur plaque plane a ete teste et valide sur le profil d'aile en oscillation de tamis et de tangage, montrant ainsi sa possible generalisation a d'autres geometries de profil. Le decollement/recollement cyclique de la couche limite instationnaire, intimement lie a la notion de decrochage dynamique du profil d'aile, a egalement fait l'objet d'une etude relativement complete n'ayant pas d'equivalent, a ce jour, dans la litterature scientifique. Il a ete montre que la structure de l'ecoulement decolle est differente de celle observee en ecoulement non decolle avec en particulier des taux de turbulence beaucoup plus importants. Le critere de decollement de sandborn & kline a ete teste, et s'est avere capable de detecter le decollement sur le profil d'aile en configurations stationnaire et instationnaire. Sur le plan numerique, un code de calcul couplage fluide parfait/couche limite a ete developpe. Il utilise, pour la partie fluide parfait la methode des singularites, et pour la partie couche limite, la methode des differences finies avec un schema temporel. Une modelisation satisfaisante de l'ecoulement non decolle autour du profil d'aile en oscillation de tangage a ainsi ete obtenue, en particulier en ce qui concerne les phenomenes de transition

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Bouaouina, Lalouani. "Etude du décollement et du contrôle de la couche limite laminaire tridimensionnelle autour d’un corps fuselé en incidence." Valenciennes, 2000. https://ged.uphf.fr/nuxeo/site/esupversions/cc6b2971-4ebd-43a3-8247-edf3b89c467a.

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Abstract:

L'un des problèmes cruciaux pour l'amélioration du rendement des dispositifs aérohydrodynamiques est intimement lié au phénomène de décollement tridimensionnel ainsi que de son contrôle qui reste à nos jours-ci le sujet préféré de la plupart des chercheurs en mécanique des fluides. Plusieurs études ont été menées dans ce sens. Celles-ci ont abouti à des résultats plus au moins déférents du point de vue des méthodes de modélisation et de compréhension du phénomène lui-même. Dans le même sens ce travail a pour but l'étude du décollement tridimensionnel et du contrôle de la couche limite laminaire tridimensionnelle autour d'un corps fuselé en incidence. La première partie est réservée à une étude bibliographique ou on traite les différentes études faites dans le domaine du calcul est du contrôle de la couche limite tridimensionnelle. La deuxième partie traite le calcul de l'écoulement à potentiel ou on met en évidence deux paramètres d'influence (l'aplatissement et l'incidence). Dans la partie suivante, en choisissant les équations de Prandtl on a pu appliquer une méthode dite développement en séries dans le sens de Loitsianski qui a pour but d'universaliser les équations de la couche limite en transformant ainsi les équations à dérivées partielles en un système d'équations différentielles ordinaires ; une fois ce système résolu, les résultats seront tabulés une fois pour toute. Le chapitre qui suit est réservé à l'application de la méthode déjà citée sur un ellipsoïde de rapport d'axe 1 : 6 et pour un écoulement laminaire stationnaire avec une vitesse à l'infini amont égale à 1 m/s. On a traité dans le chapitre qui suit le contrôle de l'écoulement déjà cité par deux procédées : l'aspiration (l'injection) ou bien le champ magnétique. Et pour valider notre calcul à propos de la ligne de décollement, on a utilisé deux méthodes expérimentales : la vélocimétrie laser est la méthode polarografique à l'aide des sondes doubles électrochimiques. Et on achève ce travail par une conclusion générale qui met en évidence tous les points essentiels de notre rapport.

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Sharifi, Tashnizi Ebrahim. "Contribution à l'étude de la couche limite turbulente et de son décollement dans les diffuseurs plan et à symétrie de révolution." Valenciennes, 2000. https://ged.uphf.fr/nuxeo/site/esupversions/452fe014-da49-425a-85c0-c44ce149ed5a.

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Abstract:

Le travail présenté dans ce mémoire consiste en l'étude de la couche limite turbulente dans des diffuseurs plan et à symétrie de révolution dans l'hypothèse d'un fluide incompressible. On propose une méthode approchée de traiter la couche limite turbulente d'un écoulement plan et à symétrie de révolution. Elle est basée sur une variante de la théorie phénoménologique semi-empirique développée récemment dans le cas plan analogue. Les résultats obtenus, en appliquant cette méthode simple à une seule couche, sont satisfaisants. Une procédure de calcul efficace et rapide a ensuite été développée afin d'étudier la couche limite turbulente asymétrique dans les diffuseurs plans en régime transitoire. Les singularités qui peuvent se produire dans le calcul ont été analysées et supprimées grâce à un algorithme combinant la méthode de Stanford et la méthode approchée. Cette procédure de calcul permet de considérer deux couches limites distinctes asymétrique et de déterminer le point de décollement. Une analyse comparative avec certains résultats expérimentaux, a permis d'établir les domaines d'applicabilité et validité de ces deux méthodes dans le cas des diffuseurs plans et à symétrie de révolution.

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Allain, Christine. "Contribution à l'étude expérimentale de la couche limite soumise à une instationnarité forcée : Application aux phénomènes de transition et de décollement en écoulement instationnaire 2D/3D/." Aix-Marseille 2, 1999. http://www.theses.fr/1999AIX22090.

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Fadla, Fawzi. "Caractérisation expérimentale de la dynamique du décollement de couche limite induit par un gradient de pression adverse et un effet de courbure." Thesis, Valenciennes, 2014. http://www.theses.fr/2014VALE0022/document.

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Abstract:

Ces travaux de recherche portent sur la caractérisation des phénomènes instationnaires associés aux écoulements décollés induits à la fois par un gradient de pression adverse et un effet de courbure. Ce type de décollement est très couramment rencontré, en particulier dans le secteur des transports. Cette étude repose sur une approche purement expérimentale réalisée en canal hydrodynamique à l’aide de techniques de mesure non intrusives permettant de ne pas dénaturer la dynamique très sensible du phénomène de décollement de couche limite. Le décollement est, dans notre cas de figure, provoqué par un obstacle 2dne présentant pas de rupture de pente. Le régime d’écoulement étudié est principalement turbulent et la gamme des nombres de Kármán analysée s’étale de 60 à 730. L’objectif principal de cette étude est d’évaluer les effets Reynolds sur l’étendue et l’existence même du phénomène de décollement de couche limite, mais également sur la dynamique des instabilités, identifiées à plus bas régime dans la littérature. Les mesures effectuées dans le cadre de ces travaux ont tout d’abord permis de constituer une base de donnéesexpérimentale étoffée, et d’établir que le décollement de couche limite ainsi que les instabilités induites par celui-ci, identifiées en régime laminaire, persistent à plus haut nombre de Kármán. Les fréquences associées aux instabilités ont également été identifiées ainsi que les paramètres caractéristiques pilotant leur dynamique. La dynamique spatio-temporelle de ces instabilités et en particulier celle du phénomène debattement du bulbe décollé a été détaillée notamment par le biais d’une analyse stochastique. Finalement, la répartition relativement étendue des grandes échelles tourbillonnaires associées aux mécanismes instables (soulignée notamment par leur émergence spectrale large bande) a également été mise en évidence, ainsi que certains phénomènes dynamiques secondaires. L’ensemble de ces résultats et en particulier l’identification des paramètres clés pilotant la dynamique du décollement de la couche limite s’avèreront très utiles en vue de concevoir par la suite des modèles simplifiés reproduisant le plus fidèlement possible la dynamique des décollements afin de mieux pouvoir les contrôler
These investigations concern the characterization of unsteady phenomena associated to the boundary layer separation induced by both an adverse pressure gradient and a curvature effects. This kind of separation is very usual, particularly in the transport field. This study, essentially based on an experimental approach, is carried out in an hydrodynamic channel using non intrusive measurement techniques. They respect the very sensitive dynamics of the boundary layer separation phenomenon. The separation is, in our case, induced by a 2d obstacle without sharp corner. The studied flow regime is mainly turbulentand the analyzed Kármán number ranges from 60 to 730. The main aim of this study is to estimate the Reynolds number effects on the boundary layer separation length and even on the existence of such phenomenon, but also on the instabilities dynamics, identified in the literature especially for laminar flow regime. The measurements made within the framework of these works allowed, first to built a large experimental database, and secondly to establish that the boundary layer separation and also the associate instabilities, identified for laminar flow, persist even for higher Kármán number. The frequencies associated to the instabilities phenomena have been also identified as well as the characteristic parameters driving their dynamics. The instabilities space-time dynamic, in particular those of the flapping phenomenon were detailed using stochastic analysis. Finally, the large scales distribution associated with the unstable mechanisms (underlined by their spectral broadband frequency range) were also highlighted, as well asothers secondary dynamic phenomena. All these results, especially the identification of the key parameters driving the boundary layer separation, will turn out very useful to design afterward simplified models reproducing as faithfully as possible the separation dynamics and to be able to control them better

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Minot, Alexandre. "Modélisation de la transition laminaire-turbulent par rugosité et bulbe de décollement laminaire sur les aubes de turbomachines." Thesis, Toulouse, ISAE, 2016. http://www.theses.fr/2016ESAE0007/document.

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Abstract:

L’objectif de cette thèse est de faire progresser la modélisation de la transition de couche limite sur des aubes de turbines basse-pression fortement chargées. Cette modélisation repose sur l’utilisation du modèle de transition de Menter et Langtry utilisé pour des calculs RANS dans le code elsA. Une fois les limitations du modèle de transition clairement identifiées par une étude sur la mise en données des calculs, nous avons entrepris de modifier ce dernier. Pour cela, un processus d’optimisation a été développé afin de permettre la recalibration des fonctions de corrélation internes au modèle de transition. Cette nouvelle version du modèle nous permet d’obtenir des gains sur la modélisation d’environ 20 % sur les cas T106C du VKI en capturant mieux la transition au sein du bulbe de décollement. Ces précédents calculs correspondent à des cas idéaux, où l’on peut considérer les surfaces comme étant lisses. Cependant, nous avons aussi un besoin de se rapprocher de surfaces plus réalistes pour lesquelles les rugosités peuvent avoir un impact sur l’écoule- ment. En effet, les rugosités de surface peuvent notamment avoir un effet sur la transition. En particulier, si les rugosités entraînent le déclenchement de la transition en amont du point de décollement laminaire théorique en surface lisse, ce décollement sera supprimé. Vu nos efforts pour améliorer la prévision de la transition par bulbe de décollement par le modèle γ-Rθt, il parait intéressant que celui-ci puisse prendre en compte l’état des surfaces. Pour cela, nous avons implanté une méthode de prévision de la transition sur surfaces rugueuses développée par Stripf et al. au sein du modèle γ-Rθt. Enfin, l’utilisation du modèle de transition γ-Rθt a été étendue au modèle de turbulence k-l de Smith
The goal of this thesis is to enhance laminar-turbulent transition modeling on high-lift low- pressure turbine blades. The presented transition modeling method relies on the Menter and Langtry transition model used in a RANS framework in the elsA solver. Once the model’s limits were clearly identified through a parametric study, we moved on to modification of the model. To do so, an optimization method was developed that allows recalibration of the model’s inner correlation functions. This new version of the model allows us to obtain modeling gains of about 20% on the VKI T106C cases through better capture of the separation-induced transition process. These previous computations correspond to ideal cases, for which surfaces may be considered as being smooth. However, we also have the need to consider more realistic surfaces for which roughness may influence the flow. Indeed, among those effects, is the potential influence of surface roughness on transition. In particular, if surface roughness induces transition up-stream of the smooth separation point, the separation bubble will be suppressed. Considering our efforts on modeling separation-induced transition with the γ-Rθt model, it seemed natural to add roughness-induced transition modeling capacities to it. To do so, we implemented in the γ-Rθt model a method developed by Stripf et al. to take into account surface roughness. Finally, the use of the γ-Rθt transition model was extended to the k-l of Smith tur- bulence model. Indeed, this turbulence model is widely used in turbomachinery. In order that our works on transition modeling over turbine blades be more widely usable, we have completed this thesis by proposing an evolution of the transition model so that it may be used alongside the k-l model

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HADDAD, Christian. "Instationnarités, mouvements d'onde de choc et tourbillons à grandes échelles dans une interaction onde de choc / couche limite avec décollement." Phd thesis, Université de Provence - Aix-Marseille I, 2005. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00008394.

