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Dans les dernières décennies, différents types de matériaux tels que l'aluminium et les composites ont été utilisés dans le domaine des drones (civil et militaire). Cependant, nous soupçonnons que les composites bois-plastique auraient un niveau de performance et technique qui permettrait de concurrencer avec ces matériaux. C’est dans ce cadre que le projet s’inscrit et il concerne une étude sur le potentiel d’utilisation des bio-composites pour les secteurs des drones de petites dimensions. Pour cela, des bio-composites renforcées par des particules de sciure de bois, en trois concentrations massique différentes (20%, 30% et 40%), ont été utilisés et mécaniquement caractérisé (module d'élasticité, la résistance mécanique maximale et allongement à la rupture). L’étude a été effectuée sur l’effet du vent (en incidence et en vitesse) sur le comportement mécanique, en déformation et en contraintes, sur un drone de type FX 66-S-196. À cet effet, le Logiciel Fluent a été utilisé pour la modélisation numérique. Les résultats obtenus sont confrontés à ceux obtenus sur le profil FX 66-S-196 en aluminium. L’analyse a montré que les bio-composites possèdent un niveau de performance et technique élevé pour concurrencer l’aluminium pour la conception et la fabrication de pales de petites dimensions pour les drones. Cette nouvelle génération de pales permettrait de concurrencer avec les pales traditionnelles tout en respectant les exigences environnementales.

Depuis quelques années, la possibilité d’augmenter la mobilité urbaine à l’aide de taxis aériens est de plus en plus envisagée par les entreprises de l’industrie aéronautique, dont Airbus, Lilium et Bell. Certaines de celles-ci ont décidé d’utiliser des systèmes de propulsion à soufflantes carénées linéaires basculantes pour leur taxi aérien. Un des inconvénients majeurs des soufflantes carénées est leur efficacité propulsive moindre à haute vitesse comparativement à des rotors conventionnels à cause de la traînée générée par leur carénage. De plus, les soufflantes carénées sont susceptibles de subir un décrochage de leur bord d’attaque si elles opèrent à des angles d’attaque trop élevés. Typiquement, afin de limiter les risques de décrochage, des carénages épais sont employés. Par contre, ceci accroît la traînée générée par le carénage. L’utilisation de carénages à géométrie variable pourrait être une solution afin d’améliorer l’efficacité propulsive des soufflantes carénées. À cet effet, les effets aérodynamiques d’un carénage à géométrie variable sur un taxi aérien à soufflantes carénées linéaires basculantes sont étudiés grâce à des simulations de mécanique des fluides numériques. Ceci est fait en évaluant les impacts de certains des paramètres de conception clés des soufflantes carénées sur une large gamme de conditions d’opération. Les simulations sont effectuées en vol stationnaire et en vol vers l’avant sur trois soufflantes carénées linéaires basculantes montées sur le bord de fuite d’une demi-aile. Les soufflantes sont représentées dans les simulations numériques par des forces de volume équivalentes calculées par la théorie des éléments de pale. Les résultats des simulations ont permis de quantifier l’interaction aéropropulsive entre les soufflantes carénées et l’aile ainsi que de comparer la consommation d’énergie de soufflantes carénées à géométrie variable sur une mission typique de taxi aérien à celle de soufflantes carénées à géométrie fixe. Il s’avè

Depuis quelques années, la possibilité d’augmenter la mobilité urbaine à l’aide de taxis aériens est de plus en plus envisagée par les entreprises de l’industrie aéronautique, dont Airbus, Lilium et Bell. Certaines de celles-ci ont décidé d’utiliser des systèmes de propulsion à soufflantes carénées linéaires basculantes pour leur taxi aérien. Un des inconvénients majeurs des soufflantes carénées est leur efficacité propulsive moindre à haute vitesse comparativement à des rotors conventionnels à cause de la traînée générée par leur carénage. De plus, les soufflantes carénées sont susceptibles de subir un décrochage de leur bord d’attaque si elles opèrent à des angles d’attaque trop élevés. Typiquement, afin de limiter les risques de décrochage, des carénages épais sont employés. Par contre, ceci accroît la traînée générée par le carénage. L’utilisation de carénages à géométrie variable pourrait être une solution afin d’améliorer l’efficacité propulsive des soufflantes carénées. À cet effet, les effets aérodynamiques d’un carénage à géométrie variable sur un taxi aérien à soufflantes carénées linéaires basculantes sont étudiés grâce à des simulations de mécanique des fluides numériques. Ceci est fait en évaluant les impacts de certains des paramètres de conception clés des soufflantes carénées sur une large gamme de conditions d’opération. Les simulations sont effectuées en vol stationnaire et en vol vers l’avant sur trois soufflantes carénées linéaires basculantes montées sur le bord de fuite d’une demi-aile. Les soufflantes sont représentées dans les simulations numériques par des forces de volume équivalentes calculées par la théorie des éléments de pale. Les résultats des simulations ont permis de quantifier l’interaction aéropropulsive entre les soufflantes carénées et l’aile ainsi que de comparer la consommation d’énergie de soufflantes carénées à géométrie variable sur une mission typique de taxi aérien à celle de soufflantes carénées à géométrie fixe. Il s’avè

Les nouvelles réglementations en matière de contrôle des émissions sonores des futures générations d’aéronefs contraignent les motoristes à développer des systèmes de propulsion de moins en moins bruyants. L’étage de soufflante d’un turboréacteur étant la source de bruit la plus importante d’un avion en phases d’approche et de décollage, il convient alors de s’intéresser de près aux sources de bruit d’origine aérodynamique que l’on rencontre au sein de cet étage. En particulier, le manque de connaissances sur les phénomènes physiques à l’origine du bruit émis par l’écoulement de jeu en tête de pale de soufflante de turboréacteur a conduit à cette thèse. Cette dernière vise ainsi à reproduire de façon numérique, par l’utilisation de méthodes haute-résolution (LES pour Large-Eddy Simulation), l’écoulement de jeu autour de trois configurations particulières, puis à identifier les principales sources de bruit de jeu. La première configuration est composée d’un profil fixe placé entre deux plaques planes, avec la présence d’un jeu entre le profil et l’une des plaques. Cette configuration académique vise à mettre en avant les sources issues de l’écoulement de jeu sans prendre en compte l’ensemble des mécanismes que l’on rencontre au sein d’une turbomachine. Puis, une grille d’aubes de compresseur linéaire avec jeu constitue la seconde configuration à l’étude, afin de mettre en avant l’influence de l’effet de grille dans les mécanismes de production et de propagation d’ondes acoustiques issues de l’écoulement de jeu. Enfin, une pale de turboréacteur à double flux constitue l’application industrielle finale, afin de prendre en compte l’ensemble des mécanismes à l’origine du bruit de jeu, en particulier pour mettre en avant l’influence des effets de rotation. Les simulations numériques sont validées en comparant les résultats aérodynamiques et acoustiques aux résultats des études expérimentales effectuées sur les mêmes configurations. Puis, les sources de bruit sont analysée, Future aircraft propulsion systems have to face new regulations for noise emissions. De- creasing the noise emitted by a turbofan engine is now one of the main constraints for engine manufacturers. Fan noise is known as the major noise source at approach and take- off regimes for a modern turbofan engine, and in particular the tip noise source from the tip-leakage flow is lacking some physical understanding. Thus, the main purpose of this thesis is to needed to fully understand the main mechanisms that drive the formation and the propagation of the acoustic waves created by the interaction of the tip-leakage flow with the adjacent surfaces. The second goal of this thesis is to reproduce numerically the tip-leakage flow for three particular configurations using high-fidelity simulations (Large- Eddy Simulations), and then identify the main noise sources. The first configuration is composed of a fixed airfoil mounted between two flat plates, with a gap between the airfoil and one of the plates. This academic configuration aims at highlighting the tip-gap source only without taking into account other phenomena involved in the tip-leakage flow inside a turbofan engine. Then, a linear compressor cascade with tip gap constitutes the second configuration and allows identifying the influence of the cascade effects on the emission and propagation mechanisms related to the tip noise sources. Finally, a turbofan blade from a modern scaled turbofan engine represents the industrial test case in order to take into account all the mechanisms involved in the noise emission, especially to highlight the influence of the rotational effects. Numerical simulations are validated through compar- isons of the aerodynamic and acoustic fields with experimental results achieved on the same configurations. Then, the noise sources are analyzed thanks to the identification and the interaction of the main vortical structures from the tip-leakage flow. Finally, advanced post-processing t

