Flottement d'un profil aérodynamique dans des régimes d'écoulements transitionnels.

Airfoil flutter in transitional flow regimes.

• Auteur / Autrice : Romain Peron
• Direction : Olivier Marquet
• Type : Projet de thèse
• Discipline(s) : Mécanique des fluides
• Date : Inscription en doctorat le 01/10/2022
• Etablissement(s) : université Paris-Saclay en cotutelle avec Université de technologie Swinburne
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Sciences mécaniques et énergétiques, matériaux et géosciences (Gif-sur-Yvette, Essonne ; 2015-....)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : ONERA - MFE - Mécanique des Fluides et Energétique
• Partenaire(s) de recherche : Référent : CentraleSupélec (2015-....)

Mots clés

Mots clés libres

Interaction fluide-structure

Mécanique des fluides numérique

Flottement de séparation laminaire

Analyse de stabilité aéroélastique globale

Fluid-structure interaction

Computational fluid dynamics

Laminar separation flutter

Global aeroelastic stability analysis

Résumé

Afin de réduire l'empreinte environnementale des avions civils, les constructeurs redessinent la forme des ailes pour améliorer leurs performances aérodynamiques. La forme des ailes est optimisée pour retarder la transition laminaire/turbulent dans la couche limite et ainsi diminuer la traînée de frottement de la peau des ailes. Ces avantages aérodynamiques peuvent toutefois être atténués par l'apparition de nouveaux phénomènes aéroélastiques qui sont encore partiellement compris et qui affectent l'intégrité structurelle des ailes. Le phénomène de flottement, qui est un mouvement spontané de l'aile induit par son couplage avec l'écoulement environnant, peut être modifié par l'état de la couche limite qui se développe au-dessus des ailes. Pour les couches limites turbulentes, le flottement se produit classiquement par le couplage de deux modes structurels. Mais lorsque la couche limite est laminaire sur une grande partie de l'aile, le flutter peut apparaître avec un seul mode structurel et potentiellement pour une vitesse critique de flutter plus faible. L'objectif de cette thèse est d'étudier numériquement et expérimentalement le flottement des ailes laminaires dans des conditions d'écoulement subsoniques.

In view of diminishing the environmental footprint of civil aircrafts, the manufacturers are redesigning the wing shape to improve their aerodynamic performance. Shape of wings are optimized to delay the laminar/turbulent transition in the boundary layer and thus decrease the skin friction drag of the wings. These aerodynamic benefits may however be mitigated by the occurrence of new aeroelastic phenomena that are still partially understood and affect the structural integrity of wings. The flutter phenomenon, which is a spontaneous wing's motion induced by its coupling with the surrounding flow, may be modified by the state of the boundary layer developing over the airfoils. For turbulent boundary layers, the flutter classically occurs by the coupling of two structural modes. But when the boundary layer is laminar over a large part of the airfoil, the flutter may appear with only one structural mode and potentially for lower critical flutter speed. The objective of this thesis is to investigate numerically and experimentally the flutter of laminar wings in subsonics flow conditions.