Tableau d’honneur de la Faculté des études supérieures et postdoctorales, 2012-2013. / Ce mémoire présente une étude numérique du phénomène d'oscillations auto-induites d'une aile rigide montée sur un support élastique. Ces oscillations ont été rapportées expérimentalement au Collège Militaire Royal du Canada par l'équipe du professeur Poirel. Ils ont montré que le phénomène a lieu dans une plage de nombres de Reynolds spécifique où la transition de la couche limite peut survenir : 5 x 10⁴ < Rec < 1.3 x 10⁵. Des oscillations en tangage seulement ainsi qu'en tangage et pilonnement ont été observées. Les oscillations en tangage seulement ont une amplitude d'environ 5 degrés et une fréquence aux alentours de 3 Hz. Les oscillations en tangage et pilonnement ont des amplitudes de tangage pouvant atteindre 65 degrés selon la rigidité structurale et des fréquences allant de 3 à 5 Hz. Le phénomène a été étudié ici par la mécanique des fluides numérique. Le code libre OpenFOAM utilisant la méthode des volumes finis a été utilisé pour simuler le problème aéroélastique. Dans le cas des oscillations en tangage, une très bonne comparaison entre les résultats numériques et expérimentaux a été obtenue. L'utilisation d'un modèle de transition a entraîné une amélioration par rapport aux simulations numériques réalisées dans le passé et a contribué à mieux élucider la physique en jeu. La séparation de la couche limite laminaire étant le mécanisme déclencheur du phénomène, ces oscillations sont appelées flottement de séparation laminaire. L'impact de 1' intensité turbulente de 1' écoulement sur les oscillations a été étudié et s'est révélé jouer un rôle très important: un haut niveau empêchant l'apparition des oscillations. Le caractère secondaire du rôle joué par les structures d'écoulement à haute fréquence a été démontré ainsi que les différents mécanismes de dissipation d'énergie en jeu. Les oscillations auto-induites en tangage et pilonnement combinés ont également été simulées. La comparaison entre les résultats numériques et expérimentaux n'est pas aussi bonne que dans le cas de oscillations en tangage, mais des tendances similaires sont tout de même observées. Lorsque la rigidité structurale en pilonnement est petite, des oscillations de faibles amplitudes en tangage et pilonnement sont obtenues, tel que dans le cas en tangage pure. Lorsque la rigidité structurale est grande, d' importantes amplitudes de tangage sont obtenues qui s'avèrent du même ordre de grandeur que celles observées en expérimental. Ces oscillations diffèrent du cas en tangage puisqu'elles sont caractérisées par un flottement de coalescence plutôt qu'un flottement de séparation laminaire.

Cette étude vise à caractériser en soufflerie les mécanismes aérodynamiques à l’origine de la génération puis la transmission des fluctuations de bruit dans un modèle d’habitacle automobile. Le banc d’essai conçu en soufflerie anéchoïque consiste en un écoulement dont la vitesse incidente est modulée par un volet mobile, et qui par interaction avec une marche montante rayonne un bruit aéroacoustique transmis à travers une vitre dans un caisson anéchoïque. L’approche retenue consiste, pendant le temps de maniement du volet, à mesurer et relier le champ de vitesse externe mesuré à l’aide de la technique de vélocimétrie laser par images de particules (TR-PIV échantillonnée à 20 kHz) à la pression pariétale d’une part, puis au champ acoustique interne obtenu par transmission d’autre part. Des outils de corrélation spatio-temporelle sont alors utilisés pour mettre en évidence les zones de l’écoulement les plus corrélées avec les fluctuations d’énergie de la pression pariétale et celles du niveau de bruit intérieur. La fluctuation du chargement aérodynamique de la vitre sous la bulle de recirculation est logiquement liée à l’activité instationnaire de cette dernière, puis plus en aval, au lâcher tourbillonnaire. Quant au bruit transmis dans le modèle d’habitacle, il semble principalement lié aux fluctuations de vitesse dans la couche de cisaillement. Enfin, une procédure spécifique a permis d’évaluer le caractère quasi-stationnaire des variations temporelles des quantités fluctuantes ainsi que la réponse acoustique de la vitre. / This study aims at characterizing in a wind tunnel the aerodynamic mechanisms contributing to the generation and transmission of the noise fluctuations into a car interior model. The test bench designed in anechoic wind tunnel consists of a flow whose incoming flow velocity is modulated by a mobile flap, and which by interaction with a forward-facing step radiates an aeroacoustic noise transmitted through a glass into an anechoic box. The adopted approach consists, during the flap handling time, in measuring and connecting the external velocity field measured using the Time-Resolved laser Particle Image Velocimetry technique (TR-PIV at sampling frequency 20 kHz) to the wall pressure on the one hand, and then to the internal acoustic field obtained by transmission on the other hand. Spatio-temporal correlation tools are then used to highlight the flow areas that are the most correlated with the energy fluctuations of the wall pressure and with those of the internal noise level. The fluctuation of the aerodynamic loading of the window under the recirculation bubble is logically related to the unsteady activity of the latter, then further downstream to the vortex stream. As for the noise transmitted into the cabin model, it seems mainly related to the speed fluctuations in the shear layer. Finally, a specific procedure allows to evaluate the quasi-steady nature of the temporal variations of the fluctuating quantities, as well as the acoustic response of the window.