Une soufflerie réfrigérée givrante est un outil essentiel afin d’évaluer la performance d’appareils aérodynamiques tels que les avions. En effet, l’accumulation de glace sur leurs composantes critiques peut s’avérer extrêmement dangereuse et l’envergure de tels appareils rend difficile d’effectuer des essais à grandeur réelle. Ce mémoire porte sur les caractéristiques thermodynamiques et aérodynamiques de l’écoulement d’air de la soufflerie réfrigérée à basse vitesse du laboratoire international des matériaux antigivres (LIMA). De plus, la qualité et les caractéristiques du nuage givrant produit à l’aide de rampes de gicleurs ont été évalué. En particulier, l’uniformité spatiale et stabilité temporelle des caractéristiques incluant la distribution de vitesse, le pourcentage de turbulence, l’angle de l’écoulement et la distribution de température sont étudiés. De plus, le nuage givrant a été caractérisé en fonction de son uniformité spatiale, de son contenu en eau liquide (LWC) et du diamètre des gouttelettes (MVD). Le tout en accord avec la pratique recommandée ARP5905 de la Society of Automotive Engineers (SAE). Plusieurs instruments de mesure ont été utilisés afin d’accomplir ces tâches incluant un tube de Pitot pour la vitesse, des thermocouples pour la température, un anémomètre à fil chaud pour la turbulence et une sonde à cinq trous pour l’angle de l’écoulement. Ces appareils ont été utilisés conjointement à un système de déplacement automatisé de la section d’essai. Trois méthodes ont été utilisées pour déterminer la teneur en eau liquide (LWC) du nuage givrant à des fins de comparaison soit : la méthode du profil aérodynamique, la méthode du cylindre rotatif et une sonde de type King. La grosseur des gouttelettes (MVD) a été déterminée à l’aide de la méthode de l’huile de silicone en accord avec la pratique AIR4906. L’état des performances de la soufflerie a été analysé à l’aide des données recueillies lors des essais de caractérisation. Ceux-ci ont démontré

En vue d’appliquer la technologie d’aile déformable sur l’empennage horizontal du Cessna Citation X, le LARCASE devait mettre au point un modèle aérodynamique précis de l’empennage. À cette fin, l’équipe devait déterminer la géométrie de l’aile, en particulier la forme du profil de l’empennage qui est strictement confidentielle. Grâce à une méthode de rétro-ingénierie, les chercheurs ont réussi à trouver la forme du profil offrant des performances proches du profil original.

L’objectif principal de la thèse est de développer une approche numérique basée sur la dynamique computationnelle des fluides (CFD) pour modéliser une excitation produite par une couche limite turbulente (TBL) et, par la suite, prédire le bruit à l’intérieur de l’automobile. A cet égard, deux corps non profilés (bluff) ont été considérés : a) Un obstacle représentatif du pilier A et b) un rétroviseur générique. Ces deux corps non profilès sont placés sur un système plaque-cavité qui représente la cabine intérieure et la vitre latérale d’une automobile. Les fluctuations de la pression pariétale (WPF) sont finement résolues en utilisant une analyse CFD. Par la suite, elles sont quantifiées en termes de spectre de puissance, de spectre croisé, de cohérence et de spectre de fréquence d’onde en utilisant le code k-omega développé dans cette thèse. Grâce à la longue durée calculée par CFD, et de la finesse du maillage, les zones acoustiques et aérodynamiques sont correctement capturées pour une analyse vibro-acoustique poussée. Trois stratégies numériques sont proposées pour calculer la puissance injectée à la plaque : 1) Identification des paramètres empiriques du modèle Corcos à partir de la WPF, 2) Calcul de la puissance injectée dans le domaine du nombre d’ondes, et 3) Échantillonnage aléatoire de l’excitation TBL. Ces différentes approches ont été comparées et discutées pour proposer une approche optimale du point de vue computationnel. En d’autres termes, la véritable réalisation a consisté à trouver une méthode efficace en terme du temps de calcul pour coupler le modèle CFD de la WPF aux modes propres de la plaque afin d’obtenir la puissance injectée. Le couplage entre la structure spatiale de l’excitation et les modes propres de la structure est donnée par la “joint-acceptance”. Les indicateurs vibro-acoustiques du système plaque-cavité, comme la puissance injectée, la vitesse quadratique et la pression quadratique, sont calculés à l’aide de l’approche d’analyse é, The main objective is to develop a Computational Fluid Dynamics(CFD) based numerical approach to model the turbulent boundary layer (TBL) excitation and later predict the interior noise. In this regard, two automobile bluff bodies were considered a) flat fence representative of A-pillar and b) generic side mirror. These two bluff bodies are placed over a plate-cavity system as a representation of side window-interior cabin of an automobile. Turbulent Wall-Pressure Fluctuations (WPF) are finely resolved using unsteady CFD analysis and later quantified in terms of power spectrum, cross-spectrum, coherence and wavenumber-frequency spectrum using the k-omega code developed as a part of this work. Due to a lengthy CFD run and finely resolved CFD mesh, both acoustic and aerodynamic zones were properly captured for further vibro-acoustic analysis. Three numerical strategies are proposed to calculate the TBL power input to the plate. 1) Identification of empirical Corcos model parameters from unsteady CFD WPF through curve fitting; 2) TBL power input calculation in wavenumber domain; 3) Random sampling of TBL excitation. Different approaches have been compared and discussed to propose a computationally optimal approach. In simple words, the real task at hand is to find a computationally efficient approach to couple the CFD WPF with plate modeshapes to obtain the TBL power input. The coupling strength between excitation and structural modeshapes is given by “joint-acceptance”. The vibro-acoustics indicators of plate-cavity system like input power, quadratic velocity, quadratic pressure are calculated using Modal and Statistical Energy Analysis (SEA) approach. The numerical CFD/SEA procedure applied for a plate-cavity system is validated with experiments conducted at Purdue University wind tunnel. Among the three numerical approaches, CFD derived Corcos model looks very promising in terms of computational efficiency as its based on analytical method. The best approa

La compréhension de l'aérothermique d'un véhicule durant sa phase de développement est une question essentielle afin d'assurer, d'une part, un bon refroidissement et une bonne efficacité de ses composants et d'autre part de réduire la force de traînée et évidement le rejet des gaz à effet de serre ou la consommation d'essence. Cette thèse porte sur la simulation numérique et la validation expérimentale de l'aérothermique d'un véhicule à trois roues dont deux, en avant et une roue motrice en arrière. La simulation numérique est basée sur la résolution des équations de conservation de la masse, de la quantité de mouvement et de l'énergie en utilisant l'approche RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes). Le rayonnement thermique est modélisé grâce à la méthode S2S (Surface to Surface) qui suppose que le milieu séparant les deux surfaces rayonnantes, ici de l'air, ne participe pas au processus du rayonnement. Les radiateurs sont considérés comme des milieux poreux orthotropes où la perte de pression est calculée en fonction de leurs propriétés inertielle et visqueuse; leur dissipation thermique est modélisée par la méthode Dual flow. Une première validation de l'aérodynamique est faite grâce à des essais en soufflerie. Ensuite, une deuxième validation de la thermique est faite grâce à des essais routiers. Un deuxième objectif de la thèse est consacré à la simulation numérique de l'aérodynamique en régime transitoire du véhicule. La simulation est faite à l'aide de l'approche Detached eddy simulation (DES). Une validation expérimentale est faite à partir d'étude en soufflerie grâce à des mesures locales de vitesse à l'aide de sondes cobra.

