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L'optimisation multidisciplinaire (MDO) à base de gradients est efficace et très utilisée pour le dimensionnement structural d'ailes flexibles. Cependant, dans le contexte de simulations numériques haute-fidélité, le calcul efficace des gradients reste un défi majeur. L'objectif de ce travail est d'étudier les approches les mieux adaptées aux spécificités du calcul de sensibilité des efforts aéroélastiques par rapport à des paramètres structuraux.Deux techniques de calcul de gradient haute-fidélité adaptées aux systèmes aéroélastiques fortement couplés sont proposées. La technique la plus intrusive repose sur les formulations directe et adjointe qui nécessitent un effort d'implémentation logicielle substantiel. Alternativement, nous proposons une approche découplée et non-intrusive, moins lourde à implémenter et cependant capable de fournir une approximation précise des gradients. Ces deux techniques ont été intégrées dans le logiciel CFD elsA de l'Onera.La précision, l'efficience et l'applicabilité de ces méthodes sont démontrées sur le cas-test avion de transport civil Common Research Model (CRM). Nous résolvons un problème inverse dont l'objectif est de retrouver, en conditions de vol de croisière, une loi cible de vrillage voilure. Ces deux méthodes s'avèrent comparables en matière de précision et de coût. Elles offrent ainsi une souplesse supplémentaire de mise en œuvre en fonction du niveau d'intégration recherché dans le processus MDO. / To improve the structural design of flexible wings, gradient based Multidisciplinary Design Optimization (MDO) techniques are effective and widely used. However, gradients calculation is not trivial and can be costly when high-fidelity models are considered. Our objective is to study different suitable approaches to compute gradients of aeroelastic loads with respect to structural design parameters.To this end, two high-fidelity aero-structure gradient computation techniques for strongly coupled aeroelastic systems are proposed. The most intrusive technique includes the well-established direct and adjoint formulations that require substantial implementation effort. In contrast, we propose an alternative uncoupled non-intrusive approach easier to implement and yet capable of providing accurate gradients approximations. Both techniques have been implemented in the Onera elsA CFD software.Accuracy, efficiency and applicability of these methods are demonstrated on the civil transport aircraft Common Research Model (CRM) test-case. More specifically, an inverse design problem is set up with the objective of matching an in-flight target twist law distribution. These two methods prove to be comparable in terms of accuracy and cost. Thus they offer additional operational flexibility depending on the level of integration sought in the MDO process.

Le décollement de coin est un phénomène pouvant apparaître sur les avions au niveau par exemple de la jonction voilure/fuselage. Cela dégrade les performances de l'appareil. Considérant le peu de connaissances relatives à ce sujet, les avionneurs choisissent généralement des modifications empiriques pour y faire face. Cette thèse a consisté à étudier la dynamique d'un écoulement de jonction simplifié caractérisé par un décollement de coin modéré, et à évaluer des méthodes numériques couramment employées dans l'industrie pour la prévision de ces écoulements. Les travaux ont débuté avec une synthèse bibliographique. Les phénomènes présents au sein d'un écoulement de jonction simplifié ont été détaillés et les trois principaux sont le tourbillon en fer à cheval, le tourbillon de coin et le décollement de coin. Ensuite, à l'aide de l'approche numérique et de données expérimentales, il a été montré que le décollement de coin modifiait significativement le champ turbulent et que sa dynamique était apparentée à celle du tourbillon en fer à cheval. La comparaison de différents modèles de turbulence a confirmé que l'anisotropie de l'écoulement de coin devait être prise en compte dans la modélisation pour générer des simulations numériques comparables aux observations faites en soufflerie. L'étude du décollement de coin doit encore être poursuivie sur d'autres configurations pour permettre une éventuelle généralisation de ces résultats et les compléter. L'approche numérique doit aussi être améliorée afin de pourvoir à la complexification des situations, et l'utilisation de la ZDES mode 3 permettrait également de progresser dans la compréhension physique des écoulements de jonction. / Corner flow separation may occur on airplanes at the wing/fuselage junction for instance. Airplanes performances are then likely to be reduced. This issue is still not thoroughly understood and therefore, many wind-tunnel and flight tests are carried out in order to prevent the occurrence of this phenomenon. This thesis has consisted in studying the dynamics of a simplified junction flow characterized by the presence of a mild corner separation, and in investigating some of the standard CFD methods used in the industry for those kind of flows. First, a literature review showed that the main features of junction flows are the horseshoe vortex, the corner vortex and the corner separation. Thereafter, through the use of numerical and experimental data, it has been shown that the corner separation significantly influenced the turbulent field and its unsteady behavior was linked to the horseshoe vortex one. Comparisons between standard and advanced turbulence models have confirmed that second order closures are needed to accurately predict corner separations. Other juncture flows applications can still be further investigated in order to broaden the application spectrum of the present results. The understanding of the physics of juncture flows may also be improved, for instance using eddy resolving simulations such as ZDES mode 3. Robustness and accuracy of the advanced turbulent closures should be increased to allow reliable juncture flow computation at early design stages.

