L'aérodynamique latérale des véhicules automobiles suscite de nos jours de plus en plus d'intérêt de la part des constructeurs. L'automobiliste est en effet soumis quotidiennement à de forts courants d'air latéraux, que ce soit lors du dépassement d'un autre véhicule, ou alorsen passant dans un couloir de vent du à la topographie du terrain (passage devant un espace entre deux immeubles par exemple). Les efforts aérodynamiques mis en jeu dans ces situations peuvent provoquer des mouvements non désirés du véhicule, pouvant avoir des conséquences dramatiques si le conducteur se laisse surprendre. Des études expérimentales reproduisant les effets d'un dérapage dynamique ont mis en évidence des phénomènes transitoires importants mettant à défaut les modèles stationnaires généralement pratiqués par les constructeurs pour qualifier le comportement de leurs véhicules en présence de dérapage. Les mécanismes responsables de ces phénomènes transitoires sont encore mal connus de la communauté scientifique. Ce travail propose d'approfondir ce sujet au travers de l'étude de l'aérodynamique d'un véhicule terrestre fixe soumis à un vent longitudinal et à une rafale de vent latéral. Le but principal est d'identifier les structures tourbillonnaires au moyen de mesures PIV et de calculs numériques des champs de vitesse autour d'une maquette automobile et de les corréler aux efforts aérodynamiques. Un accord entre l'ISAT, composante de l'Université de Bourgogne, et l'Institut Supérieurde l'Aéronautique et de l'Espace (ISAE) de Toulouse a permis de mener l'étude avec les ressources de cet établissement. Le moyen d'essai principal, créé par l'ISAE, est le banc" rafale latérale ", constitué d'une soufflerie principale et d'une soufflerie secondaire, dont la sortie à volet déferlants (" Mexican Wave ") est inspirée de l'approche proposée par Ryan et Dominy (2000). L'analyse expérimentale a été effectuée à l'aide de la PIV résolue en temps et stéréoscopique, et d'une balance dard instationnaire à cinq composantes. Un banc" numérique " identique a été constitué à l'aide du logiciel FLUENT©, pour des calculs 3D. De plus, un modèle 2D annexe, basé sur la méthode " meshless ", a été développé pour de futures investigations, en raison de sa robustesse pour des problèmes à fortes discontinuités et sa bonne adaptabilité aux problèmes avec frontières mobiles.Une première phase de ce travail a consisté en la mise au point des bancs expérimental et numérique, avec génération d'un champ de dérapage homogène, de 21° dans la zone de mesure. L'évolution du dérapage en chaque point respecte bien la forme d'un créneau imposé par la rafale. Pour l'analyse des efforts, deux géométries de maquette ont été étudiées, à savoir un corps de Windsor à culot droit générant, pour un écoulement longitudinal, des structures de sillage bidimensionnelles, et son homologue à culot incliné de 25°, générant des tourbillons " cigare ". Des pics d'efforts ont été observés à l'arrivée de la rafale, tout comme la littérature le prédit. Pour ce qui est du coefficient du moment de lacet, les sursauts sont de 29 % et 19 % respectivement pour la maquette à culot droit et celle à culot incliné, par rapport aux valeurs stationnaires. Concernant le coefficient de force de dérive, ils sont de 10 % et 14 %, respectivement. Lors de nos essais, ces efforts se sont établis après 5.5 longueurs de maquette. Afin d'expliquer la différence de comportement entre les deux maquettes en termes d'efforts, l'évolution temporelle des tourbillons nommés, dans ce mémoire, ΓA, ΓB, ΓC et Γ1 à été discutée. Il en est ressorti une forte corrélation entre la circulation du tourbillon ΓA, le plusénergétique, naissant à l'avant du flanc sous le vent de la maquette, et les efforts latéraux, de sorte que ce tourbillon serait le meilleur témoin des phénomènes instationnaires mis en jeu dans l'étude de l'effet du vent latéral. [...]