The hypersonic laminar to turbulent transition problem above Mach 10 is addressed experimentally in the short duration VKI Longshot gun tunnel. Reentry conditions are partially duplicated in terms of Mach and Reynolds numbers. Pure nitrogen is used as a test gas with flow enthalpies sufficiently low to avoid its dissociation, thus approaching a perfect gas behavior. The stabilizing effects of Mach number and nosetip bluntness on the development of natural boundary layer disturbances are evaluated over a 7 degrees half-angle conical geometry without angle of attack. Emphasis is initially placed on the flow characterization of the Longshot wind tunnel where these experiments are performed. Free-stream static pressure diagnostics are implemented in order to complete existing stagnation point pressure and heat flux measurements on a hemispherical probe. An alternative method used to determine accurate free-stream flow conditions is then derived following a rigorous theoretical approach coupled to the VKI Mutation thermo-chemical library. Resulting sensitivities of free-stream quantities to the experimental inputs are determined and the corresponding uncertainties are quantified and discussed. The benefits of this different approach are underlined, revealing the severe weaknesses of traditional methods based on the measurement of reservoir conditions and the following assumptions of an isentropic and adiabatic flow through the nozzle. The operational map of the Longshot wind tunnel is redefined accordingly. The practical limits associated with the onset of nitrogen flow condensation under non-equilibrium conditions are also accounted for. Boundary layer transition experiments are then performed in this environment with free-stream Mach numbers ranging between 10-12. Instrumentation along the 800mm long conical model includes flush-mounted thermocouples and fast-response pressure sensors. Transition locations on sharp cones compare favorably with engineering c, Doctorat en Sciences de l'ingénieur, info:eu-repo/semantics/nonPublished

Le groupe de recherche CAMUS de l'Université de Sherbrooke a conceptualisé et breveté en 2011 une nouvelle architecture de turbine à gaz nommé SRGT (Supersonic Rim-Rotor Gas Turbine). Aucune démonstration expérimentale n’a encore permis d’évaluer ses performances. Ce projet de maitrise consiste donc à l’analyse de la dynamique des gaz d’une turbomachine de type SRGT afin d’évaluer la possibilité de générer de la puissance nette positive en régime permanent. L’objectif de ce projet de recherche est de concevoir les composantes aérodynamiques d’une turbine à gaz SRGT en mode supersonique et de caractériser l’écoulement sur toute la plage d’opération du moteur. Ainsi, on pourra évaluer le potentiel de cette technologie et la pertinence de continuer le développement vers un produit futur. L’évaluation des performances aérodynamiques des composantes du moteur a été effectuée selon un modèle analytique 1D généralisé des écoulements compressibles et selon l’analyse des triangles des vitesses. Des simulations numériques par la méthode de la mécanique des fluides numérique (CFD) ont permis de valider le modèle analytique du moteur. Le point d’opération du moteur (vitesse du moteur de 125 000 rpm, débit massique d’air de 130 g/s, rapport de pression du compresseur de 2.75 et température maximum à l’entrée de la turbine de 1000 K) a été sélectionné afin de produire une puissance nette de plus de 1 kW. Un prototype a été fabriqué et mis en fonction sur un banc de test développé spécialement pour le moteur. L’expérimentation a démontré que le compresseur peut fournir un rapport de pression de plus de 1.35 à 100 krpm pour un débit massique d’air supérieur à 50 g/s. La carte de performance du compresseur a été obtenue expérimentalement ainsi que ses limites d’opérations (limite de blocage et de pompage) pour des vitesses jusqu’à 90 krpm. Des tests d’allumage ont démontré que le moteur avait un gain de puissance de plus de 1 kW durant sa phase d’accélération, bien que la puissance

Le groupe de recherche CAMUS de l'Université de Sherbrooke a conceptualisé et breveté en 2011 une nouvelle architecture de turbine à gaz nommé SRGT (Supersonic Rim-Rotor Gas Turbine). Aucune démonstration expérimentale n’a encore permis d’évaluer ses performances. Ce projet de maitrise consiste donc à l’analyse de la dynamique des gaz d’une turbomachine de type SRGT afin d’évaluer la possibilité de générer de la puissance nette positive en régime permanent. L’objectif de ce projet de recherche est de concevoir les composantes aérodynamiques d’une turbine à gaz SRGT en mode supersonique et de caractériser l’écoulement sur toute la plage d’opération du moteur. Ainsi, on pourra évaluer le potentiel de cette technologie et la pertinence de continuer le développement vers un produit futur. L’évaluation des performances aérodynamiques des composantes du moteur a été effectuée selon un modèle analytique 1D généralisé des écoulements compressibles et selon l’analyse des triangles des vitesses. Des simulations numériques par la méthode de la mécanique des fluides numérique (CFD) ont permis de valider le modèle analytique du moteur. Le point d’opération du moteur (vitesse du moteur de 125 000 rpm, débit massique d’air de 130 g/s, rapport de pression du compresseur de 2.75 et température maximum à l’entrée de la turbine de 1000 K) a été sélectionné afin de produire une puissance nette de plus de 1 kW. Un prototype a été fabriqué et mis en fonction sur un banc de test développé spécialement pour le moteur. L’expérimentation a démontré que le compresseur peut fournir un rapport de pression de plus de 1.35 à 100 krpm pour un débit massique d’air supérieur à 50 g/s. La carte de performance du compresseur a été obtenue expérimentalement ainsi que ses limites d’opérations (limite de blocage et de pompage) pour des vitesses jusqu’à 90 krpm. Des tests d’allumage ont démontré que le moteur avait un gain de puissance de plus de 1 kW durant sa phase d’accélération, bien que la puissance

The context of this thesis is the numerical simulation of turbulent flows at moderate Reynolds numbers and the improvement of the capabilities of an in-house 3D unsteady and incompressible flow solver called SFELES to simulate such flows.In addition to this abstract, this thesis includes five other chapters.The second chapter of this thesis presents the numerical methods implemented in the two CFD solvers used as part of this work, namely SFELES and PHASTA.The third chapter concentrates on the implementation of a new library called FlexMG. This library allows the use of various types of iterative solvers preconditioned by algebraic multigrid methods, which require much less memory to solve linear systems than a direct sparse LU solver available in SFELES. Multigrid is an iterative procedure that relies on a series of increasingly coarser approximations of the original 'fine' problem. The underlying concept is the following: low wavenumber errors on fine grids become high wavenumber errors on coarser levels, which can be effectively removed by applying fixed-point methods on coarser levels.Two families of algebraic multigrid preconditioners have been implemented in FlexMG, namely smooth aggregation-type and non-nested finite element-type. Unlike pure gridless multigrid, both of these families use the information contained in the initial fine mesh. A hierarchy of coarse meshes is also needed for the non-nested finite element-type multigrid so that our approaches can be considered as hybrid. Our aggregation-type multigrid is smoothed with either a constant or a linear least square fitting function, whereas the non-nested finite element-type multigrid is already smooth by construction. All these multigrid preconditioners are tested as stand-alone solvers or coupled with a GMRES (Generalized Minimal RESidual) method. After analyzing the accuracy of the solutions obtained with our solvers on a typical test case in fluid mechanics (unsteady flow past a ci, Doctorat en Sciences de l'ingénieur, info:eu-repo/semantics/nonPublished