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Abstract:

Une étude expérimentale a été effectuée sur une configuration d'interaction à Mach 2.3 entre un choc incident et une couche limite turbulente (réflexion de choc oblique sur paroi plane) engendrant un décollement suivi d'un recollement, en vue de comprendre les phénomènes physiques mis en jeu dans ce type d'interaction : apparition et entretien de basses fréquences. Pour cela, l'organisation spatiale et temporelle de cet écoulement a été examinée pour différents angles de déflexion du générateur de choc (de 7 à 9.5°). Les données en paroi ou en champ en un ou plusieurs points proviennent de mesures effectuées à l'aide de capteurs de pression ou par anémométrie à fil chaud. L'analyse de ces données a permis de caractériser les différentes zones : le choc réfléchi instationnaire est animé d'un mouvement basse fréquence, avec des longueurs d'excursion variant d'une à deux fois l'épaisseur de couche limite initiale, cette longueur s'atténuant à l'extérieur de la couche. La construction d'une fréquence adimensionnelle associée aux oscillations basses fréquences du choc réfléchi (nombre de Strouhal) a permis de regrouper l'ensemble des résultats ainsi que ceux obtenus dans la littérature pour d'autres configurations d'interaction. Le décollement présente de grandes similitudes avec les décollements subsoniques, avec toutefois certaines spécificités propres à la compressibilité de notre écoulement. L'étude des connexions entre le choc réfléchi instationnaire et le décollement ont permis de revisiter les mécanismes proposés dans des configurations d'interaction différentes qui expliquent la nature de ces liaisons. Par ailleurs, l'organisation transversale du décollement a été explorée à l'aide de mesures effectuées par Vélocimétrie par Images de Particules (PIV) et a mis en évidence, pour les décollements les plus intenses, deux tourbillons contra-rotatifs de type trombe se développant au cœur de la zone de recirculation et dont les fréquences de rotation moyennes déterminées en paroi sont voisines de celles du choc réfléchi.

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Haddad, Christian. "Instationnarités, mouvements d'onde de choc et tourbillons à grandes échelles dans une interaction onde de choc / couche limite avec décollement." Aix-Marseille 1, 2005. http://www.theses.fr/2005AIX11003.

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Abstract:

Une étude expérimentale effectuée à Mach 2. 3 dans une interaction choc oblique-couche limite turbulente avec décollement pour plusieurs angles de déflexion de l'écoulement a permis de caractériser différentes régions en termes d'échelles de temps et d'espace : le choc réfléchi instationnaire oscillant à basse fréquence sur des longueurs d'excursion variant en paroi d'une à deux fois l'épaisseur de couche limite et une fréquence adimensionnelle associée regroupant les résultats et ceux obtenus dans d'autres configurations d'interaction. Le décollement présente de fortes similitudes avec les décollements subsoniques, avec certaines spécificités de compressibilité. L'étude des connexions entre le choc instationnaire et le décollement a permis de revisiter les mécanismes proposés dans la littérature. L'organisation transversale du décollement a révélé à l'aide de mesures PIV, deux tourbillons trombe contra-rotatifs aux fréquences de rotation voisines de celles caractérisant le choc réfléchi.

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Alshaqarin, Tamer. "Contrôle actif en boucle fermée pour le recollement d'une couche limite turbulente épaisse." Thesis, Lille 1, 2011. http://www.theses.fr/2011LIL10038/document.

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Abstract:

Cette étude concerne l'étude d'actionneurs à jets pulsés pour le contrôle de décollements sur une rampe. Des expériences de contrôle en boucle ouverte puis en boucle fermée ont été effectuées avec succès pour réattacher une couche limite turbulente épaisse . Ces tests ont été effectués dans la soufflerie de couches limites du LML (caractérisée par Carlier & Stanislas [2005]), celle-ci ayant la particularité d'avoir une couche limite dillatée permettant d'obtenir des nombre de Reynolds et des temps caractéristiques long. Différents nombre de Reynolds différent basés sur l'épaisseur de quantité de mouvement ont été testés gamme: (Re=75000-12600).Les tests de contrôle en boucle ouverte ont été menées dans la soufflerie pour sélectionner une entrée / sortie adaptée au problème de contrôle, pour identifier les échelles de temps du processus de décollement/réattachement, pour les modéliser, pour choisir les fréquence optimale et pour finalement les utilisées en contrôle en boucle fermée. Ensuite, des contrôleurs simples (Proportionnelle Intégrale (PI) et Régulateur Linéaire Quadratique (RLQ)) ont été implémentés en œuvre expérimentalement en boucle fermée et comparés à des simulations. La réactivité du contrôle, à vitesse de l'écoulement constante, est améliorée par rapport aux résultats en boucle ouverte. La robustesse des contrôleurs a été testée avec des variations de la vitesse de l'écoulement. Ces tests ont mit en évidence la nécessité de contrôleurs plus complexes. Dans cette optique, des contrôleurs robustes H∞, basés sur le modèle linéaire du premier ordre extrait des expériences en boucle ouverte, ont été conçu et simulés. Un modèle Linéaire à Paramètres Variables (LPV) a été proposé. Celui-ci tient compte des variations de la vitesse de l'écoulement. Finalement, un contrôleur robuste H∞ LPV a été proposé pour de future implémentations expérimentales, qui donne de bon résultats en dépit des variations de la vitesse de l'écoulement dans la gamme étudiée
The current study deals with the employment of the pulsed jet actuators for flow separation over a ramp. Open and closed-loop control experiments were successfully performed to reattach a thick turbulent boundary layer, thanks to large scales of the facility (LML wind tunnel) characterized byCarlier and Stanislas [2005]. They were performed at three Reynolds numbers based on the momentum thickness of the turbulent boundary layer, varying from Re =7500 to 12600.Open-loop control were conducted in wind tunnel experiments to select an adequate input/output for the control problem, identify the time scales of the separation/attachment process, model the separated ow system under actuation, study the inuence of the actuation frequency and extractthe optimal frequencies in the range of study to be used in closed-loop control. Then, simple controllers (Proportional-Integral and Linear Quadratic Regulator) were experimentally implemented in closed-loop congurations and compared to simulations. The control reactivity at constant free stream velocity is improved compared to open-loop results. The robustness of thecontrollers is tested under variations of the free stream velocity, which highlights the need for more complex controllers.Robust H∞ controllers based on rst order model extracted in open-loop experiments, were designed and simulated. Linear Parameter Varying (LPV) model is proposed that takes into account free stream velocity variations. Then, a robust H∞ LPV controller is proposed, that performs well in spiteof free stream velocity variations in all the operating range

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Nakano, Tamon. "Étude numérique de l’interaction choc/couche limite en géométrie de révolution." Thesis, Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique, 2018. http://www.theses.fr/2018ESMA0013/document.

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Abstract:

Les phénomènes d’interactions choc/couche limite sont dimensionnants pour de nombreuses applications des domaines de l’aéronautique et du spatial. Ils peuvent être associés à la formation de décollements instationnaires à basse fréquence qui n’ont été étudiés jusqu’à présent qu’en géométrie plane. La présente étude vise à caractériser ce type d’interaction en configuration cylindrique. Un outil de simulation numérique directe,basé sur l’extension de schémas hybrides aux différences finies de haute précision (centrés optimisés6/WENO 5) en géométrie curviligne, a été développé et validé à travers divers cas test standards. Une première partie de l’étude se focalise sur l’influence d’un effet de courbure transverse sur le développement des propriétés d’une couche limite supersonique à Mach 3. Il est montré que l’augmentation de la courbure relative de la couche limite tend à réduire l’énergie de fluctuation à basse fréquence près de la paroi, tout en renforçant les perturbations à hautes fréquences dans la zone externe de la couche limite. En comparaison avec le cas plan, la courbure transverse induit une ré-organisation notable des structures de la couche limite et un comportement différent des invariants d’anisotropie des contraintes, mais ne conduit qu’à une légère modification des distributions de contraintes et de l’équilibre global d’énergie cinétique turbulente. Une seconde partie de l’étude se concentre sur la zone d’interaction avec une rampe de compression et le mouvement instationnaire du choc en géométrie de révolution complète. La déformation azimutale du choc est caractérisée dans son mouvement. Elle apparaît essentiellement associée à la fluctuation de la ligne de décollement et l’organisation des structures tourbillonnaires amont. Il est montré que l’énergie des modes azimutaux de pression pariétale fluctuante est plus amplifiée pour les modes d’ordre plus élevé. La contribution à l’effort latéral associé au mode 1 apparaît plus particulièrement marquée à basses fréquences dans la zone amont au point de décollement et à moyennes fréquences en aval de la zone de recollement sur la rampe où les niveaux les plus élevés de fluctuations sont observés. Il est montré que les fluctuations à basses fréquences sont en revanche portées par des modes azimutaux d’ordre de plus en plus élevé à travers la zone d’interaction
Shock wave/boundary layer interactions (SWBLI) are present in various aerospace engineering applications.They can be associated with separated regions yielding low-frequency unsteadiness, which have mainly been studied in planar geometries. The present study aims at characterizing this type of interaction in a cylindrical configuration. A direct numerical simulation solver has been developed and validated with various test cases. It is based on a high-order finite difference based hybrid schemes (6th order centered scheme/5thorder WENO), extended to curvilinear geometries. Transverse curvature effects on properties of spatially developing supersonic boundary layer at Mach 3 are first examined. It is shown that the increase of the relative curvature of the boundary layer tends to reduce the fluctuation energy at lower frequencies near the wall, while reinforcing the perturbations at higher frequencies in the upper zone of the boundary layer.In comparison with the planar case, the transverse curvature leads to a significant re-organization of the boundary layer structures and a subsequent modified behavior of the invariants of anisotropy turbulent stress tensor. It however only leads to slightly modified distributions of Reynolds stress and a rather similar overall balance of turbulent kinetic energy through the boundary layer. The second part of this study is dedicated to the unsteady motions of the shock/separation zone in a cylinder/compression flare configuration for which the full cylindrical geometry is taken into account. The shock distortions in the azimutal direction appears to be mainly associated to the organization of the upstream vortex structures and the subsequent azimutal fluctuations of the separation line. It is shown that the energy of the fluctuating wall pressure is more amplified for higher order azimutal modes. The contributions to lateral forces, associated to the first mode, are dominated by low-frequencies only upstream of the separation line in the intermittent region. They become more dominant in the middle frequency range downstream of the reattachment zone on the ramp. It is also shown that the low-frequency activity at the wall is progressively due to higher order azimuthal modes through the interaction zone

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Yousfi, Nabil. "Contribution à l'optimisation aérodynamique des formes des véhicules de tourisme et utilitaires à l'aide des critères d'angles privilégiés entre arêtes." Valenciennes, 2000. https://ged.uphf.fr/nuxeo/site/esupversions/d3a343b6-be81-4c58-a9bf-d13019371942.

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Abstract:

De nos jours, les véhicules terrestres doivent répondre parfaitement aux attentes de l'utilisateur, qui devient de plus en plus exigeant, obligeant ainsi les constructeurs à entamer une rude concurrence dans le domaine de l'aérodynamique. En effet, les gains en performances dynamique et aérodynamique se réduisent très sensiblement depuis quelques années. Le champ d'écoulement autour de ces véhicules est très complexe, caractérisé par une tridimensionnalité : le décollement, le plaquage et la génération de vortex. Nous présentons une étude concernant l'optimisation aérodynamique des formes de véhicules terrestres. L’originalité de notre travail consiste à introduire les angles privilégiés dans la conception des maquettes représentant les véhicules de tourisme et industriels. Nous avons mis en place un dispositif de mesure de coefficient de pénétration dans l'air (c x), de coefficient de pression locale (c p) et de visualisation de l'écoulement autour des maquettes. Les résultats obtenus à partir des expériences effectuées sur les différentes maquettes réalisées ont confirmé l'importance des angles privilégiés associés aux bombements des surfaces planes dans la conception des formes de carrosseries. Un choix judicieux de ces angles entre arêtes a permis d'obtenir à travers la visualisation, un écoulement exempt de décollement et un sillage stable confirmant ainsi les bons résultats obtenus par les mesures de c x et de c p.

