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This paper presents the outcome of numerical simulations of the flow field inside the ONERA F1 wind-tunnel, which is a large-scale pressurized low-speed wind tunnel mostly used to investigate the take-off and landing performance of aircrafts in high-lift configuration. The simulations were carried out under RANS modelling assumptions. Results were compared to available experimental data characterizing the tunnel flow-field, especially in the test section. The overall flow physics is well captured by the simulations. However, when looking at the result with a more demanding level of accuracy, some important characteristics of the velocity distribution in the test section, such as flow upwash and total pressure distribution, are not replicated. Reasons are discussed in the paper, and some recommendations are derived for future similar simulations., Cet article présente les résultats de simulations numériques de l'écoulement dans la soufflerie F1 de l'ONERA, qui est une grande soufflerie subsonique pressurisée, principalement utilisée pour étudier les performances des avions en configuration hypersustentée, lors des phases de décollage et d’atterrissage. Les simulations ont été menées avec une modélisation RANS. Les résultats sont comparés aux données expérimentales disponibles pour caractériser l'écoulement, en particulier dans la veine d'essai. Les principaux phénomènes physiques sont bien reproduits par les simulations. Toutefois, si l'on regarde les résultats avec une exigence de précision supérieure, certaines caractéristiques importantes de l'écoulement dans la veine, comme la répartition d'ascendance et de pression totale, ne sont pas reproduites. L'article en discute les raisons et émet des recommandations pour de futures simulations semblables.

International audience; This work presents an actuator disk-like body force method designed for propeller modeling, which is based on a full coupling between Computational Fluid Dynamics (CFD) and Blade Element Theory (BET). An analysis is conducted on the model to identify best practices for source term distribution. It is found that the source term volume shape has no impact on propeller loads and flow field, and that the velocities used for the BET analysis at each radial section should be evaluated exactly where half the source terms have been distributed in the CFD domain. Four tip-loss corrections, including two from literature, are also analyzed and compared to lifting-line and CFD blade-resolved computations. The best practices and the most effective tip-loss correction lead to a final model that is evaluated for different pitch angles and incidence angles, on ONERA's HAD-1 three-bladed light propeller. The RANS/BET body force model predicts thrust within 3% for axial flow and 8% for cases with incidence. The same accuracy is obtained for wake prediction.; Ce travail présente une méthode de modélisation d’hélices par termes sources appelée RANS/BET. Elle est basée sur un couplage complet entre CFD et Blade Element Theory. Une analyse est menée sur le modèle afin d'identifier les meilleures pratiques pour la distribution des termes source. Les résultats montrent que la forme du volume dans lequel les termes sources sont répartis n’a pas d'impact sur les charges de l'hélice et sur les champs de vitesse dans le sillage, et que les vitesses utilisées pour l'analyse BET doivent être évaluées exactement là où la moitié des termes sources ont été distribués dans le domaine CFD. Quatre corrections de bout de pale, dont deux provenant de la littérature, sont également analysées et les résultats sont comparés à des calculs ligne-portante et CFD pales maillées. Le modèle est évalué pour différents angles de calage et d'incidence, sur l'hélice légère tripale ONERA HAD-1. Le modèle RANS/BET prédit la poussée hélice avec un écart de 3 % pour l'écoulement axial et de 8 % pour les cas avec incidence. La même précision est obtenue pour la prédiction des champs de vitesse du sillage.

When in a flow, an object deviates it and from this deviation are generated vortices and flow reaction forces, such as drag and lift. If yet the object is free to move, its movement can couple with the surrounding flow, falling into the domain of fluid-structure interactions. In this PhD thesis, the coupling between a pendular system and an air flow is studied both experimentally and theoretically. Placed in a wind tunnel, a disk pendulum presents a bistability for a range of flow velocity, while a rectangular one does not. By varying the aspect ratio of such rectangle and visualizing the wake behind a fixed disk, we propose an origin on whether or not the bistability emerges, linking it to stall phenomenon. The influence of ambient turbulence on this phenomenon is then investigated together with the link between angular fluctuations and flow variations, both upstream and downstream. Going back to the bistability itself, spontaneous transitions between stable states are observed and a model inspired from the transition to turbulence suggest certain mechanisms in the wake triggering such transitions, in particular rare aerodynamical events. Modifying geometrical parameters of the pendulum enables the adjustment of the range of velocity for which the bistability occurs, and with it, we could observe jumps between both transitions at the same flow rate. Finally, when the pendulum is balanced, its movement is only driven by the flow and while a quasi-static modelling is not sufficient to describe the real dynamics of the pendulum, we introduce two ways of accounting for the dynamical retroaction of the flow in the equation of movement, one empirical and the other based on vortex-induced vibration theory.; Lorsqu’un objet est placé dans un écoulement, celui-ci est dévié et de cette déviation résultent l’apparition de tourbillons et la génération de forces de réaction du fluide, telles que la traînée et la portance. Si maintenant, l’objet en question est libre de se mouvoir, un couplage s’installe entre les mouvements de l’objet et de l’écoulement environnant, du domaine des interactions fluide-structure. Dans cette thèse, le couplage entre un système pendulaire et un écoulement d’air est étudié expérimentalement et théoriquement. Placé dans une soufflerie, un pendule circulaire présente notamment une bistabilité sur une gamme de vitesse de vent, tandis qu’un rectangle n’en présente aucune. En variant le rapport d’aspect du pendule rectangulaire et en visualisant le sillage d’un disque fixe, nous proposons une origine à l’existence ou non de la bistabilité, en lien avec le phénomène de décrochage. L’influence de la turbulence incidente sur ce phénomène est ensuite approfondie ainsi que le lien entre les fluctuations d’angle du pendule et celles de l’écoulement, amont comme aval. En revenant à la bistabilité elle-même, des transitions spontanées d’un état stable à l’autre sont observées, dont le cadre de la transition vers la turbulence permet une modélisation et suggère certains mécanismes à l’œuvre dans le sillage, notamment des évènements aérodynamiques rares. La modification des paramètres géométriques du pendule permet de varier la plage de vitesses pour laquelle la bistabilité existe, et ainsi observer des sauts entre les deux positions, à même vitesse d’écoulement. Enfin, lorsque le pendule est équilibré, son mouvement est dicté par l’écoulement uniquement et alors qu’un modèle quasi-statique est insuffisant à la description de la dynamique réelle du pendule, nous établissons deux manières de prendre en compte la rétroaction dynamique de l’écoulement, l’une empirique et l’autre basée sur les vibrations induites par vortex.

International audience; Our objective is to study the nasal vowels (Vn) of southern French using aerodynamic methods, which prove to be more effective in measuring the mechanisms of nasality than the acoustic analysis. We propose the calculation of a nasal quotient, which measures from the nasal airflow the percentage in duration of nasalization of a phoneme. Our study concerns a corpus of 20 speakers. Adopting the approach of experimental phonology, we show that the southern Vn are clearly less nasalized than those of the non-southern speakers, confirming, on a large corpus, the result of previous studies. However, on all phonemes, southerners nasalize no less than non-southerners. The orality of nasal vowels would therefore not be a strictly physiological behavior, but a linguistic one, which allows us to feed the debate on their phonological nature.; Notre objectif est d'étudier les voyelles nasales (Vn) du français méridional à l'aide de méthodes aérodynamiques qui s'avèrent plus efficaces pour mesurer les mécanismes de la nasalité que l'analyse acoustique. Nous proposons notamment le calcul d'un quotient nasal qui mesure à partir du débit d'air nasal le pourcentage en durée de nasalisation d'un phonème. Notre étude porte sur un corpus de 20 locuteurs. Adoptant l'approche de la phonologie expérimentale, nous montrons que les Vn méridionales sont nettement moins nasalisées que celles des non méridionaux, confirmant, sur un corpus conséquent, le résultat d'études antérieures. Or, sur tous les phonèmes confondus, les méridionaux ne nasalisent pas moins que les non méridionaux. L'oralité des voyelles nasales ne relèverait donc pas d'un comportement strictement physiologique, mais bien linguistique, ce qui nous permet d'alimenter le débat sur leur nature phonologique.

optimized aerodinamic insert for a vehicle wheel

Insert à l'aérodynamique optimisée pour une roue de véhicule

Ce travail présent le développement d’une formulation exergétique réduite au sillage, adaptée à l’analyse aérodynamique de configurations ayant un fort couplage aéro-propulsif. Cette formulation est basée sur le travail d’Arntz (formulation exergétique utilisant un plan de sondage de taille infinie qui est bien adaptée pour l’analyse des simulations aérodynamique computationnelles par CFD) et combinée avec des méthodes classiques de champ lointain afin de réduire la zone d’étude au sillage. L’intérêt de cette réduction de la zone d’étude est double : d’un part, cela autorise une validation expérimentale de l’étude aéro-propulsif. D’autre part, cette réduction au sillage offre une compréhension très puissante de la physique et permet aussi de décomposer tous les mécanismes de génération de pertes aérodynamique. Ainsi, cette décomposition permet d’établir une comptabilité des phénomènes aéro-propulsifs pour des configurations avion complexes, ayant un fort couplage, ce qui est très outil pour le design d’un avion.La deuxième partie de la thèse vise à récolter des donnés expérimentaux (essais en soufflerie) d’une configuration avion type multifan, ayant un très fort couplage aéro-propulsif. Une maquette simplifiée de cet avion a été testée, tout en réalisant des mesures de sillage par PIV et sonde cinq trous, ainsi que des mesures de balance. Cette base de données a été utilisée pour valider expérimentalement la nouvelle formulation exergétique. Aussi, elle a été utilisé pour établir une modèle aéro-propulsif en utilisant une analyse aérodynamique classique, suivi d’une analyse exergétique complémentaire qui a fourni information de design très outil et qu’aucune méthode existante permet de le faire. This work presents the development of a wake-reduced exergy formulation suited for the aerodynamic analysis of close-coupled aero-propulsive aircraft configurations. It is based on the original work from Arntz (Exergy formulation requiring an infinite survey plane, that is well suited for the analysis of computational aerodynamic simulations by CFD), combined with several far-field methods in order to reduce the computation region to the wake. The interest behind the wake reduction is twofold: on one hand, it allows an experimental verification of the aero-propulsive assessment by the exergy method (by performing wake measurements in a wing tunnel testing). One the other hand, and even more important, this wake-reduction procedure provides a powerful insight into the physics and allows performing a breakdown of all the loss-generating mechanisms. This deeper breakdown enables a more comprehensive bookkeeping of the aero-propulsive phenomena involved in complex cases, which is key for design purposes.The second part of the PhD work aimed to gather experimental data (wind tunnel testing) of a highly-coupled aero-propulsive configuration: the Multifan aircraft. A simplified model was tested and its wake was measured by PIV and 5HP, along with balance data. Then, an experimental verification of the new wake-reduced formulation was carried out. Finally, the experimental data was exploited to build an aero-propulsive model of this complex configuration by using classical aerodynamic analysis. Then, this model was re-analyzed by using the new wake-reduced exergy formulation, revealing additional key information that couldn’t be obtained by other means, thereby showing the power of the method.