L’aérodynamique latérale des véhicules automobiles suscite de nos jours de plus en plus d’intérêt de la part des constructeurs. L’automobiliste est en effet soumis quotidiennement à de forts courants d’air latéraux, que ce soit lors du dépassement d’un autre véhicule, ou alorsen passant dans un couloir de vent du à la topographie du terrain (passage devant un espace entre deux immeubles par exemple). Les efforts aérodynamiques mis en jeu dans ces situations peuvent provoquer des mouvements non désirés du véhicule, pouvant avoir des conséquences dramatiques si le conducteur se laisse surprendre. Des études expérimentales reproduisant les effets d’un dérapage dynamique ont mis en évidence des phénomènes transitoires importants mettant à défaut les modèles stationnaires généralement pratiqués par les constructeurs pour qualifier le comportement de leurs véhicules en présence de dérapage. Les mécanismes responsables de ces phénomènes transitoires sont encore mal connus de la communauté scientifique. Ce travail propose d’approfondir ce sujet au travers de l’étude de l’aérodynamique d’un véhicule terrestre fixe soumis à un vent longitudinal et à une rafale de vent latéral. Le but principal est d’identifier les structures tourbillonnaires au moyen de mesures PIV et de calculs numériques des champs de vitesse autour d’une maquette automobile et de les corréler aux efforts aérodynamiques. Un accord entre l’ISAT, composante de l’Université de Bourgogne, et l’Institut Supérieurde l’Aéronautique et de l’Espace (ISAE) de Toulouse a permis de mener l’étude avec les ressources de cet établissement. Le moyen d’essai principal, créé par l’ISAE, est le banc« rafale latérale », constitué d’une soufflerie principale et d’une soufflerie secondaire, dont la sortie à volet déferlants (« Mexican Wave ») est inspirée de l’approche proposée par Ryan et Dominy (2000). L’analyse expérimentale a été effectuée à l’aide de la PIV résolue en temps et stéréoscopique, et d’une balance dard instationnaire à cinq composantes. Un banc« numérique » identique a été constitué à l’aide du logiciel FLUENT©, pour des calculs 3D. De plus, un modèle 2D annexe, basé sur la méthode « meshless », a été développé pour de futures investigations, en raison de sa robustesse pour des problèmes à fortes discontinuités et sa bonne adaptabilité aux problèmes avec frontières mobiles.Une première phase de ce travail a consisté en la mise au point des bancs expérimental et numérique, avec génération d’un champ de dérapage homogène, de 21° dans la zone de mesure. L’évolution du dérapage en chaque point respecte bien la forme d’un créneau imposé par la rafale. Pour l’analyse des efforts, deux géométries de maquette ont été étudiées, à savoir un corps de Windsor à culot droit générant, pour un écoulement longitudinal, des structures de sillage bidimensionnelles, et son homologue à culot incliné de 25°, générant des tourbillons « cigare ». Des pics d’efforts ont été observés à l’arrivée de la rafale, tout comme la littérature le prédit. Pour ce qui est du coefficient du moment de lacet, les sursauts sont de 29 % et 19 % respectivement pour la maquette à culot droit et celle à culot incliné, par rapport aux valeurs stationnaires. Concernant le coefficient de force de dérive, ils sont de 10 % et 14 %, respectivement. Lors de nos essais, ces efforts se sont établis après 5.5 longueurs de maquette. Afin d’expliquer la différence de comportement entre les deux maquettes en termes d’efforts, l’évolution temporelle des tourbillons nommés, dans ce mémoire, ΓA, ΓB, ΓC et Γ1 à été discutée. Il en est ressorti une forte corrélation entre la circulation du tourbillon ΓA, le plusénergétique, naissant à l’avant du flanc sous le vent de la maquette, et les efforts latéraux, de sorte que ce tourbillon serait le meilleur témoin des phénomènes instationnaires mis en jeu dans l’étude de l’effet du vent latéral. [...] / The automotive manufacturers are nowadays more and more interested in crosswind aerodynamics. Indeed, the driver is subjected every day to strong side air flows, for example when overtaking another vehicle or when passing through a lateral wind wall, generated by terrain topography (as in the case of the passage near the empty space between two buildings).The aerodynamic efforts generated in these situations can lead to undesired lateral deviations,which can be dramatic if the driver is surprised. Different experimental studies, reproducing the effects of a dynamic yaw angle, pointed out the issues of the steady methods, commonly used to qualify the vehicle crosswind behaviour. Little is still known about the physics behind these unsteady phenomena. This is the main topic of this work, by studying the aerodynamics of a fixed vehicle subjected to both a longitudinal flow and a side wind gust. The goal is the identification of the near-vehicle vortex structures, by means of PIV measurements and CFD calculations, and their correlation with the evolution of the efforts. An agreement between the ISAT, a department of the University of Burgundy, and the ISAE of Toulouse, permitted to carry out this research with the resources of the latter laboratory. The work focuses on the use of the “rafale latérale” (side gust) test bench, made up with a main wind tunnel connected with an auxiliary one by means of a shutter system,whose opening is held by a “Mexican Wave” law. This approach is inspired by the work of Dominy and Ryan (2000). The experimental analysis was carried out by means of Time-Resolved and stereoscopic PIV, and