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Jolibois, Jérôme. "Etude et développement d'un actionneur plasma à décharge à barrière diélectrique : application au contrôle d'écoulement sur profil d'aile." Poitiers, 2008. http://theses.edel.univ-poitiers.fr/theses/2008/Jolibois-Jerome/2008-Jolibois-Jerome-These.pdf.

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Abstract:

La Décharge à Barrière Diélectrique (DBD) employée ici consiste en une décharge électrique établie dans l’air à pression atmosphérique à la surface d’un isolant. Cette décharge ionise l’air ambiant environnant, et les espèces chargées générées soumises à la force de Coulomb induisent, par transfert de quantité de mouvement, un écoulement appelé vent électrique. Récemment, la capacité de ce type de dispositif à contrôler un écoulement subsonique autour de profils aérodynamiques a été mise en évidence. La DBD employée dans ce sens est appelée actionneur plasma. Ces actionneurs peuvent modifier les écoulements de couche limite en proche paroi par l’intermédiaire du vent électrique. Le but de la thèse est d’améliorer les performances aérodynamiques d’une aile, soit en augmentant sa portance, soit en réduisant sa traînée ou bien encore en retardant le décrochage du profil. Le travail réalisé se divise en deux grandes parties. La première partie a consisté à développer puis optimiser une décharge à barrière diélectrique afin de mieux comprendre son fonctionnement. Pour cela, une étude paramétrique a été effectuée, en faisant varier les grandeurs électriques, physiques et géométriques. Des mesures électriques et mécaniques ont été réalisées, puis des grandeurs électromécaniques comme le rendement par exemple ont été estimées et comparées. Ces différentes études ont permis de définir un ensemble de paramètres permettant d’obtenir une DBD optimum en termes de génération de vent électrique et de fiabilité. La seconde partie a consisté à intégrer l’actionneur plasma optimisé sur un profil symétrique NACA 0015, et de tester son efficacité dans un écoulement d’air allant jusqu’à 40 m/s. Pour cela, des mesures Particle Image Velocimetry (PIV) de l’écoulement autour du profil et des pesées aérodynamiques ont été réalisées sans, puis avec contrôle. L’influence de différents paramètres (fréquence et intensité de l’excitation, mode en fonctionnement) a été étudiée. Il a été mis en évidence une modification de l’écoulement sous les effets du contrôle qui favorise soit le processus de recollement de la couche limite ou soit le décollement. L’efficacité des actions continue et instationnaire de l’actionneur a été comparée. Modulée par une fréquence adimensionnelle F+, le mode instationnaire présente des résultats équivalent voire supérieur au mode continu tout en réduisant la consommation spécifique de la DBD
The Dilectric Barrier Discharge (DBD) employed here consists of a surface electrical discharge established in air at atmospheric pressure on a dielectric wall. This discharge ionizes the ambient air and the produced species charged submitted to Coulomb forces induce by a momentum transfer a flow called electric wind. Recently, the ability of this device to control subsonic airflow around of aerodynamic profils has been demonstrated. The DBD used here is called plasma actuator. These actuators are able to modify the boundary layer close to the wall by the electric wind. The goal of this thesis is to improve the aerodynamic performances of an airfoil, either by increasing its lift or by reducing its drag, either by delaying the stall of the profile. The present work divides in two parts. The first part has consisted in developping and optimizing a dielectric barrier discharge in order to understand its operating. For that, a parametric study has been conducted by varying the electrical, physical and geometrical parameters. Electrical and mechanical measurements have been realised. Then the electromechanical parameters such as efficiency have been determined and compared. These different studies allowed to define a system of parameters allowing to obtain an optimum DBD in terms of electric wind generation and fiability. The second part has consisted in integrating the optimised plasma actuator on a NACA 0015 profile and in testing its effectiveness to control an airflow up to 40 m/s. For that, Particle Image Velocimetry (PIV) measurements and force balance measurements have been realized without, and then with control. The influence of different parameters (frequency and intensity of excitation, operation mode) has been investigated. It was highlighted an airflow modification under the effects of control which favors the reattachemnt or the detachment. The effectiveness of the steady and unsteady actuations of the actuator has been compared. Modulated by a dimensionless frequency F+, the unsteady mode presents equivalent results and even greater than the steady actuation while reducing the consumption of the DBD

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Piponniau, Sébastien. "Instationnarités dans les décollements compressibles : cas des couches limites soumises à ondes de choc." Phd thesis, Université de Provence - Aix-Marseille I, 2009. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00403795.

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Abstract:

Une interaction entre une onde de choc oblique et une couche limite turbulente sur plaque plane, à un nombre de Mach de 2.3 a été étudiée expérimentalement.
Ces interactions, pour des ondes de choc assez fortes, engendrent le décollement et le recollement de la couche limite, et sont le siège d'instationnarités basses fréquences dont les origines sont mal connues. Ces instationnarités ont été caractérisées expérimentalement en partie dans des travaux précédents, et des similarités entre l'interaction étudiée ici et d'autres configurations d'interactions ainsi qu'avec les décollements de couche limite subsonique ont été mis en évidence, suggérant que les mécanismes responsables des instationnarités sont de même nature.
Pour ces travaux, la Vélocimétrie par Imagerie de Particules (PIV) a été utilisée afin de décrire spatialement l'organisation longitudinale et transversale de cette interaction. L'exploitation des mesures a mis en évidence un lien statistique fort entre les mouvements basses fréquences du choc réfléchi et les contractions/dilatations successives du bulbe décollé. L'interprétation proposée est que les grands mouvements du choc sont liés aux pulsations basses fréquences du décollement, associées à sa réalimentation intermittente en air frais.
Un modèle aérodynamique en a été déduit et permet de préciser les principaux paramètres contrôlant l'échelle de temps du phénomène. En particulier, il permet de déterminer la fréquence des battements du choc. Ce modèle a été appliqué aux interactions sur plaques planes ainsi que pour d'autres configurations expérimentales, pour un éventail de nombres de Mach allant de M=0 à 5, et montre un bon accord avec les mesures.

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Passaggia, Pierre-yves. "Instabilités d'écoulements décollés et leur contrôle." Thesis, Aix-Marseille, 2012. http://www.theses.fr/2012AIXM4790/document.

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Abstract:

La dynamique d'instabilité d'un écoulement laminaire décollé est étudiée expérimentalement et son contrôle par le biais de la simulation numérique. La configuration étudiée est une couche limite laminaire décollée au dessus d'une géométrie de type bosse.Pour une certaine gamme de paramètres, l'écoulement de recirculation en aval de la bosse est caractérisé par un battement basse fréquence. L'étude expérimentale de cette dynamique a permis de retrouver les différents régimes d'instabilité mis a jour par voie numérique. Ces résultats prouvent notamment que les instabilités basse fréquence, dont l'existence a été surtout mise en évidence dans des configurations d'écoulements compressibles, sont un phénomène générique pour des bulles de recirculations allongées. Le contrôle du battement basse fréquence est ensuite étudié par voie numérique suivant deux approches complémentaires. Un asservissement en boucle fermée de la dynamique de perturbation linéaire est tout d'abord proposé. Les modes d'instabilité linéaires sont utilisés afin de construire des modèles réduits de la dynamique de perturbation. Cette réduction de modèle donne lieu à des estimateurs de faible dimension capables d'estimer la dynamique et de la contrôler. Ainsi la dynamique d'instabilité linéaire peut être supprimée en couplant le système de Navier-Stokes linéarisé avec le contrôleur.Le contrôle de la dynamique non linéaire est ensuite étudié en utilisant une méthode d'optimisation Lagrangienne. Cette méthode permet de calculer les lois de contrôle à partir de la dynamique non linéaire des équations de Navier-Stokes
The dynamics and control of a separated boundary-layer flow have been investigated. Separation is triggered by a bump mounted on a flat plate and the transition dynamics has been investigated experimentally. For a certain parameter range, the recirculation region is subject to self-sustained low-frequency oscillations, and results from the numerical simulation for the same geometry are recovered. These results show that low frequency oscillations, observed mainly in compressible flow regimes, are inherent to elongated recirculation bubbles.The control of this low-frequency instability has been investigated using modern control theory based on two complementary approaches. Feedback control of the linear perturbation dynamics is first considered. Global instability modes are used to build reduced-order estimators. This model reduction gives rise to low-dimensional compensators capable of controlling the unstable dynamics. Once coupled to the unstable linearised Navier-Stokes system, the compensator is seen to succesfully control the unstable dynamics. The control of the nonlinear dynamics is then investigated using adjoint-based optimisation procedures. This method is used to compute control laws based on a complete knowledge of the nonlinear dynamics. Although the low-frequency instability is clearly attenuated, it seems difficult to control the flow towards its steady state, using only a few blowing/suction actuators localized on the wall

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Menet, Jean-Luc. "Etude de la couche limite tridimensionnelle et du sillage tourbillonnaire autour d'un cône à forte incidence par tribométrie électrochimique et anémométrie Laser." Valenciennes, 1991. https://ged.uphf.fr/nuxeo/site/esupversions/cff07025-1f91-405a-8d62-f4e278cda249.

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Abstract:

Une investigation expérimentale de l'écoulement autour d'un cône à forte incidence est utile pour expliquer l'existence des forces et moments latéraux sur les corps axisymétriques. Ces dissymétries ont pour origine l'extrême pointe-avant, comme en témoigne l'importance bibliographie que nous avons examinée. Des visualisations par bulles d'hydrogène ont rendu possible la conception d'un montage expérimental pour lequel l'effet d'obstruction était négligeable. L'analyse fréquentielle n'a déterminé aucune fréquence privilégiée. Dans un premier temps, l'étude s'est focalisée sur la détermination du gradient pariétal de vitesse autour du cône, en module et en direction, grâce à la méthode polarografique. Ceci nous a permis de mettre en évidence les grosses structures de l'écoulement, et d'étudier leur développement en fonction du nombre de Reynolds. Nous avons notamment montré que le décollement est dissymétrique de part et d'autre du cône. Dans un second temps, nous avons utilisé un anémomètre Laser afin d'étudier l'évolution de cette dissymétrie dans tout le sillage tourbillonnaire. Nous avons ainsi mesuré les vitesses moyennes et les fluctuations dans différents plans d'étude. Ceci nous a notamment permis de représenter des cartes de vitesses ou sont nettement visibles les différents points singuliers de l'écoulement. Les résultats indiquent que les fluctuations R. M. S. De la vitesse sont légèrement dissymétriques alors que le champ d'écoulement moyen est sensiblement symétrique. Les dissymétries résultent d'une interaction entre l'écoulement extérieur et les nappes tourbillonnaires. Globalement, l'écoulement moyen se symétrise en dépit d'un décollement franchement dissymétrique, et les caractéristiques de l'écoulement sont pratiquement coniques. La représentation des vorticites permet de confirmer la position des curs [sic] des tourbillons et de délimiter clairement la zone de sillage, fortement tourbillonnaire, et l'écoulement extérieur proprement dit

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Cherdieu, Patrick. "Contrôle du décollement dans un diffuseur aubé de turbomachine centrifuge." Thesis, Ecole centrale de Lille, 2013. http://www.theses.fr/2013ECLI0020/document.