Boundary Layer Ingestion (BLI) is a promising concept that helps improving aircraft aeropropulsive performance. However, it remains difficult to bring together OAD (Overall Aircraft Design) process and high-fidelity tools due to the time of response of complex disciplinary tools. ONERA has thus developed a mixed fidelity approach inside its in-house OAD platform. The purpose is to mix conventional and robust OAD methods with high levels of fidelity from disciplinary tools such as CFD (Computational Fluid Dynamics), FEM (Finite Element Model) or CAA (Computational Aero Acoustics). This paper focuses on the integration of rapid CFD tools inside the OAD process, in order to assess BLI benefits. The resulting process is validated against reference and experimental cases when available, or high-fidelity RANS data elsewhere. The paper intends to present the tools and their validation process. These modules are applied to the common inlet concept, which aims at ingesting 100% of the fuselage boundary layer. The results demonstrate the potential gain on the Power Saving Coefficient (up to 3% obtained with the L2 BLI module without resizing loop) but with non-negligible fan losses (up to 1.5%)., L'ingestion de la couche limite (BLI) est l'un des concepts prometteurs permettant d'améliorer les performances aéropropulsives des avions. Plusieurs études ont déjà mis en évidence les avantages de cette technologie, soit au niveau de l'OAD (Overall Aircraft Design), soit avec la CFD (Computational Fluid Dynamics) haute-fidélité. Cependant, il reste difficile de rapprocher les outils OAD et haute-fidélité en raison du temps de réponse des outils disciplinaires complexes. L'ONERA a donc développé une approche de fidélité mixte au sein de sa plateforme interne OAD, en y intégrant des outils disciplinaires rapides. Le but est de mélanger des méthodes OAD conventionnelles et robustes avec des niveaux de fidélité élevés provenant d'outils disciplinaires tels que CFD, FEM ou CAA. Cet article se concentre sur l'intégration d'outils rapides de CFD dans le processus d'OAD, afin d'évaluer les avantages de la BLI.Le processus qui en résulte est validé par rapport à des cas de référence et expérimentaux lorsqu'ils sont disponibles, ou par rapport à des données RANS haute-fidélité. L'article a pour but de présenter les outils, leur processus de validation et les résultats globaux au niveau de l'OAD pour différentes familles d'avions (tels que les avions à moyen courriers ou les jets d'affaires) en utilisant les différents niveaux de fidélité disponibles.

International audience; Notre objectif est d'étudier les voyelles nasales (Vn) du français méridional à l'aide de méthodes aérodynamiques qui s'avèrent plus efficaces pour mesurer les mécanismes de la nasalité que l'analyse acoustique. Nous proposons notamment le calcul d'un quotient nasal qui mesure à partir du débit d'air nasal le pourcentage en durée de nasalisation d'un phonème. Notre étude porte sur un corpus de 20 locuteurs. Adoptant l'approche de la phonologie expérimentale, nous montrons que les Vn méridionales sont nettement moins nasalisées que celles des non méridionaux, confirmant, sur un corpus conséquent, le résultat d'études antérieures. Or, sur tous les phonèmes confondus, les méridionaux ne nasalisent pas moins que les non méridionaux. L'oralité des voyelles nasales ne relèverait donc pas d'un comportement strictement physiologique, mais bien linguistique, ce qui nous permet d'alimenter le débat sur leur nature phonologique.

La présente thèse s’inscrit dans le cadre du projet européen H2020 N° 723402, "Smart Morphing & Sensing for aeronautical configurations" (http://smartwing.org/SM S/EU/), et elle a pour principal objectif d’effectuer le design et le prototypage d’une aile d’avion à l’échelle proche de 1 avec son volet hypersustentateur en morphing pour les études en soufflerie dans les configuration de décollage et d’atterrissage. Il s’agit ainsi d’un projet multidisciplinaire associant de nouveaux actionneurs et capteurs électroactifs pour augmenter l’efficacité aérodynamique et atténuer les vibrations et le bruit afin d’améliorer globalement les performances aérodynamiques des aéronefs. Après avoir effectué une revue de la littérature portant sur l’état de l’art sur le concept de morphing, la physique de l’écoulement turbulent autour d’une aile, l’état de l’art sur les matériaux intelligents, actionneurs, structures adaptatives, nous avons effectué plusieurs études qui peuvent se résumer suivant trois contributions majeures. La première partie des études a porté sur le design et le prototypage d’une aile à deux éléments avec un volet hypersustentateur en morphing. Nous avons au cours de cette étude, participé au développement d’un système d’actionnement innovant par Alliage à Mémoire de Forme (AMF) en collaboration avec le LAPLACE, MIT et AIRBUS ETCT. À partir des données et des spécifications d’AIRBUS, la transition vers des actionneurs à échelle réelle pour le contrôle de la cambrure à été étudiée. Sur la base d’une structure articulée paramétrée simple, des modèles analytiques pour l’évaluation de la forme, l’équilibre des forces, les actionneurs, les technologies de peau et les charnières ont été développés. La deuxième contribution porte sur la caractérisation aérodynamique expérimentale des prototypes qui ont été construit. Nous avons effectué l’évaluation aérodynamique au sein de la soufflerie de l’IMFT S1 et la soufflerie de POLIMI du prototype d’aile à deux éléments équipé d’un système de capteur de pression fluctuante innovant. La troisième contribution porte sur les études menées sur projet MINOTHOR ("Morphing in THOR") entre AIRBUS ETCT (Emerging Technology and Concept de Toulouse), l’IMFT et le LAPLACE en vu d’un essai en vol sur le drône THOR (Test of High-Tech Objectives in Reality).

Increasing the wing aspect ratio appears as a straightforward way to improve aerodynamic performance of transport aircraft by reducing the lift-induced drag component. However, it comes at the price of a direct negative impact on the wing structural weight which is necessary to sustain aerodynamic loads in the case of a conventional cantilever wing. The strut-braced wing concept allows to reduce the flexural moment to be carried out by the inner-wing structure and therefore limits the weight penalty as aspect ratio is increased. A multidisciplinary evaluation of the potential benefits at aircraft level of High Aspect Ratio, Strut Braced Wing concept is presented. It relies on a multi-fidelity design approach in which an Overall Aircraft Conceptual Design framework is combined with high-fidelity aerodynamic and structural analyses to provide accurate physical information to the conceptual design process. This paper describes the tools, framework and approach used to combine OACD with high-fidelity CFD and CSM analyses and illustrates the first results of its application to design a HAR-SBW aircraft concept which are compared to a conventional tube-and-wing aircraft designed for the same mission., Réduire l'empreinte environnementale de l'aviation et surtout son impact sur le changement climatique est aujourd'hui devenu l'enjeu majeur de l'industrie aéronautique. Dans ce contexte, la Commission européenne s'est fixé des objectifs ambitieux pour l'aviation définis dans le « Fligthpath 2050 », notamment une réduction de 75 % des émissions de CO2 et de 90 % des émissions de NOx, ainsi qu'une réduction de 65 % du bruit. Atteindre de tels objectifs ne sera probablement possible que grâce à des évolutions radicales de l'architecture de l'avion, du système de propulsion et de l'introduction de technologies de rupture. Pour ce qui concerne l'architecture de l'avion, le Blended Wing Body (BWB) et le Strut-Braced Wing (SBW) semblent aujourd'hui être les deux alternatives les plus prometteuses à la configuration classique "Twin Underwing Turbofan Tube-and-Wing" qui est devenue prédominante. solution au cours des dernières décennies. Le BWB et le Hybrid Wing Body sont actuellement étudiés dans le cadre de plusieurs efforts de recherche importants en Europe, aux États-Unis et en Chine. Le présent article présente des enquêtes sur la configuration SBW. La principale justification de la configuration SBW est de permettre une augmentation significative du rapport d'aspect de l'aile (AR) pour améliorer les performances globales de l'avion grâce à des gains d'efficacité aérodynamique sans l'énorme augmentation du poids de l'aile dont souffrirait une aile en porte-à-faux d'un AR similaire. Ceci est obtenu grâce à une réduction du moment de flexion dans le caisson de voilure interne permise par une traction de la jambe de force à sa jonction avec l'aile. Cela permet de réduire la taille des composants structurels du caisson de voilure dans l'aile intérieure qui sont principalement dimensionnés par le moment de flexion dans le cas d'une aile en porte-à-faux.Ce concept peut être utilisé pour augmenter l'allongement de l'aile et profiter d'une réduction de la traînée aérodynamique (en réduisant réellement la traînée induite par la portance) tout en contenant l'augmentation du poids structurel de l'aile associée à une envergure plus élevée (impliquant un moment de flexion plus élevé dans l'aile centrale -boîte). Par conséquent, l'ajout d'une jambe de force, ou plus généralement d'une structure en treillis, ouvre un degré de liberté supplémentaire pour le concepteur afin de mieux exploiter les ailes à rapport d'aspect élevé au niveau global de l'avion en réalisant un nouveau compromis optimal (par rapport au cantilever, sans jambe de force, aile) entre l'efficacité aérodynamique et le poids de l'aile.De tels compromis pour le concept d’aile haubanée ont déjà été étudiés à l'ONERA dans le projet ALBATROS. Plus récemment, dans le projet de thèmes thématiques Clean-Sky 2 U-HARWARD (www.u-harward-project.eu/), différentes solutions au niveau de l'avion permettant d'augmenter l'allongement des ailes sont étudiées pour réduire l'impact environnemental et améliorer les performances. Dans ce projet, l'ONERA et l'ISAE explorent les avantages potentiels et les éventuels pièges du concept SBW à travers une approche de conception multi-niveaux multidisciplinaire comprenant la conception globale de l'avion (OAD) et des études de conception disciplinaires affinées de l'aérodynamique et des aspects structurels clés du concept d’aile haubanée.L'article final présentera les modèles et outils mis en place pour effectuer l'exploration de conception multidisciplinaire à plusieurs niveaux du concept SBW au sein du projet U-HARWARD, ainsi que la conception intermédiaire obtenue.