Aujourd’hui, l’accès à l’espace constitue un enjeu scientifique, technologique et politique d’importance. Il est primordial de pouvoir garantir le succès de la mise sur orbite des satellites pour un coût de transport minimal. Les lanceurs tels qu’Ariane 5 sont soumis à des fluctuations de pression pouvant induire des efforts instationnaires repris par les vérins du moteur Vulcain. Ces efforts s’exercent notamment dans la zone décollée du culot du lanceur normalement à l’axe de la poussée et sont qualifiés de charges latérales. Du point de vue de la simulation numérique, l’étape de discrétisation des éléments technologiques du lanceur rend la génération de maillages structurés particulièrement complexe. Cette constatation conduit à la présente étude. Dans le but d’évaluer l’influence des effets technologiques sur la prévision des charges latérales pour des configurations réalistes de lanceur, la thématique des frontières immergées est étudiée. L’objectif est de développer une stratégie numérique permettant d’accroître le niveau de complexité de la géométrie considérée tout en conservant la précision des résultats des études antérieures sur des configurations simplifiées. Cette stratégie s’inscrit dans le cadre de simulations numériques ZDES d’écoulements massivement décollés d’arrière-corps, à haut nombre de Reynolds et en régime compressible. Les capacités de la méthodologie développée sont évaluées sur des cas tests numériques canoniques avant d’être éprouvées sur des configurations simplifiées de lanceur. Enfin, l’effet de cette stratégie sur la prévision des charges latérales est étudié. / Nowadays, access to space has become a great issue in scientific, technological and political framework. It is essential to ensure the success of the placing of orbiting satellites with a minimal flight cost. Launchers, as the Ariane 5 space launcher, are subject to pressure fluctuations which can lead to unsteady loads on the actuators of the Vulcain engine. These loads occur especially in the separated zone of the launcher base flow and act normally to the thrust axis. They are referred to as side loads. From the numerical simulation perspective, the launcher technological elements discretization process makes the generation of structured mesh particularly difficult. The present study lies within such a framework. In order to assess the influence of the technological effects on the side loads prediction for realistic launcher configurations, immersed boundaries are studied. The aim is to develop a numerical strategy able to increase the level of geometrical complexity of the geometry at stake while maintaining the accuracy of the results of previous studies on simplified configurations. This strategy fits into numerical simulations of ZDES type of separating/reattaching flows at high Reynolds number and compressible regime. The abilities of the methodology are first assessed on canonical numerical test cases. Then, the strategy is applied on simplified launcher configurations. Finally, the effect of this strategy on the side loads prediction is assessed.