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Abstract:

L'amélioration de la performance des turbomachines fonctionnant loin de leur point d'adaptation passe par la maîtrise des phénomènes instationnaires qui se produisent dans ces différents organes. L'étude présentée ici se concentre sur les interactions entre une roue de ventilateur centrifuge et son diffuseur. Elle vise, par des mesures de pression sur les différentes parois du diffuseur, ainsi que par des sondages dans les canaux inter-aubages à analyser finement ces phénomènes instationnaires et notamment les décollements fluctuants apparaissant sur les aubes à sur débit, et à mesurer leur influence sur la performance du diffuseur. Dans un second temps, un dispositif de contrôle passif de ces décollements utilisant des générateurs de vortex est proposé. Plusieurs configurations sont testés et leurs résultats sont comparés
The performance improvement of turbomachinery operating at off-design conditions can be achieved by the understanding of unsteady phenomena which are occuring in its components. The present study is focussing on the interaction between a centrifugal impeller fan and its vaned diffuser. It aims at analysing precisely these unsteady phenomena (and especially the fluctuating separated region identified on the vanes wall) and their consequences on the diffuser performance by three holes probe and unsteady pressure measurements. In a second step, devices for a passive control of the separation are introduced. Several configurations are tested and their results are compared

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Shahab, Muhammad Farrukh. "Etude numérique de l'influence de l'impact d'une onde de choc et d'un transfert de chaleur sur une couche limite en développement." Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique, 2011. http://www.theses.fr/2011ESMA0020.

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Abstract:

Dans l'optique de développer à terme des modèles pertinents et in fine améliorer le design de véhicules supersoniques, cette étude propose une analyse détaillée de l'influence d'un choc et d'un transfert de chaleur sur la structure de la turbulence au sein d'une couche limite supersonique. La stratégie numérique utilisée repose sur des simulations numériques directes des équations de Navier-Stokes à l'aide de schémas WENO et compact d'ordre élevé. Le développement complet de la couche limite est simulé à l'aide d'un forçage amont à la paroi afin de s'assurer du plus haut degré de réalisme dans la zone d'étude. Des conditions de séparation naissante et deux conditions thermiques de paroi (adiabatique et refroidie) sont considérées. L'analyse se concentre sur l'altération des caractéristiques moyennes et turbulentes à travers la zone d'interaction et au sein de la zone de relaxation, sur la base de profils moyens et de paramètres intégraux. L'amplification anisotrope des variables turbulentes est quantifiée tandis que les événements turbulents associés à la modification de la structure globale sont identifiés. La forte modification des champs thermiques moyens et turbulents par le refroidissement est mise en exergue, notamment la diminution significative des quantités turbulentes à travers la couche. Par ailleurs, la réduction à la fois des longueurs d'influence amont, de séparation et de relaxation est mise en évidence
As a prerequesite for relevant model development and improvement of design methodologies for supersonic vehicles, this study aims at investigating the influence of wall heat-transfer and shock interaction on the turbulence structure of supersonic boundary layers. The numerical strategy relies on the full resolution of threedimensional compressible Navier-Stokes equations by means of state-of-art high-order WENO and compact schemes. A fully-developped turbulent boundary layer is simulated by means of upstream wall perturbations triggering the transition in order to dispose of fully-reliable data upstream of the analysis region. Insipient separation conditions and two different wall thermal boundary conditions (adiabatic and cold) are considered. The analysis focuses on the evolution of mean and turbulent flow properties along the interaction region and in the relaxation region downstream of the shock-system. The strong influence of the mean pressure gradient is quantified through the analysis of mean flow profiles and boundary layer integral parameters. The anisotropic amplification of turbulent quantities through the interaction region is characterized and the turbulent events associated with the modification of the turbulence structure of the perturbed boundary layer are identified. The mean and turbulent thermal fields are shown to be strongly modified by the wall cooling which significantly dampens more particularly the turbulent thermal quantities levels across the boundary layer. In addition, a reduction of the upstream influence and separation lengths by the wall cooling are evidenced along with a faster recovery process downstream of the shock-system

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Depeyras, Delphine. "Contrôles actifs et passifs appliqués à l'aérodynamique automobile." Thesis, Bordeaux 1, 2009. http://www.theses.fr/2009BOR13874/document.

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Abstract:

Dans le contexte actuel d'urgence environnementale, la communauté européenne, sensible à la qualité de l'air et à l'épuisement des ressources fossiles fixe un objectif clair et ambitieux aux constructeurs automobiles pour les émissions de gaz à effet de serre. Les rejets de gaz carbonique ne devraient ainsi pas dépasser 120g/km à l'horizon 2015 et sans doute 90g vers 2018. Le travail de thèse s'insère dans cette dynamique urgente de réduction des émissions de dioxyde de carbone. Il s'agit de réduire la traînée aérodynamique de l'ordre de 20% afin de parvenir aux normes environnementales de 2015 et également de mieux comprendre la physique de la dynamique tourbillonnaire afin d'optimiser les solutions de contrôle. Concrètement, cela consiste à coupler deux méthodes de contrôle d'écoulement : un contrôle passif par la modification de l'état de surface des carrosseries par insertion de milieux poreux et un contrôle actif par la mise en place de jets soufflant et/ou aspirant à l'arrière du véhicule. L'étude est menée en 2D pour la configuration du corps d'Ahmed avec un culot droit puis en 3D pour la configuration avec une lunette inclinée à 25° avec une résolution directe des équations de Navier-Stokes
In the present environmental urgency, the european community which is alive to the air quality and fossil resources rarefaction determines a clear and ambitious objective to the car makers for the greenhouse gas emissions. The carbon gas discharges will not exceed 120g/km for the year 2015 and probably 90g around the year 2018. The thesis work lies within this urgent dynamics of the carbon dioxide emissions. It is question of reducing the aerodynamic drag of the order of 20% to manage to the environmental limits of the year 2015 and also to better understand the vortex dynamics in order to improve the control solutions. In practical terms, it consists in coupling two flow control methods : a passive control with a wall modification using porous media and an active control with the use of blowing and/or sucking actuators at the car back wall. The study is lead in 2D for the square back Ahmed body and next in 3D for the Ahmed body with a rear window inclined at 25° with a direct resolution of the Navier-Stokes equations

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Gimeno, Monge Leticia. "Composants MEMS pour l’aéronautique : application au contrôle actif d’écoulements." Thesis, Lille 1, 2009. http://www.theses.fr/2009LIL10177/document.

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Abstract:

Les besoins de l’industrie aéronautique en matière de contrôle d’écoulements peuvent trouver réponse parmi des possibilités offertes par les microtechnologies. Ce travail présente le dimensionnement, la réalisation et la caractérisation d’actionneurs MEMS générateurs de microjets synthétiques à membrane souple pour le contrôle actif d’écoulements. On y trouve aussi la réalisation d’un prototype de microcapteur à fil chaud pour la caractérisation d’écoulements aérauliques submillimétriques. Le travail s’appuie sur des études analytiques, des simulations et des expériences sur les microdispositifs réalisés. La technique d’actionnement électromagnétique utilisée apparaît comme la plus adaptée aux forces nécessaires pour l’obtention des performances souhaitées. L’encombrement des dispositifs est inférieur au centimètre cube et leur consommation maximale est de 600 mW. Le fonctionnement optimal se situe sur une plage de fréquences comprise entre 400 Hz et 700 Hz. Pour un orifice de sortie de 600 µm de diamètre, le dispositif affiche des vitesses maximales comprises entre 25 m/s et 55 m/s. Des prototypes de capteur de type fil chaud d’échelle submillimétrique ont également été réalisés. Plusieurs longueurs d’élément sensible ont été élaborées (entre 100 µm et 600 µm) sur un support en couche mince de diamant nanocristallin de 600 µm de long. L’aboutissement de ce procédé technologique constitue un premier pas vers l’obtention de microcapteurs robustes adaptés à la caractérisation d’écoulements aérauliques à l’échelle submillimétrique et vers la constitution d’un système de contrôle réactif d’écoulement
Active flow control applications for the aeronautical industry can benefit from the possibilities of microtechnologies. This thesis presents a synthetic microjet generator for active flow control that has been designed, fabricated and characterized. The fabrication of a hot-wire microsensor prototype for submillimetric airflow characterization is shown as well. Analytical studies, numerical simulations and experimental tests of the fabricated microdevices were performed. Electromagnetic actuation is used as driving technique because it stands out as the best adapted means for providing the necessary forces for the desired performances. The size of the fabricated microdevices does not exceed one cm3 and their maximum consumption reaches 600 mW. Optimum working point is in the frequency range between 400 Hz and 700 Hz. In this range, a 600 µm diameter outlet microdevice reaches maximum speeds between 25 m/s and 55 m/s. Micro hot-wire sensor prototypes have also been fabricated. Several wire-lengths were produced (between 100 µm and 600 µm) over a 600 µm long thin-film nanocristalline diamond support structure. The validation of this technological process is a first step towards both the realization of robust microsensors adapted to submillimetric airflow characterization and the integration of a complete reactive flow control system

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Gao, Feng. "Simulation Numérique Avancée du Décollement de Coin dans une Grille d'Aubes de Compresseur." Phd thesis, Ecole Centrale de Lyon, 2014. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-01068581.

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Abstract:

La demande croissante pour alléger les moteurs d'avions et diminuer les émissions polluantes de la propulsion aéronautique réclame à rendre plus compact le système de compression des moteurs, qui représente environ 40%-50% de la masse totale. Or, à taux de compression global égal, la réduction du nombre d'étage exige d'un point de vue aérodynamique une augmentation de la charge des aubes de compresseur par étage. La charge d'aube est aujourd'hui limitée car elle induit différents mécanismes de pertes tridimensionnelles très pénalisant. L'un des plus importants est le décollement de coin qui se forme à la jonction entre l'extrados de l'aube et le moyeu ou le carter. Bien que des travaux existent sur les mécanismes et paramètres intervenant dans le décollement de coin, il est encore difficile de proposer une méthode de contrôle efficace. Cela est principalement dû à deux raisons : (i) le manque de compréhension fine des mécanismes physiques, (ii) l'utilisation pour la conception de modèles de turbulence classiques de type RANS qui ne sont pas capables de prédire précisément le décollement de coin, car ils ne peuvent pas décrire correctement les mécanismes de transport turbulent. Des simulations de type RANS et LES sont présentées dans cette thèse sur une configuration de grille d'aubes de compresseur, et comparées avec les données expérimentales obtenues au LMFA (issues de travaux séparés). L'approche RANS surestime globalement le décollement de coin. Une amélioration significative est obtenue par la méthode LES, en particulier pour le coefficient de pression statique sur l'aube et les pertes de pression totale. Ces résultats montrent que la zone de décollement de coin, qui est la source principale des pertes, génère des tourbillons de grande échelle associés à de forts niveaux d'énergie. Les histogrammes bimodaux de la vitesse tangentielle qui ont été observés expérimentalement semblent confirmés par les résultats LES. En ce qui concerne les amplitudes des fluctuations de vitesse tangentielle, les résultats exprimentaux et ceux de la LES mettent en évidence deux pics sur certains profils perpendiculaires aux parois. Enfin, grâce à l'approche LES, les bilans de l'énergie cinétique turbulente sont calculés et analysés. Ils décrivent l'équilibre entre les termes de production, de dissipation et de transport. Une des perspectives de cette analyse est d'aider à améliorer la modélisation de la turbulence en approche RANS.

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Bernardos, Barreda Luis Francisco. "Modélisation de la transition vers la turbulence d'une couche limite décollée Algebraic Nonlocal Transition Modeling of Laminar Separation Bubbles Using k−ω Turbulence Models Prediction of Separation-Induced Transition on the SD7003 Airfoil Using Algebraic Transition Triggering." Thesis, Sorbonne université, 2019. http://www.theses.fr/2019SORUS184.