The context of this thesis is the numerical simulation of turbulent flows at moderate Reynolds numbers and the improvement of the capabilities of an in-house 3D unsteady and incompressible flow solver called SFELES to simulate such flows.In addition to this abstract, this thesis includes five other chapters.The second chapter of this thesis presents the numerical methods implemented in the two CFD solvers used as part of this work, namely SFELES and PHASTA.The third chapter concentrates on the implementation of a new library called FlexMG. This library allows the use of various types of iterative solvers preconditioned by algebraic multigrid methods, which require much less memory to solve linear systems than a direct sparse LU solver available in SFELES. Multigrid is an iterative procedure that relies on a series of increasingly coarser approximations of the original 'fine' problem. The underlying concept is the following: low wavenumber errors on fine grids become high wavenumber errors on coarser levels, which can be effectively removed by applying fixed-point methods on coarser levels.Two families of algebraic multigrid preconditioners have been implemented in FlexMG, namely smooth aggregation-type and non-nested finite element-type. Unlike pure gridless multigrid, both of these families use the information contained in the initial fine mesh. A hierarchy of coarse meshes is also needed for the non-nested finite element-type multigrid so that our approaches can be considered as hybrid. Our aggregation-type multigrid is smoothed with either a constant or a linear least square fitting function, whereas the non-nested finite element-type multigrid is already smooth by construction. All these multigrid preconditioners are tested as stand-alone solvers or coupled with a GMRES (Generalized Minimal RESidual) method. After analyzing the accuracy of the solutions obtained with our solvers on a typical test case in fluid mechanics (unsteady flow past a ci, Doctorat en Sciences de l'ingénieur, info:eu-repo/semantics/nonPublished

Les milieux nordiques disposent généralement de régions très bien exposées au vent et ces régions semblent idéales pour l'exploitation des éoliennes. Malheureusement, les problèmes liés au givrage y sont fréquents et ont des sérieuses conséquences sur la production des éoliennes, leur maintenance et leur durée de vie. Le givrage, qui est caractéristique des régions au climat froid, est le phémomène d'accumulation de glace sur les pales des éoliennes. Il est causé par la pluie verglaçante, la bruine et le brouillard givrant au niveau du sol ou le givrage dans les nuages en altitude, ou le gel, lorsque l'éolienne est installée à proximité des masses d'eau. Le givrage diminue les performances aérodynamiques en provoquant des pertes de puissance et par conséquent des pertes énergétiques. L'impact du givrage est difficile à quantifier sans essais expérimentaux et simulations numériques en raison du manque de données réelles sur le terrain. Le coût des essais en soufflerie étant élevé, une approche par simulations numériques permet de fournir rapidement des informations sur les pertes de performances aérodynamiques et énergétiques dans différentes configurations d'éoliennes et de conditions météorologiques. Combiner des mesures météorologiques nombreuses à des modèles numériques puissants est essentiel pour évaluer adéquatement l'impact du givre sur le fonctionnement d'une éolienne et sa production annuelle.

In many endurance sports, a large part of an athlete's external power is used to overcome drag. This force has two components: friction and pressure drag. When the athlete's velocity is very low, friction drag dominates. In normal sports activities, pressure drag dominates. However, frictional drag is influential in the velocity range in which the airstream changes from laminar to turbulent, which on the other hand depends on the roughness of the athlete’s clothing. The term ‘drafting’ is mainly used in sports physiology and biomechanics to describe the tactic of performing a mode of activity in sheltered position. Therefore, the growing success and impact of merging endurance sports where athletes could take advantage in drafting raised renewed questions on the physiological characteristics and mechanisms regulating the human locomotion in sports like running (Pugh, 1971) , cycling (Kyle, 1979), speed-skating (Rundell, 1996), swimming (Chatard & Wilson, 2003), triathlon (Hausswirth et al. 1999). The athlete who drafts continuously during the race may therefore reach a better position than would normally be in line with his individual physiological capacities. For this reason, many athletes attempt to position themselves behind athletes of the same or slightly better ability.

The evaluation of the noise produced by flows has reached a high level of importance in the past years. The physics surrounding flow-induced noise is quite complex and sensitive to various flow conditions like temperature, shape. Empirical models were built in the past for some special geometries but they cannot be used in a general case for a shape optimization for instance. Experimental aeroacoustic facilities represent the main tool for acoustic analyses of flow fields, but are quite expensive because extreme care must be exercised not to introduce acoustic perturbations in the flow (silent facilities). These tools allow a good analysis of the physical phenomena responsible for noise generation in the flow by a comparison of the noise sources and the flow characteristics (pressure, turbulence,). Nevertheless, the identification and location of noise sources to compare with flow structures requires quite complex methods.The numerical approach complements the experimental one in the sense that the flow characteristics are deeply analyzed where experiments suggest noise production. For the numerical approach, the turbulence modeling is quite important. In the past, some models were appreciated for their good prediction of some aerodynamic parameters as lift and drag for instance. The challenge is now to tune these models for a correct prediction of the noise sources. In the low subsonic range, the flow field is completely decoupled from acoustics, and noise sources can be computed from a purely hydrodynamic simulation before this information is transferred to an acoustical solver which will compute the acoustic field at the listener position. This post processing of the aerodynamic results is not obvious since it can introduce non-physical noise into the solution.This project considers the aspect of noise generation in turbulent jets and especially the noise generated by vortex pairing, as it occurs for instance in jet flows. The axisymmetric version of, Doctorat en Sciences de l'ingénieur, info:eu-repo/semantics/nonPublished

The evaluation of the noise produced by flows has reached a high level of importance in the past years. The physics surrounding flow-induced noise is quite complex and sensitive to various flow conditions like temperature, shape. Empirical models were built in the past for some special geometries but they cannot be used in a general case for a shape optimization for instance. Experimental aeroacoustic facilities represent the main tool for acoustic analyses of flow fields, but are quite expensive because extreme care must be exercised not to introduce acoustic perturbations in the flow (silent facilities). These tools allow a good analysis of the physical phenomena responsible for noise generation in the flow by a comparison of the noise sources and the flow characteristics (pressure, turbulence,). Nevertheless, the identification and location of noise sources to compare with flow structures requires quite complex methods.The numerical approach complements the experimental one in the sense that the flow characteristics are deeply analyzed where experiments suggest noise production. For the numerical approach, the turbulence modeling is quite important. In the past, some models were appreciated for their good prediction of some aerodynamic parameters as lift and drag for instance. The challenge is now to tune these models for a correct prediction of the noise sources. In the low subsonic range, the flow field is completely decoupled from acoustics, and noise sources can be computed from a purely hydrodynamic simulation before this information is transferred to an acoustical solver which will compute the acoustic field at the listener position. This post processing of the aerodynamic results is not obvious since it can introduce non-physical noise into the solution.This project considers the aspect of noise generation in turbulent jets and especially the noise generated by vortex pairing, as it occurs for instance in jet flows. The axisymmetric version of, Doctorat en Sciences de l'ingénieur, info:eu-repo/semantics/nonPublished