Dans un contexte de changement climatique, le secteur de l’aéronautique doit réduire ses émissions de CO2. Le gain technologique est l’un des leviers sur lequel peut jouer le secteur pour maitriser ses émissions. Les motoristes ont fortement été impactés par ces contraintes et doivent faire face à des défis importants. Pour remplir ces objectifs, une des pistes potentielles d’amélioration se situe en sommet de roue mobile de la turbine basse pression des turbofans double corps/doubles flux actuels. En effet, il est possible d’ajouter une pièce mécanique en tête de pale de rotor, appelée talon, afin de supprimer l’écoulement de jeu, générateur de pertes, qui prend naissance dans le jeu radial d’une configuration classique de pale. Cela a des conséquences bénéfiques sur le rendement des étages de turbines basse pression, mais ces aménagements entraînent l’apparition de nouveaux phénomènes physiques, eux aussi générateurs de pertes, dont il faut améliorer la compréhension. On retrouve dans la littérature deux principaux phénomènes générateurs de pertes associés à ces géométries. Le premier entraine des pertes de charge lorsque le fluide traverse le talon. Cette physique se déroule en dehors de la veine et n’est donc pas au cœur de l’étude menée au cours de cette thèse. Le second est l’interaction entre le débit dans la veine et celui sortant du talon. Les deux fluides ont des propriétés de vitesse différentes et cela engendre des pertes de mélange. Ce mécanisme est important car il modifie également les conditions d’alimentation des aubages en aval. On retrouve aussi, en marge mais bien présent, des interactions entre le fluide présent dans la veine et celui dans les cavités de la géométrie de talon.Ces conclusions sont principalement issues d’une analyse stationnaire du problème à l’aide de bancs d’essais ou de simulations numériques. Aussi, on ne retrouve que des études pour des points de fonctionnement adaptés. Cette thèse a pour objectifs d’apporter une analyse instationnaire de ces écoulements et d’observer le comportement de ces géométries à des conditions hors-adaptation qui sont susceptibles de modifier les différents mécanismes. Pour cela, deux configurations de turbine basse pression avec pales talonnées, de complexité différentes, ont été utilisées. Des calculs stationnaires et instationnaires ont été réalisés afin de comparer ces deux méthodes. De plus, les géométries réelles ont été comparées à des cas idéaux où le jeu en tête de pale de rotor est considéré comme nul. Cela permet d’isoler l’influence de l’effet technologique sur l’écoulement principal. Ces simulations numériques ont été réalisées à l’aide du code de calcul elsA développé par l’ONERA.Les résultats de ces simulations ont permis de retrouver certaines conclusions de la littérature comme le fait que pour une configuration mono-étage les prédictions de performance faite par un calcul stationnaire sont très proches de celles faites par un calcul instationnaire. Ce n’est plus forcément le cas pour une configuration multi-étage ou bien à des conditions de fonctionnement hors-adaptation comme observé au cours de ces travaux. D’autres résultats sont nouveaux pour la littérature associée à cette problématique. Notamment la mise en évidence d’instabilité dans les cavités du talon. Ces dernières étaient plus ou moins attendues car les géométries rencontrées sont semblables à celles des configurations de cavités de purge dans lesquelles des instabilités peuvent prendre naissance. In the context of climate change, air transport CO2 emissions have to be reduced. Especially, engines manufacturers play a key role to achieve this goal. To do so, each component of current turbofan architecture has to be optimized. After decades of research on main flow path and airfoils aerodynamics a better understanding on technological effects, source of losses, is required.Regarding the literature, tip shroud cavities in low pressure turbines are responsible for pressure losses, when the by-pass mass flow goes through the labyrinth seal and mixing losses, when by-pass mass flow is reintroduced, which have to be controlled. Moreover, the flow inside the cavities can interact with the main flow path and generate additional losses. These conclusions are essentially based on shrouded turbines steady state analysis thanks to numerical and experimental configurations, at nominal operating point. The work that has been done during this thesis gives an unsteady analysis of such flow configurations at design and off-design conditions, which are likely to influence loss mechanisms, previously identified. Two configurations of shrouded turbine are under investigation. Use of ideal configurations of these turbines, with radial tip gap equal to zero, allowed us to isolate shroud contribution to loss increase. Also, steady state simulations have been performed to compare performance and flow physics prediction of both numerical methods.Results confirm some conclusion found in the literature as the good performance prediction of steady state simulations of a single stage configuration. However, the study shows that it is no longer true for multi stage or off-design configurations. Other results are new regarding the literature. For example, instabilities inside shrouded cavities have been identified. This observation was expected due to similarity between shroud and purge cavities, where such instabilities can take place.

Accurately predicting the lift and the drag exerted on aircraft has always remained essential for the designer. In order to develop the future commercial aircraft that minimize fuel burn and hence operating costs and environmental footprint, the designer needs to clearly identify the phenomenological sources of lift and drag. This is done by means of far-field force decomposition methods like the Lamb-vector-based formulation. This formulation is new, very promising, but the corresponding force decomposition is sensitive to the reference point used for moment computation, dependent on the size of the integration domain, unable to provide a robust definition for the wave drag, and the physical role of compressibility in lift and drag is still not identified. This study has consisted in developing a reference-point-invariant Lamb-vector-based decomposition allowing to better understand this role and to assess the wave drag in transonic flows. For this purpose, the far-field flow symmetries have been investigated in order to enforce the invariance to the reference point. A physical interpretation of the role of compressibility in lift and drag has been made possible by emphasising the relationship between the Lamb-vector-based decomposition and classical aerodynamic theories. Finally, a practical definition for the wave drag using the Lamb vector has been devised.; L'évaluation précise de la portance et de la traînée exercées sur un avion est incontournable pour l'ingénieur aérodynamicien. Afin de concevoir de futurs avions commerciaux qui minimisent la consommation de carburant, et donc les coûts d'exploitation et l'empreinte environnementale, l'ingénieur doit clairement identifier les sources phénoménologiques de la portance et de la traînée. Pour ce faire, il utilise des méthodes de décomposition de la force aérodynamique en champ lointain, comme par exemple la formulation basée sur le vecteur de Lamb. Cette formulation est nouvelle, très prometteuse, mais la décomposition de la force aérodynamique proposée est sensible au point de référence utilisé pour le calcul des moments, dépendante de la taille du domaine d'intégration, incapable de fournir une définition robuste de la traînée d'onde, et le rôle physique de la compressibilité dans la portance et la traînée n'est toujours pas identifié. Cette étude a consisté à développer une décomposition basée sur le vecteur de Lamb invariante vis à vis du point de référence permettant de mieux comprendre ce rôle et d'évaluer la traînée d'onde en écoulement transsonique. Dans ce but, les symétries de l'écoulement dans le champ lointain ont été étudiées afin de garantir l'invariance vis à vis du point de référence. Une interprétation physique du rôle de la compressibilité dans la portance et la traînée a été rendue possible en soulignant la relation entre la décomposition basée sur le vecteur de Lamb et les théories aérodynamiques classiques. Enfin, une définition pratique de la traînée d'onde utilisant le vecteur de Lamb a été élaborée.

International audience; The context of this study is the development of innovative stator concepts to reduce noise from rotor/stator interaction in future high bypass engines. Leading edge serrations are examined using a hybrid CFD/CAA method. A stochastic approach is considered for the turbulence generation based on a Fourier modes decomposition. A methodology to obtain a fully 3D turbulence field, while taking into account periodic and wall boundary conditions is developed and a formulation is finally provided to obtain a perfectly incompressible stochastic field. The influence of the turbulence structure on far-field acoustic spectra is first discussed for the baseline computation case. In a second step, numerically assessed noise reductions from the serrated design are favorably compared with an analytical solution and a semi-empirical law. An overall sound power level reduction around 4 to 6 dB is obtained at three acoustics certification points. Finally, the aerodynamic performances of the serrated airfoil are evaluated through RANS computations and an improved variant of the initial design is proposed, allowing for acceptable penalties at the aerodynamic design point.

International audience; The renewed interest for Supersonic Civil Transport on one side and the environmental challenges that whole aeronautics sector will have to overcome in the next decades calls for an holistic evaluation of the environmental impacts of a possible reintroduction of supersonic flights after Concorde retirement in 2003. In this perspective, a research effort has been initiated by ONERA to investigate the lowest levels of environmental impacts that can be expected by a new generation of civil supersonic aircraft. This paper presents the setup and verification of different models and of a methodological design approach combining conceptual and preliminary aircraft design capabilities. This approach is intended to design a supersonic civil transport aircraft concepts that can serve to evaluate the minimum levels of environmental impacts of new supersonic aircraft integrating state-of-the-art technologies in terms of sonic boom, takeoff noise and emissions.; Le regain d'intérêt pour le transport civil supersonique d'une part et les défis environnementaux que tout le secteur aéronautique devra surmonter dans les prochaines décennies appellent à une évaluation holistique des impacts environnementaux d'une éventuelle réintroduction des vols supersoniques après la retraite du Concorde en 2003. Dans ce Dans cette perspective, un effort de recherche a été initié par l'ONERA pour étudier les niveaux d'impacts environnementaux les plus faibles que l'on puisse attendre d'une nouvelle génération d'avions supersoniques civils. Cet article présente la mise en place et la vérification de différents modèles et d'une approche de conception méthodologique combinant des capacités conceptuelles et préliminaires de conception d'avions. Cette approche vise à concevoir des concepts d'avions de transport civil supersoniques pouvant servir à évaluer les niveaux minimaux d'impacts environnementaux des nouveaux avions supersoniques intégrant des technologies de pointe en termes de bang sonique, de bruit au décollage et d'émissions.

International audience; Turbulence grids replicating the velocity profile (including the high-frequency part of the turbulence spectrum) of the atmospheric boundary layer (ABL) have been designed, manufactured, and tested in ONERA wind tunnels. These ABL grids are intended to improve the experimental simulation of the flow entering air inlets of aircraft engines while operating in a crosswind. It was found that the grids properly reproduced the features of the ABL flow that are relevant to this application. A test with an air inlet has confirmed that the grids can have a noticeable effect on the operating range of the air inlet and are therefore of significant interest to engine manufacturers.; Plusieurs grilles de turbulence reproduisant le profil de vitesse (y compris la partie haute fréquence du spectre de turbulence) de la couche limite atmosphérique (ABL) ont été conçues, fabriquées et testées dans des souffleries de l'ONERA. Ces grilles ABL sont destinées à améliorer la simulation expérimentale de l'écoulement entrant dans les entrées d'air des moteurs d'avion par vent de travers. Il a été constaté que les grilles reproduisaient correctement les caractéristiques de l'écoulement ABL qui sont pertinentes pour cette application. Un test avec une entrée d'air a confirmé que les grilles peuvent avoir un effet notable sur la plage de fonctionnement de l'entrée d'air et sont donc d'un intérêt significatif pour les fabricants de moteurs.

The objective of this PhD is to review the design of the current prototype in order to increase its lift, so as to take off.; L’objectif de cette thèse est de revoir la conception du prototype actuel pour accroître sa portance, dans l’idée de procéder au décollage du nano drone.