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Abstract:

Le but de cette thèse est de proposer des modèles qui améliorent la précision des prévisions RANS des bulbes de décollement laminaire. Dans un premier temps, des données de simulations numériques "haute-fidélité'' sur une configuration de référence ont été exploitées afin de comprendre les défauts des modèles existants. À partir de cette analyse, deux problèmes majeurs ont été mis en évidence : les modèles existants ne produisent pas de turbulence à un rythme suffisamment élevé dans la région transitionnelle décollée, et en général ils manquent de diffusivité dans la région située juste en aval du bulbe. Dans un deuxième temps, un ensemble de modèles ont été proposés qui corrigent les défauts observés. Ces modèles, nommés LSTT (Laminar Separation Transition Triggering), permettent à plusieurs modèles RANS existants de produire de la turbulence à un taux adéquat dans la région transitionnelle, améliorant ainsi notablement la précision de la prévision du bulbe de décollement et de la couche limite en aval de ce dernier. Enfin, une évaluation complète des modèles LSTT a été effectuée en les appliquant à différentes géométries de profils aérodynamiques de type drone, éolienne, turbine et hélicoptère. En général, on observe que les modèles LSTT améliorent la précision des prévisions RANS des bulbes de décollement laminaire et servent à capturer l'influence de l'angle d'incidence, du nombre de Reynolds et du taux de turbulence en amont
The objective of this thesis was to propose new models that improve the precision of RANS predictions of LSB. Firstly, high-fidelity numerical data was analyzed in order to understand the precision defects of existing models. From this analysis, two main defects were identified: existing models do not produce turbulence at a sufficient rate in the transitional region, and they generally lack diffusion right downstream of the LSB. Secondly, a set of models were proposed that correct the defects. The new approach, named laminar separation transition triggering (LSTT), allow several existing RANS models for enhanced production of turbulence in the transitional region, which improves the precision of the prediction of the LSB topology and the overall flowfield. Lastly, a large assessment of LSTT models was undertaken using different airfoils of drones, wind turbines, tubojet engines and helicopters. In general, it was found that LSTT models improve the precision of the RANS predictions of LSB and can be used to predict the influence on angle-of-attack, Reynolds number and turbulence intensity

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Alferez, N. "Simulations des Grandes Échelles du processus de décrochage par éclatement de Bulbe de Décollement Laminaire." Phd thesis, ISAE-ENSMA Ecole Nationale Supérieure de Mécanique et d'Aérotechique - Poitiers, 2014. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-01018696.

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Abstract:

On se propose d'analyser le régime transitoire de décrochage à l'aide de la simulation numérique instationnaire de type DNS. Cette approche permet de reproduire avec fidélité l'écoulement dans la région critique de Bulbe de Décollement Laminaire au bord d'attaque, encore impossible à modéliser ou mesurer avec précision. Après une étape de validation, la sensibilité du BDL au niveau de turbulence extérieure est étudiée et comparée favorablement à celle établie récemment dans la littérature. La phase d'établissement du décollement massif depuis le BDL est reproduite en réalisant de petites variations d'incidence à travers l'angle critique d'apparition du décrochage. Ce raisonnement "aux petites perturbations" permet de reproduire l'éclatement du BDL communément rattaché au décrochage statique. La déstabilisation de la région de BDL est alors étudiée à l'aide d'une base de données instationnaires et moyennes qui permet pour la première fois de rendre compte des déformations 3D du BDL. Conservant ce protocole, et faisant varier la vitesse du profil, on est en mesure d'évaluer l'influence de cette dernière sur le régime transitoire. Des mouvements de rotation de plus forte amplitude angulaire ont permis de mettre en évidence un mécanisme de décrochage sensiblement différent du précédent. La couche de mélange surplombant le BDL s'enroule alors pour donner naissance à un tourbillon énergétique (Leading Edge Vortex), communément associé au décrochage dynamique. Enfin, l'analyse du champ de vitesse moyen a permis de valider un critère empirique d'apparition de l'éclatement du BDL, qui s'est révélé pertinent aussi bien pour les mouvements de faible amplitude que ceux plus amples.

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Provost-Pruilh, Marie-Laure. "Développement d'une méthode multizone pour le calcul des écoulements décollés." Toulouse, ENSAE, 1996. http://www.theses.fr/1996ESAE0019.

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Abstract:

Pour simuler numériquement un écoulement compressible transitionnel décollé autour d'un profil d'aile ou d'un fuselage, la technique classique consiste à résoudre les équations de Navier-Stokes sur l'ensemble du domaine de calcul, alors que seule une petite partie de l'écoulement nécessite réellement ce niveau de modélisation. Il en résulte un surcoût prohibitif d'un point de vue industriel, doublé d'une incapacité à représenter simultanément les régions de couche limite laminaire, de transition et d'écoulement turbulent, surtout lorsque la position de zones transitionnelles est a priori inconnue. L'approche multizone, dans la lignée des méthodes de décomposition de domaine, a pour but de concilier l'amélioration de la précision des simulations et la diminution des coûts de calcul. Cette approche consiste à découper le domaine de calcul de manière judicieuse, et à adapter le modèle mathématique (Euler, couche limite, Navier-Stokes) et physique (écoulement laminaire, turbulent, turbulent décollé. . . ) à la physique de l'écoulement dans chaque zone. Les frontières artificielles introduites entre les zones sont traitées par la méthode des caractéristiques. Pour l'écoulement autour d'un profil d'aile, trois zones sont définies et un processus alterne itératif est adopté pour obtenir la solution multizone. L'approche est validée sur des configurations d'écoulements laminaires et transitionnels.

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Gardarin, Benoît. "Contrôle par générateurs de vortex d'un écoulement turbulent décollé." Palaiseau, Ecole polytechnique, 2009. http://www.theses.fr/2009EPXX0084.

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Abstract:

Cette thèse traite de l’étude et du contrôle par générateurs de tourbillons d’un écoulement turbulent décollé. Le travail expérimental se base sur un décollement turbulent de couche limite en aval d’une marche descendante arrondie de faible rapport d’aspect, qui modélise une entrée d’air coudée d’avion de combat. Dans une première partie, on se concentre sur la dynamique de l’écoulement décollé. Celle-ci s’avère très complexe, et fait intervenir au moins trois phénomènes distincts : une instabilité de couche de mélange, un battement bidimensionnel, ainsi qu’une oscillation tridimensionnelle. La seconde partie traite du contrôle de ces phénomènes. La démarche consiste à utiliser des actionneurs de contrôle de type générateurs de vortex (VGs) mécaniques et fluidiques. Une étude empirique permet d’extraire des configurations permettant de réduire significativement l’étendue des surfaces décollées. On montre ensuite que l’efficacité de ces actionneurs dépend de deux mécanismes : le premier d’entre eux est un mécanisme de mélange, qui peut être caractérisé par la circulation des tourbillons générés ; le second est un mécanisme d’instabilité tourbillonnaire, qui est responsable de la destruction des vortex. Deux critères d’optimisation construits sur une base de temps caractéristiques sont ainsi proposés et validés sur notre cas expérimental, ainsi que sur d’autres études de la littérature
This study deals with turbulent flow separation and its control by means of vortex generators. The experimental study is conducted downstream of a rounded ramp modeling an aircraft air intake. Due to this curvature, turbulent flow separation occurs. The first part of the work investigates the separation behavior, which involves at least three mechanisms: a mixing layer instability, a bi-dimensional beating of the recirculation bubble, and a three dimensional oscillation. The second part is devoted to the control. Both mechanical and fluidic vortex generators are used. A parametrical study allows the determination of two efficient configurations, which reduces the separated areas. Then, we show that the efficiency of this specific control strategy depends on two mechanisms: the first one is mixing, which can be characterized by the vortex circulation. The second one is vortex instability, which is responsible for the vortex disruption. Two criteria based on characteristics time scales are the constructed and validated in our experiment and other cases from the literature

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Alferez, Nicolas. "Simulation des grandes échelles du processus de décrochage par éclatement de bulbe de décollement laminaire." Phd thesis, ISAE-ENSMA Ecole Nationale Supérieure de Mécanique et d'Aérotechique - Poitiers, 2014. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-01011273.

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Abstract:

On se propose d'analyser le régime transitoire de décrochage à l'aide de la simulation numériqueinstationnaire de type DNS. Cette approche permet de reproduire avec fidélité l'écoulementdans la région critique de Bulbe de Décollement Laminaire au bord d'attaque, encoreimpossible à modéliser ou mesurer avec précision. Après une étape de validation, la sensibilitédu BDL au niveau de turbulence extérieure est étudiée et comparée favorablement à celleétablie récemment dans la littérature. La phase d'établissement du décollement massif depuisle BDL est reproduite en réalisant de petites variations d'incidence à travers l'angle critiqued'apparition du décrochage. Ce raisonnement "aux petites perturbations" permet de reproduirel'éclatement du BDL communément rattaché au décrochage statique. La déstabilisation de larégion de BDL est alors étudiée à l'aide d'une base de données instationnaires et moyennes quipermet pour la première fois de rendre compte des déformations 3D du BDL. Conservant ceprotocole, et faisant varier la vitesse du profil, on est en mesure d'évaluer l'influence de cettedernière sur le régime transitoire. Des mouvements de rotation de plus forte amplitude angulaireont permis de mettre en évidence un mécanisme de décrochage sensiblement différent duprécédent. La couche de mélange surplombant le BDL s'enroule alors pour donner naissance àun tourbillon énergétique (Leading Edge Vortex), communément associé au décrochage dynamique.Enfin, l'analyse du champ de vitesse moyen a permis de valider un critère empiriqued'apparition de l'éclatement du BDL, qui s'est révélé pertinent aussi bien pour les mouvementsde faible amplitude que ceux plus amples.

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Haffner, Yann. "Manipulation of Three-Dimensional Turbulent Wakes for Aerodynamic Drag Reduction Mechanics of bluff body drag reduction during trnasient near wake reversals Unsteady Coanda Effect and Drag Reduction of a Turbulent Wake Manipulation of Three-Dimensional Asymmetries of a Turbulent Wake for Drag Reduction Large-Scale Asymmetries of a Turbulent Wake: Insights and Closed-Loop Control for Drag Reduction." Thesis, Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique, 2020. http://www.theses.fr/2020ESMA0006.

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Abstract:

Une combinaison de moyens passifs et actifs de contrôle d'écoulement est utilisée pour réduire la traînée aérodynamique produite par le sillage turbulent d'une géométrie simplifiée de véhicule à culot droit. Ces sillages sont caractérisés par deux aspects principaux : une traînée de pression importante liée à la séparation massive de l'écoulement, et des asymétries à grande échelle. Ces dernières, se manifestant sous forme de dynamique bimodale ou de brisure de symétrie permanente, contribuent pour environ 10% de la traînée de pression. L'étude des basculements de sillage transitoires en dynamique bimodale s'opérant au travers d'états symétriques du sillage permet d'isoler le mécanisme responsable de l'augmentation de traînée des états à brisure de symétrie. Une interaction et un couplage entre l'écoulement de recirculation issu d'un côté et la couche cisaillée opposée propre aux états à brisure de symétrie déclenche et amplifie les instabilités de couche cisaillée, ce qui conduit à une augmentation de l'écoulement d'entraînement et de la traînée. Il est montré que ce mécanisme est caractéristique des sillages de corps à culot droit.Une stratégie de contrôle actif de l'écoulement combinant des jets pulsés émis tangentiellement aux bords de fuite et de surfaces courbées miniatures affleurantes est utilisée pour réduire la traînée de pression de la géométrie. Le recollement de l'écoulement sur les surfaces courbées résulte en un rétreint fluidique du sillage se traduisant par une réduction de trainée jusqu'à 12%, indépendamment de l'asymétrie initiale du sillage, et est notablement influencé par l'échelle de temps caractéristique de l'instationnarité du forçage. Une combinaison minutieuse entre l'échelle de temps du forçage et la taille caractéristique des surfaces courbées permet d'exploiter tout le potentiel de réduction de traînée de cet effet Coanda instationnaire comme le montre un modèle simple d'écoulement permettant la mise en évidence de lois d'échelles caractérisant le phénomène. De plus, un forçage localisé selon certaines arêtes seulement permet d'interagir avec les asymétries à grande échelle du sillage et impacte de manière très différente la traînée selon l'équilibre su sillage non-forcé. La symétrisation du sillage résultant d'un forçage asymétrique permet une réduction de traînée d'environ 7% à coup énergétique réduit. Des éléments clefs sont donnés concernant l'adaptation de la localisation du contrôle pour une réduction de traînée en présence de différentes asymétries du sillage. Comme le changement d'équilibre global du sillage résulte de changements géométriques et d'écoulement mineurs, des stratégies de contrôle adaptives et robustes sont essentielles pour les applications dans l'industrie automobile
Combination of passive and active flow control are used to experimentally reduce the aerodynamic drag produced by the turbulent wake past a simplified vehicle geometry with a blunt base. Such wakes are characterized by two main features: important pressure drag linked to the massive flow separation, and large-scale asymmetries. The latter,manifesting as bi-modal dynamics or permanent symmetry-breaking, are shown to contribute for around 10% of the pressure drag. The study of the transient wake reversais occurring in bi-modal dynamics though symmetric states enables to isolate the flow mechanism responsible for increased drag in symmetry-breaking states. An interaction and coupling between the recirculating flow from one side and the shear-layer from opposite side peculiar to symmetry-breaking states triggers shear-layer instabilities and their amplification leading to increased flow entrainment and drag.This mechanism is shown to be characteristic of the wakes of blunt bodies.An active flow control strategy combining tangential pulsed jets along the trailing-edges and small flush-mounted curved surfaces is used to reduce the pressure drag of the geometry. The flow reattachment and separation on thecurved surfaces results in a fluidic boat-tailing of the wake leading to drag reductions up to 12%, independently of the unforced large-scale asymmetry of the wake, and is noticeably influenced by the time-scale of unsteadiness of the forcing. Careful combination between forcing time-scale and size of the curved surfaces is needed to achieve ail thepotential of this unsteady Coanda effect in drag reduction as shown from a simple flow model providing scaling laws of the phenomenon. The model provided allows for an extension of the flow control mechanism to separated flows moregenerally. Furthermore, forcing along only selected edges enables to interact with the large-scale wake asymmetries and has very different impact on the drag depending on the unforced wake equilibrium. Symmetrisation of the wake through asymmetric forcing leads to 7% drag reduction at a reduced energetic cost. Key ingredients are provided to adapt forcing strategies for drag reduction in presence of various wake asymmetries. As global wake equilibrium changes result from minor geometric and flow conditions changes, adaptive and robust flow control strategies are essential for industrial automotive applications

