Etude et contrôle du décrochage d'ailes et gouvernes de missile en régime transsonique

Study and control of missile wings and fins in the transonic regime

• Auteur / Autrice : Jacques Riou
• Direction : Claude Basdevant
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Mathématiques appliquées
• Date : Soutenance en 2009
• Etablissement(s) : Paris 13

Mots clés

Mots clés contrôlés

Mécanique des fluides

Tourbillons (mécanique des fluides)

Aérodynamique

Avions -- Ailes en flèche

Résumé

Les ailes à forte flèche sont couramment utilisées dans l'industrie de l'armement car elles permettent de limiter le déplacement du centre de poussée lors du passage du régime subsonique au régime supersonique et assurent une portance supplémentaire par rapport aux ailes à faible flèche. Néanmoins, l'écoulement autour de ces ailes est le siège de nombreux phénomènes instationnaires qui ne sont pas pris en compte par des méthodes classiques de type RANS. Un objectif de cette thèse est ainsi l'étude de ces phénomènes par le biais de simulations numériques hybrides RANS/LES. De plus, on cherchera à augmenter les performances de telles ailes en proposant des stratégies de contrôle. Un premier axe de recherche a été d'étudier les effets de compressibilité sur l'écoulement sensible à une augmentation de compressibilité. En particulier, de nombreuses interactions choc/tourbillon ont été identifiées comme étant à l'origine d'une modification de la dynamique du tourbillon d'apex et de son éclatement précoce. Le deuxième axe de recherche est le contrôle du décrochage d'une gouverne de missile à flèche modérée placée dans un écoulement transsonique. L'analyse physique des champs instantanés et moyen a permis d'identifier les phénomènes instationnaires présents dans l'écoulement et de proposer des stratégies de contrôle du décrochage. En particulier, il a été montré que des jets pulsés/synthétiques ou des oscillations en tangage sont de bons candidats pour réduire la taille de l'écoulement décollé et ainsi d'augmenter la finesse de la gouverne.

Slender wings are communally used in weapon industry because they limit the displacement of the aerodynamic center of pressure when the flow becomes supersonic and ensure an additional lift in comparison with non-slender wings. However, flows over such wings are dominated by numerous unsteadies phenomena which are not predicted by classical RANS computations. Then, an objective of this thesis is to study these phenomena by the use of hybrids RANS / LES computations. Moreover, we will try to increase aerodynamic performances of such wings by the mean of some control stratégies. A first part of the vortical flow developing over a slender delta wing. It has been demonstrated that this flow is sensitive to increase of compressibility. Particularly, numerous shock / vortex interactions have been identified as being the reasons of the modification of the leading-edge vortex dynamic and of its early breakdown. The second part of the work is the control of the stall of a moderately swept missile fin in the transonic regime. The physical analysis of instantaneous and time-averaged flows allows the identification of unsteadies phenomena present in the flow and then to propose some stall control strategies. Particularly, it has been shown that pulsed / synthetic jets or pitching oscillations efficiently reduce the separated flow size and increase the performances of the fin.