These thesis review some recent results on the construction of very high order multidimensional upwind schemes for the solution of steady and unsteady conservation laws on unstructured triangular grids. We also consider the extension to the approximation of solutions to conservation laws containing second order dissipative terms. To build this high order schemes we use a sub-triangulation of the triangular Pk elements where we apply the distribution used for a P1 element. This manuscript is divided in two parts. The first part is dedicated to the design of the high order schemes for scalar equations and focus more on the theoretical design of the schemes. The second part deals with the extension to system of equations, in particular we will compare the performances of 2nd, 3rd and 4th order schemes. The first part is subdivided in four chapters: The aim of the second chapter is to present the multidimensional upwind residual distributive schmes and to explain what was the status of their development at the beginning of this work. The third chapter is dedicated to the first contribution: the design of 3rd and 4th order quasi non-oscillatory schemes. The fourth chapter is composed of two parts: We start by understanding the non-uniformity of the accuracy of the 2nd order schemes for advection-diffusion problem. To solve this issue we use a Finite Element hybridisation. This deep study of the 2nd order scheme is used as a basis to design a 3rd order scheme for advection-diffusion. Finally, in the fifth chapter we extend the high order quasi non-oscillatory schemes to unsteady problems. In the second part, we extend the schemes of the first part to systems of equations as follows: The sixth chapter deals with the extension to steady systems of hyperbolic equations. In particular, we discuss how to solve some issues such as boundary conditions and the discretisation of curved geometries. Then, we look at the performance of 2nd and 3rd order schemes on viscous flow. Finally, we test the space-time schemes on several test cases. In particular, we will test the monotonicity of the space-time non-oscillatory schemes and we apply residual distributive schemes to acoustic problems.

La réduction de la diffusion numérique des structures tourbillonnaires est un point clé de la simulation de nombreux problèmes de Mécanique des fluides. S'appuyant d'une part sur la notion définie par Morton et Roe de schéma numérique préservant exactement la vorticité pour les équations de l'acoustique et d'autre part sur une forme de schémas basés sur le résidu introduits par Lerat et Corre, cette thèse présente un schéma RBV (Residual Based Vorticity preserving), d'ordre 2 implicite basé sur le résidu qui préserve la vorticité pour les équations de l'acoustique, de l'acoustique avec advection et les équations d'Euler. Le schéma RBV permet d'advecter un tourbillon sur de longues distances avec très peu de diffusion numérique. Il a été formulé en maillage curviligne dans l'approche des volumes finis et, par construction, conserve son ordre de précision et ses propriétés de préservation de la vorticité en maillage irrégulier sans nécessiter de termes correctifs. Le schéma RBV a été appliqué à des calculs d'écoulements stationnaires et instationnaires autour de profil pour les équations d'Euler, puis au cas de l'interaction frontale, subsonique instationnaire, entre un tourbillon de Scully et un profil NACA0012 à incidence nulle pour lequel existent des données expérimentales. Ce problème modèle est représentatif de l'interaction parallèle entre une pale de rotor d'hélicoptère et le tourbillon émis en extrémité d'une pale précédente, qui est à l'origine du bruit BVI ("Blade Vortex Interaction noise") dominant dans le cas du vol de descente basse vitesse de l'hélicoptère. Les résultats obtenus avec le schéma RBV sur ce cas d'interaction pale tourbillon 2D démontrent la capacité de la méthode à simuler des écoulements aérodynamiques réalistes. Des comparaisons avec les solutions de schémas classiques d'ordre 2 montrent l'apport de la méthode proposée.

