Cette étude s'inscrit dans le cadre du contrat franco-allemand DEUFRAKO K2 associant la SNCF et la DEUTSCH BAHN sur l'étude du bruit généré par les trains à grande vitesse. Une cavité rectangulaire peu profonde est d'abord placée dans une soufflerie bas-bruit. Les visualisations pariétales de l'écoulement et les mesures anémométriques montrent que l'écoulement se rattache sur le fond de la cavité et décolle à nouveau au passage du bord aval. Les plus fortes fluctuations de pression pariétale instationnaire (mesurées par microphones) sont aussi observées au niveau du bord aval, région dans laquelle l'intensimétrie 3D localise principales sources acoustiques. Le rayonnement acoustique révèle un spectre large bande sans phénomène de couplage entre les champs aérodynamique et acoustique. Une maquette réaliste de la baignoire à l'échelle 1/7e a ensuite été conçue et placée dans une soufflerie subsonique. Des visualisations pariétales de l'écoulement montrent une structure d?écoulement 3D très complexe. Les mesures de fil chaud indiquent une plongée très rapide de la couche de cisaillement amont vers le fond de la baignoire ainsi qu'un jet vertical intense au niveau du bord aval. Les coefficients de pression en paroi restent quasiment uniformes dans la baignoire. L'analyse spectrale révèle deux régions comportant des modes de résonance auxquels s'ajoute le STROUHAL des pantographes. L'influence des pantographes est enfin simulée via leur modélisation par deux cylindres circulaires, d'écartement et d'incidence variables, placés dans la soufflerie bas-bruit. Les expériences dévoilent de forts couplages aéroacoustiques non-linéaires (feedback) évoluant suivant ces deux paramètres. Les analyses spectrale et bispectrale de la pression acoustique mesurée en champ lointain (microphone) ainsi que les visualisations et les champs de vitesses obtenus par PIV contribuent à l'interprétation de ces phénomènes. Les expériences de chaque étude sont comparées à des simulations numériques.

Ces dernières années, les missions spatiales bénéficient d'un regain d'intérêt. Cependant, lorsqu’arrive laphase d’entrée dans l’atmosphère, nous faisons encore face à d’importantes difficultés. Afin de répondre àce problème, une nouvelle technique est proposée : le contrôle par plasma pour augmenter la force detraînée sur le véhicule et ainsi, décroître sa vitesse. Dans cette thèse, un actionneur plasma est testé danstrois écoulements supersoniques (N1(M2-8Pa), N2(M4-8Pa) and N3(M4-71Pa)) et un hypersonique (M20-0.062Pa), ces écoulements étant simulés par la soufflerie MARHy.L’actionneur plasma induit des modifications de l’écoulement autour du modèle étudié, comme unemodification de la géométrie de l’onde de choc et une augmentation de l’angle de choc. Afin de mieuxcomprendre les phénomènes gouvernant ces modifications, la pression Pitot, la température surfacique etvolumique, les données électroniques et des mesures spectroscopiques ont été analysées. Les résultatsmontrèrent que deux types d’effets interviennent : thermiques (surface et volume) et l’ionisation. De plus, il aété démontré que ces effets n’ont pas la même importance suivant les conditions d’écoulements.L’actionneur plasma lui-même a été modifié dans un but d’amélioration. En particulier, deux types degénérateurs ont été étudiés pour alimenter la cathode : DC et pulsé. Finalement, il est montré que pour unepuissance de décharge de 80 W, une augmentation de 13% de la traînée et donc, une diminution de plus de25% des flux de chaleur peuvent être attendus. Par conséquent, les actionneurs plasma semblent être descandidats idéaux pour les missions spatiales et les (r)entrées atmosphérique. / Space missions are arousing renewed interest in these recent years. However, when coming to the entryinto the atmosphere, major issues are still to be considered. To answer this problem, a new Entry DescentLanding technique is proposed: plasma actuation to increase the drag force over the vehicle body and thus,decrease its speed. In this thesis, a plasma actuator is tested in three supersonic rarefied flows (N1(M2-8Pa), N2(M4-8Pa) and N3(M4-71Pa)) and a hypersonic one (M20-0.062Pa), all generated by the wind tunnelMARHy.The plasma actuator induces flow modifications over the studied model, such as a change in the shock waveshape and an increase in the shock wave angle. In order to better understand the phenomena governingthese modifications, Pitot pressure, surface and gas temperature, electron data and spectroscopicmeasurements were analyzed. The results shown that two types of effects are involved: thermal (bulk andsurface) and ionization. Moreover, it was demonstrated that these effects had not the same importancedepending on the flow conditions.The plasma actuator was also modified in order to improve it. In particular, two types of generators wereused to biase the cathode: DC and pulsed. Finally, it was shown that, for a discharge power of 80 W, a 13%increase in the drag force could be expected and thus, a decrease in the heat load over the model body ofmore than 25%. Therefore, plasma actuators seem to be promising applications for space missions andatmospheric entries.