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Dechaume, Antoine. "Analyse asymptotique et numérique des équations de Navier-Stokes : cas du canal indenté." Toulouse 3, 2006. http://www.theses.fr/2006TOU30023.

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Ce travail à pour sujet la problématique de la modélisation de la couche limite dans le cadre d'écoulements incompressibles. Cela nécessite de prendre en compte l'interaction forte entre la couche limite et le reste de l'écoulement, qui mène au couplage fort de ces deux modèles. Avec les méthodes classiques d'analyse asymptotique des problèmes de perturbation singulière, telle que la Méthode des Développements Asymptotiques Raccordés (MDAR), de tels modèles peuvent être construits. La forme et mise en oeuvre complexes de ces modèles, le cadre restreint pour lequel ils peuvent s'appliquer, et la difficulté d'exprimer l'approximation globale en assemblant les solutions locales, sont autant d'inconvénients que l'on souhaite dépasser. C'est pour cela qu'une autre méthode d'analyse asymptotique est ici utilisée, la Méthode des Approximations Successives Complémentaires (MASC), qui permet de s'affranchir de ces inconvénients. Elle met en avant l'existence d'une approximation globale du problème, d'où en découle la méthode qui permet de la construire. L'emploi de développements asymptotiques généralisés, contrairement à la MDAR qui est basée sur des développements réguliers, donne aux modèles obtenus une portée plus générale et une forme plus simple. Grâce à la MASC, selon la situation physique, deux types de modèles peuvent être obtenus. Les premiers sont similaires dans leur résolution à ceux obtenus classiquement. Cela consiste à résoudre un système d'équations parabolique couplé à un système elliptique. Le second type de modèle est complètement elliptique, et conduit à l'approche Navier-Stokes Réduit (NSR). Du fait du traitement implicite de l'ellipticité propre à ce type de modèle, on peut espérer avoir la possibilité d'étudier des écoulements décollés présentant des interactions amont plus importantes. Notamment, dans le cadre de l'écoulement en canal bi-dimensionnel, le modèle obtenu est exactement celui de NSR. Aucune justification basée sur une analyse asymptotique ne permettait jusqu'alors d'assurer la validité d'une telle approche. .
This work deals with the problems of incompressible boundary layer modeling. The strong interaction between the boundary layer and external flow is to be accounted for, which leads to the coupling of these two models. Such models can be obtained with the classical methods of singular perturbation asymptotic analysis, such as the Method of Matched Asymptotic Expansions (MMAE). The complex shape and implementation of these models, the restricted cases for which they apply, and the difficulty to obtain global approximations from local ones, are many of the drawbacks we wish to transcend. This is the reason why a new asymptotic method is used, the Successive Complementary Expansions Method (SCEM), which avoids these limitations. The SCEM is based on the assumption of the structure of a global approximation, and then infers a method of constructing this approximation. The use of generalized asymptotic expansions, contrary to the MMAE which is based on regular expansions, leads to more general and simpler models. Thanks to the SCEM, according to the physical situation, two types of models can be obtained. .

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Ma, Wei. "Experimental investigation of corner stall in a linear compressor cascade." Phd thesis, Ecole Centrale de Lyon, 2012. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00728374.

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Abstract:

In applied research, a lack of understanding of corner stall, i.e. the three-dimensional (3D) separation in the juncture of the endwall and blade corner region, which has limited the efficiency and the stability of compressors. Both Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) and large eddy simulation (LES) still need to be calibrated for turbomachinery applications. In the fundamental research of the turbulent boundary layer (TBL), there are a lot of findings of the effects of curvature and pressure gradients, which also play an important role in physics of corner stall. The purpose of this thesis is (i) to carry out an experiment in a cascade, (ii) to gain a database that could be used to calibrate both RANS and LES, and (iii) to give some basic explanations of corner stall through investigating the TBL on the suction side at the mid-span which is more complex than those in the basic investigations but simpler than those in a real engine. A detailed and accurate experiment of 3D flow field through a linear compressor cascade has been set up. Experimental data were acquired for a Reynolds number of 3.82×10 ^5 based on blade chord and inlet flow conditions. Measurements have been achieved by hot-wire anemometry, pressure taps on blade and endwall, five-hole pressure probe, oil visualization, 2D particle image velocimetry (PIV),and two-component laser Doppler anemometry (LDA). An original and complete database was thus obtained. The TBL on the suction side at mid-span was investigated. The wall-normal negative pressure gradient restrains the separation, on the contrary to its influence in the corner stall. The streamwise adverse pressure gradient can be responsible for the development of Reynolds stresses. The remarkable phenomenon at measurement stations near the trailing edge of blade is that an inflection point occurs in each profile of the mean streamwise velocity. At this inflection point, the magnitudes of the Reynolds stresses reach their maximum values, and the direction of energy diffusion also changes. The velocity field in the corner stall was presented. Bimodal histograms of velocity exist in the experiment. The bimodal points mainly appear in the region around the mean interface of separated flow and non-separated flow. At a bimodal point the local two velocity components are non-independent from each other, due to the aperiodic interplay of two basic modes in the flow field. Two modes were proposed to interpret the physics of bimodal behaviour.

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Gao, Feng. "Advanced numerical simulation of corner separation in a linear compressor cascade." Thesis, Ecully, Ecole centrale de Lyon, 2014. http://www.theses.fr/2014ECDL0008/document.

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Abstract:

La demande croissante pour alléger les moteurs d’avions et diminuer les émissions polluantes de la propulsion aéronautique réclame à rendre plus compact le système de compression des moteurs, qui représente environ 40%-50% de la masse totale. Or, à taux de compression global égal, la réduction du nombre d’étage exige d’un point de vue aérodynamique une augmentation de la charge des aubes de compresseur par étage. La charge d’aube est aujourd’hui limitée car elle induit différents mécanismes de pertes tridimensionnelles très pénalisant. L’un des plus importants est le décollement de coin qui se forme à la jonction entre l’extrados de l’aube et le moyeu ou le carter. Bien que des travaux existent sur les mécanismes et paramètres intervenant dans le décollement de coin, il est encore difficile de proposer une méthode de contrôle efficace. Cela est principalement dû à deux raisons : (i) le manque de compréhension fine des mécanismes physiques, (ii) l’utilisation pour la conception de modèles de turbulence classiques de type RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes) qui ne sont pas capables de prédire précisément le décollement de coin, car ils ne peuvent pas décrire correctement les mécanismes de transport turbulent. Des simulations de type RANS et LES (large-eddy simulation = simulation des grandes échelles) sont présentées dans cette thèse sur une configuration de grille d’aubes de compresseur, et comparées avec les données expérimentales obtenues au LMFA (issues de travaux séparés). L’approche RANS surestime globalement le décollement de coin. Une amélioration significative est obtenue par la méthode LES, en particulier pour le coefficient de pression statique sur l’aube et les pertes de pression totale. Ces résultats montrent que la zone de décollement de coin, qui est la source principale des pertes, génère des tourbillons de grande échelle associés à de forts niveaux d’énergie. Les histogrammes bimodaux de la vitesse tangentielle qui ont été observés expérimentalement semblent confirmés par les résultats LES. En ce qui concerne les amplitudes des fluctuations de vitesse tangentielle, les résultats expérimentaux et ceux de la LES mettent en évidence deux pics sur certains profils perpendiculaires aux parois. Enfin, grâce à l’approche LES, les bilans de l’énergie cinétique turbulente sont calculés et analysés. Ils décrivent l’équilibre entre les termes de production, de dissipation et de transport. Une des perspectives de cette analyse est d’aider à améliorer la modélisation de la turbulence en approche RANS
The increasing demand to reduce the mass of aircraft jet engines and emissions of aircraft propulsion requires to make the compression system of engines more compact, since this component accounts for about 40%-50% of the total mass. However, at a given overall pressure ratio, decreasing the number of stages will raise the compressor blade loading per stage. The blade loading is extremely restricted by different three-dimensional flow loss mechanisms. One of them is the corner separation that forms between the blade suction side and the hub or shroud. Although some works previously investigated the mechanisms and the parameters of corner separation, it is still difficult to propose an effective control method of the corner separation. That is mainly due to two reasons: (i) the lack of knowledge of the physical mechanisms, (ii) the nowadays classical RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes) turbulence models are not capable to accurately predict the corner separation, since they cannot correctly describe the turbulent transport mechanisms. RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes) and LES (large-eddy simulation) simulations are here presented on a compressor cascade configuration, in comparison with experimental data obtained at LMFA (from separate works). The RANS approach globally over-estimates the corner separation, whereas a significant improvement is achieved with the LES, especially for the blade surface static pressure coefficient and the total pressure losses. The corner separation region, which is the main source of the total pressure losses, is shown to generate large-scale energy-containing eddies. The bimodal histograms of the streamwise velocity that were observed experimentally seem to be confirmed by the LES results. Concerning the streamwise velocity fluctuations (RMS), both the experiment and the LES show some profiles with two peaks. Finally, thanks to the LES approach, the turbulent kinetic energy budget, which represents the balance between the production, dissipation and transport terms, are computed and analyzed. This may help the improvement of RANS turbulence modeling

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Debien, Antoine. "Étude électromécanique et optimisation d'actionneurs plasmas à décharge à barrièrediélectrique – Application au contrôle de décollement sur un profil d'aile de type NACA0015." Thesis, Poitiers, 2013. http://www.theses.fr/2013POIT2253/document.