Le crawl est actuellement la nage utilisée lors des épreuves de nage libre durant les compétitions de natation aux différentes allures de nage (sprint, demi-fond et fond). Les bras sont les segments corporels qui participent le plus à la propulsion. Les accélérations de ces segments, dans le milieu fluide au repos, génèrent un écoulement complexe qui est à l'origine des forces hydrodynamiques propulsives. L'analyse de cet écoulement est nécessaire pour en comprendre les principaux mécanismes. Dans ce cadre, des « paramètres cinématiques d'écoulement » (vitesse, accélération et orientation de la main, angles d'attaque et de sweepback) ont été définis afin d'analyser et comparer les différentes organisations gestuelles des nageurs et de leurs effets sur la propulsion. Deux des principaux axes d'investigation étaient de vérifier si ces paramètres variaient en fonction de l'allure, et aussi de déterminer quels paramètres cinématiques étaient les plus prépondérants dans la génération des mécanismes propulsifs. Pour cela, un système opto-électronique d'analyse cinématique, a permis de mesurer ces paramètres sur 17 nageurs experts. Par ailleurs, l'écoulement généré par le trajet des bras aux différentes allures a été simulé par résolution numérique instationnaire des équations de Navier-Stokes. Enfin, des mesures expérimentales d'effort ont été faites en nage attachée afin de connaître les forces propulsives.Il apparaît que l'augmentation de l'allure de nage peut davantage s'expliquer par la diminution des durées des phases non propulsives (entrée et allongement) plutôt que par l'augmentation des forces durant les phases les plus propulsives (balayages interne et externe). / Front crawl is a swimming stroke used at swimming competitions at freestyle different paces (sprint, middle distance and long distance). Propulsion in this stroke is achieved primarily by the forearm and hand. Accelerations of these segments, in a fluid at rest, generate complex flow that causes propulsive hydrodynamic forces. Analysis of this flow is necessary to understand the main mechanisms of propulsion. In this context, the "kinematic flow parameters" (velocity, acceleration and orientation of the hand, angles of attack and sweepback) have been defined to analyze and compare the different arm motions and their effects on propulsion. Two of the main axes of this investigation were to determine whether these parameters vary depending on the pace, and also to determine what kinematic parameters were most prominent in the generation of propulsive mechanisms. To this end, an optoelectronic system of motion capture was used to measure these parameters on 17 expert swimmers in free swimming. Furthermore, the flow generated by the experimentally acquired arm trajectory, at different swimming paces, was simulated by an unsteady numerical solution of the Navier-Stokes equations. Finally, tethered swimming experiments were carried out to measure the propulsive forces.The increase in forward velocity by increasing swimming pace can be explained by lower durations of non propulsive phases (entry and stretch) rather than by the generation of higher forces during the most propulsive phases (insweep and upsweep).