by a five components unsteady balance as well. Anidentical test bench was numerically reproduced with the 3D CFD software FLUENT©.Moreover, an additional 2D CFD model, based on the meshless method, has been developed for future studies. This kind of approximation method has been chosen for its robustness innon-continuous problems and because of its adaptability when moving boundaries are needed.The first phase of this work consisted on wind tunnels set-up, both for the real test bench and for the CFD model. The yaw angle field is homogeneous, 21° in the measurement region. The yaw angle evolution, at given point, respects the step wise behaviour, imposed by the gust passage. As far as the efforts are concerned, two versions of the Windsor body car model were studied, that is a squareback geometry, generating, for longitudinal flows, 2D wakestructures, and a fastback geometry (rear window inclined by 25°), producing cone-liketrailing vortices. Force overshoots were seen after the gust arrival, as seen in literature. In particular, the yaw moment coefficient overshoots are 29% and 19% higher than the steady yaw angle tests, for the squareback and the fastback geometries, respectively. If the side forceis concerned, the entities of these overshoots are 10% and 14%, respectively. Our testspointed out that efforts establish after the vehicle has driven 5.5 times its length in thecrosswind. In order to explain the different behaviour of the two geometries, it is discussed about the unsteady evolution of the vortices called, in this report, ΓA, ΓB, ΓC et Γ1. A strong correlation between the side efforts and the circulation of the most energetic vortex, ΓA,having its origin in the front leeward side of the vehicle. The ΓA vortex is so the best index for the study of the crosswind unsteady phenomena. The coupled analysis between vortex structures and efforts confirmed the presence of a higher side force for the squareback geometry. The inverted effect has been observed for the yaw moment

Cette étude porte sur le développement d'outils d'analyse pour l'identification des évènements aérodynamiques à l'origine des émissions sonores dans les écoulements turbulents. Une application aux écoulements autour d'un véhicule automobile et à l'intérieur d'un habitacle automobile est proposée dans ces travaux. Ces écoulements permettent d'aborder aussi bien le rayonnement direct que le rayonnement des panneaux soumis à une excitation aéroacoustique. Pour ces analyses, des simulations numériques directes basées sur la méthode Boltzmann sur réseau ont été mises en œuvre pour analyser les phénomènes aéroacoustiques présents dans ces configurations d'écoulements tels que l'aérateur d'une voiture, l'écoulement autour d'un rétroviseur, l'écoulement autour d'une voiture (vitrages). Des premières investigations à partir de ces bases de données ont été menées en utilisant des méthodes de causalité permettant de relier les évènements aérodynamiques aux émissions sonores. Ainsi, pour l'analyse du rayonnement direct, la Décomposition Orthogonale aux valeurs Propres Etendue (EPOD) est retenue. L'utilisation de cette méthode a nécessité dans un premier temps de s'assurer de la fiabilité des grandeurs numériques disponibles en terme de convergence statistique. On a ainsi pu mettre en évidence l'importance d'une telle étude préliminaire de faisabilité pour de telles analyses aéroacoustiques. Ensuite, la procédure initiale de l'EPOD est améliorée par la prise en compte d'un temps de retard entre le bruit rayonné et le champ aérodynamique. Différentes variables (champ de vitesse, tenseur de Lighthill, pression) dans la région aérodynamique pour représenter les évènements ''sources'', ont également été testées. Il a ainsi été montré l'intérêt d'utiliser le champ de pression pour de telles analyses. Des évènements aérodynamiques à l'origine des émissions sonores émises à certaines fréquences ont ainsi pu être caractérisés. L'étude du rayonnement acoustique des panneaux est tout d'abord effectuée par un modèle éléments finis d'une plaque sous une excitation déterministe. Cette description déterministe est obtenue à l'aide d'une démarche de synthèse partant d'un modèle statistique décrivant les composantes turbulente et acoustique du champ d'excitation aéroacoustique. La réponse vibroacoustique de la plaque vis-à-vis des champs homogènes d'excitation est étudiée et comparée favorablement aux prédictions théoriques. L'application à un champ d'excitation inhomogène a également été effectuée avec succès. Ensuite, une analyse de contribution des différentes composantes (aérodynamique et acoustique) du champ d'excitation au champ acoustique rayonné est effectuée à l'aide de la fonction de cohérence. Les limitations de cette méthode de causalité qui sont dues à la nature étendue et incohérente des sources ont été démontrées. Enfin, une démarche basée sur la décomposition du champ de pression pariétale par la POD est développée afin de séparer les composantes acoustique et turbulente du champ total d'excitation. Une première application de cette méthode à des données synthétiques a montré l'efficacité de cette nouvelle approche. Cette méthode est finalement appliquée avec succès à un champ de pression pariétale issu de la simulation numérique de l'écoulement autour d'un véhicule réel. Cette dernière étape de ce travail offre de nombreuses perspectives relatives aussi bien à la modélisation des champs de pression pariétale qu'à des analyses des couplages aéroacoustiques de ces champs de pression.