Depuis l'invention du soudage par frottement malaxage (FSW) en 1991 par The Welding Institute (TWI), l'industrie aéronautique envisage de remplacer l'assemblage par rivetage des tôles par ce procédé. L'objectif est d'alléger les structures, plus particulièrement les panneaux des structures d'aéronefs qui sont souvent raidis avec des lisses et des profilés assemblés à la peau extérieure. La qualification du procédé FSW dans l'aéronautique requiert de produire des joints de très haute qualité avec une longue durée de vie des outils. Ceci nécessite un réglage fin des paramètres procédé tels que la géométrie de l'outil (dimensions de l'épaulement et du pion, filetage) et les vitesses d'avance et de rotation. Le but de ce travail est d'accompagner la conception du procédé par la simulation numérique. Il comporte trois parties: (1) le développement de la formulation arbitrairement lagrangienne ou eulérienne (ALE) dans la version parallèle du logiciel Forge® pour l'adapter au FSW, (2) la modélisation du procédé FSW et (3) la calibration du modèle EF et la validation des résultats numériques suite à la réalisation d'essais FSW en configuration par recouvrement.Ce travail est basé sur la formulation ALE parallèle développée dans Forge® afin de modéliser les différents défauts caractéristiques du FSW (bavures et trous). L'algorithme de transport des champs continus, indispensable au caractère eulérien, est affiné afin de considérer les particularités de l'écoulement du procédé (nœud du plan d'entrée, en contact avec l'outil ou dans les bavures et sortant du domaine d'étude). Un nouveau schéma d'intégration temporelle basée sur les coordonnées cylindriques plus adapté à ce procédé fortement rotationnel est introduit. Enfin, un filetage sur l'outil est modélisé par l'introduction d'une nouvelle loi de frottement à l'interface outil / matière.Cette formulation ALE générale et parallèle a montré sa robustesse pour modéliser le procédé FSW. Les résultats thermomécaniques sont en accord avec de précédents résultats validés par l'expérience. De plus l'outil numérique obtenu a montré ses capacités pour la modélisation des bavures ou des pertes de contact derrière le pion.Finalement la configuration de soudage par recouvrement industrielle a été étudiée. Pour cela des essais expérimentaux ont été réalisés pour divers paramètres du procédé et divers types de joints de recouvrement. Puis les mesures de forces et du couple dans l'outil et de la température dans l'outil et la tôle ont permis de calibrer les paramètres du modèle (frottement, loi de comportement, coefficients thermiques) et de valider les résultats EF. / Since the invention of Friction Stir Welding (FSW) in 1991 by The Welding Institute (TWI), aeronautics industry has been investigating the possibility to use this process instead of riveting with the objective to lighten its structures and more particularly the aircrafts structure panels. Aircraft panels are often straightened with stringers and profiles which are joined to the outer skin. The qualification of FSW process in aeronautics requires producing very high quality joints with the longevity of tools, which requires fine tuning of process parameters such as the geometry of the welding tool (shoulder and pin dimensions, threads on pin and shoulder) and the advancing and rotating speeds. The aim of this work is to support the design of the process by numerical simulation. It has three parts: (1) developing an efficient and accurate Arbitrary Lagrangian or Eulerian (ALE) formulation within the parallel version of Forge® software, (2) modelling the FSW process and (3) calibrating the F.E. model and validating simulation results thanks to FSW experiments on lap joints.This work is based on the parallel ALE formulation developed in Forge® to model the different possible defects taking place in FSW (flashes and worm holes). The transport algorithm of continuous fields, required by the Eulerian frame, is enhanced to take the special characteristics of the FSW's flow into account (nodes located in input plan or flashes or in contact with the tool). A new time integration scheme based on cylindrical coordinates, which are best suited for this process, is introduced. Finally, the pin and shoulder threads are modelled by introducing a new friction law at the tool / material interface.This general and parallel ALE formulation is robust enough to model the FSW process. Thermomechanical results obtained are in agreement with previous results validated by experiences. And the numerical tool demonstrated its ability to model flashes formation and losses of contact behind the pin. Finally industrial welding lap joints configuration was studied. Experimental tests were conducted with several process parameters and type of lap joint. And measure of torque and forces in tool, and temperature in tool and sheet metal allowed to calibrate model parameters (friction, behavior law, thermal coefficients) and to validate FE results.

Bien que les méthodes de calcul peuvent donner de bons résultats, ils ne sont généralement pas en accord avec exactement les données d'essais en vol en raison des incertitudes dans les modelé de calcul de structure et aérodynamiques. Une méthode efficace est nécessaire pour la mise à jour des modelé aeroelastiques en utilisant les données d'essais en vol, les données d'essais de vibration au sol ( GVT ) et les données de soufflerie. Tout d'abord tous les développements ont été valides sur une section de l'aile 2D et sur un modèle 3D simple et après l'approche POD a été applique= a une configuration industrielle (modèle de soufflerie aile-fuselage et modèle d' avions complète). / Although computational methods can provide good results, they usually do not agree exactly with the flight test data due to uncertainties in structural and aerodynamic computational models. An effective method is required for updating computational aeroelastic models using the flight test data along with Ground Vibration Test (GVT) data and wind tunnel data. Firstly all developments have been validated on a 2D wing section and on a simple 3D model and after the POD approach has been applied to an industrial configuration (wing-fuselage wind tunnel model and complete aircraft model).

Bien que les méthodes de calcul peuvent donner de bons résultats, ils ne sont généralement pas en accord avec exactement les données d'essais en vol en raison des incertitudes dans les modelé de calcul de structure et aérodynamiques. Une méthode efficace est nécessaire pour la mise à jour des modelé aeroelastiques en utilisant les données d'essais en vol, les données d'essais de vibration au sol ( GVT ) et les données de soufflerie. Tout d'abord tous les développements ont été valides sur une section de l'aile 2D et sur un modèle 3D simple et après l'approche POD a été applique= a une configuration industrielle (modèle de soufflerie aile-fuselage et modèle d' avions complète). / Although computational methods can provide good results, they usually do not agree exactly with the flight test data due to uncertainties in structural and aerodynamic computational models. An effective method is required for updating computational aeroelastic models using the flight test data along with Ground Vibration Test (GVT) data and wind tunnel data. Firstly all developments have been validated on a 2D wing section and on a simple 3D model and after the POD approach has been applied to an industrial configuration (wing-fuselage wind tunnel model and complete aircraft model).