Alors que la dynamique flexible des avions de transport civil tend à être de plus en plus basse fréquence, l'amélioration des performances au moyen des techniques d'asservissement fly-by-wire tend à augmenter en fréquence la bande passante du contrôleur. Ainsi, ces deux tendances induisent un risque d'interaction entre le contrôleur et la dynamique flexible. Cette interaction peut rendre le système dynamique en boucle fermée instable (phénomène de spillover) si le concepteur n'en tient pas compte dans son design. La présente thèse a pour objectif d'améliorer des outils et des méthodes de conception fonctionnels ou d'en concevoir de nouveaux permettant d'obtenir des lois de commande performantes et robustes afin qu'elles soient utilisables pour un avion de transport civil dont la dynamique flexible n'est pas négligeable. Après une recherche bibliographique, tant sur la modélisation de la dynamique des avions flexibles que sur les méthodes de contrôle dédiées à ce type de système, le candidat a identifié trois champs d'investigations principaux permettant de contribuer à cet objectif: (1) la conception de contrôleurs statiques adaptés aux avions flexibles; (2) la conception d'algorithmes de synthèse robuste de lois de commande dynamique adaptés aux avions flexibles; (3) la conception d'outils de réduction et restructuration de contrôleurs dynamiques adaptés aux systèmes flexibles. Pour chaque axe, cette thèse présente des innovations, dont les plus importantes sont: (1) l'amélioration de la méthode mixte et de la technique de migration des pôles ; (2) la mise au point d'une méthode dynamique H[symbole infini] à 2DDL spécifiquement adaptée aux avions flexibles; (3) la mise au point et améliorations de méthodes de réduction et restructuration de contrôleur robuste (régulateur et 2DDL) efficaces pour avions flexibles. Pour ce faire, dans une première partie de la thèse, la théorie est présentée et la fonctionnalité et l'efficacité des méthodes et logiciels (créés pour le

The present research is an experimental and numerical study of aeroacoustic phenomena occurring in large solid rocket motors (SRM) as the Ariane 5 boosters. The emphasis is given to aeroacoustic instabilities that may lead to pressure and thrust oscillations which reduce the rocket motor performance and could damage the payload. The study is carried out within the framework of a CNES (Centre National d'Etudes Spatiales) research program. Large SRM are composed of a submerged nozzle and segmented propellant grains separated by inhibitors. During propellant combustion, a cavity appears around the nozzle. Vortical flow structures may be formed from the inhibitor (Obstacle Vortex Shedding OVS) or from natural instability of the radial flow resulting from the propellant combustion (Surface Vortex Shedding SVS). Such hydrodynamic manifestations drive pressure oscillations in the confined flow established in the motor. When the vortex shedding frequency synchronizes acoustic modes of the motor chamber, resonance may occur and sound pressure can be amplified by vortex nozzle interaction.Original analytical models, in particular based on vortex sound theory, point out the parameters controlling the flow-acoustic coupling and the effect of the nozzle design on sound production. They allow the appropriate definition of experimental tests.The experiments are conducted on axisymmetric cold flow models respecting the Mach number similarity with the Ariane 5 SRM. The test section includes only one inhibitor and a submerged nozzle. The flow is either created by an axial air injection at the forward end or by a radial injection uniformly distributed along chamber porous walls. The internal Mach number can be varied continuously by means of a movable needle placed in the nozzle throat. Acoustic pressure measurements are taken by means of PCB piezoelectric transducers. A particle image velocimetry technique (PIV) is used to analyse the effect of the acoustic resonanc, Doctorat en sciences appliquées, info:eu-repo/semantics/nonPublished

The present research is an experimental and numerical study of aeroacoustic phenomena occurring in large solid rocket motors (SRM) as the Ariane 5 boosters. The emphasis is given to aeroacoustic instabilities that may lead to pressure and thrust oscillations which reduce the rocket motor performance and could damage the payload. The study is carried out within the framework of a CNES (Centre National d'Etudes Spatiales) research program. Large SRM are composed of a submerged nozzle and segmented propellant grains separated by inhibitors. During propellant combustion, a cavity appears around the nozzle. Vortical flow structures may be formed from the inhibitor (Obstacle Vortex Shedding OVS) or from natural instability of the radial flow resulting from the propellant combustion (Surface Vortex Shedding SVS). Such hydrodynamic manifestations drive pressure oscillations in the confined flow established in the motor. When the vortex shedding frequency synchronizes acoustic modes of the motor chamber, resonance may occur and sound pressure can be amplified by vortex nozzle interaction.Original analytical models, in particular based on vortex sound theory, point out the parameters controlling the flow-acoustic coupling and the effect of the nozzle design on sound production. They allow the appropriate definition of experimental tests.The experiments are conducted on axisymmetric cold flow models respecting the Mach number similarity with the Ariane 5 SRM. The test section includes only one inhibitor and a submerged nozzle. The flow is either created by an axial air injection at the forward end or by a radial injection uniformly distributed along chamber porous walls. The internal Mach number can be varied continuously by means of a movable needle placed in the nozzle throat. Acoustic pressure measurements are taken by means of PCB piezoelectric transducers. A particle image velocimetry technique (PIV) is used to analyse the effect of the acoustic resonanc, Doctorat en sciences appliquées, info:eu-repo/semantics/nonPublished

L'ensemble du projet de recherche mené en collaboration avec Venmar vise la simulation de l'aérodynamique interne de ventilateurs centrifuges de type"cage d'écureuil". Un modèle numérique a été créé et validé pour la simulation de l'aérodynamique interne de la roue. La réalisation de cet outil numérique constitue le sujet du présent document. Le modèle développé, basé sur la théorie des écoulements potentiels, consiste en une méthode de panneaux 2-D, axisymétrique, couplée à une méthode intégrale de couche limite et à un modèle de sillage, et modifiée pour tenir compte de la périodicité circonférentielle des aubes et de la rotation de la roue. Le modèle couplé a d'abord été validé à partir d'une roue générique de roue 2-D, conçue pour permettre l'analyse qualitative et quantitative des caractéristiques de l'écoulement par la méthode de vélocimétrie par imagerie des particules. Les performances de deux roues de ventilateurs centrifuges réels ont ensuite été mesurées et comparées à celles prédites par le présent modèle."--Résumé abrégé par UMI.

Le projet de recherche vise donc la création d’un outil de simulation de l’aérodynamique interne d’un ventilateur centrifuge. Cette simulation doit permettre de calculer les courbes de ventilation et de rendement d’un ventilateur en fonction de la géométrie donnée pour la roue et la volute. De plus, étant donné que les ressources informatiques de l’industrie sont habituellement restreintes, le code doit être en mesure de fonctionner sur un simple micro-ordinateur et le temps de calcul doit être raisonnable. Ces deux contraintes limitent donc grandement la complexité du modèle numérique utilisé. Afin d ’atteindre ces objectifs, le projet est divisé en quatre volets principaux [1] : 1- création et validation d’un outil numérique pour la simulation 2-D de l’aérodynamique de la roue ; 2- création et validation d’un outil numérique pour la simulation 2-D de l’aérodynamique de la volute ; 3- couplage des deux outils et validation de l’approche bidimensionnelle ; 4- création d’un outil de simulation 3-D par la corrélation expérimentale de l’outil couplé 2-D avec les performances de ventilateurs instrumentés. Chacun de ces volets comporte également des activités visant à établir des stratégies de conception pour le type de ventilateur en question. Le développement du code de simulation de l’aérodynamique de la roue (volet 1) est présenté dans le mémoire de Tardif (1999). Ce présent mémoire de maîtrise traite donc des volets 2, 3 et 4 ainsi que la validation de l’outil du volet 1.