International audience; L’aérodynamique, avec la structure et la propulsion, est l’une des trois disciplines majeures pour les performances d’un aéronef civil. Les phénomènes physiques mis en jeu peuvent être de natures très variés en fonction de la phase de vol. Avoir une prévision adéquate des performances aérodynamiques nécessite donc d’adapter le niveau de fidélité des modélisations utilisées en fonction de la complexité de l’écoulement, du temps de retour attendu et du couplage avec les autres disciplines du processus de conception. Le choix du niveau de fidélité est donc un élément clef pour avoir un processus précis et efficace.

Recent studies about the Lamb vector have led to the development of the vortex-force theory, a formulation able to predict the aerodynamic force in compressible flows and decompose it into lift, lift-induced drag and profile drag. Here, a revised formulation of the vortex-force theory developed at ONERA in collaboration with the University of Naples is presented and applied to steady transonic flows. In the mathematical developments, special care is given to the presence of shock wave discontinuities within the flow field. The equivalence between the new definition, the Kutta-Joukowski lift theorem, Maskell’s lift-induced drag formula and Betz’s profile drag formula is emphasized. The revised formulation also presents several practical advantages: the decomposition is naturally invariant to the reference point chosen for the calculation of moment transformations, and the computation can be performed in a better refined part of the grid. The formulation is finally tested on the NASA Common Research Model (CRM) wing-fuselage configuration in cruise flight conditions.; Des études récentes sur le vecteur Lamb ont conduit au développement de la théorie de la force tourbillonnaire, une formulation capable de prévoir la force aérodynamique en écoulement compressible et de la décomposer en portance, traînée induite et traînée de profil. On présente ici une formulation révisée de la théorie de la force tourbillonnaire, développée à l'ONERA en collaboration avec l'Université de Naples, afin de l'appliquer en écoulement transsonique permanent. Dans les développements mathématiques, une attention particulière est accordée à la présence de discontinuités d'ondes de choc dans l'écoulement. On souligne par ailleurs l'équivalence entre la nouvelle définition, le théorème de portance de Kutta-Joukowski, la formule de traînée induite de Maskell et la formule de traînée de profil de Betz. La formulation révisée présente également plusieurs avantages pratiques : la décomposition est naturellement invariante au point de référence choisi pour le calcul des moments, et les calculs peuvent être effectués dans une partie mieux raffinée du maillage. La formulation est finalement testée sur la configuration aile-fuselage du Common Research Model (CRM) de la NASA pour des conditions de vol en croisière.

The expected performance of engineering systems can significantly differ from their operational performance due to the variability of some parameters they depend on. Usually, the design stage of these systems is divided into two different phases. The first phase consists in determining the pre-optimal design. Through the use of numerical simulations, for example, the best possible design is chosen. The issue is to take into account the ideal performances to be attained by formulating hypotheses-which can be subjective-characterizing the variability of different parameters. The second phase consists in certifying through full-scale experiments that the design achieved in the first phase is valid. In this way, the post-optimal design is specified. This second phase is the most expensive onestring; that is why manufacturers, especially in the aeronautical sector, are trying to reduce the number of full-scale experiments. Optimal Uncertainty Quantification (OUQ) is a powerful mathematical tool that can be used to rigorously bound the probability of exceeding a given performance threshold for uncertain operational conditions or system characteristics. This approach leads to the solution of an optimization problem on a set of admissible probability measures, thus avoiding the need to make subjective assumptions that can be significant. The optimization setting is a non-convex and strongly constrained problem, in a space of infinite dimension. Thus, it is generally difficult to solve numerically. Nevertheless, it can be reduced to an equivalent finite-dimensional optimization problem.This thesis work focuses, in a first step, on the application of the OUQ tool concerning, in particular, cases from the aeronautical domain, in order to rigorously bound the variations of performance functions classically studied in aerodynamics, such as the lift or the drag. Nevertheless, even after reduction of the optimization problem, this approach remains complex and the accuracy of the obtained results is thus impacted.In order to overcome this difficulty, an algorithm has been formulated that allows to ensure the validity of these numerical results. This algorithm is analogous to isotonic regression but differs from the assumptions made. Its convergence has been demonstrated, and it has been validated on simple validation test cases as well as on a more complex aerodynamic case. Nevertheless, the application of the OUQ framework requires to evaluate the performance function of the system several tens of thousands of times. Therefore, the use of a time-consuming model is not feasible and a computationally cheap model is required.With this in mind, several methods are finally presented for the construction of surrogate models that are simple to evaluate. A first approach based on the Kernel Flow algorithm initially applied to a classification problem is extended to a regression problem for the determination of the kernel (covariance) function in Gaussian process regression. Then, two new algorithms are presented. These algorithms use the equivalence between the Gaussian process regression approach and the Reproducing Kernel Hilbert Space (RKHS) approach to determine the appropriate kernel function. These different constructions of surrogate models are applied to validation test cases and more complex objective functions pertaining to aerodynamic applications., La performance attendue d'un système peut généralement différer de sa performance opérationnelle en raison de la variabilité de certains paramètres. Habituellement, la phase de conception est divisée en deux phases différentes. La première phase consiste à déterminer la conception pré-optimale. Grâce à l'utilisation de logiciels numériques, la meilleure conception possible est choisie. Il s'agit de tenir compte de certaines performances idéales à atteindre en formulant des hypothèses-qui peuvent être subjectives-traduisant la variabilité de certains paramètres. La deuxième phase consiste, quant à elle, à certifier par des expériences à taille réelle que la conception déterminée précédemment est valide. De cette façon, la conception post-optimale est spécifiée. Cette deuxième phase est la plus coûteuse ; c'est pourquoi les industriels, notamment dans le domaine aéronautique, cherchent à réduire le recours aux expériences à taille réelle. L'Optimal Uncertainty Quantification (OUQ) est un outil mathématique puissant qui peut être utilisé pour borner rigoureusement la probabilité de dépasser un seuil de performance donné pour des conditions opérationnelles ou des caractéristiques de système incertaines. Cet outil conduit à la résolution d'un problème d'optimisation sur l'ensemble des mesures de probabilités admissibles, permettant ainsi de ne pas à avoir à formuler des hypothèses subjectives qui peuvent être fortes. Ce problème d'optimisation est a priori un problème non-convexe et fortement contraint, dans un espace de dimension infinie. Ainsi, il est généralement difficile à résoudre sur le plan numérique. Néanmoins, il peut être réduit à un problème d'optimisation équivalent en dimension finie.Ce travail de thèse porte, dans un premier temps, sur l'application de l'outil OUQ concernant notamment des cas issus du domaine de l'aéronautique permettant de borner rigoureusement la variation de fonctions de performance classiquement étudiées en aérodynamique, telles que la portance ou la trainée. Néanmoins, même après réduction du problème d'optimisation, cette approche demeure complexe et l'exactitude des résultats obtenus en est ainsi impactée.Afin de pallier cette difficulté, un algorithme permettant d'assurer la validité de ces résultats numériques a été par la suite formulé. Cet algorithme est analogue à la régression isotonique mais diffère sur les hypothèses établies. La convergence de cet algorithme a été démontrée. L'algorithme a été ensuite validé sur des cas tests numériques ainsi que sur un cas aérodynamique. Quoi qu'il en soit, l'application de la méthode OUQ nécessite d'évaluer la fonction de performance du système plusieurs dizaines de milliers de fois. De fait, l'usage d'un modèle peu coûteux en termes de temps est requis.Dans cette optique, plusieurs méthodes qui permettent de construire des modèles de substitution rapides à évaluer sont finalement présentées. Une première méthode fondée sur l'algorithme Kernel Flow, initialement appliquée à un problème de classification, est étendue à un problème de régression permettant la détermination du noyau d'un modèle de substitution de type processus gaussien. Puis, deux nouveaux algorithmes sont présentés. Ces algorithmes utilisent l'équivalence qui existe entre l'approche processus gaussien et l'approche par espace de Hilbert à noyau reproduisant (Reproducing Kernel Hilbert Space, RKHS) afin de déterminer le noyau adéquat. Ces différentes méthodes de modèles de substitution sont appliquées au travers de différents cas tests dont des cas du domaine aérodynamique.

The intensification of urban combat encourages the industrials of terrestrial armament to develop new weapon systems equipped with trajectory modification devices. Deploying these devices during the projectile flight would allow reducing the scattering error in order to narrow the collateral damage. The challenge lies in the development of a device adapted to the flight conditions of a spin-stabilized projectile. An isolated spoiler, installed on a rotatable ring, is chosen as the most adapted control device. This work consists in developing an optimization algorithm for the geometrical parameters of the spoiler and to demonstrate that it is possible to modify concurrently the range and lateral deviation of the projectile. On one hand a neural network model the variations of the aerodynamic coefficients from RANS calculations. On the other hand, the kriging modeling of the objective and constraint functions benefits from the estimation of the modeling error. This allows defining enrichment criteria ensuring a tradeoff between exploration and exploitation of the geometrical domain. The optimization of the spoiler geometrical parameters leads to the identification of an optimal configuration able to achieve the course corrections abilities targeted. ZDES simulations on this particular configuration have been achieved to form a new fidelity level in addition to the RANS evaluations of the aerodynamic coefficients. These simulations lead to a physical characterization of modifications of the boat-tail flow induced by the presence of the spoiler. A wind tunnel campaign provides a validation step to the optimization methodology developed and offers promising perspectives for future work in terms of experimental data inclusion in a numerical database through multi-level surrogate modeling.; L’intensification des combats en milieu urbains pousse les industriels de l’armement terrestre à développer des systèmes d’armes intégrant des dispositifs de correction de trajectoire. Le déploiement de tels dispositifs au cours du vol d’un projectile d’artillerie doit permettre de réduire l’erreur de dispersion afin de limiter au maximum les risques de dommages collatéraux. L’enjeu réside ici dans le développement d’un dispositif adapté aux conditions de vol d’un projectile gyrostabilisé. Un spoiler isolé, supposé monté sur une bague libre en rotation, est identifié comme le moyen de contrôle le plus adapté. L’objet de ces travaux consiste à développer un algorithme d’optimisation des caractéristiques géométriques d’un tel dispositif et de démontrer qu’il possède l’autorité suffisante pour générer une modification de la portée ainsi que de la déviation latérale du projectile. D’une part un réseau de neurones modélise les variations des coefficients aérodynamiques du spoiler à partir de résultats de simulations RANS. D’autre part, la modélisation par kriging des fonctions objectifs et contraintes tire avantage de l’estimation de l’erreur de modélisation. Ceci permet de définir des critères d’enrichissement assurant un compromis entre exploration et exploitation du domaine défini par l’ensemble des paramètres géométriques. L’application de l’algorithme d’optimisation au dimensionnement du spoiler a permis d’identifier une configuration géométrique optimale satisfaisant les objectifs de l’étude en termes de correction de trajectoire. Des simulations ZDES sur cette configuration particulière ont été réalisées dans le but de constituer un niveau de fidélité supérieur aux évaluations RANS des coefficients aérodynamiques. Elles donnent également lieu à une caractérisation physique des modifications de l’écoulement de culot engendrées par la présence du spoiler. Une campagne d’essais en soufflerie permet de valider la démarche méthodologique développée dans ces travaux et ouvre des perspectives pour de futurs travaux concernant l’inclusion de données expérimentales dans une base de données numérique dans le cadre de méta-modèles multi-niveaux de fidélité.