Dans le cadre des études portant sur l’impact de l’aviation sur le changement climatique, les traînées de condensation font partie des phénomènes présentant le plus d’incertitudes quant à leur rôle. Dans ce contexte, l’étude vise à mieux décrire les caractéristiques physico-chimiques du panache dans le champ proche d’un avion, celles-ci pouvant conditionner les propriétés des traînées de condensation formées.Pour cela, des simulations spatiales tridimensionnelles de type RANS ont été réalisées à l’aide du code CEDRE de l’ONERA, prenant en compte les processus microphysiques, les réactions chimiques, et l’écoulement aérodynamique autour et dans le sillage d'une configuration réaliste d'un avion de transport civil. Les modèles microphysiques intégrés permettent de décrire les processus d’activation des particules de suie et les processus de condensation et d’évaporation d’eau à leur surface.Une phase de validation du code a été menée pour chacun des processus pris en compte, montrant un bon accord avec les données de la littérature. Des études de sensibilité ont également été conduites afin d’évaluer l’impact des paramètres atmosphériques et des caractéristiques des effluents sur les propriétés des cristaux de glace formés. L’augmentation de la teneur en soufre du carburant entraîne un accroissement de l’activité des suies et aboutit à une distance d’apparition plus courte et une opacité plus élevée des traînées de condensation. Lorsque la quantité d’eau émise est suffisante, l’augmentation du nombre de suies éjectées entraîne un accroissement de la concentration de glace, résultant en un fort accroissement de l’opacité et de la superficie de la traînée de condensation. / In the framework of the impact of aviation on climate change studies, the involvement of contrails is identified as one of the most uncertain components. In this context, this study aims to better describe the physico-chemical properties of the plume in the near-field of an aircraft, for they could be critical to contrails properties.To this end, RANS spatial simulations have been performed using the code CEDRE of ONERA, taking into account the microphysical processes, chemical reactions, and the air flow around and in the wake of a realistic civil transport aircraft. Microphysical models have been implemented in order to describe the soot activation processes and the condensation and evaporation of water upon their surface.A validation phase of the code has been carried out for each of the processes taken into account, showing good agreements with data from the literature. Sensitivity studies have also been performed in order to assess the impact of atmospheric parameters and exhaust characteristics on formed contrails properties. The increase of the fuel sulphur content leads to increased soot activation that results in a shorter contrail onset and increased contrail opacity. If the amount of emitted water is sufficient, the increase of the number of ejected soot particles causes an increase of ice concentration that results in an important increase of contrail opacity and surface area.

Les oscillateurs fluidiques qui peuvent générer des excitations périodiques sont des actionneurs très prometteurs pour des applications de contrôle actif des écoulements. Les oscillations sont en effet complètement auto-induites et produites en l'absence de parties mobiles ce qui rend ces actionneurs très intéressants en termes de fiabilité et de robustesse. Ce travail de thèse avait pour objectif principal d'identifier les mécanismes physiques qui contrôlent la dynamique de fonctionnement de ce type d'oscillateurs fluidiques et de proposer des lignes directrices pour la conception d'oscillateurs dont les performances soient adaptées aux applications de contrôle d'écoulements envisagées. L'analyse expérimentale de plusieurs prototypes couplée à des simulations numériques a permis de mettre en évidence que le mécanisme de basculement du jet dans ce type d'oscillateurs est contrôlé par les gradients de pression existants au niveau de deux parties critiques de ces actionneurs. A partir de cette analyse, une relation simple a été établie permettant d'estimer la fréquence des oscillations. Deux méthodes de synchronisation, permettant le contrôle du déphasage entre les actionneurs, ont été proposées et validées expérimentalement ainsi qu'à l'aide de simulations numériques. Une matrice de micro­ oscillateurs fluidiques a été conçue, fabriquée et finalement intégrée sur une rampe installée en soufflerie. L'analyse expérimentale de son efficacité pour le contrôle de l'écoulement séparé a mis en évidence un gain important par rapport aux résultats obtenus lors de travaux précédents sur des écoulements de paroi similaires à l'aide d'autres types d'actionneurs fluidiques. / Fluidic oscillators which can generate periodic excitations are very promising for active flow control applications, due to their reliability and robustness, as their internal flow oscillation is totally self-induced and self-sustained. The main objective of this work is to identify the underlying mechanisms controlling the dynamics of this kind of fluidic oscillator and to propose guiding lines for the design of oscillators. Experimental analysis of several oscillator prototypes and associated numerical simulations have permitted to explain that the jet switching in this kind of oscillator is controlled by pressure gradients in two critical parts of the device. From these analyses, a simple function has been proposed to estimate the oscillation frequency. Two synchronization methods, allowing the control of the phase lag between the actuators, have been proposed and validated experimentally and by numerical simulations. An array of micro-fluidic oscillators has then been designed and tested on a ramp separated flow, showing much higher efficiency compared to other kind of fluidic actuators tested on similar wall flows in previous studies.