Influence du sillage de l’installation motrice sur un écoulement d’extrados en configuration de vol de basse vitesse et de forte incidence. Recherche de stratégies de contrôle de l’écoulement

Effect of the engine installation wake on a wing extrados at low speed/high angle of attack flight conditions. Development of flow control strategies

• Auteur / Autrice : Matthieu Lucas
• Direction : Laurent Joly, Yannick Bury
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Dynamique des fluides
• Date : Soutenance le 26/06/2014
• Etablissement(s) : Toulouse, ISAE
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Mécanique, énergétique, génie civil et procédés (Toulouse)
• Partenaire(s) de recherche : Equipe de recherche : Équipe d'accueil doctoral Énergétique et dynamique des fluides (Toulouse, Haute-Garonne)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Institut supérieur de l'aéronautique et de l'espace (Toulouse, Haute-Garonne). Département aérodynamique, énergétique et propulsion

Mots clés

Mots clés contrôlés

Couche limite

Aérodynamique

Dynamique des fluides

Mots clés libres

Aérodynamique

Installation motrice

Tourbillons longitudinaux

Couche limite

Interactions

Urans

Piv

Aerodynamics

Engine installation

Longitudinal vortices

Boundary layer

Interactions

Urans

Piv

Résumé

Lors des phases de vol à basse vitesse et à forte incidence, les effets d’installation motrice sontpilotés par une dynamique tourbillonnaire complexe, instationnaire et en interaction pariétaleforte. Il en résulte en particulier, à la jonction du mât réacteur et de la voilure, l’apparition d’untourbillon de type trombe qui est advecté proche de l’extrados de la voilure. Son interaction avecla couche limite d’extrados a tendance à dégrader les performances aérodynamiques de l’aile etpeut favoriser son décrochage prématuré. Dans ces conditions de vol, l’écoulement autour del’installation motrice est alors régi par la concomitance de décollements locaux, d’interactionstourbillon / couche limite et tourbillon / tourbillon, ainsi que le développement d’instabilitéstelles que l’éclatement tourbillonnaire, le tout en présence d’un gradient de pression défavorableimposé par la voilure.Les travaux menés au cours de cette thèse visent dans un premier temps, par une recherchebibliographique ciblée, à identifier et à analyser les mécanismes tourbillonnaires imposés par laprésence d’une installation motrice proche de voilure afin d’améliorer la compréhension de leurimpact sur les performances aérodynamiques de l’avion. Une attention particulière est portéesur l’analyse des phénomènes d’interaction tourbillon / couche limite qui se produisent sur l’extradosde la voilure.En se basant sur les formes tri-dimensionnelles complexes d’un avion de transport commercial,une simplification géométrique du système Nacelle/Mât/Voilure est proposée. Dans certainesconditions d’angle d’incidence et de dérapage, cette géométrie de référence permet de reproduireune dynamique tourbillonnaire analogue à celle rencontrée sur un avion. Plus spécifiquement,l’accent est porté sur la capacité de cette géométrie à générer un tourbillon de type trombe.Sur cette base, les travaux menés au cours de cette thèse s’intéressent ensuite à caractériserl’influence de modifications locales de la forme du mât sur cette dynamique tourbillonnaire,et notamment sur le tourbillon de type trombe naissant à la jonction mât/voilure. Afin de répondreà ces objectifs, deux approches complémentaires de la mécanique des fluides sont mises enœuvre : d’une part, une approche numérique menée à travers des calculs chimères stationnaireset instationnaires de types RANS et URANS; d’autre part une approche expérimentale conduitepar le biais d’essais en soufflerie mettant en œuvre des visualisations par enduit pariétal ainsique de la PIV bi-composante et stéréoscopique. Une cartographie exhaustive de l’écoulement estainsi obtenue autour de la géométrie de référence et des différents effets de forme. Combiné àun algorithme de suivi des structures cohérentes, les phénomènes tourbillonnaires en interactionpariétale forte sont alors précisément caractérisés. En l’absence de dérapage, l’écoulement autourde la géométrie de référence en incidence est symétrique. Deux structures tourbillonnairescontra-rotatives, générées de part et d’autres des flancs du mât simplifié sont advectés sur l’extradosde la voilure. Cette topologie d’écoulement, partiellement connue de la littérature, a enpartie permis de valider les méthodes expérimentales et numériques mises en place ici. La miseen dérapage de la géométrie en incidence complique l’écoulement et permet de restituer uneorganisation tourbillonnaire analogue à celle rencontrée sur un avion réel, avec en particulier lagénération d’un tourbillon trombe. Le bon accord des résultats expérimentaux et numériques, etla complémentarité des méthodes ont ainsi apporté des éléments de réponse sur les mécanismesà l’origine des décollements locaux d’extrados, qui favorise le décrochage prématuré de la voilure.

At low speed/high angle of attack flight conditions, the presence of the powerplant installationunder the wing initiates a complex and unsteady vortical flow field at the nacelle/pylon/wingjunctions. In particular, it results the occurrence of a tornado-like vortex on the pylon crestwhich is advected close to the upper wing. The interaction of this vortical flow with the upperwing boundary layer causes a drop of aircraft performances and can promote a premature stallmechanism. In this flight conditions, the flow field around the engine installation is led by theconcomitance of local boundary layer separations, vortex-wall and vortex-vortex interactions,instabilities like vortex breakdown as well as a strong adverse pressure gradient imposed by thewing.First, thanks to a targeted bibliographic research the present thesis work aims at identifyand analyse the vortical flow field imposed by the presence of the engine installation close tothe wing, in order to have a more comprehensive knowledge of the complex physics. So, it isinitially proposed to simplify the nacelle/pylon/wing configuration of a real transport aircraftby isolating some fundamental mechanisms responsible for this vortical physics, highly designsensitive.In certain conditions of angle of attack and side-slip angle, this simplified geometry isable to recover this particular vortex dynamics interacting with the upper wing boundary layer.Second, based on this previous work, the influence of different local changes of pylon designas well as the influence of the swept wing on the vortex dynamics, and more particularly on thetornado-like vortex are characterised.In order to fulfil these objectives, this thesis work relies on Reynolds Averaged Navier Stokes(RANS) and unsteady Reynolds Averaged Navier Stokes (URANS) computations, oil flow visualizationsand stereoscopic Particle Image Velocimetry (3C-PIV) measurements. An exhaustivecartography of the flow field is then obtained around the simplified geometry and the differentdesign effects. The vortex dynamics thus produced is described in terms of vortex core position,intensity, size, tangential velocity and fluctuating intensity thanks to a vortex trackingapproach. Without side-slip angle, the flow field around the simplified geometry at incidence issymmetric and is characterized by the separation and the longitudinal rolling-up of the cylinderboundary layer into two main counter-rotating vortices distributed on both sides of the cylinder.This vortical topology, partially known in the literature, enables to validate numerical andexperimental methods used here. With a certain side-slip angle, the analysis of the simplifiedgeometry brought to light a more complex vortex dynamics, close to a real aircraft in high-liftflight conditions. This analysis, obtained from the computations and the PIV measurements,highlights the influence of the tornado-like vortex initiated at the pylon/wing junction on theseparation process of the boundary layer near the upper wing leading-edge, which can lead tothe premature stall mechanism.