Le calcul des surfaces libres a fait l'objet de plusieurs ouvrages. L'objectif de ces travaux est de calculer avec précision les interfaces entre fluides immiscibles en minimisant la diffusion numérique et les pertes de masse. Plusieurs techniques existent pour effectuer de telles simulations et dans ce travail, on présente une variante améliorée de la méthode des surfaces de niveau (« level-set method »). Cette méthode requiert la résolution d'une équation de transport pour l'interface, couplée à la résolution des équations de NavierStokes. Dans la méthode proposée, l'interface est représentée par la surface de niveau 0 de la fonction distance signée. Cette interface présente une zone de transition de largeur 2e des paramètres rhéologiques des deux fluides comme la viscosité et la densité. Ces paramètres sont régularisés à l'interface pour éviter de gérer des discontinuités. La tension superficielle caractérise la résistance à la déformation de l'interface et joue un rôle très important. Il est donc primordial de bien l'imposer comme terme source dans l'équation de Navier-Stokes, ce qui est réalisé par l'introduction d'un tenseur qui agit uniquement à l'interface. Pour remédier au problème de conservation de la masse, nous avons développé une technique qui consiste à modifier la surface de niveau 0 de manière à conserver le volume. Cette correction est calculée avec la méthode de la sécante. Toutes ces stratégies sont facilitées par l'introduction d'une méthode d'adaptation de maillage instationnaire permettant de concentrer les éléments au voisinage de l'interface, là où le besoin s'en fait sentir. Cela assure une imposition très précise des forces surfaciques ainsi que de la transition des caractéristiques rhéologiques des différents fluides. Ce remaillage adaptatif est basé sur un estimateur d'erreur hiérarchique en dimension 2 et sur un estimateur basé sur une métrique en dimension 3. La résolution des équations de Navier-Stokes est faite par une méthode directe en dimension 2 et par une méthode itérative en dimension 3. L'élément de Taylor-Hood et un schéma implicite de différences arrières d'ordre 2 sont utilisés pour les discrétisations en espace et en temps. On utilise une méthode SUPG pour les équations de transport et de régularisation de l'interface. Enfin, plusieurs problèmes sont traités afin de valider la méthode et de comparer nos résultats avec ceux obtenus par d'autres chercheurs et différentes méthodes. On soulève enfin un certain nombre de questions sur les méthodes employées dans la littérature.

Ce travail de thèse s’appuie sur une étude expérimentale en tube à choc, plus précisément, c’est une approche expérimentale de l'étude de l'interaction fluide-structure. Considérons un solide indéformable auquel on laisse un degré de liberté en rotation autour d'un axe. Cette structure ferme un espace clos. Si le contenu de l'espace clos subit le passage d'une onde de choc, ce solide va être mis mouvement et tourner autour de son axe. Concrètement, l'onde de choc va augmenter les caractéristiques physiques, en particulier sa pression, du fluide en contact avec la face impactée de cette porte. La face opposée de la porte ne subissant pas ou que très peu l'influence de l'onde de choc, une seule de ses faces est soumise à la surpression. Au moment de l'impact, le déséquilibre ainsi créé impose une action mécanique sur la porte qui va la faire accélérer et tourner autour de son axe de rotation. Jusqu'à ce stade tout est relativement simple. La difficulté intervient à l'instant où la porte commence à s'ouvrir, car les frontières du volume dans lequel le fluide évolue sont modifiées. Des fuites apparaissent et le gaz qui était maintenu dans un volume clos peut maintenant s'écouler vers un milieu libre. Une communication entre les gaz agissant de chaque coté de la porte est créée modifiant leurs propriétés et par conséquent la pression agissant sur chaque côté de la porte. Les actions mécaniques qui s'appliquent sur la porte ne sont plus les mêmes, et par conséquent l'accélération que la porte subit aussi. Au fur et à mesure que la porte change de position, le problème fluide continue d'être modifié et change en retour son action sur la porte. Cette interaction perdure soit jusqu'à ce que les limites du problème cessent d'être modifiées, la porte ne peut plus bouger, ou bien lorsque les actions mécaniques agissant sur la porte s'équilibrent, les fluides de chaque côté de la porte étant dans le même état physique. Le travail présenté ici est une étude des paramètres du fluide ou du solide en mouvement qui sont les acteurs de la loi comportementale gérant ce système complexe. Pour ce faire, nous avons réalisé une maquette expérimentale mettant en action la physique que nous venons de décrire et nous l'avons adaptée à un tube à choc. En éprouvant de nombreuses configurations expérimentales, nous avons pu déterminer