L'ensemble du projet de recherche mené en collaboration avec Venmar vise la simulation de l'aérodynamique interne de ventilateurs centrifuges de type"cage d'écureuil". Un modèle numérique a été créé et validé pour la simulation de l'aérodynamique interne de la roue. La réalisation de cet outil numérique constitue le sujet du présent document. Le modèle développé, basé sur la théorie des écoulements potentiels, consiste en une méthode de panneaux 2-D, axisymétrique, couplée à une méthode intégrale de couche limite et à un modèle de sillage, et modifiée pour tenir compte de la périodicité circonférentielle des aubes et de la rotation de la roue. Le modèle couplé a d'abord été validé à partir d'une roue générique de roue 2-D, conçue pour permettre l'analyse qualitative et quantitative des caractéristiques de l'écoulement par la méthode de vélocimétrie par imagerie des particules. Les performances de deux roues de ventilateurs centrifuges réels ont ensuite été mesurées et comparées à celles prédites par le présent modèle."--Résumé abrégé par UMI.

Le projet de recherche vise donc la création d’un outil de simulation de l’aérodynamique interne d’un ventilateur centrifuge. Cette simulation doit permettre de calculer les courbes de ventilation et de rendement d’un ventilateur en fonction de la géométrie donnée pour la roue et la volute. De plus, étant donné que les ressources informatiques de l’industrie sont habituellement restreintes, le code doit être en mesure de fonctionner sur un simple micro-ordinateur et le temps de calcul doit être raisonnable. Ces deux contraintes limitent donc grandement la complexité du modèle numérique utilisé. Afin d ’atteindre ces objectifs, le projet est divisé en quatre volets principaux [1] : 1- création et validation d’un outil numérique pour la simulation 2-D de l’aérodynamique de la roue ; 2- création et validation d’un outil numérique pour la simulation 2-D de l’aérodynamique de la volute ; 3- couplage des deux outils et validation de l’approche bidimensionnelle ; 4- création d’un outil de simulation 3-D par la corrélation expérimentale de l’outil couplé 2-D avec les performances de ventilateurs instrumentés. Chacun de ces volets comporte également des activités visant à établir des stratégies de conception pour le type de ventilateur en question. Le développement du code de simulation de l’aérodynamique de la roue (volet 1) est présenté dans le mémoire de Tardif (1999). Ce présent mémoire de maîtrise traite donc des volets 2, 3 et 4 ainsi que la validation de l’outil du volet 1.

De façon à assurer des décollages sécuritaires dans les aéroports nordiques, on dégivre et on prévient la formation de glace sur les avions en attente de décollage par l'application de produits dégivrants et antigivre. Même si ces produits s'éliminent en majeure partie pendant la période d'accélération précédant l'envol, le film résiduel encore en place sur l'aile au moment du décollage contribue à réduire la portance de l'avion et en augmenter la traînée, plus particulièrement lorsqu'il décolle lors de tempêtes de neige et de verglas. Le présent mémoire présente les résultats d'une étude expérimentale visant à faire ressortir les effets perturbateurs aérodynamiques déterminés à partir de l'épaisseur de la couche limite (ECDL) au-dessus du fluide résiduel lorsque ce dernier est contaminé par deux types de précipitations, soit la bruine verglaçante et la neige. À cette fin, on a comparé lors d'un décollage simulé les caractéristiques d'élimination d'une couche de fluide de 1,5 mm d'épaisseur dans trois conditions de contamination - prédilution, bruine verglaçante et neige. Les essais aérodynamiques ont été effectués avec quatre produits commerciaux certifiés, deux dégivrants de type I offrant une protection limitée à quelques minutes et deux fluides antigivre de type II et IV présentant des temps de protection respectifs de moyenne et longue durée. Un fluide de référence a été également utilisé pour fin d'étalonnage. Les essais aérodynamiques réalisés sont semblables aux essais normalisés utilisés pour la certification des produits commerciaux; leur particularité vient de ce qu'ils ont été réalisés dans une soufflerie mobile de petite dimension opérée à l'intérieur d'une chambre climatique maintenue à température constante. La paroi du haut de la soufflerie s'ouvre pour permettre l'exposition sur toute la surface d'essai du fluide candidat aux gouttelettes surfondues de 150 jam simulant la bruine verglaçante ou aux flocons de neige distribués à la main. Les différent

L'accumulation de givre sur les diverses composantes d'un avion en attente au sol peut causer des pertes de performances aérodynamiques au décollage qui dans nombre de cas se sont avérées néfastes. L'avènement des fluides antigivre, afin de protéger les surfaces portantes de la précipitation a permis de réduire de beaucoup les pertes de portance. Toutefois, des tests en soufflerie réfrigérée dans des conditions de dilution homogène ( eau diluée préalablement au fluide protecteur) ont montré que les résidus de fluide protecteurs eux-mêmes induisent une perte de portance au décollage. Ces pertes sont toutefois acceptables pour un taux inférieur à 5% en vertu de la marge de manoeuvre du pilote et de leur effet temporaire. Cependant dans le cas du vol réel, il s'agit plutôt d'une dilution dynamique, c'est-à-dire que la précipitation vient se diluer dans un fluide concentré. Au basses températures (-20°C) il y a formation d'une mince strate glaciale au dessus du fluide protecteur ce qui est susceptible d'engendrer une perte accrue de portance par rapport à la dilution homogène. Afin de caractériser ces pertes de portance, il a fallu mettre en place une infrastructure expérimentale. Il y a la conception et la réalisation d'une balance aérodynamique basée sur la théorie des déformations élastiques mesurées par jauges de contraintes. Elle possède une ossature rigide tout en étant dotée d'une bonne sensibilité. Il y a la minimisation des effets de parois latérales par l'implantation de murs de séparation qui permettent la bidimensionnalisation du modèle d'aile. Les effets des parois supérieure et inférieure furent compensés par un terme correctif appliqué sur les coefficients de portance. Il y a également l'instauration d'un système de gicleurs simulant la bruine verglaçante de 200 fim de diamètre pouvant opérer jusqu'à - 20 °C. Le tout est géré par un logiciel d'application réalisé par certains membres du LIMA. La simulation en soufflerie fût réalisée sur un modèle symétriq

La formation de glace sur les avions au sol, qui est nuisible au décollage, est empêchée par l'application de fluides antigivre et dégivrant. La présence de ces fluides sur les ailes, tout comme la glace, au moment de l'accélération diminue la force verticale (portance) appliquée par l'écoulement d'air sur l'aile. Cette diminution est directement reliée à l'épaisseur de la couche limite de l'air qui se développe au-dessus du fluide. Des procédures expérimentales permettent de définir le comportement de l'écoulement de l'air, sur l'aile d'avion, en présence du film fluide à partir des mesures de l'épaisseur de déplacement de la couche limite (EDCL) sur une plaque plane horizontale. Le coût de ces essais force la recherche à s'orienter vers la prédiction analytique basée essentiellement sur les caractéristiques du fluide appliqué. Ce projet est une contribution à la recherche dans ce domaine qui consiste à la détermination de méthode de prédiction des pertes de portance en fonction des caractéristiques du fluide. Le projet consiste en une étude approfondie du comportement pseudo-plastique (viscosité) des fluides antigivre commerciaux associée à celle du développement de la couche limite sur une plaque plane recouverte d'un film fluide antigivre durant une accélération similaire à celle d'un décollage d'un avion de ligne. Un volet analytique s'ajoute aux résultats expérimentaux, d'une part pour obtenir un algorithme de calculs qui permet de prédire la valeur de l'EDCL en turbulence, à partir du profil de vitesses, en conjonction avec l'équation de Von Karman et d'autre part pour prédire les conditions qui amènent l'instabilité hydrodynamique de l'interface air/fluide selon la méthode développée par Yih. Cette étude a permis de définir que les vagues à l'interface air/fluide sont générées à la transition laminaire-turbulent à une vitesse de l'ordre de 15 m/s. De plus, on constate qu'une partie importante du fluide est éliminée lorsque la présence des vagues, qui augment

