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Languages: French
Types: Article
Subjects: Aérodynamique, Installation motrice, Tourbillons longitudinaux, Couche limite, Interactions, URANS, PIV, 532, Aerodynamics, Engine installation, Longitudinal vortices, Boundary layer
Lors des phases de vol à basse vitesse et à forte incidence, les effets d’installation motrice sont pilotés par une dynamique tourbillonnaire complexe, instationnaire et en interaction pariétale forte. Il en résulte en particulier, à la jonction du mât réacteur et de la voilure, l’apparition d’un tourbillon de type trombe qui est advecté proche de l’extrados de la voilure. Son interaction avec la couche limite d’extrados a tendance à dégrader les performances aérodynamiques de l’aile et peut favoriser son décrochage prématuré. Dans ces conditions de vol, l’écoulement autour de l’installation motrice est alors régi par la concomitance de décollements locaux, d’interactions tourbillon / couche limite et tourbillon / tourbillon, ainsi que le développement d’instabilités telles que l’éclatement tourbillonnaire, le tout en présence d’un gradient de pression défavorable imposé par la voilure. Les travaux menés au cours de cette thèse visent dans un premier temps, par une recherche bibliographique ciblée, à identifier et à analyser les mécanismes tourbillonnaires imposés par la présence d’une installation motrice proche de voilure afin d’améliorer la compréhension de leur impact sur les performances aérodynamiques de l’avion. Une attention particulière est portée sur l’analyse des phénomènes d’interaction tourbillon / couche limite qui se produisent sur l’extrados de la voilure. En se basant sur les formes tri-dimensionnelles complexes d’un avion de transport commercial, une simplification géométrique du système Nacelle/Mât/Voilure est proposée. Dans certaines conditions d’angle d’incidence et de dérapage, cette géométrie de référence permet de reproduire une dynamique tourbillonnaire analogue à celle rencontrée sur un avion. Plus spécifiquement, l’accent est porté sur la capacité de cette géométrie à générer un tourbillon de type trombe. Sur cette base, les travaux menés au cours de cette thèse s’intéressent ensuite à caractériser l’influence de modifications locales de la forme du mât sur cette dynamique tourbillonnaire, et notamment sur le tourbillon de type trombe naissant à la jonction mât/voilure. Afin de répondre à ces objectifs, deux approches complémentaires de la mécanique des fluides sont mises en œuvre : d’une part, une approche numérique menée à travers des calculs chimères stationnaires et instationnaires de types RANS et URANS; d’autre part une approche expérimentale conduite par le biais d’essais en soufflerie mettant en œuvre des visualisations par enduit pariétal ainsi que de la PIV bi-composante et stéréoscopique. Une cartographie exhaustive de l’écoulement est ainsi obtenue autour de la géométrie de référence et des différents effets de forme. Combiné à un algorithme de suivi des structures cohérentes, les phénomènes tourbillonnaires en interaction pariétale forte sont alors précisément caractérisés. En l’absence de dérapage, l’écoulement autour de la géométrie de référence en incidence est symétrique. Deux structures tourbillonnaires contra-rotatives, générées de part et d’autres des flancs du mât simplifié sont advectés sur l’extrados de la voilure. Cette topologie d’écoulement, partiellement connue de la littérature, a en partie permis de valider les méthodes expérimentales et numériques mises en place ici. La mise en dérapage de la géométrie en incidence complique l’écoulement et permet de restituer une organisation tourbillonnaire analogue à celle rencontrée sur un avion réel, avec en particulier la génération d’un tourbillon trombe. Le bon accord des résultats expérimentaux et numériques, et la complémentarité des méthodes ont ainsi apporté des éléments de réponse sur les mécanismes à l’origine des décollements locaux d’extrados, qui favorise le décrochage prématuré de la voilure. At low speed/high angle of attack flight conditions, the presence of the powerplant installation under the wing initiates a complex and unsteady vortical flow field at the nacelle/pylon/wing junctions. In particular, it results the occurrence of a tornado-like vortex on the pylon crest which is advected close to the upper wing. The interaction of this vortical flow with the upper wing boundary layer causes a drop of aircraft performances and can promote a premature stall mechanism. In this flight conditions, the flow field around the engine installation is led by the concomitance of local boundary layer separations, vortex-wall and vortex-vortex interactions, instabilities like vortex breakdown as well as a strong adverse pressure gradient imposed by the wing. First, thanks to a targeted bibliographic research the present thesis work aims at identify and analyse the vortical flow field imposed by the presence of the engine installation close to the wing, in order to have a more comprehensive knowledge of the complex physics. So, it is initially proposed to simplify the nacelle/pylon/wing configuration of a real transport aircraft by isolating some fundamental mechanisms responsible for this vortical physics, highly designsensitive. In certain conditions of angle of attack and side-slip angle, this simplified geometry is able to recover this particular vortex dynamics interacting with the upper wing boundary layer. Second, based on this previous work, the influence of different local changes of pylon design as well as the influence of the swept wing on the vortex dynamics, and more particularly on the tornado-like vortex are characterised. In order to fulfil these objectives, this thesis work relies on Reynolds Averaged Navier Stokes (RANS) and unsteady Reynolds Averaged Navier Stokes (URANS) computations, oil flow visualizations and stereoscopic Particle Image Velocimetry (3C-PIV) measurements. An exhaustive cartography of the flow field is then obtained around the simplified geometry and the different design effects. The vortex dynamics thus produced is described in terms of vortex core position, intensity, size, tangential velocity and fluctuating intensity thanks to a vortex tracking approach. Without side-slip angle, the flow field around the simplified geometry at incidence is symmetric and is characterized by the separation and the longitudinal rolling-up of the cylinder boundary layer into two main counter-rotating vortices distributed on both sides of the cylinder. This vortical topology, partially known in the literature, enables to validate numerical and experimental methods used here. With a certain side-slip angle, the analysis of the simplified geometry brought to light a more complex vortex dynamics, close to a real aircraft in high-lift flight conditions. This analysis, obtained from the computations and the PIV measurements, highlights the influence of the tornado-like vortex initiated at the pylon/wing junction on the separation process of the boundary layer near the upper wing leading-edge, which can lead to the premature stall mechanism.
  • No references.
  • No related research data.
  • No similar publications.

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