Ces travaux de recherche ont consisté à mettre au point un nouveau prototype compact et miniaturisé d'instrument de mesure basée sur la technique de Fluorescence par Faisceau d'Electrons (FFE). Cet instrument est un canon à électrons destiné à la caractérisation d'écoulements hypersoniques à basses densités en vol à bord de démonstrateurs de rentrée atmosphérique. Les paramètres à mesurer sont les températures de rotation (TR), de vibration (TV) et les densités d'espèces telles que N2 et NO pour une rentrée atmosphérique terrestre et N2, CO, CO2 pour une rentrée atmosphérique martienne. La première partie de cette étude a été consacrée à la conception du prototype de canon à électrons destiné à des mesures embarquées. Nous avons ainsi choisi les différents composants avec des spécifications techniques compatibles avec un cahier des charges typique d'un instrument spatial. Les tests de qualification et de stabilité du faisceau d'électrons ont été réalisés en caisson à vide dans un gaz statique, ce qui a permis une première validation du fonctionnement du canon à électrons de 20 keV avec un courant de faisceau de 1 mA se propageant sur une distance de 30 cm avec peu de dispersion pour des pressions inférieures au millibar. Le prototype a été testé sur différents gaz et mélanges afin de mettre au point un modèle de dispersion. Deux campagnes de mesures en soufflerie aérodynamique (CNRS MARHy et ONERA F4) ont permis de valider le bon fonctionnement du prototype sous vide et/ ou en conditions d'écoulement libre et en présence d'une onde de choc. Une analyse spectroscopique a permis de valider les codes de simulation et d'inversion de spectres et d'identifier la majeure partie des systèmes vibrationnels et rotationnels issus des transitions électroniques, vibrationnelles et rotationnelles de N2, CO et CO2 et des espèces ionisées associées.

Les tourbillons hélicoïdaux générés derrière les rotors sont étudiés. Pour les générer, une méthode basée sur le couplage entre la technique de la ligne active et un solveur des équations de Navier-Stokes (ENS), incompressibles et tridimensionnelles, a été développée. Elle consiste à modéliser la pâle par son équivalent de forces volumiques. Les équations, écrites en coordonnées cylindriques, sont résolues par un schéma de différences finies, écrit en parallèle. La méthode est d'ordre deux en temps et en espace. Le solveur des ENS a été validé par la reproduction des taux de croissance d'un écoulement de jet, instable, trouvés par la théorie d'instabilité linéaire. La comparaison avec des données expérimentales a montré que la méthode prédit bien l'aérodynamique de la pâle. Ensuite, le tourbillon de bout de pâle a été, en particulier, caractérisé. La vorticité et la vitesse azimutale ont été trouvées auto-similaire et la taille du coeur suit asymptotiquement la loi de diffusion linéaire 2D. Un modèle simple du coeur du tourbillon a été proposé. La présence d'une vitesse axiale dans le coeur du tourbillon a été montrée et a été caractérisée en fonction du rapport de vitesse au bout de la pâle. Finalement, une étude de stabilité du tourbillon a été faite en utilisant une vitesse angulaire variable pour perturber l'écoulement. Les taux de croissances des modes les plus instables sont en bon accord avec celui de l'instabilité d'appariement 2D des tourbillons. Trois types de modes ont été identifiés en fonction de la fréquence des perturbations et ont été trouvés similaires aux modes décrits par la théorie et aussi trouvés, précédemment, par l'expérience. / This present work is aimed to study helical vortices encountered in the wakes of rotating elements. For this, the generation of a helical wake of a one-bladed-rotor in a laminar velocity field, is simulated by the actuator line method. This method is a coupling of a Navier-Stokes (NS) solver with the Actuator Line Method where the blade is replaced by the body forces. This method has been implemented in a finite difference code, that we have written in parallel to solve the 3D incompressible NS equations written in cylindrical coordinates. The order of accuracy of the method is two both in time and space. The NS solver was validated comparing growth rates of an unstable jet, found numerically, and those of linear instability theory. A good agreement was found. A good agreement was also found comparing numerical results to analytical formulations and experimental data. It was shown that the method predicts well the blade aerodynamics . Then, the helical tip vortex is characterized for different Reynolds numbers and Tip Speed Ratios. The vorticity and the azimuthal velocity were found self-similar and the vortex core follows asymptotically the linear 2D diffusion law. A simple model for the helical vortex core was proposed. The presence of an axial velocity inside the vortex core was highlighted. Then, a stability study of the helical tip vortex was done using an angular velocity dependent on time to perturb the flow. The largest growth rates were found in good agreement with those of the (2D) pairing instability. Three types of modes were identified based on the perturbation frequency. The results are similar to those found in previous analytical and experimental works.