Le contrôle actif d’écoulement est actuellement étudié dans le but d’améliorer les performances aérodynamiques des véhicules aériens ou terrestres. La diminution de la traînée permettrait de réduire la consommation de carburants fossiles et donc l’émission des gaz à effet de serre des véhicules. Les actionneurs fluidiques sont utilisés comme dispositifs de contrôle depuis une quinzaine d’année. Le contrôle par jet synthétique semble être le plus adapté à une application sur un véhicule de série dans la mesure où l’actionneur ne doit pas être alimenté en fluide. Le travail présenté dans cette thèse combine l’expérimentation physique et la simulation numérique. Elle s’intéresse tout particulièrement au contrôle de l’écoulement autour d’un corps de Ahmed à culot droit à l’aide d’un actionneur de type jet synthétique. Les essais en soufflerie ont été essentiellement utilisés pour caractériser l’écoulement autour du corps de Ahmed et dans son sillage. L’écoulement autour de cette géométrie simplifiée de véhicule terrestre a été caractérisé par des pesées aérodynamiques, des mesures de pressions pariétales, des acquisitions des fluctuations de vitesse par anémomètrie à fil chaud et des mesures de champs de vitesse par Vélocimétrie par Images de Particules. Les grandeurs moyennes et instationnaires de l’écoulement ont ainsi pu être caractérisées. Les simulations numériques à l’aide du code de calcul elsA ont ensuite été réalisées sur une configuration similaire. Les résultats des simulations de l’écoulement non contrôlé ont été confrontés aux résultats expérimentaux. Dans le but d’agir sur la traînée, le contrôle à l’aide d’un actionneur de type jet synthétique a été réalisé sur la même géométrie. Les paramètres de contrôle tels que la quantité de mouvement, la fréquence d’actionnement et l’orientation des jets synthétiques ont été testés numériquement. Le contrôle à l’aide des paramètres testés, a entrainé une augmentation de la traînée qui est due à une réduction de la longueur de la zone de recirculation associée à une diminution de la pression pariétale au niveau du culot de la maquette. Il ressort de ce travail que le contrôle par jet synthétique à basse fréquence orienté selon le sens principal de l’écoulement semble être une voie à explorer. / Active flow control is currently studied in order to improve aerial or ground vehicle aerodynamics. Diminishing aerodynamic drag leads to a reduction of fuel consumption and so in greenhouse gas emissions of vehicles. Fluidic actuators have been used as control devices for about fifteen years. Considering the fact that the actuator does not need external fluid supply system, synthetic jet control seems to be the most suitable solution that can fit on production vehicles. This thesis combines experimental tests and numerical simulations. It tackles with the flow control around a square back Ahmed body with synthetic jet actuator. Wind tunnel tests have essentially been used to characterize the flow around and in the wake of the Ahmed body. Flow around this simplified geometry of ground vehicle has been characterized using hot wire anemometry, flush mounted pressure taps and two components Particular Image Velocimetry. The steady and unsteady features of the wake flow have thus been characterized. Simulations of this flow have been performed with the computation code elsA. Results of the simulations of the natural flow around the square back Ahmed body have been compared to experimental results. With a view to modifying the drag, flow control thanks to a synthetic jet actuator has been tested on a square back Ahmed body. Parameters of the flow control, such as momentum coefficient, actuation frequency and orientation of the synthetic jet have been numerically investigated. Results show a decrease of the circulation length leading to a diminution of the base pressure and hence to an increase of the drag. Flow control by using a low frequency with slots oriented along the mainstream seems to be a path to explore.