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Abstract:

Cette thèse est effectuée dans le cadre du projet Européen "PlasmAero" dont le but est de développer et d'étudier des actionneurs plasmas, et de démontrer leur capacité à contrôler des écoulements aérodynamiques. L'actionneur plasma à Décharge à Barrière Diélectrique (DBD) de surface est un moyen innovant pour contrôler un écoulement en utilisant le vent électrique induit par la force électrohydrodynamique (EHD) générée au sein du gaz ionisé. Une première partie est dédiée à l'étude des actionneurs plasmas. L'influence de la géométrie de l'électrode active d'une DBD est précisée par des mesures électriques, optiques et mécaniques. Les régimes de la décharge de surface peuvent être totalement modifiés, tout commel'évolution de la force EHD en fonction du temps, calculée ici par bilan intégral. Une géométrie optimisée permet de supprimer le régime de décharge streamer et d'augmenter l'efficacité de l'actionneur de 0,65 à 0,97 mN/W. De plus, des configurations à multi-électrodes (sliding discharge et multi-DBD) sont étudiées et développées. Une multi-DBD à potentiels alternés a permis d'obtenir un vent électrique record de 10,5 m/s.L'étude du contrôle d'un écoulement décollé à mi-corde ou en bord de fuite sur l'extrados d'un profil NACA 0015 fait l'objet de la seconde partie de la thèse. Une DBD standard à deux électrodes, une multi-DBD à six électrodes et une DBD de type "nanoseconde" sont utilisées pour agir sur une séparation à des nombres de Reynolds atteignant 1,3μ106, avec une transition naturelle ou déclenchée. Les résultats démontrent que le contrôle permet de repousser efficacement la séparation, améliorant ainsi les performances aérodynamiques du profil
This work is conducted in the framework of the European PlasmAero project that aims to demonstrate how plasma actuators can be used to control aircraft aerodynamic. Surface Dielectric Barrier Discharge (DBD) is an innovative solution to control a flow with the electric wind induced by the electrohydrodynamic (EHD) force produced by a surface discharge. A first part is dedicated to plasma actuators study. The exposed electrode shape of a DBD actuator is investigated by electrical, optical and mechanical characterization. Discharges properties and EHD force evolution is fully dependent of exposed electrode shape. With an optimized active electrode shape, streamer discharge is cancelled while actuator effectiveness is increased from 0.65 to 0.97 mN/W. Flow field induced by multiple electrode design is also investigated. An innovative multi-DBD design is proposed. Inhibition of mutual interaction between successive DBD actuators and exposed electrode shape optimization conduct to an electric wind velocity of 10.5 m/s. In a second part, the control of boundary layer separation on a NACA 0015 airfoil is investigated. An ac DBD, a multi-DBD and a nanosecond DBD are used to manipulate separation at a Reynolds number Re = 1.3μ106, with tripped and natural boundary layer. Results show that actuators can effectively remove the separation existing without actuation

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Diop, Moussa. "Transition à la turbulence en écoulements compressibles décollés." Thesis, Aix-Marseille, 2017. http://www.theses.fr/2017AIXM0473/document.

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Abstract:

Les recherches sur les instationnarités des Interactions Ondes de Choc Couches Limites (IOCCL) turbulentes ont permis une description détaillée de celles-ci tant expérimentalement que numériquement . Ceci a conduit à plusieurs schémas susceptibles d'expliquer les respirations à basses fréquences observées dans de tels écoulements. Les configurations avec des conditions amont laminaires ou transitionnelles ont été moins étudiées.Dans le cadre du programme Européen TFAST, un important effort a été mené afin de développer des dispositifs expérimentaux, conjointement à des simulations numériques, permettant une étude détaillée de ces configurations. Dans le cadre de cette thèse, on a mis en place une configuration de réflexion d'onde de choc sur une couche limite laminaire pour un nombre de Mach de 1.68. L'utilisation des métrologies classiques (Anémométrie Laser Doppler, Anémométrie Fil Chaud), adaptées à ces conditions expérimentales particulières, a permis de décrire les propriétés spatio-temporelles de ces écoulements. Le champ moyen a été caractérisé et comparé aux théories classique et aux résultats obtenus dans différentes souffleries.Un schéma décrivant le mécanisme de transition à la turbulence au sein de l'interaction a été développé. Sa sensibilité aux conditions amont a été étudiée en plaçant des perturbations en amont de l'interaction. Dans tous les cas, des instationnarités convectives (haute fréquence) et stationnaires (basse fréquence) ont été observées et comparées à celles existantes pour les configurations amont turbulentes. Une gamme intermédiaire d'instationnarités convectives (moyenne fréquence) a été mise en évidence et caractérisée
Research dedicated to the study of the unsteadiness of turbulent Shock Wave Boundary Layer Interaction (SWBLI) has allowed a detailed description of this kind of interaction both experimentally and numerically. Several scenario were proposed to explain the low frequency unsteadiness observed in separated SWBLI. Nevertheless, the literature on this kind of flow involving either upstream laminar or transitional conditions is quite reduce. Within the framework of the European TFAST program, an important effort was made to develop experimental devices, in conjunction with numerical simulations, allowing a detailed study of these laminar or transitional configurations. In particular, within the framework of this thesis, a shock wave reflection configuration on a laminar boundary layer was set-up, with a nominal free stream Mach number of 1.68. Using classical metrology (Laser Doppler Anemometry, Hot WireAnemometry) that have been adapted to these particular experimental conditions, we have been able to describe the spatio-temporal properties of the interaction. The mean field has been characterized and compared with the classical theories and the results obtained in other configurations.A model describing the transition mechanisms to turbulence within the interaction has been developed. Its sensitivity to upstream conditions was studied by placing perturbations upstream of the interaction. In all cases, convective (high frequency) and stationary (low frequency) unsteadiness were observed and compared with those existing for upstream turbulent configurations. An intermediate range of convective unsteadiness (medium frequency) has been demonstrated and characterized

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Camello, Barros Diogo. "Wake and Drag Manipulation of a Bluff Body Using Fluidic Forcing." Thesis, Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique, 2015. http://www.theses.fr/2015ESMA0019.

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Abstract:

La réduction de la trainée aérodynamique des véhicules terrestres est un défi actuel dans l’industrie automobile. La région de basse pression du sillage à l’arrière des voitures est responsable d’une part importante de la résistance à l’avancement. Cette étude porte sur le développement de nouvelles stratégies de manipulation de l’écoulement autour de ces géométries dans le but de réduire la traînée. Afin d’atteindre ces objectifs, nous explorons expérimentalement les effets d’un forçage fluidique sur le sillage et la traînée d’un corps au culot droit. Des jets périodiques émis aux bords de fuite du modèle, tangentiellement à l’écoulement principal et avec des fréquences et amplitudes variables sont utilisés pour forcer le sillage. Selon les conditions du contrôle, trois phénomènes sont principalement observés. Premièrement, sur la plage des fréquences comprenant celle du lâcher tourbillonnaire, les jets pulsés sont convectés et modifient l’entrainement de fluide vers la région de recirculation ainsi que l’évolution des instabilités de la couche cisaillée. Cette dynamique complexe a comme conséquence l’augmentation de la trainée du corps. De plus, une résonance subharmonique apparait quand les jets pulsés sont émis avec des fréquences voisines de deux fois la fréquence du mode global. Une importante augmentation de la trainée est alors mesurée et corrélée à une forte amplification des mouvements du sillage. Une augmentation de la fréquence de pulsation se traduit par un effet de vectorisation des couches cisaillées. En outre, une diminution de l’intensité turbulente du sillage proche ainsi qu’une réduction de l’entrainement de fluide le long des couches cisaillées sont mesurés, correspondant à une réduction globale de l’énergie cinétique turbulente de l’écoulement. Le couplage de ces effets est responsable d’une augmentation de la pression au culot et de la réduction de la traînée. Il est important de noter que ces trois régimes d’actuation sont indépendants des modes de brisure de symétrie existant dans ces écoulements, qui sont analysés ici par des études paramétriques de sensibilité aux perturbations. Les aspects physiques de ces phénomènes sont discutés par des mesures de la traînée, de la pression pariétale et de la vitesse avec différentes conditions de l’écoulement et du contrôle. L’addition d’une surface courbée au voisinage du jet pulsé permet de profiter d’un effet Coanda et augmente les réductions de traînée jusqu'à 20%dans le régime instationnaires. De façon générale, l’effet Coanda amplifie non seulement la récupération de la traînée mais préserve aussi les effets de la pulsation haute fréquence sur l’écoulement turbulent. Ces résultats encouragent le développent des actionneurs fluidique pour l’utilisation en aérodynamique des véhicules et fournissent un complément pour notre compréhension sur la traînée des corps non profilés et sa manipulation
Aerodynamic drag reduction of bluff bodies has become a major challenge for transport vehicles. The massive flowseparation occurring behind cars, buses or trucks is responsible for a large resistance force due to the low-pressure, rearwake flow. The present study aims to develop novel strategies to manipulate the flow past such geometries as well as toassociate its modifications to the corresponding drag changes. In order to achieve this goal, we experimentally investigatethe impact of fluidic actuation on the wake and drag of a square-back bluff body. Wake forcing is performed by theemission of pulsed jets along the blunt trailing-edges of the model, tangentially to the main flow with variable frequencyand velocity. Depending on the forcing conditions, mainly three flow regimes can be identified. First, for a broadbandrange of frequencies comprising the natural wake instabilities, the convection of the jet structures enhances wakeentrainment, shortens the recirculating flow length with an increase of the bluff body drag. Besides, a subharmonicresonance takes place on the flow at forcing frequencies in the vicinity of twice the wake vortex shedding, leading to ahighly unsteady near wake with significant decrease of the bluff body base pressure. It corresponds to an importantincrease of the model’s drag. Further increase of the actuation frequency induces a wake fluidic boat-tailing by shearlayerdeviation. It additionally lowers turbulent intensity and entrainment of high momentum fluid in the shear layer,revealing an overall reduction of the wake fluctuating kinetic energy. The association of both mechanisms is responsiblefor a raise of base pressure and a decrease of the model's drag. These actuation regimes are independent of the symmetrybreaking modes, wake reversals existing in such flows, which are further clarified here by parametric sensitivity analysisusing flow perturbations. The physical features of such regimes are discussed on the basis of drag, pressure and velocitymeasurements at several upstream conditions and control parameters. By adding curved surfaces at the jet outlets totake advantage of the so-called Coanda effect, the effect of periodic actuation can be further reinforced leading to dragreductions of about 20 % in unsteady regime. In general, the unsteady Coanda blowing not only intensifies the basepressure recovery but also preserves the effect of unsteady high frequency forcing on the turbulent field. The presentresults encourage the development of fluidic control in road vehicles' aerodynamics as well as provide a complement toour current understanding of bluff body drag and its manipulation

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Ducloux, Olivier. "Microsystèmes Magnéto-Mécaniques (MMMS) pour le contrôle actif d'écoulements aérauliques." Phd thesis, Ecole Centrale de Lille, 2006. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00137786.

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Abstract:

Situé à l'intersection des besoins de l'industrie aéronautique et des possibilités offertes par les microtechnologies, le travail présenté dans ce mémoire concerne le dimensionnement, la réalisation et la caractérisation de micro-actionneurs à membrane souple permettant la fabrication de micro-jets pulsés pour le contrôle actif de décollement d'une part, et de micro-actionneurs à actionnement magnétostrictif intégré d'autre part. Ainsi, un cahier des charges précis est a d'abord été défini suite à l'analyse des phénomènes fluides liés au contrôle de décollement et à l'identification des besoins industriels dans ce domaine. Deux bancs de mesure ont ensuite été mis en place de manière à permettre la caractérisation complète des microjets pulsés, par ombroscopie ultra-rapide et anémométrie au fil chaud. Un prototype de microvalve dont le fonctionnement est fondé sur le pincement d'un canal microfluidique à l'aide d'une membrane souple a été dimensionné puis fabriqué. Une étude théorique du fonctionnement statique et dynamique du système couplé fluide-structure a permis d'identifier trois types d'actionnement et leur plage fréquentielle caractéristique : actionnement éléctromagnétique (0-600 Hz), auto-oscillation assistée (400-1500Hz) et auto-oscillation (1kHz – 2.5 KHz). Les prototypes fabriqués montrent quant à eux une vitesse de sortie supérieure à 100 m/s dans chacune de ces plages fréquentielles. L'optimisation de la géométrie des microvalves a ensuite été réalisée, ainsi qu'un premier packaging permettant la mise en place de barrettes d'actionneurs en soufflerie. Enfin, un microsystème innovant dont l'actionnement est fondé sur la vibration d'une micro-poutre recouverte d'un film magnétostrictif multicouche nanostructuré a été mis au point. Utilisant l'induction d'une instabilité magnétique de type Transition de Réorientation de Spin pour augmenter la sensibilité du système magnétique, nous avons montré qu'un couple de microbobines suffit à l'actionnement de ce type de structure mécanique, mettant ainsi en lumière de nouvelles méthodes d'actionnement tirant avantage des propriétés fortement non-linéaires des films magnétostrictifs au voisinage de la TRS.