L’étude effectuée au cours de cette thèse a permis de caractériser numériquement les instabilités d’origine aérodynamique rencontrées dans un compresseur centrifuge dessiné par Turbomeca. Ce compresseur est composé d’une roue directrice d’entrée, d’un rouet centrifuge, d’un diffuseur radial et de redresseurs axiaux. Le module expérimental, dénommé Turbocel, sera accueilli au LMFA courant 2016. Le contenu de cette étude repose donc exclusivement sur des résultats numériques dont certains sont cependant comparés à des résultats expérimentaux partiels obtenus par Turbomeca sur une configuration proche. _ Le fonctionnement du compresseur est analysé à différentes vitesses de rotation, à partir de simulations RANS et URANS menées avec le code elsA. Du point de vue de la méthodologie, deux points importants sont à retenir :- Du fait du caractère transsonique de l’écoulement dans le rouet et le diffuseur radial à haut régime de rotation, les simulations RANS stationnaires ne permettent pas d’accéder à une description satisfaisante des phénomènes physiques. Cela est dû à l’utilisation d’un plan de mélange aux différentes interfaces rotor-stator qui a pour effet d’empêcher les ondes de choc de remonter à l’amont, et qui affecte tant la physique de l’écoulement que l’étendue de la plage de fonctionnement stable.- En-dessous d’un certain débit, les calculs URANS sur période machine révèlent que le comportement de l’étage n’obéit plus à la périodicité spatio-temporelle mono-canal. Une plage instable est alors obtenue à toutes les iso-vitesses simulées. A bas régime de rotation, une autre plage stable existe lorsque le compresseur est suffisamment vanné. L’étage retrouve alors une périodicité spatio-temporelle, à condition d’étendre le domaine de calcul dans le stator à deux canaux inter-aubes. En ce qui concerne les limites de stabilité de Turbocel, différentes évolutions sont décrites selon la vitesse de rotation considérée :- A haut régime de rotation, une basse fréquence commence à émerger près du point de rendement maximal et son intensité ne fait qu’augmenter jusqu.au pompage.- A bas régime, une signature basse fréquence comparable se manifeste près du point de rendement maximal mais disparaît passé un certain vannage, et n’est donc présente que sur une plage de débit délimitée. La seconde zone stable peut alors être numériquement parcourue jusqu.au pompage proprement dit. La signature basse fréquence est imputée à l’instauration d’une recirculation dans l’inducteur qui une fois établie est quasi-stationnaire. Les résultats numériques mettent en évidence que la source d’instabilité sévère sur Turbocel provient du diffuseur aubé. En fonction du point de fonctionnement, ce composant adopte des comportements différents, entre lesquels une certaine continuité existe, et ses performances chutent progressivement lorsque le débit diminue. Au final, les domaines de stabilité de l’étage de compression peuvent être reliés au type d’écoulement qui se développe dans le diffuseur radial, et apparaissent dictés par le diffuseur semi-lisse à haut régime de rotation. Enfin, afin d’étendre les plages de fonctionnement stable, une stratégie de contrôle basée sur l’aspiration de couche limite dans le diffuseur aubé a également été déterminée dans le cadre de cette thèse. Son évaluation fera l’objet d’études ultérieures sur Turbocel. / The present study aims at characterizing the aerodynamic instabilities involved in a centrifugal compressor designed by Turbomeca, by means of numerical simulation. This compressor is composed of inlet guide vanes, a centrifugal impeller, a radial vaned diffuser and axial outlet guide vanes. The test module, named Turbocel, will be delivered to the LMFA in 2016. Thus, the results presented in this manuscript are only based on CFD, although some of them are compared to experimental results obtained by Turbomeca on a close configuration.RANS and URANS simulations are performed for several rotational speeds, using the elsA software.Two methodological key points are to be emphasized:- As the flow in both the impeller and the radial diffuser is transonic at high rotational speed, steady RANS simulations cannot provide a satisfactory description of the physical phenomena taking place. This can be explained by the use of the mixing plane approach which prevents shock waves to extend upstream the rotor-stator interfaces, and which impacts the flow field predicted as well as the prediction of the stable operating range.