On utilise des fluides dégivrants et antigivre sur les avions au sol, en attente du décollage, afin d'enlever la glace ou d'en prévenir la formation sur les ailes et le fuselage de l'avion. La contamination occasionnée par le fluide résiduel, encore en place au moment du décollage, diminue la portance et augmente la traînée de l'avion. Ce niveau de perturbation créé est évalué en laboratoire. Les méthodes d'essais, développées en soufflerie réfrigérée, consistent à soumettre une plaque plane et un modèle d'aile, couverts de fluide, à une accélération d'air comparable à l'accélération de l'avion au décollage. L'épaisseur de déplacement de la couche limite (EDCL) à 30 secondes est mesurée dans le premier cas et la perte de portance à un angle donné, dans le second. Or, une relation empirique entre les valeurs de l'EDCL à 30 sec. et celles de la perte de portance a été établie avec différents produits commerciaux. Cette relation, toutefois, ne tient pas compte de l'effet propre des différents facteurs, tels l'épaisseur initiale du fluide, la température et la viscosité, et qui sont susceptibles d'entrer en jeu. L'objectif de ce travail est de reprendre l'étude de cette relation, d'une façon systématique et pour des fluides dégivrants non commerciaux, afin de pouvoir mieux départager l'importance relative de chacun des facteurs mentionnés ci-dessus. Les études expérimentales ont été effectuées avec des dégivrants newtoniens non commerciaux, cela pour différentes épaisseurs initiales comprises entre 50 Um et 4 mm, et à des températures allant de 0°C à -20°C. Le montage utilisé est constitué d'une plaque plane de 1,5 m de long et d'un modèle à l'échelle réduite d'une section d'aile d'un Boeing 737-200ADV. Le décollage simulé correspond à un écoulement d'air accéléré à un taux de 2,6 m/s2. Les résultats de ce travail ont mis en évidence l'existence d'une épaisseur seuil, égale à l mm dans le cas de la plaque plane et à 0,5 mm dans le cas du modèle d'aile. En bas de ces val

Un modèle de sillage tridimensionnel instationnaire pour les aérogénérateurs à axe vertical a été développé. La représentation du sillage se fait à l'aide de vortex courbes et finis sectionnés en segments droits sur le long desquels l'intensité varie linéairement. Ce modèle vient compléter un modèle de simulation d'éoliennes inspiré de la méthode de circulation locale pour la représentation du rotor et comprenant déjà un modèle de sillage bidimensionnel instationnaire. Des résultats aérodynamiques avec ce modèle avaient indiqué un effet possible de la forme des vortex sur le rotor et une approximation de la courbure des vortex a été introduite dans la modélisation du sillage bidimensionnel. Le modèle de sillage tridimensionnel a été développé dans le but de mieux évaluer l'influence de la forme des vortex sur le rotor, particulièrement dans le calcul des forces instantanées. Un logiciel numérique a été développé et les résultats se comparent bien à ceux de modèles tourbillonnaires et à tubes de courant. L'impact de la forme des vortex sur les résultats est faible mais vient légèrement augmenter certains maximums des courbes de force en fréquence. Le logiciel est très sensible aux valeurs des coefficients de trainée et démontre un manque de données expérimentales pour les éoliennes de type Darrieus.

L'évaluation de la performance d'une éolienne de type Darrieus nécessite la connaissance des coefficients aérodynamiques de la pale pour différentes conditions d'opérations. Les pales exécutent une rotation de 360° lorsque 1'éolienne fonctionne. Durant cette rotation, le nombre de Reynolds varie considérablement. Et enfin, les conditions climatiques du Québec impliquent la formation de givre sur le profilé. Une simplification intéressante pour ce type de phénomène consiste à traiter l'écoulement en deux parties distinctes. D'abord, solutionner l'extérieur de la couche limite par un écoulement à potentiel; ensuite, résoudre l'écoulement visqueux à l'intérieur de la couche limite. La méthode des éléments finis aux limites nous permet de relever ce défi. On évite alors le coût excessif de la résolution des équations de Navier-Stokes. La solution de l'écoulement à potentiel rend possible le calcul de la pression s'appliquant sur le profil. Lorsque le coefficient de pression est connu à chaque noeud de la forme, on peut ensuite évaluer le coefficient de portance de la pale pour différents angles d'attaque. Enfin, la résolution de la couche limite par les équations intégrales de momentum nous donne le coefficient de friction de surface et les points de séparation de la couche limite. Le profil étudié est le NACA0012 en régime turbulent à des angles d'attaque où il n'y a pas de séparation. Une seule frontière d'intégration définit la forme, l'écoulement, ainsi que la discontinuité à l'arrière du profilé (condition de Kutta). Les résultats obtenus par la méthode de calcul préconisée s'avèrent très proches des résultats expérimentaux et des valeurs théoriques données par les équations de Kutta-Joukowski et la relation de Théodorsen. Donc, le modèle développé remplit les objectifs initiaux. Cependant, certaines améliorations peuvent être envisagées ultérieurement pour raffiner le modèle. Soit en représentant la forme avec plus de précision et en définissant de façon moins sim

La présente étude porte sur la simulation numérique de l'écoulement autour de cylindres bi-dimensionnels à section rectangulaire. La simulation effectuée s'inspire de la méthode des vortex discrets en modélisant la couche de discontinuité par un ensemble de vortex rectilignes introduits dans un écoulement à potentiel. Ce dernier est résolu pour tout le domaine extérieur au corps par une méthode de distribution en surface de singularités où celles-ci sont concentrées près des points singuliers du cylindre à l'aide des fonctions elliptiques de Jacobi. Le calcul du taux de vorticité émis aux points de séparation est effectué à l'aide d'une nouvelle méthode d'émission de vorticité qui place un bout de feuille de vorticité près des points de séparation pour simuler la couche de discontinuité. Une modélisation des bulles de séparation est effectuée par l'introduction d'un bout de feuille de vorticité le long des parois latérales du cylindre. La simulation emploie la rediscrétisation des feuilles de vorticité et réduit de façon systématique l'intensité des vortex émis. Les distributions de pression sur les parois du cylindre sont obtenues par intégration de l'équation d'Euler instationnaire. Les résultats des simulations illustrent le processus de formation tourbillonnaire présent à l'aval des cylindres. Les coefficients de pression obtenus sont en bon accord avec les mesures expérimentales sur la face frontale et sont en général un peu trop négatifs dans la zone d'écoulement séparé. L'optimisation complète du modèle reste à être effectuée.

Ces travaux de recherches ont été effectués afin d'automatiser les manoeuvres de vol d'un avion à décollage-atterrissage courts et verticaux. Le vol en palier et la descente constituent les catégories de trajectoires sur lesquelles l'avion doit naviguer. À partir du modèle mathématique de l'avion, il est possible de calculer les commandes associées aux trajectoires nominales en extrémalisant certaines fonctions telles le rapport portance/traînée et la force propulsive ou dI optimiser des trajectoires en fonction de critères similaires tout en tenant compte de la proximité du point d ‘ atterrissage. En considérant les perturbations autour de ces trajectoires nominales et en minimisant un indice de performance quadratique pour les erreurs sur les conditions limites terminales et pour les écarts de l'état et de la commande sur l'ensemble du parcours, une loi de contre-réaction linéaire peut être obtenue. L'implantation du système de guidage nécessite le calcul préalable et le stockage des gains de contre-réaction, des commandes et de variables d'état. Durant le vol, les variables d'état sont évaluées et leurs déviations sont utilisées pour calculer les corrections optimales de la commande. Les résultats de la simulation de l'avion soumis à des perturbations démontrent l'efficacité du système de contre-réaction mais mettent aussi en évidence certains problèmes reliés au choix de trajectoires.