La nécessité d’améliorer la performance aérodynamique des véhicules aériens est à l’origine d’intenses recherches sur l’optimisation en temps réel de la forme de la voilure. Cette optimisation en temps réel ne peut être atteinte que par le morphing de la surface portante en utilisant des matériaux et des actionneurs appropriés. L’objet de cette thèse est d’étudier des actionneurs basés sur des matériaux intelligents pour l’optimisation de la performance aérodynamique sur différentes échelles de temps (d’actionnement basse fréquence et haute fréquence). Premièrement, différents types d’actionnement , qu’ils soient basse fréquence et grand déplacement grâce aux AMF ou qu’ils soient haute fréquence et faible déplacement utilisant des matériaux piézoélectrique sont considérés. Leurs effets sur l’écoulement environnant ont été analysés séparément en utilisant des mesures PIV dédiées. Les expériences ont montré la capacité de déformation de la technologie AMF sous des charges aérodynamiques réalistes. Il a été souligné que malgré la fréquence d’actionnement limitée l’hypothèse "quasi-statique" doit être soigneusement adaptée à la gamme de nombres de Reynolds de 200.000. Les mesures PIV menées derrière le bord de fuite à actionnement piézoélectrique ont montré la capacité de l’actionneur à réduire les modes d’instabilité de la couche de cisaillement. Une fréquence optimale d’actionnement de 60 Hz a été identifiée à l’aide d’une analyse en boucle ouverte. Dans un deuxième temps, une hybridation des deux technologies précédemment étudiés a été proposée. Les actionneurs utilisés, AMFs et MFCs, ont été modélisés et la capacité d’action combinée a été démontrée. Le prototype conçu, suivant le profil aérodynamique NACA4412 a été testé en la soufflerie et il a été montré que la combinaison de ces deux technologies permet d’agir sur les tourbillons de la zone de cisaillement ainsi que de contrôler la portance. / The need to improve the aerodynamic performance of air vehicles is the origin of intense research on the real-time optimization of the airfoil shape. This real-time optimization can only be achieved by morphing the airfoil using adequate materials and actuators. The object of this thesis is to study smart-material actuators for aerodynamic performance optimization on different time scales (low-frequent and high-frequent actuation). First, the effects of the distinct actuation types, low-frequency large-displacement shape-memory alloy (SMA) and high-frequency low-displacement piezoelectric, on the surrounding flow are analyzed separately using dedicated time-resolved particle image velocimetry (TR-PIV) measurements. The experiments showed the deformation capacity of the SMA technology under realistic aerodynamic loads. Furthermore, it was highlighted that despite the limited actuation frequency the “quasi-static” hypothesis has to be carefully adapted for the Reynolds number range of 200.000. The PIV measurements conducted behind the piezoelectrically actuated trailing edge showed the capacity of the actuator to reduce the shear-layer instability modes. An open-loop optimum actuation frequency of 60 Hz has been identified. Secondly, a hybridization of the two previously studied technologies has been proposed. The implied actuators, SMAs and macro fiber composites (MFCs), have been modelled and the combined actuation capacity has been demonstrated. The designed prototype NACA4412 airfoil has been tested in the S4 wind-tunnel of IMFT and it was shown that the combination of the two technologies allows acting on the shear-layer vortices as well as control the lift.