- Below a given massflow rate, URANS simulations covering the spatial period of the compressor prove that the stage behavior does not obey to the single passage spatio-temporal periodicity anymore. An unstable operating range then appears at all the simulated rotational speeds. At low rotational speed, another stable range is however obtained if the compressor is further throttled’ A new periodicity arises on this massflow range, provided that the stator domain is extended to two neighboring blade passages. Concerning the stability domains of Turbocel, different evolutions are obtained depending on the rotational speed:- At high rotational speed, a low frequency phenomenon starts to develop near the peak efficiency point and its intensity keeps increasing until surge happens.- At low rotational speed, a low frequency signature also appears near the peak efficiency point, but it then vanishes when the compressor is further throttled, so that only a restricted operating range exhibits this instability. It then gives rise to a second stable operating range which can be described numerically, ending with surge itself. The low frequency signature is attributed to the enhancement of a flow recirculation in the inducer which, once fully established, is quasi-steady. The numerical results underline that the source of severe instability in the compressor comes from the vaned diffuser. Depending on the operating point, this component can adopt different behaviors, between which a relative continuity exists, and its performances decrease when the massflow rate decresases. The overall stage performances prove that at high rotational speed, the global stability is driven by the semi-vaneless diffuser and depends on the flow developing in the radial diffuser. Finally, in order to extend the stable operating range of the compressor, a flow control strategy based on boundary layer suction has also been determined in the diffuser. Its impact on the performances of Turbocel will be deeply studied later on.

Au cours du siècle dernier, la communauté scientifique a traité le contrôle des véhicules aériens principalement par l'élaboration de stratégies ad hoc, mais aucune approche unifiée n'a été développé jusqu'à présent. Cette thèse participe à l'élaboration d'une approche unifiée pour le contrôle des véhicules aériens en prenant en compte les forces aérodynamiques dans la conception de la commande. Nous supposons les effets aérodynamiques de rotation et les effets non stationnaires négligeables. Les actionneurs du véhicule sont supposés être composés d'une force de poussé fixée au corps pour le mouvement en translation, et d'un couple de contrôle pour la régulation d'attitude. Cette thèse se concentre ensuite sur la boucle de guidage, traitant du contrôle de la vitesse linéaire. L'un des principaux objectifs a été de déterminer la façon de réguler la force de poussée et l'orientation du véhicule pour compenser les forces extérieures. Tout d'abord nous abordons la modélisation, l'analyse et le contrôle de la dynamique longitudinale de l'avion. Ensuite nous étendons certaines de ces études aux mouvements tridimensionnels d'avions au corps symétrique, tels que les missiles. Un résultat original de cette thèse est de préciser les conditions sur la force aérodynamique permettant de reformuler le problème du contrôle dans celui de la commande d'un corps sphérique, pour lequel des résultats de stabilité peuvent être démontrés. Les lois de commande proposées intègrent des termes intégraux et anti-wind up sans reposer sur une politique de commutation entre plusieurs lois de commande. / Over the last century, the scientific community has dealt with the control of flying machines by mainly developing different strategies in relation to different classes of aircraft, and no unified control approach has been developed so far. The present thesis contributes towards the development of a unified control approach for aerial vehicles by maintaining aerodynamic forces in the control design. It is assumed, however, that the aerodynamic effects of rotational and unsteady motions are negligible, and that the means of actuation for an aerial vehicle consist of a body-fixed thrust force for translational motion and a control torque for attitude monitoring. This thesis then focuses on the guidance loop of the control problem. One of the main objectives has been to determine how to regulate the thrust intensity and the vehicle orientation to compensate for the orientation-dependent external forces. In particular, the modeling, analysis, and control of the longitudinal aircraft dynamics is first addressed. Then, some of these studies are extended to three-dimensional motions of symmetric aircraft, such as missile-like bodies. An original outcome of this thesis is to state conditions on the aerodynamic force that allow the control problem to be recasted into that of controlling a spherical body. In this case, strong stability results can be shown. The proposed control laws incorporate integral and anti-wind up terms and do not rely on a switching policy between several control laws.