comment l'écoulement interne d'un tube à choc évolue lorsqu'il est plus ou moins ouvert à son extrémité. Comment une porte fermée réagit-elle à l'impact d'une onde de choc et quelles en sont les conséquences sur l'évolution des fluides mis en jeu? Quelles sont les conséquences d'une position différente de la porte au moment de l'impact avec l'onde de choc? Ou encore, quel rôle joue l'intensité de l'onde de choc incidente ou l'inertie de la porte sur toute cette dynamique? / This thesis is based on an experimental study carried out in shock tube; in particular, this is an experimental approach to the study of fluid-structure interaction. Consider a rigid body which is allowed to rotate only around an axis and which closes a confined space. If a shock wave crosses the content of the confined space, the body will accelerate and rotate around its axis. Specifically, the shock wave will increase the physical characteristics, especially its pressure, of the fluid acting on the impacted face of the door. The opposite side of the door is not influenced by the incident shock wave, only one of its faces is subjected to overpressure. Following the first impact, the resulting imbalance imposes a mechanical action on the door that will increase its speed and make it turn around its rotation axis. The difficulty comes when the door begins to open: the volume boundaries in which the fluid is contained are modified. Leaks occur and the gas kept in this closed volume can now flow to the atmosphere. Communication between the gas acting on each side of the door is created modifying their properties and consequently the pressure acting on each side of the door.The mechanical actions that apply to the door are no more the same with time, and therefore the acceleration of the door is changing. As the door moves, the fluid problem continues to be changed and in turn it changes its action on the door. This interaction process continues until either the limits of the problem ceases to be changed, the door cannot move, or when the mechanical actions acting on the door are in equilibrium, fluids on each side of the door are in the same physical state. The presented work is a study of the parameters of the fluid or the solid motion which are main actors in the behavioral law managing this complex system. In this aim, we designed an experimental device involving the physics that we have described and we have adapted it to a shock tube. Testing many experimental configurations, we could determine how the internal flow of a shock tube evolves when the end of this shock tube is more or less open.How a closed door reacts to the impact of a shock wave and what are the implications for the evolution of the involved fluids? What are the consequences of a different position of the door at the instant of the impact with the incident shock wave? What role plays the intensity of the incident shock wave or the inertia of the door on this dynamic?

Le présent travail concerne l'étude du décollement de coin de compresseurs par des investigations expérimentaux sur le banc d'essai subsonique grille d'aubes situé au LMFA (Re = 3.8 x 105, M = 0,12, profil NACA 65-009). Habituellement, cette particulière séparation tridimensionnelle a lieu dans le coin entre l'aubage et la paroi du moyeu des rangées d'aubes, également dans les stators et les rotors.Les performances de l’étage sont ainsi dégradées à cause des pertes de charge et du blocage conséquent à la séparation de l’écoulement. Bien que les caractéristiques stationnaires sont bien connues par la littérature, uniquement des récentes études expérimentales avancées combinées aux améliorations de simulations numériques, telles que URANS et LES, ont permis de découvrir le comportement très instable du décollement de coin. Des études préalables sur le même banc d'essai ont rapporté un comportement intermittent du décollement, appelé comportement bimodal. Dans la présente thèse de doctorat, il est montré que le comportement bimodal correspond à deux états spécifiques du champ fluide: une séparation fermée, presque supprimée, et une séparation ouverte caractérisée par un blocage massif. Il est clair que cette commutation bimodale du décollement de coin apparaissant dans une machine réelle pourrait avoir un impact fortement déstabilisant. En utilisant la méthode de mesure PIV haute vitesse couplée à des mesures de pression résolues en temps sur la surface de l'aubage, l'écoulement d'un canal inter-aube a été étudié pour deux différentes incidences. Les mesures PIV fournissent pour la première fois des visualisations résolues en temps et étendues à toute la section de l'aubage de la variation bimodale du décollement. L'interaction des grandes structures aléatoires de la couche limite à l'amont avec le bord d'attaque de l'aubage déstabilise le front du décollement et agrandit la région de recirculation. Une séparation ainsi massive