Aviation industry is continuously growing especially for very long distance flights due to the globalisation of local economies around the world and the explosive economic growth in Asia. Reducing the time of intercontinental flights from 16-20 hours to 4 hours or less would therefore make the, already booming, ultra-long distance aviation sector even more attractive. To accomplish this drastic travel time reduction for civil transport, hypersonic cruise aircraft are considered as a potential cost-effective solution. Such vehicles should also be fuelled by liquid hydrogen, which is identified as the only viable propellant to achieve antipodal hypersonic flight with low environmental impact. Despite considerable research on hypersonic aircraft and hydrogen fuel, several major challenges should still be addressed before such airliner becomes reality. The current thesis is therefore motivated by the potential benefit of hydrogen-fuelled hypersonic cruise vehicles associated with their limited state-of-the-art.Hypersonic cruise aircraft require innovative structural configurations and thermal management solutions due to the extremely harsh flight environment, while the uncommon physical properties of liquid hydrogen, combined with high and long-term heat fluxes, introduce complex design and technological storage issues. Achieving hypersonic cruise vehicles is also complicated by the multidisciplinary nature of their design. In the scope of the present research, appropriate methodologies are developed to assess, design and optimize the thermo-structural model and the cryogenic fuel tanks of long-range hydrogen-fuelled hypersonic civil aircraft. Two notional vehicles, cruising at Mach 5 and Mach 8, are then investigated with the implemented methodologies. The design analysis of light yet highly insulated liquid hydrogen tanks for hypersonic cruise vehicles indicates an optimal gravimetric efficiency of 70-75% depending on insulation system, tank wall material, tank diameter, and flight profile. A combination of foam and load-bearing aerogel blanket leads to the lightest cryogenic tank for both the Mach 5 and the Mach 8 aircraft. If the aerogel blanket cannot be strengthened sufficiently so that it can bear the full load, then a combination of foam and fibrous insulation materials gives the best solution for both vehicles. The aero-thermal and structural design analysis of the Mach 5 cruiser shows that the lightest hot-structure is a titanium alloy construction made of honeycomb sandwich panels. This concept leads to a wing-body weight of 143.9 t, of which 36% accounts for the wing, 32% for the fuselage, and 32% for the cryogenic tanks. As expected, hypersonic thermal loads lead to important weight penalties (of more than 35%). The design of the insulated cold structure, however, demonstrates that the long-term high-speed flight of the airliner requires a substantial thermal protection system, such that the best configuration (obtained by load-bearing aerogel blanket) leads to a titanium cold design of only 4% lighter than the hot structure. Using aluminium 7075 rather than titanium offers a further weight saving of about 2%, resulting in a 135.4 t wing-body weight (with a contribution of 23%, 25%, 18% and 34% from the TPS, the wing, the fuselage, and the cryogenic tanks respectively). Given the design hypotheses, the difference in weight is not significant enough to make a decisive choice between hot and cold concepts. This requires the current methodologies to be further elaborated by relaxing the simplifications. Investigation of the thermal protection must be extended from one single point to different regions of the vehicle, and the TPS thickness and weight should be considered in the structural sizing of the cold design. More generally, the design process should be matured by including additional (static, dynamic and transient) loads, special structural concepts, multi-material configurations and other parameters such as cost and safety aspects. / Doctorat en Sciences de l'ingénieur et technologie / This thesis was conducted in co-tutelle between University of Sydney and Université Libre de Bruxelles.Professor Dries Verstraete was my supervisor at the University of Sydney (so as a member of SydneyUni), but is automatically registered here as a member of ULB because he worked at ULB almost ten years ago.Ben Thornber is also a member of the University of Sydney but the application does not save it for an unknown reason. / info:eu-repo/semantics/nonPublished

The numerical modelling of the VKI-Longshot facility remains a challeng-ing task as it requires multi-physical numerical methods in order to simulate all the components. In the current dissertation, numerical tools were developed in order to study each component of the facility separately and a deep investigations of each stage of the shot were performed. This helped to better understand the different processes involved in the flow development inside this hypersonic wind tunnel. However the numerical computation of different regions of the facility treated as independent from each others remains an approximation at best.The accuracy of the rebuilding code for determining the free stream conditions and the total enthalpy in the VKI-Longshot facility was investigated by using a series of unsteady numerical computations of axisymmetric hypersonic flow over a heat flux probe. Good agreement was obtained between the numerical results and the measured data for both the stagnation pressure and the heat flux dur- ing the useful test time.The driver-driven part of the Longshot facility was modelled using