Ce mémoire présente les travaux réalisés en aérodynamique afin de pouvoir disposer d’une chaîne de conception complète nécessaire au traitement des différentes problématiques sur les pales éoliennes, qui ne peuvent être pris en compte à l’aide d’une méthode unique. Afin de pouvoir faire de l’optimisation de pales en fonction de différents critères, un outil numérique simplifié (VALDAG) a été développé. Le module de simulation utilise la méthode du Disque Actif Généralisé, qui s’appuie sur la résolution des équations Navier-Stokes, complété par des corrections empiriques. Il respecte un compromis entre la précision et le coût de calcul. Cet outil pour lequel une interface web a été développée pour le rendre adapté à des travaux d’ingénierie est susceptible de se calibrer automatiquement sur une nouvelle géométrie de pale grâce à la méthode Nelder-Mead Simplex. On peut ensuite réaliser une optimisation de la performance de la pale en modifiant cette géométrie, et générer les fichiers 3D qui serviront d’entrée à la simulation 3D et de visualisation des optimisations de forme. Ces designs optimisés sont ensuite validés par des simulations DNS à l’aide de l’outil NaSCar 3D développé à l’INRIA. Cet outil résout des équations Navier-Stokes sur un maillage cartésien 3D et prend en compte des obstacles immergés via la fonction Level-Set et la pénalisation. Après des adaptations sur le traitement de la géométrie de pales, un compromis de configuration CFD est trouvé pour simuler un rotor éolien. En conclusion, ce paquet d’outils VALDAG est peu coûteux, facile à utiliser et efficace. En associant VALDAG aux simulations 3D, une chaîne de conception est complétée. / This Ph.D. thesis presents some research work on aerodynamics of wind turbine blades, in order to dispose a conception chain necessary for different problems, which cannot be treated by one unique method. A simplified numerical toolkit (VALDAG) has been developed to optimize the performance of blades in different creteria. The simulation module use the Generalized Actuator Disc model, which relies on the solution of Navier-Stokes equations and completed with empiric corrections. This tool respects a reasonable compromise between model complexity and computational reliability. An automatic calibration mechanism was implemented using the Nelder-Mead Simplex algorithm. A web users interface (WUI) is also available to adapt VALDAG for industrial engineers. Optimization is then carried on by modifying the blades’ geometry parameters and the designs optimized is stocked in files which can be used for 3D simulation and/or visualization. The blade designed with VALDAG are then simulated by a 3D numerical tool to validate previous predictions. This 3D tool called NaSCar 3D is developed in INRIA and resolve Navier-Stokes equations on to a cartesian mesh, in which the immersed obstacles are considered with the Level-Set function and the penalization method. After some necessary adaptation for the treatment of blades’ geometry, a compromise on CFD configuration is found to simulate a wind turbine rotor. To conclude, this design toolkit VALDAG is low time-costly, user-friendly and efficient. Associated with 3D simulations, a conception chain has been established.