persiste jusqu'à ce que le blocage dans le canal inter-aube provoque la rupture des plus grandes structures constituant la zone de recirculation. Successivement le débit recommence à accélérer et la séparation est presque supprimée. Cette dynamique coïncide avec le régime d'écoulement hautement instationnaire et apériodique des diffuseurs, appelé large transitory stall, caractérisé par des grandes amplitudes d'énergie dans la gamme des basses fréquences du spectre. Des moyennes conditionnelles de pression et la décomposition orthogonale modale (POD) des champs de vitesse ont été appliquées pour montrer l'effet rétroactif du blocage induit par la séparation ouverte sur l'angle local au bord d'attaque. Ces résultats supportent l’hypothèse d'une instabilité auto-entretenue causée par la diffusion imposée dans le stator. En fin, des mesures de pression totale résolues en temps ont été effectuées en utilisant des capteurs à haute réponse en fréquence, situés à la même position dans les différents canaux adjacents. La cohérence et la linéarité de l'angle de phase trouvée entre les capteurs confirment que l'instabilité du décollement peut se propager d'un canal a l'autre, en analogie avec les perturbations tournantes (rotating instabilities) apparaissant dans les bancs d'essai annulaires. Ceci montre pour la première fois que, même dans une grille d'aubes linéaire de compresseur, l'instabilité intrinsèque du décollement de coin peut déclencher la propagation d'instabilités. / The present work focuses on the study of the corner separation phenomenon in compressors carried out by experimental investigations on a subsonic linear cascade test rig (Re=3.8x105, M=0.12, blade profile NACA 65-009). Usually, this particular three-dimensional separation takes place in the corner between the blade and the endwall of compressor rows, mostly at hub, both in stators and rotors.Its main features are high total pressure losses and blockage of the flow, with consequent impacts on the efficiency. Whereas time averaged characteristics are well known from the past, only recent advanced experimental studies and improvements of numerical simulations, such as URANS and LES, have permitted to uncover the highly unsteady behavior of corner separation in compressors. Precedent studies on the same test rig have reported an intermittent unsteady behavior of corner separation, called bimodal behavior. In the present thesis it is shown that the bimodal behavior corresponds to two specific states of the flow: a closed separation, almost suppressed, and an open separation characterized by massive blockage and losses. Clearly hub-separation bimodal switches appearing in a real machine could have a first order detrimental effect on the stability of the flow in the compressor. By using high speed PIV coupled with unsteady pressure measurements on the surface of the blade the flow in a single blade passage has been investigated for different incidences. The PIV measurements provide, for the first time, time-resolved flow visualizations of the size switch of the separation with an extended field of view covering the entire blade section. The interaction of random large structures of the incoming boundary layer with the blade is found to be a predominant element that destabilizes the separation boundary and enlarges the recirculation region. Such a massive separation persists until the blockage in the passage causes the breakdown of the largest structures in the aft part of the blade, reestablishing the closed separation state. Such dynamics coincide with the aperiodic intermittent flow regime of diffusers, called transitory stall regime, and the associated Fourier spectra show the largest energy amplitudes in the low frequency range. Conditional ensemble averages of pressure and proper orthogonal decomposition (POD) of velocity fields have been applied to show the feedback effect of the blockage of the separation on the flow angle around the blade leading edge. These results draw the picture of a self-sustained instability caused by the diffusion imposed by the inter-blade passage. To answer the question about the interaction between adjacent corner separations, time-resolved total pressure measurements have been carried out by using high frequency response sensors positioned in bimodal points of multiple passages. The coherent propagation velocity and the linearity of the phase angle found between the signals confirm that the unsteadiness of the separation can propagate in pitch-wise direction. It is interesting to underline that equivalent elements characterize rotating disturbances appearing in annular test rigs. This finally shows that, even in an isolated stator blade row, the intrinsic unsteadiness of corner separation can start the propagation of instabilities. It is the first time that such a propagation effect is observed in a linear compressor cascade.