The intensification of urban combat encourages the industrials of terrestrial armament to develop new weapon systems equipped with trajectory modification devices. Deploying these devices during the projectile flight would allow reducing the scattering error in order to narrow the collateral damage. The challenge lies in the development of a device adapted to the flight conditions of a spin-stabilized projectile. An isolated spoiler, installed on a rotatable ring, is chosen as the most adapted control device. This work consists in developing an optimization algorithm for the geometrical parameters of the spoiler and to demonstrate that it is possible to modify concurrently the range and lateral deviation of the projectile. On one hand a neural network model the variations of the aerodynamic coefficients from RANS calculations. On the other hand, the kriging modeling of the objective and constraint functions benefits from the estimation of the modeling error. This allows defining enrichment criteria ensuring a tradeoff between exploration and exploitation of the geometrical domain. The optimization of the spoiler geometrical parameters leads to the identification of an optimal configuration able to achieve the course corrections abilities targeted. ZDES simulations on this particular configuration have been achieved to form a new fidelity level in addition to the RANS evaluations of the aerodynamic coefficients. These simulations lead to a physical characterization of modifications of the boat-tail flow induced by the presence of the spoiler. A wind tunnel campaign provides a validation step to the optimization methodology developed and offers promising perspectives for future work in terms of experimental data inclusion in a numerical database through multi-level surrogate modeling.; L’intensification des combats en milieu urbains pousse les industriels de l’armement terrestre à développer des systèmes d’armes intégrant des dispositifs de correction de trajectoire. Le déploiement de tels dispositifs au cours du vol d’un projectile d’artillerie doit permettre de réduire l’erreur de dispersion afin de limiter au maximum les risques de dommages collatéraux. L’enjeu réside ici dans le développement d’un dispositif adapté aux conditions de vol d’un projectile gyrostabilisé. Un spoiler isolé, supposé monté sur une bague libre en rotation, est identifié comme le moyen de contrôle le plus adapté. L’objet de ces travaux consiste à développer un algorithme d’optimisation des caractéristiques géométriques d’un tel dispositif et de démontrer qu’il possède l’autorité suffisante pour générer une modification de la portée ainsi que de la déviation latérale du projectile. D’une part un réseau de neurones modélise les variations des coefficients aérodynamiques du spoiler à partir de résultats de simulations RANS. D’autre part, la modélisation par kriging des fonctions objectifs et contraintes tire avantage de l’estimation de l’erreur de modélisation. Ceci permet de définir des critères d’enrichissement assurant un compromis entre exploration et exploitation du domaine défini par l’ensemble des paramètres géométriques. L’application de l’algorithme d’optimisation au dimensionnement du spoiler a permis d’identifier une configuration géométrique optimale satisfaisant les objectifs de l’étude en termes de correction de trajectoire. Des simulations ZDES sur cette configuration particulière ont été réalisées dans le but de constituer un niveau de fidélité supérieur aux évaluations RANS des coefficients aérodynamiques. Elles donnent également lieu à une caractérisation physique des modifications de l’écoulement de culot engendrées par la présence du spoiler. Une campagne d’essais en soufflerie permet de valider la démarche méthodologique développée dans ces travaux et ouvre des perspectives pour de futurs travaux concernant l’inclusion de données expérimentales dans une base de données numérique dans le cadre de méta-modèles multi-niveaux de fidélité.

The objective of this thesis is to study the aerodynamics of an airship in unsteady and non-homogeneous flow conditions, describing its dynamics through simplified models and fast and efficient computationlal tools.Because of their « lightness », airships are more sensitive to air disturbances. This has a major impact on their controllability and consequently on the sizing of the control surfaces and the propulsion system.Aerodynamic phenomena related to the notion of added masses, which are observed during the relative accelerated motion phases of the airship, are an additional term to be taken into account for the evaluation of the overall aerodynamic stresses. They depend on the density of the fluid, the geometry of the body and the reference frame. Generally, these contributions are neglected in the investigation of « heavy » bodies such as airplanes, since their density is considerably higher that of air. On the contrary, for airships these terms are the same order of magnitude of their mass and their moment of inertia and therefore represent a fundamental aspect to be taken into account to correctly describe their dynamics.Our studies on added masses have been carried out through numerical simulations in potential and viscous flows. A numerical code for the calculation of these terms has been developed in order to obtain in a short time a very accurate estimate on complex configurations (generic body geometries even in the presence of external walls).The presence of perturbations and velocity gradients in the atmosphere causes additional aerodynamic loads that are particularly relevant for airships. These phenomena have been analyzed through unsteady CFD simulations. Subsequently a simplified model, based on stationary results, has been proposed fir the reconstruction of this loads, resulting accurate in prediction the aerodynamic characteristics of the body.Finally, we have proposed a complete model of the airship dynamics that in the future can be analysed and validated through experimental or numerical tests on generic airship configurations in unsteady and perturbed flows.; L’objectif de cette thèse est d’étudier l’aérodynamique d’un dirigeable dans des conditions d’écoulement instationnaires et non homogènes, en décrivant sa dynamique au moyen de modèles simples et d’outils de calcul rapides et efficaces. En raison de leur « légèreté », les dirigeables sont plus sensibles aux perturbations de l’air. Cela a un impact important sur leur contrôlabilité et par conséquent sur le dimensionnement des gouvernes et du système propulsif.Les phénomènes aérodynamiques liés à la notion de masses et inerties ajoutées, qui sont observés pendant les phases de mouvement relatif accéléré du dirigeable, sont un terme supplémentaire à prendre en compte pour l’évaluation des efforts aérodynamiques. Elles dépendent de la densité du fluide, de la géométrie du corps et du repère choisi. Ces contributions sont généralement négligées lors de l’étude de corps « lourds » tels que les avions, car leur densité est nettement supérieure à celle de l’air. Au contraire, pour les dirigeables, ces termes sont du même ordre de grandeur que leur masse et leur moment d’inertie et représentent donc un aspect fondamental à prendre en compte pour décrire correctement leur dynamique.Nos études sur les masses et inerties ajoutées ont été réalisées par des simulations numériques en fluides parfait et visqueux. Un code numérique pour le calcul de ces termes a été développé afin d’obtenir en un temps réduit une estimation très précise sur des configurations complexes (géométries génériques en présence de parois externes).La présence de perturbations et de gradients de vitesse dans l’atmosphère est à l’origine d’efforts aérodynamiques supplémentaires d’importance majeure pour les dirigeables. Ces phénomènes ont été analysés au moyen de simulations numériques CFD instationnaires. Un modèle simplifié de reconstruction des efforts aérodynamiques a été proposé, basé sur des résultats stationnaires, qui permet de prédire avec précision les caractéristiques aérodynamiques du corps.Enfin, nous avons proposé un modèle complet de la dynamique des dirigeables qui, à l’avenir, pourra être analysé et validé par des tests expérimentaux ou numériques sur des configurations génériques de dirigeables dans des écoulements instationnaires et perturbés.

The objective of this thesis is to study the aerodynamics of an airship in unsteady and non-homogeneous flow conditions, describing its dynamics through simplified models and fast and efficient computationlal tools.Because of their « lightness », airships are more sensitive to air disturbances. This has a major impact on their controllability and consequently on the sizing of the control surfaces and the propulsion system.Aerodynamic phenomena related to the notion of added masses, which are observed during the relative accelerated motion phases of the airship, are an additional term to be taken into account for the evaluation of the overall aerodynamic stresses. They depend on the density of the fluid, the geometry of the body and the reference frame. Generally, these contributions are neglected in the investigation of « heavy » bodies such as airplanes, since their density is considerably higher that of air. On the contrary, for airships these terms are the same order of magnitude of their mass and their moment of inertia and therefore represent a fundamental aspect to be taken into account to correctly describe their dynamics.Our studies on added masses have been carried out through numerical simulations in potential and viscous flows. A numerical code for the calculation of these terms has been developed in order to obtain in a short time a very accurate estimate on complex configurations (generic body geometries even in the presence of external walls).The presence of perturbations and velocity gradients in the atmosphere causes additional aerodynamic loads that are particularly relevant for airships. These phenomena have been analyzed through unsteady CFD simulations. Subsequently a simplified model, based on stationary results, has been proposed fir the reconstruction of this loads, resulting accurate in prediction the aerodynamic characteristics of the body.Finally, we have proposed a complete model of the airship dynamics that in the future can be analysed and validated through experimental or numerical tests on generic airship configurations in unsteady and perturbed flows.; L’objectif de cette thèse est d’étudier l’aérodynamique d’un dirigeable dans des conditions d’écoulement instationnaires et non homogènes, en décrivant sa dynamique au moyen de modèles simples et d’outils de calcul rapides et efficaces. En raison de leur « légèreté », les dirigeables sont plus sensibles aux perturbations de l’air. Cela a un impact important sur leur contrôlabilité et par conséquent sur le dimensionnement des gouvernes et du système propulsif.Les phénomènes aérodynamiques liés à la notion de masses et inerties ajoutées, qui sont observés pendant les phases de mouvement relatif accéléré du dirigeable, sont un terme supplémentaire à prendre en compte pour l’évaluation des efforts aérodynamiques. Elles dépendent de la densité du fluide, de la géométrie du corps et du repère choisi. Ces contributions sont généralement négligées lors de l’étude de corps « lourds » tels que les avions, car leur densité est nettement supérieure à celle de l’air. Au contraire, pour les dirigeables, ces termes sont du même ordre de grandeur que leur masse et leur moment d’inertie et représentent donc un aspect fondamental à prendre en compte pour décrire correctement leur dynamique.Nos études sur les masses et inerties ajoutées ont été réalisées par des simulations numériques en fluides parfait et visqueux. Un code numérique pour le calcul de ces termes a été développé afin d’obtenir en un temps réduit une estimation très précise sur des configurations complexes (géométries génériques en présence de parois externes).La présence de perturbations et de gradients de vitesse dans l’atmosphère est à l’origine d’efforts aérodynamiques supplémentaires d’importance majeure pour les dirigeables. Ces phénomènes ont été analysés au moyen de simulations numériques CFD instationnaires. Un modèle simplifié de reconstruction des efforts aérodynamiques a été proposé, basé sur des résultats stationnaires, qui permet de prédire avec précision les caractéristiques aérodynamiques du corps.Enfin, nous avons proposé un modèle complet de la dynamique des dirigeables qui, à l’avenir, pourra être analysé et validé par des tests expérimentaux ou numériques sur des configurations génériques de dirigeables dans des écoulements instationnaires et perturbés.