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Sujar, Garrido Patricia. "Active control of the turbulent flow downstream of a backward facing step with dielectric barrier discharge plasma actuators." Thesis, Poitiers, 2014. http://www.theses.fr/2014POIT2265/document.

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Abstract:

Cette thèse s'inscrit dans le cadre d'un projet international (MARS) dont le but est d'améliorer l'efficacité du transport aérien par contrôle d'écoulement. Dans ce contexte, les travaux expérimentaux présentés ici sont focalisés sur l'utilisation d'un actionneur plasma à Décharge à Barrière Diélectrique (DBD) pour contrôler l'écoulement turbulent en aval d'une marche descendante (BFS) à Reh = 30000. Deux types de décharges sont étudiés : une ac-DBD qui produit une force électrohydrodynamqiue et une ns-DBD qui produit une onde de pression. Plusieurs positions de l'actionneur sont étudiés, de façon à optimiser les effets de la décharge sur l'écoulement. A l'aide d'un système PIV stéréoscopique, une étude étendue est destinée à l'évaluation des paramètres électriques du signal. Parmi tous les résultats obtenus, la zone de recirculation est réduite de 20%. De plus, d'autres quantités moyennes telles que les composantes de Reynolds, l'énergie cinétique et l'épaisseur de la couche cisaillée ont été aussi analysées. La dernière partie de la thèse comprend une analyse dynamique des modifications produites par l'actionneur. Pour cela, les structures dominantes sont examinées par leur signature fréquentielle et par une décomposition orthogonal aux valeurs propres (POD). Tous les résultats conduisent à la définition d'un cas d'action optimal pour lequel il est obtenu une réduction maximal de la longueur de rattachement. Le lâcher tourbillonnaire est renforcé par un mécanisme de type "lock-on"
This thesis is part of an international project (MARS) to improve air transport efficiency by active flow control strategy. In this context, the presented experimental works are focused on a surface Dielectric Barrier Discharge (DBD) as a solution to control the turbulent flow separation downstream a backward-facing step (BFS) at Reh = 30000. Two different plasma discharges are investigated: an ac-DBD resulting in a electrohydrodynamic force and a ns- DBD producing a pressure wave. Thanks to the versatility of plasma discharges and in order to optimize its effects on the flow, different locations of the DBD actuator have been investigated. Furthermore, an extended parametric study regarding the input variables of the discharge has been carried out by stereoscopic PIV. Among the obtained results, the mean reattachment length has been reduced up to 20%. In addition, other averaged quantities such as Reynolds stress components, the kinetic energy and the vorticity thickness of the separated shear layer have been analyzed to provide more extended information about the effects of the DBD actuator. The last part includes a dynamical analysis of the modifications produced by an optimal actuation. For that aim, the dominant structures are investigated by their signature in the frequency domain and by proper orthogonal decomposition (POD). All the results lead to the definition of an optimal actuation for which the mean reattachment position is reduced and the vortex shedding street can be reinforced by a lock-on control mechanism

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Graziani, Anthony. "Caractérisation et contrôle des fluctuations de pression en aval d'une marche montante : application au transport de fret ferroviaire." Thesis, Valenciennes, 2018. http://www.theses.fr/2018VALE0010.

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Abstract:

Les travaux présentés dans le cadre de cette thèse de doctorat concernent la problématique d’arrachement de bâches de semi-remorques convoyés par le réseau d’autoroutes ferroviaires. En effet, les phénomènes turbulents générés autour d’un tel convoi provoquent d’importantes fluctuations de pression sur les parois bâchées, entrainant des mouvements de forte amplitude menant à la rupture sur de longues périodes de sollicitation. Ce phénomène pouvant provoquer plusieurs types d’incidents pour l’exploitant du réseau (embrasement par contact caténaire, retard des trains, perte de marchandise, etc...), il est nécessaire de comprendre les phénomènes physiques mis en jeu et de dégager une solution de contrôle de l’écoulement satisfaisant les contraintes de l’industrie ferroviaire. Pour ce faire, une étude expérimentale et numérique de l’écoulement autour d’une configuration bidimensionnelle de marche montante a été réalisée afin de caractériser l’influence des différentes zones décollées sur les fluctuations de pression pariétale induites en aval de la marche. A cet effet, une série de mesures de champs de vitesse et de pression pariétale ont été réalisées dans la soufflerie du Lamih. Les résultats observés expérimentalement ont pu être confrontés à ceux obtenus par une approche numérique dans des conditions équivalentes. L’analyse de l’écoulement s’est principalement focalisée sur deux points. Le premier concerne la dynamique des zones de recirculation en interaction avec la couche de cisaillement. Une approche stochastique a été déployée, et a permis de mettre en évidence les mécanismes prépondérants à l’origine du phénomène. Le second point porte sur les liens entretenus entre ces mécanismes et les fluctuations de pression pariétale. Une approche modale, basée sur une décomposition orthogonale aux valeurs propres étendue, a permis de révéler l’importante contribution des basses fréquences dans ce cas de figure. Enfin, une solution de contrôle passive (déflecteur) a été testée et a permis de montrer que la suppression de ces mécanismes basse fréquence permet d’obtenir un gain en termes de pression pariétale pouvant aller jusqu’à 36% selon les configurations
The work presented in the framework of this doctoral thesis concerns the problem of the tarpaulins tearing off of semi-trailers conveyed by the motorways network. Indeed, the turbulent phenomena generated around such a convoy cause large pressure fluctuations on the walls, resulting in high amplitude movements leading to breakage over long periods of stress. This phenomenon can cause several types of incidents for the operator of the network (ignition by catenary contact, train delay, loss of goods,...), it is necessary to understand the physical phenomena involved and to define a flow control solution that take into account the rail industry constraints. To do this, an experimental and numerical study of the flow around a two-dimensional forward facing step configuration was carried out in order to characterize the influence of the different separated zones on the wall pressure fluctuations induced downstream of the step. For this purpose, a series of velocity field and wall pressure measurements were carried out in the Lamih wind tunnel. The experimental results could be compared with those obtained by a numerical approach under the same conditions. The flow analysis focused mainly on two points. The first concerns the dynamics of the recirculation zones interacting with the shear layer. A stochastic approach has been used, and has made it possible to highlight the dominant mechanisms at the origin of the phenomenon. The second point concerns the dynamical links between these mechanisms and the wall pressure fluctuations. A modal approach, based on an extended orthogonal decomposition, revealed the important contribution of the low frequencies in this case. Finally, a passive control solution (deflector) was tested and showed that the low frequency mechanisms suppression provide a wall pressure gain up to 36 % depending on configurations

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Sachdeva, Ankit. "Analyse, intégration et valorisation des technologies d'aspiration d'aubages dans les compresseurs de turboréacteurs." Phd thesis, Ecole Centrale de Lyon, 2010. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00574648.

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Abstract:

La performance du système de compression des turbomachines est limitée en grande partie par les décollements tridimensionnels; ils sont plus importants au niveau des parois internes où le fluide a tendance à décélérer dans les zones de faible impulsion. Ce travail de recherche met en œuvre l'aspiration de la couche limite afin de maîtriser les décollements dans les compresseurs. Ceci est obtenu par la mise en place de dispositifs d'aspiration sur le moyeu etle profil de l'aube afin de prélever judicieusement le fluide à faible énergie dans les couches limites et ainsi augmenter le taux de compression par étage. Cette thèse est issue de travaux de recherche réalisés conjointement avec l'Ecole Centrale de Lyon (ECL), l'Ecole Polytechnique Fédérale de Lausanne (EPFL) et l'ONERA. Ces travaux ont été financés par la Commission Européenne dans le cadre du programme NEWAC et l'entreprise SNECMA.Le cas test est une grille annulaire de redresseur conçu pour fonctionner avec des conditions d'entrée transsoniques. Des calculs stationnaires tridimensionnels RANS sont réalisés afin de définir la plage de fonctionnement de la grille en mettant l'accent sur l'étude des topologies d'écoulement aube-a-aube afin de comprendre la formation et la progression du décollement de coin au moyeu avec des incidences d'entrée croissantes. L'aspiration est réalisée sur le moyeu par une fente afin de mieux maîtriser les décollements tridimensionnels et ainsi accroître le taux de compression et la plage de fonctionnement. L'aspiration est sensible au débit massique aspiré; de faibles débits aspirés conduisent à des topologies d'écoulements complexes avec des performances dégradées, tandis que des débits aspirés plus élevés permettent de supprimer le décollement de coin et d'améliorer la performance à l'exception du point de plus forte incidence. L'analyse des topologies montre une recirculation de l'écoulement entre la cavité d'aspiration et la veine. Ce phénomène d'écoulement tridimensionnel très complexe influe sur la performance des aubages. Ainsi l'étude des topologies permet d'orienter le choix dans l'implémentation de systèmes conduisant à une meilleure maîtrise des écoulements.Cette stratégie d'aspiration est étudiée expérimentalement à l'EPFL où l'aspiration a été mise en œuvre au moyeu. Une nouvelle série d'études numériques réalisées avec les conditions d'entrée mesurées sur le banc d'essais associées à des hypothèses de calcul conduisent à une assez bonne concordance entre les mesures d'essais et la simulation numérique. En particulier, le décollement de coin est bien prédit par les calculs numériques.Des études théoriques ont été menées afin d'appliquer l'aspiration sur le profil de la pale et ainsi améliorer la capacité de diffusion des pales. Des études de sensibilité ont été réalisées sur divers paramètres tels que le positionnement des fentes d'aspiration et le débit aspiré qui ont conduit au choix d'une configuration finale retenue pour les essais. Des études réalisées avec de multiples et plus petites fentes d'aspiration sur le profil de la pale montrent le bien fondé de l'application d'un contrôle d'écoulement localisé sur les points critiques associés à des décollements. Ceci montre l'enjeu d'atteindre des niveaux de performance supérieurs avec des débits aspirés plus faibles.

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Shahab, Muhammad Farrukh. "ETUDE NUMERIQUE DE L'INFLUENCE DE L'IMPACT D'UNE ONDE DE CHOC ET D'UN TRANSFERT DE CHALEUR SUR UNE COUCHE LIMITE EN DEVELOPPEMENT." Phd thesis, 2011. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00665791.

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Abstract:

Dans l'optique de développer à terme des modèles pertinents et in fine améliorer le design de véhicules supersoniques, cette étude propose une analyse détaillée de l'influence d'un choc et d'un transfert de chaleur sur la structure de la turbulence au sein d'une couche limite supersonique. La stratégie numérique utilisée repose sur des simulations numériques directes des équations de Navier-Stokes à l'aide de schémas WENO et compact d'ordre élevé. Le développement complet de la couche limite est simulé à l'aide d'un forçage amont à la paroi afin de s'assurer du plus haut degré de réalisme dans la zone d'étude. Des conditions de séparation naissante et deux conditions thermiques de paroi (adiabatique et refroidie) sont considérées. L'analyse se concentre sur l'altération des caractéristiques moyennes et turbulentes à travers la zone d'interaction et au sein de la zone de relaxation, sur la base de profils moyens et de paramètres intégraux. L'amplification anisotrope des variables turbulentes est quantifiée tandis que les évènements turbulents associés à la modification de la structure globale sont identifiés. La forte modification des champs thermiques moyens et turbulents par le refroidissement est mise en exergue, notamment la diminution significative des quantités turbulentes à travers la couche. Par ailleurs, la réduction à la fois des longueurs d'influence amont, de séparation et de relaxation est mise en évidence.

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Dissertations / Theses on the topic 'Décollement couche limite'

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