These thesis review some recent results on the construction of very high order multidimensional upwind schemes for the solution of steady and unsteady conservation laws on unstructured triangular grids.<p>We also consider the extension to the approximation of solutions to conservation laws containing second order dissipative terms. To build this high order schemes we use a subtriangulation of the triangular Pk elements where we apply the distribution used for a P1 element.<p>This manuscript is divided in two parts. The first part is dedicated to the design of the high order schemes for scalar equations and focus more on the theoretical design of the schemes. The second part deals with the extension to system of equations, in particular we will compare the performances of 2nd, 3rd and 4th order schemes.<p><p>The first part is subdivided in four chapters:<p>The aim of the second chapter is to present the multidimensional upwind residual distributive schemes and to explain what was the status of their development at the beginning of this work.<p>The third chapter is dedicated to the first contribution: the design of 3rd and 4th order quasi non-oscillatory schemes.<p>The fourth chapter is composed of two parts: we start by understanding the non-uniformity of the accuracy of the 2nd order schemes for advection-diffusion problem. To solve this issue we use a Finite Element hybridisation.<p>This deep study of the 2nd order scheme is used as a basis to design a 3rd order scheme for advection-diffusion.<p>Finally, in the fifth chapter we extend the high order quasi non-oscillatory schemes to unsteady problems.<p>In the second part, we extend the schemes of the first part to systems of equations as follows:<p>The sixth chapter deals with the extension to steady systems of hyperbolic equations. In particular, we discuss how to solve some issues such as boundary conditions and the discretisation of curved geometries.<p>Then, we look at the performance of 2nd and 3rd order schemes on viscous flow.<p>Finally, we test the space-time schemes on several test cases. In particular, we will test the monotonicity of the space-time non-oscillatory schemes and we apply residual distributive schemes to acoustic problems. / Doctorat en Sciences de l'ingénieur / info:eu-repo/semantics/nonPublished

Le décrochage profond est un cas particulier du décrochage d’un avion, où l'empennage horizontal est entièrement situé dans le sillage décollé de la voilure principale. Le plan perd ainsi son efficacité, ce qui se traduit par une position d'équilibre en tangage stable, à une incidence élevée, dont il est impossible de sortir par une manœuvre simple. L’objectif de cette étude est de caractériser l’aérodynamique associée à ce phénomène et de proposer une procédure d’identification et de récupération. Il est proposé une démarche visant à déterminer la dynamique bidimensionnelle de l’écoulement autour d’une configuration aéronautique de référence. Les coefficients aérodynamiques, obtenus dans une large plage d’incidence, mettent en évidence l’effet de l’interaction entre les profils sur le décrochage, qui impacte principalement le profil aval. L’analyse des champs de vitesse fournit l’étendue et l’évolution axiale des sillages des profils. Un traitement des champs de vitesse par moyennes de phase permet de reconstruire la dynamique temporelle. À partir de ces résultats, un modèle potentiel de forçage de l’écoulement autour du profil aval permet d’expliquer la modification du coefficient de portance imposé par l’interaction. Des simulations numériques de l’écoulement, qui fournissent des champs résolus en temps, permettent de retrouver certaines évolutions expérimentales. L’ensemble des résultats est utilisé, en parallèle à des données issues d’un aéronef réel, dans un modèle de vol longitudinal afin d’analyser le comportement dynamique de l’avion. Des critères permettant d’identifier la dynamique qui conduit à cet équilibre, fournissent une détection précoce de ce dernier. / Deep stall is a specific type of airplane stall, in which the horizontal tail is inside the detached wake of the main wing. The tail loses its efficiency, leading to a stable pitching equilibrium position with a high angle-of-attack, without any easy recovery procedure. The aim of the study is to characterize the aerodynamic associated to that phenomenon in order to propose an identification and recovery procedure. The approach consists in a two-dimensional flow characterization based on an aeronautical reference configuration. Aerodynamic coefficients, obtained for a wide range of angles-of-attack, show the interaction between the airfoils on the stall of the downstream airfoil. The analysis of velocity fields gives the width and the axial development of the airfoils wakes. Phase-averages of velocity fields lead to the synthesis of flow time-development. With these results, a potential model of flow forcing on the downstream airfoil explains the lift coefficient alteration imposed by the interaction. Flow numerical simulations, giving time-resolved fields, provide good accordance with experimental developments .The whole set of results is used, concurrently with real aircraft data, inside a longitudinal flight model in order to analyze the airplane dynamical behavior. Criteria for the identification of the dynamic leading to that equilibrium provide a rapid detection of deep stall and the implementation of a recovery strategy.