Etude experimentale du décollement sur profils d'aile : analyse et contrôle

par Sébastien Bourgois

Thèse de doctorat en Mécanique des milieux fluides

Sous la direction de Jean Tensi et de Jean-Paul Bonnet.

Soutenue en 2006

à Poitiers , dans le cadre de École doctorale Sciences pour l'ingénieur et aéronautique (Poitiers ; 1992-2008) .

mots clés

• Aérodynamique
• Couche limite
• Portance
• Sillage (aérodynamique)

Résumé

Le décollement de la couche limite est un phénomène aérodynamique, généralement indésirable sur un profil d'aile en incidence, qui occasionne une diminution des performances de la voilure. De nombreux auteurs ont montré qu'il est possible d'éliminer ou, le cas échéant, de retarder l'apparition des décollements en implantant des dispositifs de contrôle appelés « actionneurs » sur l'aile. Des actionneurs, de type fluidique, ont été comparativement utilisés sur deux configurations expérimentales : un profil épais symétrique NACA 0015, siège de décollements de type « bord de fuite » et un profil symétrique ONERA D caractérisé par des décollements de type « bord d'attaque ». Placés en proche paroi d’extrados, les actionneurs se présentent sous la forme d’injecteurs discrets ou sous la forme d’une fente de faible épaisseur, le soufflage étant stationnaire ou instationnaire. Nous avons étudié l'influence de différents paramètres (géométrie des actionneurs, fréquence et intensité de l'excitation, …). Il a été possible de mettre en évidence une modification profonde des structures de l'écoulement sous les effets du contrôle qui favorise le processus de recollement de la couche limite et aboutit à une augmentation de la portance et à une réduction considérable de la traînée. Cette étude consacrée à la validation de l'efficacité de différents modes d'action et à la compréhension des mécanismes de recollement est actuellement complétée par une approche instationnaire du contrôle (quantification des temps de réponse caractéristiques des actionneurs et de l'écoulement). Elle constitue la première étape vers la mise en place sur les voilures, à plus long terme, d'un système de contrôle rétroactif.

Titre traduit

Experimental study of separation over airfoils : analysis and control

Résumé

The separation of a boundary layer is generally an undesirable aerodynamic phenomenon over a pitched airfoil due to its adverse effects on the performances of the wing. Many authors have shown that it is possible to suppress or, at least, to delay separation by introducing control devices named “actuators” over the airfoil. Fluidic actuators have been tested on two experimental configurations: a NACA 0015 airfoil where a trailing-edge separation is occurring and an ONERA D, a symmetric airfoil characterized by leading-edge separation. The actuators, which are installed on the upper side of the wing, are composed either by a series of discrete injectors or a thin slot, the blowing being either steady or unsteady. We have studied the influence of different parameters (actuator geometry, excitation frequency and intensity …). We have discovered a significant modification of the flow structures under the effects of control which favour the reattachment process and lead to a lift increase and a considerable decrease in drag. This study is dedicated to the control authority of fluidic actuators in reattaching a separated shear layer. It is the first step towards the implementation of reactive control system. Future works involve the study of the physics of the dynamic process of attachment and separation.