La présente étude porte sur la simulation numérique de l'écoulement autour de cylindres bi-dimensionnels à section rectangulaire. La simulation effectuée s'inspire de la méthode des vortex discrets en modélisant la couche de discontinuité par un ensemble de vortex rectilignes introduits dans un écoulement à potentiel. Ce dernier est résolu pour tout le domaine extérieur au corps par une méthode de distribution en surface de singularités où celles-ci sont concentrées près des points singuliers du cylindre à l'aide des fonctions elliptiques de Jacobi. Le calcul du taux de vorticité émis aux points de séparation est effectué à l'aide d'une nouvelle méthode d'émission de vorticité qui place un bout de feuille de vorticité près des points de séparation pour simuler la couche de discontinuité. Une modélisation des bulles de séparation est effectuée par l'introduction d'un bout de feuille de vorticité le long des parois latérales du cylindre. La simulation emploie la rediscrétisation des feuilles de vorticité et réduit de façon systématique l'intensité des vortex émis. Les distributions de pression sur les parois du cylindre sont obtenues par intégration de l'équation d'Euler instationnaire. Les résultats des simulations illustrent le processus de formation tourbillonnaire présent à l'aval des cylindres. Les coefficients de pression obtenus sont en bon accord avec les mesures expérimentales sur la face frontale et sont en général un peu trop négatifs dans la zone d'écoulement séparé. L'optimisation complète du modèle reste à être effectuée.

Ces travaux de recherches ont été effectués afin d'automatiser les manoeuvres de vol d'un avion à décollage-atterrissage courts et verticaux. Le vol en palier et la descente constituent les catégories de trajectoires sur lesquelles l'avion doit naviguer. À partir du modèle mathématique de l'avion, il est possible de calculer les commandes associées aux trajectoires nominales en extrémalisant certaines fonctions telles le rapport portance/traînée et la force propulsive ou dI optimiser des trajectoires en fonction de critères similaires tout en tenant compte de la proximité du point d ‘ atterrissage. En considérant les perturbations autour de ces trajectoires nominales et en minimisant un indice de performance quadratique pour les erreurs sur les conditions limites terminales et pour les écarts de l'état et de la commande sur l'ensemble du parcours, une loi de contre-réaction linéaire peut être obtenue. L'implantation du système de guidage nécessite le calcul préalable et le stockage des gains de contre-réaction, des commandes et de variables d'état. Durant le vol, les variables d'état sont évaluées et leurs déviations sont utilisées pour calculer les corrections optimales de la commande. Les résultats de la simulation de l'avion soumis à des perturbations démontrent l'efficacité du système de contre-réaction mais mettent aussi en évidence certains problèmes reliés au choix de trajectoires.

L'étude porte sur l'écoulement d'un fluide autour des structures bidimensionnelles à section rectangulaire et sur la nature du sillage lié à ces structures. Les variables d'intérêt sont les fréquences et l'énergie de ces sillages, variables choisies dans le but d'identifier le mécanisme de leur formation. Toutes les mesures présentées correspondent à des moyennes temporelles. Elles ont été prises en écoulements peu turbulents et turbulents. L'étude a permis principalement d'établir: 1. l'influence du rapport géométrique H/D (H et D étant les côtés de la section parallèle et perpendiculaire respectivement à la direction de l'écoulement) à partir des mesures de pressions et de vitesses sur la nature périodique du sillage et de son niveau énergétique de même que sur la forme incurvée de la couche limite séparée; 2. l'influence de premier ordre des perturbations établies dans l'écoulement moyen à l'aide des grilles de turbulence et l'influence de second ordre de l'échelle longitudinale de turbulence; 3. l'influence du nombre de Reynolds considérée très faible pour une valeur de ce dernier dépassant 10 à la 5; 4. l'effet de la variation de l'angle d'incidence sur les champs de pressions et de vitesses moyennes; 5. la détermination d'une zone de production tourbillonnaire en arrière de chaque section, zone caractérisée par une fréquence dominante supérieure à celle de Strouhal; l'analyse montre aussi que dans la zone d'écoulement cisaillé (shear layer) apparaissent les premiers harmoniques des instabilités sous forme d'une perturbation venant se greffer sur les périodes instables de la fréquence fondamentale. On signale que les pressions pariétales ont été mesurées en écoulement peu turbulent pour sept (7) : modèles soient H/D = 0,5, 0,6, 0,8, 1,0, 1,5, 2,0 et 3,0 tandis qu'en écoulements turbulents, les pressions pariétales et vitesses ont été mesurées dans le cas de cinq modèles soient H/D =0,5, 0,6, 1,0, 1,5 et 3,0. Une analyse des signaux de pression et de leurs spect

Un calcul précis des coefficients aérodynamiques est essentiel pour évaluer les différents types d'instabilités éoliennes occasionnées par la glace amoncelée sur les conducteurs haute tension et les haubans des tours de soutien. Or, puisque l'on s'intéresse tout particulièrement aux méthodes de simulation numériques comme outil de travail pour étudier les différents phénomènes pouvant déclencher ces instabilités, il est indispensable d'obtenir une évaluation précise et continue des coefficients aérodynamiques au cours de la simulation, même lorsqu'il y a accrétion de glace ou rotation du profilé. Les formulations empiriques ne peuvent pas tenir compte de tous les critères qui interviennent dans le façonnement de ces courbes. C'est pourquoi il est nécessaire d'employer un système de résolution numérique pouvant simuler l'écoulement et ses caractéristiques propres, telles que viscosité, séparation, turbulence autour de l'objet à analyser. Ces considérations nous ont amené à séparer et résoudre ces problèmes d'écoulement en deux parties distinctes: soit d'utiliser un fluide à potentiel pour représenter l'écoulement à l'extérieur de la couche limite et un fluide visqueux mais toujours incompressible à l'intérieur de cette borne. La formulation par équations intégrales aux limites nous donne alors une résolution rapide et peu coûteuse pour l'écoulement potentiel. Et puisque cette formulation n'exige que des éléments à la frontière du domaine, il est alors possible de modifier la forme et la position de l'objet à volonté. A l'intérieur de la couche limite, nous évaluons par intégration numérique la perte dans le transport de quantité de mouvement due à la friction en surface, le gradient de pression adverse et le débit massique sortant de la frontière. Lorsque par ce calcul nous obtenons une inversion de la vélocité en surface, c'est qu'alors l'écoulement s'est séparé ou décollé de l'objet. Ces paramètres nous permettent alors d'établir la distribution de pression autour

L'étude suivante a pour objet la représentation numérique d'une turbomachine. Le programme général de représentation qui a été construit, a été vérifié sur une abaque particulière, celle de MANICOUAGAN V, route 115.

1 vol. (VII-258-[2] p.-[1] pl. dépl.) ; 22 cm

1 vol. (37 p.) ; 29 cm

1 vol. (22 p.-[2] pl. dépl.) ; 31 cm

1 vol. (p. 305-387) ; 25 cm

1 vol. (20-4-[2] p.) ; 25 cm

1 vol. (98 p.) ; 32 cm

1 vol. (VI-315 p.) ; 19 cm

1 vol. (348 p.) ; 25 cm

1 vol. (VIII-116 p.) ; 29 cm

L'étude suivante a pour objet la représentation numérique d'une turbomachine. Le programme général de représentation qui a été construit, a été vérifié sur une abaque particulière, celle de MANICOUAGAN V, route 115.

1 vol. (348 p.) ; 25 cm

1 vol. (VI-315 p.) ; 19 cm

1 vol. (VII-258-[2] p.-[1] pl. dépl.) ; 22 cm