In the digital age, almost all of a product’s development cycle is done on a computer. There is no longer a need to physically produce drafts. Their characteristics can be tested with precision that depends on the maturity of the simulation methods. Researchers in digital simulation therefore have the challenge of transferring their recent advances to industry. In fluid mechanics, the computer codes must gain in adaptability in order to take into account the morphology of the problem and the mesh.The configuration of advanced methods should be delegated by the non-expert user to the machine.This research work focused on the adaptability in space of a high order finite volume scheme (FV-MLS). The high order is an essential element in order to capture highly unsteady phenomena. To increase the order of precision, the FV-MLS scheme involves a high order polynomial reconstruction by Least Mobile Squares. MLS has great potential in terms of flexibility for handling complex geometries. It also has a large number of parameters that can be integrated into an optimization process.This work first provided answers concerning the sensitivity of the method regarding the MLS parameters. At a second level, a series of algorithms for the relevant choice of these parameters has been developed, while clearly improving the robustness, the precision and the calculation efficiency. The user’s load has therefore been reduced significantly, allowing him to focus on his core business. This methodology has been validated up to order 6. To improve the robustness of the numerical scheme vis-à-vis the anisotropy of the mesh, a new high-order local reconstruction framework has been defined. This local reconstruction makes it possible to reduce or even annihilate the effects of anisotropy. Several validation cases and examples of applications have been carried out in order to demonstrate the value of the proposed methods.; A l’ère du numérique, le cycle de développement d’un produit se fait dans sa quasi totalité sur ordinateur. Il n’est plus nécessaire de produire physiquement des versions préliminaires. Leurs caractéristiques peuvent être testées avec une précision dépendante de la maturité des méthodes de simulation. Les acteurs de la recherche en simulation numérique ont donc pour défi de transposer leurs récentes avancées vers l’industrie. En mécanique des fluides, les codes de calcul doivent gagner en adaptabilité afin de prendre en compte la morphologie du problème et du maillage. Le paramétrage des méthodes avancées doit pouvoir être délégué par l’utilisateur non-expert à la machine. Ce travail de recherche porte sur l’adaptabilité en espace d’un schéma volumes finis d’ordre élevé (FV-MLS). L’ordre élevé est un élément indispensable afin de capter les phénomènes fortement instationnaires.Pour augmenter l’ordre de précision, le schéma FV-MLS fait intervenir une reconstruction polynomiale d’ordre élevé par Moindres Carrés Mobiles. MLS affiche un fort potentiel en terme de flexibilité pour traiter des géométries complexes. Elle possède par ailleurs un nombre important de paramètres pouvant être intégrés dans un procédé d’optimisation. Ces travaux ont tout d’abord apporté des réponses concernant la sensibilité de la méthode vis-à-vis des paramètres MLS. À un second niveau, une série d’algorithmes de choix pertinent de ces paramètres a été mise au point, tout en améliorant nettement la robustesse, la précision et l’efficacité de calcul. La charge de l’utilisateur a ainsi été réduite de manière conséquente, lui permettant de se recentrer sur son cœur de métier. Cette méthodologie a été validée jusqu’à l’ordre 6. Pour améliorer la robustesse au schéma numérique vis-à-vis de l’anisotropie du maillage, un nouveau cadre de reconstruction locale d’ordre élevée a été défini.Cette reconstruction locale permet de réduire drastiquement les effets de l’anisotropie. Plusieurs cas de validation et exemples d’applications ont été réalisé afin de démonter l’intérêt des méthodes proposées.

International audience; This paper presents a numerical and experimental investigation of the aerodynamic characteristics of a vertical take-off and landing micro air vehicle designed to fly in the Martian atmosphere. Numerical tools are validated through experimental data from the literature where Martian conditions are replicated. An innovative airfoil is designed for the specific flying conditions of the Martian MAV, i.e. compressible and ultra-low Reynolds number flows. This airfoil is evaluated in different Reynolds and Mach number conditions using unsteady compressible laminar Navier-Stokes simulations. Single rotors and coaxial configurations are designed for different thrust constraints by optimizing the chord and twist distributions using a free wake lifting line method. Rotors are firstly evaluated numerically using Navier-Stokes simulations. To validate the simulations, the optimized configurations are tested experimentally in an evacuation chamber, recreating Martian atmosphere in terms of density and gas. Thrust and torque on each rotor are measured by a two-component set-up. Tests are performed up to transonic flow conditions at blade tip. Results are extrapolated to a suggested design for a Martian MAV.

This document sums up the researches conducted in Computational Fluid Dynamics, based on discrete adjoint of finite-volume schemes, for shape optimization and for goal-oriented mesh adaptation. Concerning shape optimization, the researches were devoted to the adaptation of backward-Euler implicit stages to the FPI resolution of the discrete adjoint equation, to the adaptation of a basic external flow adjoint module to the mechanical formulation suitable for the simulation of rotors in hovering flight and to the optimization of airfoils using a smoothed shape gradient. Concerning goal-oriented mesh adaptation, an adaptation criterion based on the total derivative of the goal w.r.t. volume mesh node coordinates has been proposed. This criterion includes a projection of this vector field and the local characteristic size of the current mesh. Successfull mesh adaptation based this criterion were conducted for various types of meshes (structured/unstructured) and flows (Euler and (RANS)), in 2D and 3D.; Le manuscrit résume les travaux de recherche s'appuyant sur la méthode adjointe discrète en simulation aérodynamique pour l'optimisation de forme et pour le raffinement de maillage ciblé. Dans le domaine de l'optimisation de forme, les travaux ont porté sur l'adaptation de phases implicites Euler-rétrograde pour la résolution de l'équation adjointe discrète par méthode de point fixe, sur l'adaptation des discrétisations et formulations usuelles à la formulation mécanique utilisée pour la simulation de rotors en vol stationnaire et sur l'optimisation de profils par gradient de forme lissé. Dans le domaine de l'adaptation de maillage ciblée, on a proposé un critère d'adaptation basé sur la dérivée totale de la fonction d'intérêt par rapport aux coordonnées du maillage volumique. Ce critère fait intervenir une projection de ce champ vectoriel et la taille locale du maillage courant. Des adaptations de maillage ont été conduites avec succès selon ce critère pour différents types de maillages (structuré/non structuré) et d'écoulements (régi par les équations d'Euler ou RANS), en 2D et en 3D.

This document sums up the researches conducted in Computational Fluid Dynamics, based on discrete adjoint of finite-volume schemes, for shape optimization and for goal-oriented mesh adaptation. Concerning shape optimization, the researches were devoted to the adaptation of backward-Euler implicit stages to the FPI resolution of the discrete adjoint equation, to the adaptation of a basic external flow adjoint module to the mechanical formulation suitable for the simulation of rotors in hovering flight and to the optimization of airfoils using a smoothed shape gradient. Concerning goal-oriented mesh adaptation, an adaptation criterion based on the total derivative of the goal w.r.t. volume mesh node coordinates has been proposed. This criterion includes a projection of this vector field and the local characteristic size of the current mesh. Successfull mesh adaptation based this criterion were conducted for various types of meshes (structured/unstructured) and flows (Euler and (RANS)), in 2D and 3D.; Le manuscrit résume les travaux de recherche s'appuyant sur la méthode adjointe discrète en simulation aérodynamique pour l'optimisation de forme et pour le raffinement de maillage ciblé. Dans le domaine de l'optimisation de forme, les travaux ont porté sur l'adaptation de phases implicites Euler-rétrograde pour la résolution de l'équation adjointe discrète par méthode de point fixe, sur l'adaptation des discrétisations et formulations usuelles à la formulation mécanique utilisée pour la simulation de rotors en vol stationnaire et sur l'optimisation de profils par gradient de forme lissé. Dans le domaine de l'adaptation de maillage ciblée, on a proposé un critère d'adaptation basé sur la dérivée totale de la fonction d'intérêt par rapport aux coordonnées du maillage volumique. Ce critère fait intervenir une projection de ce champ vectoriel et la taille locale du maillage courant. Des adaptations de maillage ont été conduites avec succès selon ce critère pour différents types de maillages (structuré/non structuré) et d'écoulements (régi par les équations d'Euler ou RANS), en 2D et en 3D.

When aircraft have under-wing propulsion systems, aerodynamic interactions appear between engines and wings. The trend of increasing turbofans by-pass ratio in order to improve their efficiency leads to greater engine diameters, and therefore strengthens these installation effects. In particular, the engine rear-body and the nozzles are located in the vicinity of the wing pressure side and are directly concerned by these interactions. In order to take these effects into account during early design phases of nozzles aerolines, the present thesis work aims at developing design approaches based on aerodynamic shape optimization methods, with industrial tools (such as CAD) and coupled aeropropulsive simulations. Industrial geometrical models are usually defined with commercial CAD software and comprise hundreds of design parameters. However, a literature review on optimization methods shows the difficulty of considering these software as well as a high number of design variables. Consequently, an original approach called convex combination is proposed. This method enables a dimensional reduction for the optimization problem, by using industrial know-how to define a subspace of the design space. Thus, it allows the use of most optimization methods for optimum research on the subspace. At first, this approach is tested and validated on a 2D single-flow nozzle case. On this case without CAD, exploring a subspace appears capable of outperforming full-space research. Then, a case of industrial complexity is defined, with a CAD geometry of turbofan nacelle and dual separate flow nozzles. Optimizations performed on this isolated nacelle (without aircraft) validate the use of the proposed approach with industrial design tools. Finally, some developments towards fully-coupled aeropropulsive simulations are made. In the end, these simulations coupling aerodynamics to a thermodynamic engine model are expected to be integrated in the optimization workflow. The thesis work consisted in developing optimization strategies and workflows adapted to the design of aeronautic turbofan nozzles, while considering industrial use cases and tools. Although the final application case on a complete aircraft with under-wing engines has not been covered in this work, the proposed convex combination approach and the associated workflow will allow to carry out this study in the near future.; Lorsque les moteurs aéronautiques sont installés sous les ailes des aéronefs, des interactions aérodynamiques apparaissent entre l’ensemble propulsif et la voilure, qui sont aussi appelées « effets d’installation ». L’augmentation du taux de dilution des turbofan, permettant de réduire leur consommation de carburant, conduit à des diamètres de nacelles plus importants qu’auparavant, et renforce ces phénomènes. En particulier, l’arrière-corps et les tuyères du moteur sont situés à proximité de l’intrados de la voilure et sont fortement impactés par ces interactions aérodynamiques. Afin de mieux prendre en compte les effets d’installation dès les phases préliminaires de conception, cette thèse vise à développer des méthodes pour le dessin des lignes aérodynamiques de tuyères basées sur des optimisations de formes, s’appuyant sur des outils de dessin industriel (CAO) et des simulations aéro-propulsives couplées. Les modèles géométriques industriels utilisent généralement des logiciels commerciaux de CAO, et comprennent des centaines de paramètres de dessin. Cependant, une étude bibliographique montre que les méthodes d’optimisation existantes ne permettent pas de traiter des cas avec un grand nombre de variables tout en incluant des logiciels commerciaux en « boîte noire ». En réponse à cette difficulté, une méthode originale, appelée combinaison convexe, est proposée et développée dans ce travail. En se servant du savoir-faire industriel pour définir un sous-espace de l’espace de conception, cette approche innovante permet de réduire la dimension du problème d’optimisation. Ainsi, elle donne accès à la plupart des méthodes d’optimisation pour la recherche d’un optimum sur l’espace réduit. Tout d’abord, cette approche a été appliquée à une nacelle de moteur mono-flux et bidimensionnelle. Sur ce cas simple, sans CAO, la méthode a été testée et validée. De surcroît, explorer l’espace réduit s’est avéré être une stratégie parfois plus performante que l’exploration du domaine de design complet. Puis, un cas de nacelle double-flux de complexité industrielle a été mis en œuvre, avec des géométries CAO. Les optimisations opérées sur cette nacelle isolée (sans présence de l’avion) ont permis de démontrer le bon fonctionnement de la méthode avec des outils industriels de conception. Pour finir, des travaux ont été menés pour développer des calculs aérodynamiques comprenant un couplage avec un modèle thermodynamique de moteur, aussi appelés simulations couplées aéro-propulsives. A terme, de tels calculs pourront être intégrés au sein de la chaîne d’optimisation. Les travaux de thèse ont donc consisté à mettre en place un processus d’optimisation aérodynamique adapté pour le dessin de tuyères de moteurs aéronautiques, tout en prenant en compte les outils de conception et des cas d’application industriels. Bien que l’application à une configuration motrice installée avec couplage aéro-propulsif n’ait pas été effectuée dans le cadre de cette thèse, l’approche développée permettra sa mise en œuvre industrielle dans un futur proche.