Lors de la rentrée atmosphérique, l’écoulement raréfié de l’air autour de l’objet rentrant est régi par un modèle cinétique dérivé de l’équation de Boltzmann ; celui-ci décrit l’évolution d’une fonction de distribution des particules de gaz dans l’espace des phases, de dimension 6 dans le cas général. La simulation numérique déterministe de cet écoulement requiert donc le traitement d’une quantité considérable de données, soit un espace mémoire et un temps de calcul importants. Nous étudions dans ce travail différents moyens de réduire le coût de ces calculs. La première approche est une méthode permettant d’optimiser la taille de la grille de vitesses discrètes employée dans le calcul par une prédiction de l’allure des fonctions de distribution dans l’espace des vitesses, en supposant un faible déséquilibre thermodynamique du gaz. La seconde approche consiste à essayer d’exploiter les propriétés de préservation asymptotique des schémas Galerkin Discontinu, déjà établies dans le cadre du transport linéaire des neutrons, qui permettent de tenir compte des effets de la couche limite cinétique sans que celle-ci soit résolue par le maillage, alors que les méthodes classiques (comme les Volumes Finis) imposent l’utilisation de maillages très raffinés en zone de proche paroi. Dans une dernière partie, nous comparons les performances respectives de ces schémas Galerkin Discontinu et de quelques schémas Volumes Finis, appliqués au modèle BGK sur un cas simple, en étudiant en particulier leur comportement près des parois et les conditions aux limites numériques. / During the atmospheric re-entry of a space engine, the rarefied air flow around the body is determined by a kinetic model derived from the Boltzmann equation, which describes the evolution of a distribution function of gas molecules in the phase space, this means a 6-dimensional space in the general case. Consequently, a deterministic numerical simulation of this flow requires large computational ressources, both in memory storage and CPU time. The aim of this work is to reduce those ressources, using two different approaches. The first one is a method allowing to optimize the size of the discrete velocity grid used for the computation by a prediction of the shape of the distributions in the velocity space, assuming that the gas is close to thermodynamic equilibrium. The second approach is an attempt to use the asymptotic preservation properties of Discontinuous Galerkin schemes, already established for neutron transport, which allow to take into account the effects of kinetic boundary layers even if they are not resolved by the mesh, while classical methods (such as Finite Volumes) require very refined meshes along the direction normal to the walls. In a last part, we compare the performances of these Discontinuous Galerkin schemes with some classical Finite Volumes schemes, applied to the BGK equation in a simple case, and pay particular attention to their near-wall behavior and numerical boundary conditions.

Afin de faire face aux fortes températures rencontrées par les composantsen aval de la chambre de combustion, des prélèvements d’air plus frais sont réalisésau niveau du compresseur. Cet air alimente les cavités en pied de turbine et refroidiles disques rotor permettant d’assurer le bon fonctionnement de la turbine.Ce manuscrit présente une étude numérique de l’effet de ces écoulements de cavitéau pied de la turbine sur ses performances aérodynamiques. Les phénomènesd’interaction entre l’air de cavité en pied de turbine et l’air de veine principal est unphénomène encore difficilement compris. L’étude de ces phénomènes est réalisée autravers de différentes approches numériques (RANS, LES et LES-LBM) appliquéesà deux configurations pour lesquelles des résultats expérimentaux s ont disponibles.Une première configuration en grille d’aube linéaire en amont de laquelle différentesgéométries d’entrefer (interface entre plateforme rotor et stator) et débits de cavitépouvaient être variés. Une seconde configuration annulaire composée de deux étagesde turbine comprenant les cavités en pied et plus proche d’une configuration industrielle.Les pertes additionnelles associées à l’écoulement de cavité sont mesurées etétudiées à l’aide d’une méthode basée sur l’exergie (bilans d’énergie dans l’objectifde générer du travail). / In order to deal with high temperatures faced by the components downstreamof the combustion chamber, some relatively cold air is bled at the compressor.This air feeds the cavities under the turbine main annulus and cool down the rotordisks ensuring a proper and safe operation of the turbine. This thesis manuscriptintroduces a numerical study of the effect of the cavity flow close to the turbine hubon its aerodynamic performance. The interaction phenomena between the cav-ity andmain annulus flow are not currently fully understood. The study of these phenomenais performed based on different numerical approaches (RANS, LES and LES-LBM)applied to two configurations for which experimental results are avail-able. A linearcascade configuration with an upstream cavity and various rim seal geometries(interface between rotor and stator platform) and cavity flow rate avail-able. Arotating configuration that is a two stage turbine including cavities close to realisticindustrial configurations. Additional losses incurred by the cavity flow are measuredand studied using a method based on exergy (energy balance in the purpose togenerate work).