Contrôle passif des instabilités aéroélastiques des ailes d'avion par ajout d'oscillateurs non linéaires

Passive aeroelastic control of aircraft wings via nonlinear oscillators

• Auteur / Autrice : Claudia Fernandez Escudero
• Direction : Guilhem Michon, Annie Ross
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Génie mécanique, mécanique des matériaux
• Date : Soutenance le 07/05/2021
• Etablissement(s) : Toulouse, ISAE en cotutelle avec Polytechnique Montréal (Québec, Canada)
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Aéronautique-Astronautique (Toulouse)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Institut Clément Ader (Toulouse ; 2009-....)
• Jury : Président / Présidente : Frederick Gosselin
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Guilhem Michon, Annie Ross, Frederick Gosselin, Emmanuel de Langre, Grigorios Dimitriadis, Eric Laurendeau, Sébastien Prothin, Fabio Vetrano
• Jury : Rapporteurs / Rapporteuses : Emmanuel de Langre

Mots clés

Mots clés contrôlés

Commande passive

Ailes volantes

Aéroélasticité

Mots clés libres

Aeroelasticité

Contrôle passif

Aile

Aeroelasticity

Passive control

Wing

Résumé

Les phénomènes aéroélastiques ont lieu lorsqu’une structure interagit avec un écoulement qui l’entoure et elles sont une des principaux facteurs qui limitent l’enveloppe de vol des avions.Cette interaction fluide-structure peut entraîner de l’endommagement structurel, immédiat ou du à la fatigue. Depuis le début de l'histoire aéronautique, l'aéroélasticité a toujours été un facteur important dans la conception des avions. De nos jours, les progrès de l'industrie aéronautique conduisent à la conception d'ailes plus efficaces, présentant généralement des géométries plus allongées et l'utilisation de matériaux plus légers et plus flexibles. Ces nouvelles ailes sont plus sujettes que jamais à un comportement aéroélastique, ce qui signifie que le contrôle aéroélastique reste un domaine d'étude important. De plus, les nouveaux designs des drones remettent en question l'aéroélasticité traditionnelle.L'objectif de ce travail est de présenter, analyser et tester une solution innovante qui contrôle le comportement aéroélastique d'une aile d'avion pour des conditions de vol plus sûres et / ou une enveloppe de vol élargie. La solution présentée est basée sur des absorbeurs secondaires utilisés à ce jour sur d'autres applications, comme les ponts suspendus. Le système de contrôle est passif, ce qui signifie qu’aucun apport d'énergie externe n'est requis. Le système est intégré dans l'aile par un volet qui oscille dans l’écoulement. Les avantages de ce volet sont que l'oscillateur secondaire est placé dans l’écoulement pout bénéficier d'un amortissement aérodynamique et qu'il ajoute une masse faible, ce qui est toujours une priorité en aéronautique. Le système de contrôle peut présenter une rigidité non linéaire le rendant efficace aux fréquences large bande. C'est une caractéristique importante car les fréquences de l'aile évolueront avec la vitesse du vent.Afin de présenter et valider ce dispositif de contrôle innovant dans le domaine complexe de l'aéroélasticité non linéaire, une double approche est suivie utilisant à la fois l'analyse expérimentale et des simulations numériques. Concernant l'approche expérimentale, deux bancs d'essais sont créés et testés en soufflerie: une aile bidimensionnelle et une aile tridimensionnelle.Le premier banc expérimental consiste en une configuration d'aile bidimensionnelle à deux degrés de liberté, avec un volet qui peut être bloqué ou débloqué comme troisième degré de liberté, agissant comme oscillateur secondaire. Cette maquette permet de réaliser une preuve de concept du système de contrôle et met en évidence les avantages des caractéristiques non linéaires par rapport à une version linéaire. On observe que l'aile bidimensionnelle présente du flottement classique par coalescence de ses deux modes structuraux. Lorsque le système de commande est débloqué, la vitesse de flottement augmente, ainsi élargissant l'enveloppe de vol. De plus, le système de commande montre de bonnes performances de dissipation des vibrations pendant le régime post-flottement, en particulier lorsqu'il est équipé d'une rigidité non linéaire

Aeroelastic behaviour occurs when an elastic structure interacts with a flow surrounding it and is one of the main limiting factors regarding aircraft flight envelopes. This fluid structure interaction can lead to fatal structural damage either immediate or from fatigue. Since the beginning of aeronautical history aeroelasticity has always been an important factor in aircraft design. Nowadays, progress in the aeronautics industry is leading to more efficient wing designs, generally featuring more elongated geometries and the use of lighter and more flexible materials. These new designs are more prone than ever to aeroelastic behavior which means that aeroelastic control remains an important area of study. Furthermore, new flying devices such as drones are challenging traditional aeroelasticity.The objective of this work is to present, analyze and test an innovative solution which controls the aeroelastic behavior of an aircraft wing leading to safer flight conditions and/or to a larger flight envelope. The solution presented is based on secondary absorbers used up to this date on other applications, such as suspension bridges. The control system is passive, meaning no external energy input is required. The system is integrated in the wing by means of a flap which will oscillate in the flow. The advantages of this flap are that the secondary oscillator is placed in the flow and therefore benefits from aerodynamic damping and that it adds low mass, which is always a priority in aeronautics. The control system can feature a nonlinear stiffness making it efficient at broadband frequencies. This is an important feature as the wing’s frequencies will evolve with changing wind speed.In order to present and validate this innovative control device within the complex field of nonlinear aeroelasticity, a double approach is followed using both experimental analysis and numerical simulations. Regarding the experimental approach, two test benches are created and tested in the wind tunnel: a bidimensional and a tree-dimensional wing.The first experimental setup consists of a bidimensional wing setup with 2 degrees of freedom with a flap which can be blocked or unblocked as the third degree of freedom acting as the secondary oscillator. This test bench enables a proof of concept of the control system and highlights the advantages of its nonlinear features with respect to a linear version. The bidimensional wing is observed to present classic flutter by coalescence of its two structural modes. When the control system is unblocked, the flutter speed increases, enlarging the flight envelope. Additionally the control system shows good vibration dissipation performances during the post flutter regime, especially when equipped with nonlinear stiffness.The second experimental setup consists of a three-dimensional elastic wing setup, clamped at one end and free at the other. Again, similarly to the first test bench, the wing has a flap which can be unblocked and equipped as the passive control system only in this case it has a more localized realistic effect. The objective of the setup was to make a second proof of concept of the control system but this time considering three dimensional structural and aerodynamic effects. The nonlinear features, advantageous in the previous proof of concept, are retained for the control device. The three dimensional wing presented vortex induced vibrations and vibration dissipation was observed by unblocking the control device. However as some of the parameters in the passive control flap were modified, the importance of a correct design was highlighted.The need to carry out parametric optimization of the control device makes numerical simulations a strong asset.