When aircraft have under-wing propulsion systems, aerodynamic interactions appear between engines and wings. The trend of increasing turbofans by-pass ratio in order to improve their efficiency leads to greater engine diameters, and therefore strengthens these installation effects. In particular, the engine rear-body and the nozzles are located in the vicinity of the wing pressure side and are directly concerned by these interactions. In order to take these effects into account during early design phases of nozzles aerolines, the present thesis work aims at developing design approaches based on aerodynamic shape optimization methods, with industrial tools (such as CAD) and coupled aeropropulsive simulations. Industrial geometrical models are usually defined with commercial CAD software and comprise hundreds of design parameters. However, a literature review on optimization methods shows the difficulty of considering these software as well as a high number of design variables. Consequently, an original approach called convex combination is proposed. This method enables a dimensional reduction for the optimization problem, by using industrial know-how to define a subspace of the design space. Thus, it allows the use of most optimization methods for optimum research on the subspace. At first, this approach is tested and validated on a 2D single-flow nozzle case. On this case without CAD, exploring a subspace appears capable of outperforming full-space research. Then, a case of industrial complexity is defined, with a CAD geometry of turbofan nacelle and dual separate flow nozzles. Optimizations performed on this isolated nacelle (without aircraft) validate the use of the proposed approach with industrial design tools. Finally, some developments towards fully-coupled aeropropulsive simulations are made. In the end, these simulations coupling aerodynamics to a thermodynamic engine model are expected to be integrated in the optimization workflow. The thesis work consisted in developing optimization strategies and workflows adapted to the design of aeronautic turbofan nozzles, while considering industrial use cases and tools. Although the final application case on a complete aircraft with under-wing engines has not been covered in this work, the proposed convex combination approach and the associated workflow will allow to carry out this study in the near future.; Lorsque les moteurs aéronautiques sont installés sous les ailes des aéronefs, des interactions aérodynamiques apparaissent entre l’ensemble propulsif et la voilure, qui sont aussi appelées « effets d’installation ». L’augmentation du taux de dilution des turbofan, permettant de réduire leur consommation de carburant, conduit à des diamètres de nacelles plus importants qu’auparavant, et renforce ces phénomènes. En particulier, l’arrière-corps et les tuyères du moteur sont situés à proximité de l’intrados de la voilure et sont fortement impactés par ces interactions aérodynamiques. Afin de mieux prendre en compte les effets d’installation dès les phases préliminaires de conception, cette thèse vise à développer des méthodes pour le dessin des lignes aérodynamiques de tuyères basées sur des optimisations de formes, s’appuyant sur des outils de dessin industriel (CAO) et des simulations aéro-propulsives couplées. Les modèles géométriques industriels utilisent généralement des logiciels commerciaux de CAO, et comprennent des centaines de paramètres de dessin. Cependant, une étude bibliographique montre que les méthodes d’optimisation existantes ne permettent pas de traiter des cas avec un grand nombre de variables tout en incluant des logiciels commerciaux en « boîte noire ». En réponse à cette difficulté, une méthode originale, appelée combinaison convexe, est proposée et développée dans ce travail. En se servant du savoir-faire industriel pour définir un sous-espace de l’espace de conception, cette approche innovante permet de réduire la dimension du problème d’optimisation. Ainsi, elle donne accès à la plupart des méthodes d’optimisation pour la recherche d’un optimum sur l’espace réduit. Tout d’abord, cette approche a été appliquée à une nacelle de moteur mono-flux et bidimensionnelle. Sur ce cas simple, sans CAO, la méthode a été testée et validée. De surcroît, explorer l’espace réduit s’est avéré être une stratégie parfois plus performante que l’exploration du domaine de design complet. Puis, un cas de nacelle double-flux de complexité industrielle a été mis en œuvre, avec des géométries CAO. Les optimisations opérées sur cette nacelle isolée (sans présence de l’avion) ont permis de démontrer le bon fonctionnement de la méthode avec des outils industriels de conception. Pour finir, des travaux ont été menés pour développer des calculs aérodynamiques comprenant un couplage avec un modèle thermodynamique de moteur, aussi appelés simulations couplées aéro-propulsives. A terme, de tels calculs pourront être intégrés au sein de la chaîne d’optimisation. Les travaux de thèse ont donc consisté à mettre en place un processus d’optimisation aérodynamique adapté pour le dessin de tuyères de moteurs aéronautiques, tout en prenant en compte les outils de conception et des cas d’application industriels. Bien que l’application à une configuration motrice installée avec couplage aéro-propulsif n’ait pas été effectuée dans le cadre de cette thèse, l’approche développée permettra sa mise en œuvre industrielle dans un futur proche.

International audience; The flowfield around the rotor blades of a wind turbine is extremely complex due to the occurrence of several aerodynamic phenomena. It is all the more true for floating offshore wind turbines (FOWTs), for which the six rigid-body motions of the floating platform can induce blade–wake interactions. Therefore conventional numerical approaches for wind turbine applications, such as Blade Element Momentum Theory, may be questionable for an accurate prediction of floating wind turbine aerodynamic loads. Consequently, the current paper investigates the aerodynamic behavior of an FOWT subjected to several idealized prescribed motions, representative of a wave movement, based on computational fluid dynamics simulations. These results, obtained on the NREL 5-MW wind turbine, are compared with previous results found in the literature and analyzed to provide a better understanding of the involved aerodynamic phenomena.

Optimization plays an essential role in industrial design, but is not limited to minimization of a simple function, such as cost or strength. These tools are also used in conceptual phases, to better understand what is possible. To support this exploration we focus on Quality Diversity (QD) algorithms, which produce sets of varied, high performing solutions. These techniques often require the evaluation of millions of solutions -- making them impractical in design cases. In this thesis we propose methods to radically improve the data-efficiency of QD with machine learning, enabling its application to design. In our first contribution, we develop a method of modeling the performance of evolved neural networks used for control and design. The structures of these networks grow and change, making them difficult to model -- but with a new method we are able to estimate their performance based on their heredity, improving data-efficiency by several times. In our second contribution we combine model-based optimization with MAP-Elites, a QD algorithm. A model of performance is created from known designs, and MAP-Elites creates a new set of designs using this approximation. A subset of these designs are the evaluated to improve the model, and the process repeats. We show that this approach improves the efficiency of MAP-Elites by orders of magnitude. Our third contribution integrates generative models into MAP-Elites to learn domain specific encodings. A variational autoencoder is trained on the solutions produced by MAP-Elites, capturing the common “recipe” for high performance. This learned encoding can then be reused by other algorithms for rapid optimization, including MAP-Elites. Throughout this thesis, though the focus of our vision is design, we examine applications in other fields, such as robotics. These advances are not exclusive to design, but serve as foundational work on the integration of QD and machine learning.; L'optimisation joue un rôle essentiel dans la conception industrielle, mais ne se limite pas à la minimisation d'une simple fonction, comme le coût ou la résistance. Ces outils sont également utilisés dans les phases conceptuelles, pour mieux comprendre ce qui est possible. Pour soutenir cette exploration, nous nous concentrons sur les algorithmes de diversité de qualité (QD), qui produisent des ensembles de solutions variées et performantes. Ces techniques nécessitent souvent l'évaluation de millions de solutions, ce qui les rend peu pratiques dans les cas de conception. Dans cette thèse, nous proposons des méthodes pour améliorer radicalement l'efficacité des données de la QD avec l'apprentissage machine, permettant son application à la conception. Dans notre première contribution, nous développons une méthode de modélisation des performances des réseaux neuronaux évolués utilisés pour le contrôle et la conception. Les structures de ces réseaux se développent et changent, ce qui les rend difficiles à modéliser - mais grâce à une nouvelle méthode, nous sommes en mesure d'estimer leurs performances en fonction de leur hérédité, améliorant ainsi l'efficacité des données à plusieurs reprises. Dans notre deuxième contribution, nous combinons l'optimisation basée sur un modèle avec MAP-Elites, un algorithme QD. Un modèle de performance est créé à partir de modèles connus, et MAP-Elites crée un nouvel ensemble de modèles en utilisant cette approximation. Un sous-ensemble de ces conceptions est évalué pour améliorer le modèle, et le processus se répète. Nous montrons que cette approche améliore l'efficacité de MAP-Elites par des ordres de grandeur. Notre troisième contribution intègre des modèles générateurs dans MAP-Elites pour apprendre des codages spécifiques à un domaine. Un auto-codeur variationnel est formé sur les solutions produites par MAP-Elites, capturant la "recette" commune pour une haute performance. Ce codage appris peut ensuite être réutilisé par d'autres algorithmes pour une optimisation rapide, y compris MAP-Elites. Tout au long de cette thèse, bien que notre vision se concentre sur la conception, nous examinons les applications dans d'autres domaines, comme la robotique. Ces avancées ne sont pas exclusives à la conception, mais servent de travail de base à l'intégration de la DQ et de l'apprentissage machine.

