Modélisation et contrôle d'une aile en présence d'oscillations aéroélastiques de grande amplitude et à faible nombre de Reynolds

Modeling and control of a wing at low Reynolds number with high amplitude aeroelastic oscillations

• Auteur / Autrice : Fabien Niel
• Direction : Luca Zaccarian, Alexandre Seuret
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Automatique
• Date : Soutenance le 26/01/2018
• Etablissement(s) : Toulouse, ISAE
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Systèmes (Toulouse ; 1999-....)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Laboratoire d'Analyse et d'Architecture des Systèmes (Toulouse ; 1968-....)
• Jury : Président / Présidente : Isabelle Queinnec
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Charles Poussot-Vassal, Giorgio Valmorbida
• Jury : Rapporteur / Rapporteuse : Marc Jungers, Marco Lovera

Mots clés

Mots clés contrôlés

Inégalités matricielles linéaires

Systèmes non linéaires

Aéroélasticité

Mots clés libres

Contrôle des écoulements

Stabilité et contrôle de systèmes non-Linéaires

Aéroélasticité

Saturation

Contrôle LQR

LMI

FlowContrôle des é control

Stability and control for non-Linear systems

Aeroelasticity

Saturation

LQR control

LMI

Résumé

L’objectif de cette thèse est de fournir une approche générale permettant d’aborder les problèmes de contrôle aéroélastique.Tout d’abord, un modèle d’aile oscillante est développé afin de rendre compte des phénomènes d’hystérésis des charges aérodynamiques et de décrochage dynamique qui peut être observé, particulièrement à fort angles d’attaque ou à faible nombre de Reynolds. Le modèle est alors entraîné et comparé avec succès aux résultats expérimentaux obtenus pour une aile NACA 0018. Ce modèle, comme de nombreux modèles aérodynamiques, souffre d’une complexité inhérente et de non-linéarités qui rendent son analyse et son contrôle complexes. Par conséquent, le modèle a été modifié afin d’inclure les non-linéarités dans une formulation polytopique aux paramètres incertains. S’appuyant sur la théorie de la commande linéaire quadratique et utilisant les inégalités des matrices linéaires, plusieurs théorèmes sont développés, considérant les saturations qui sont un problème majeur et récurent de la dynamique du vol. Les théorèmes sont alors appliqués avec succès au cas du stall flutter en présence de saturations en position et en vitesse.

This thesis aims at providing a general approach for aeroelastic control. First, an aeroelastic model of an oscillating wing is developed to capture the phenomena of hysteresis of aerodynamic load and dynamic stall which can be observed at low Reynolds number or large angles of attack. The model is then trained and successfully compared to experimental data for a NACA 0018 wing. This model, like many aeroelastic models, suffers from its inherent complexity and nonlinearities which make its analysis and control challenging. Consequently, the set of equations is conveniently manipulated to encapsulate the nonlinearities in a polytopic formulation with unknown parameters. Then, based on linear quadratic regulation theory and using framework of linear matrix inequalities, several theorems are developed considering saturations which are a major and recurrent issue in flight control. The theorems are then successfully applied to solve the problem of stall flutter in presence of rate and magnitude saturations.