Optimization plays an essential role in industrial design, but is not limited to minimization of a simple function, such as cost or strength. These tools are also used in conceptual phases, to better understand what is possible. To support this exploration we focus on Quality Diversity (QD) algorithms, which produce sets of varied, high performing solutions. These techniques often require the evaluation of millions of solutions -- making them impractical in design cases. In this thesis we propose methods to radically improve the data-efficiency of QD with machine learning, enabling its application to design. In our first contribution, we develop a method of modeling the performance of evolved neural networks used for control and design. The structures of these networks grow and change, making them difficult to model -- but with a new method we are able to estimate their performance based on their heredity, improving data-efficiency by several times. In our second contribution we combine model-based optimization with MAP-Elites, a QD algorithm. A model of performance is created from known designs, and MAP-Elites creates a new set of designs using this approximation. A subset of these designs are the evaluated to improve the model, and the process repeats. We show that this approach improves the efficiency of MAP-Elites by orders of magnitude. Our third contribution integrates generative models into MAP-Elites to learn domain specific encodings. A variational autoencoder is trained on the solutions produced by MAP-Elites, capturing the common “recipe” for high performance. This learned encoding can then be reused by other algorithms for rapid optimization, including MAP-Elites. Throughout this thesis, though the focus of our vision is design, we examine applications in other fields, such as robotics. These advances are not exclusive to design, but serve as foundational work on the integration of QD and machine learning.; L'optimisation joue un rôle essentiel dans la conception industrielle, mais ne se limite pas à la minimisation d'une simple fonction, comme le coût ou la résistance. Ces outils sont également utilisés dans les phases conceptuelles, pour mieux comprendre ce qui est possible. Pour soutenir cette exploration, nous nous concentrons sur les algorithmes de diversité de qualité (QD), qui produisent des ensembles de solutions variées et performantes. Ces techniques nécessitent souvent l'évaluation de millions de solutions, ce qui les rend peu pratiques dans les cas de conception. Dans cette thèse, nous proposons des méthodes pour améliorer radicalement l'efficacité des données de la QD avec l'apprentissage machine, permettant son application à la conception. Dans notre première contribution, nous développons une méthode de modélisation des performances des réseaux neuronaux évolués utilisés pour le contrôle et la conception. Les structures de ces réseaux se développent et changent, ce qui les rend difficiles à modéliser - mais grâce à une nouvelle méthode, nous sommes en mesure d'estimer leurs performances en fonction de leur hérédité, améliorant ainsi l'efficacité des données à plusieurs reprises. Dans notre deuxième contribution, nous combinons l'optimisation basée sur un modèle avec MAP-Elites, un algorithme QD. Un modèle de performance est créé à partir de modèles connus, et MAP-Elites crée un nouvel ensemble de modèles en utilisant cette approximation. Un sous-ensemble de ces conceptions est évalué pour améliorer le modèle, et le processus se répète. Nous montrons que cette approche améliore l'efficacité de MAP-Elites par des ordres de grandeur. Notre troisième contribution intègre des modèles générateurs dans MAP-Elites pour apprendre des codages spécifiques à un domaine. Un auto-codeur variationnel est formé sur les solutions produites par MAP-Elites, capturant la "recette" commune pour une haute performance. Ce codage appris peut ensuite être réutilisé par d'autres algorithmes pour une optimisation rapide, y compris MAP-Elites. Tout au long de cette thèse, bien que notre vision se concentre sur la conception, nous examinons les applications dans d'autres domaines, comme la robotique. Ces avancées ne sont pas exclusives à la conception, mais servent de travail de base à l'intégration de la DQ et de l'apprentissage machine.

International audience; Experimental measurements, steady (RANS) and unsteady (URANS) numerical simulations are performed on a 3.5:1 prolate spheroid at angles of attack from 0° to 90°. The Reynolds number considered is ReL=2.57*1^6, corresponding to the wind tunnel conditions. CFD simulations are performed with OpenFOAM, using the k-omega SST and the Spalart-Allmaras turbulence models. Analyses of aerodynamic coefficients and surface pressure show a good agreement between CFD simulations and experimental results. The turbulent structures in the wake of the spheroid have a complex topology, strongly dependent on the angle of attack considered. Results of URANS simulations allow to identify turbulent structures that are steady and asymmetric at low angles of attack, symmetric and unsteady at higher values. The configuration at AoA=90° is the most complex with the presence of disorganized and unstable structures.

Micro Air Vehicle (MAV)s with transitioning flight capabilities, or simply Hybrid Micro Air Vehicle(HMAV)s combine the beneficial features of fixed-wing configurations in terms of endurance,with vertical take-off and landing capabilities of rotorcraft to perform five different flight phasesduring typical missions : vertical takeoff, transitioning flight, forward flight, hovering, and verticallanding. This promising MAV class has a wider flight envelope than conventional MAVs,which implies new challenges for both control community and aerodynamic designers. One ofthe major challenges of HMAVs is the fast variation of aerodynamic forces and moments duringthe transition flight phase, which is difficult to model and control accurately. In this thesis, wefocus on the development of control laws for a specific class of HMAVs, namely tail-sitters.In order to stabilize the HMAV and overcome its modeling problem, we propose a flightcontrol architecture that estimates in realtime its fast nonlinear dynamics with an intelligentfeedback controller. The proposed flight controller is designed to stabilize the HMAV attitude,velocity and position during all flight phases. By using Model-Free Control (MFC) algorithms,the proposed flight control architecture bypasses the need for a precise HMAV model that iscostly and time consuming to obtain. A comprehensive set of flight simulations covering theentire flight envelope of the HMAV is presented, with the respective analysis for each of theflight phases. Furthermore, the control performance and the limitations of the MFC architecture are discussedin order to introduce further applications in real flight experiments. Flight tests clarifyand validate the proposed control methodology in a practical context, thus solving the principalissue of HMAVs; that is, the formulation of accurate HMAV dynamic equations to designcontrol laws. In addition, from simple mathematical algorithms, MFC is easily implemented ona microprocessor without the need for high computational costs, such as time processing andmemory resources. The results obtained provide a straightforward way in which to validatethe methodological principles presented in this thesis, to certify the designed MFC parametersand to establish a conclusion regarding MFC advantages and disadvantages in theoretical andpractical contexts related to aerospace systems.; Les micro drones à capacités de vol de transition, ou simplement HMAVs (de l’anglais Hybrid MicroAir Vehicles), regroupent les principales caractéristiques aérodynamiques des configurationsà voilure fixe, en termes d’endurance, avec les capacités de décollage et d’atterrissage verticaldes voilures tournantes afin d’effectuer cinq phases de vol au cours de ses missions, telles quele décollage vertical, le vol de transition, le vol en croisière, le vol stationnaire et l’atterrissagevertical. Cette nouvelle classe de micro drones a un domaine de vol plus large que les microdrones conventionnels, ce qui implique de nouveaux défis pour les automaticiens et les concepteursaérodynamiques. L’un des principaux défis des HMAVs est la variation rapide des forces etdes moments aérodynamiques pendant la phase de vol de transition, qui est difficile à modéliseret à contrôle avec précision. Dans cette thèse, nous nous concentrons sur le développement delois de pilotage pour une classe spécifique des HMAVs, à savoir les tail-sitters.Afin de stabiliser la dynamique des tail-sitters et de surmonter leur problème de modélisation,nous proposons une architecture de contrôle de vol qui estime en temps réel leurs dynamiquesgrâce à un contrôleur à rétroaction intelligent. Le contrôleur de vol proposé est conçu pourstabiliser l’attitude du tail-sitter ainsi que sa vitesse, et sa position pendant toutes ses phasesde vol. En utilisant des algorithmes de la commande sans modèle, l’architecture de contrôle devol proposée contourne le besoin d’un modèle dynamique précis dont l’obtention est coûteuseet longue. Une série complète de simulations de vol couvrant l’ensemble du domaine de vol destail-sitters est présentée et, pour chaque phase de vol, son analyse respective.Avant d’introduire des expériences de vol réel, nous évaluons les performances et les limites del’architecture de commande sans modèle en simulation. Les essais en vol permettent de clarifier etde valider notre méthodologie de contrôle dans un contexte pratique, résolvant ainsi le principalproblème des tail-sitters, à savoir la formulation d’équations dynamiques précises pour concevoirles lois de commande. En outre, à partir d’algorithmes mathématiques simples, la commandesans modèle est facilement implémentée sur microprocesseurs sans nécessiter de coûts de calculélevés, tels que la fréquence de traitement et les ressources de mémoire. Les résultats obtenusfournissent un moyen simple de valider les principes méthodologiques présentés dans cette thèse,de certifier les paramètres obtenus lors de la conception de la commande sans modèle et d’établirune conclusion concernant ses avantages et ses inconvénients dans des contextes théoriques etpratiques liés aux systèmes aérospatiaux.

International audience; One of the challenges in Multidisciplinary Design Analysis and Optimization is raised by the fidelity of the methods and tools used within each single discipline. This element, introducing uncertainty in predictions, is neglected generally. In this work, a framework is built to analyse the impact that the fidelity of the aerodynamic model has on four key figures of merit, including Maximum Takeoff Weight, maximum Lift-to-drag ratio, fuel weight and takeoff length. It is found that the aircraft configuration with minimum fuel weight computed with two aerodynamic models differs significantly, with large variations in terms of predicted fuel weight and wing planform.

International audience; This paper investigates by means of computational fluid dynamics (CFD) and acoustic analogy the influence of blade deformations on open-rotor aerodynamics and aeroacoustics for three key operating points: cruise, takeoff, and approach conditions. For each operating point, simulation results obtained with unrunning blade shapes and running blade shapes are compared with wind tunnel test measurements. Experiments show that blade deformations affect mostly the front rotor, with twist deviations at tip varying within a range of ±2 deg and of opposite sign between cruise and takeoff conditions. Although blade deformations are low for the rear rotor, aerodynamic performance exhibits significant variations due to the modifications of the front rotor wash. Numerical results show that accounting for blade deformations increases or decreases the thrust or power depending on the operating point and leads to a much better prediction of the open-rotor aerodynamic performance. The same comments apply for the noise prediction although differences on self-noise and interaction noise directivities are rather low.; Cet article étudie par simulation numérique influence des déformations de pale sur l'aérodynamique et l'aéroacoustique d'un doublet d'hélices contrarotatives pour trois points de fonctionnement différents: conditions de croisière, de décollage et d'approche. Pour chaque point de fonctionnement, les résultats des simulations obtenus avec des formes de pales à froid et à chaud sont comparés aux mesures effectuées sur la configuration générique Open-Rotor AI-PX7 d'Airbus Clean Sky dans la soufflerie transsonique S1MA de l'ONERA.