the quasi one-dimensional Lagrangian solver L1d2. The three main conditions used for the experiments —low, medium and high Reynolds number —were considered.The chambrage effect due to the junction between the driver and the driven tubes in the VKI-Longshot facility was investigated. The computation showed great ben- efit of the chambrage in increasing the speed of the piston and thus the final compression ratio of the test gas.Two dimensional simulations of the flow in the driver and the driven tube were performed using Arbitrary Lagrangian Eulerian (ALE) solver in COOLFLuiD. A parallel multi-domain strategy was developed in order to integrate the moving piston within the computational domain.The computed pressure in the reservoir is compared to the one provided by the experiment and good agreement was obtained for both con- editions.Finally, an attempt was made to compute the starting process of the flow in the contoured nozzle. The transient computation of the flow showed how the primary shock initiates the flow in the nozzle before reaching the exit plan at time of 1.5 [ms] after the diaphragm rupture. The complex interactions of the reflected shocks in the throat raise the temperature above 9500 [K] which was not expected. Chemical dissociation of Nitrogen was not taken into account during this transient investigation which may play a key role considering the range of temperature reached near the throat. / Doctorat en Sciences de l'ingénieur / info:eu-repo/semantics/nonPublished

<p align="justify">Cette thèse traite de l'étude numérique et expérimentale du transport et de la déposition d'aérosols dans les poumons. La partie numérique du travail porte sur des simulations uni-, bi- et tridimensionnelles du comportement des aérosols dans la structure pulmonaire. Les simulations unidimensionnelles (1D) sont effectuées dans des modèles trompettes et multibranche similaires à ceux utilisés dans les études de transport et de mélange gazeux dans les poumons. Le dépôt total, le profil des dépôts le long des différentes générations de l'arbre bronchique ainsi que la dispersion de boli d'aérosols sont calculés en fonction de la taille des particules et du protocole respiratoire. Un bolus consiste en un faible volume d'aérosols inhalé sous la forme d'un pic de concentration au cours d'une inspiration d'air pur. Les résultats montrent les limitations intrinsèques liées aux modèles 1D quant à la description du transport des aérosols dans les poumons et suggèrent l'utilisation d'équations multidimensionnelles pour décrire le transport de particules. Des simulations bidimensionnelles (2D) sont alors développées pour décrire le comportement des aérosols dans un modèle représentatif de la zone alvéolaire du poumon humain. Les simulations montrent que les particules ne se déposent pas uniformément sur les parois alvéolaires des conduits mais qu'elles sont principalement localisées près de l'entrée des alvéoles et ceci principalement dans le cas de petites particules (diamètre inférieure à 0.5 mm). De plus, les résultats montrent que le traditionnel coefficient de dispersion utilisé dans l'approche unidimensionnelle ne peut pas être extrapolé dans la zone alvéolaire du poumon.</p><p><p align="justify">Finalement, des simulations tridimensionnelles (3D) sont réalisées dans un modèle d'un conduit pulmonaire entouré d'alvéoles et confirment la déposition largement hétérogène des aérosols calculée dans l'étude bidimensionnelle suggérant que les concentrations locales et moyennes en aérosols peuvent être substantiellement différentes.</p><p><p align="justify">Parallèlement, des données expérimentales de déposition totale et de dispersion de boli d'aérosols sont obtenues et comparées aux résultats numériques. Des indices tels que la dispersion du bolus expiré, la déposition totale ou le déplacement du mode entre les courbes de concentration des boli inspiré et expiré mesurés au niveau de la bouche ont été évalués. Des simulations numériques similaire aux tests expérimentaux sont également effectuées. Bien qu'une approche relativement simplifiée soit utilisée, il apparaît que les simulations décrivent raisonnablement bien les résultats expérimentaux.</p><p> / Doctorat en sciences appliquées / info:eu-repo/semantics/nonPublished

Ce mémoire décrit la conception, la modélisation et la commande d’un manipulateur pneumatique,fondé sur un principe de traction aérodynamique original. De puissants jets d’air verticauxpermettent de créer un flux d’air horizontal pour manipuler des objets sans contact. Les objetssont maintenus en constante lévitation sur la surface grâce à un coussin d’air, et peuvent positionnés selon trois degrés de libert´ du plan, grâce à la combinaison adéquate et distribuéede jets d’air verticaux. Nous détaillons la conception d’un prototype original de manipulateurexploitant ce principe fluidique. Ce prototype a été intégré dans une plate-forme expérimentaleafin de valider le principe de manipulation : le système permet de déplacer des objets à unevitesse atteignant 180 mm/s. Nous avons modélisé le fonctionnement de la surface selon plusieursméthodes. Un premier modèle comportemental, fond´e sur des données expérimentales, aété établi. Il permet de simuler l’´evolution de la position d’un objet sur la surface, selon un degréde liberté . Deux modèles de connaissance, fond´es sur une étude aérodynamique fondamentale,donnent l’´evolution de la position de l’objet selon respectivement deux et trois degrés de libertédu plan. Chacun des modèles a été validé expérimentalement. Nous avons synthétisé différentscontrˆoleurs afin d’asservir la position de l’objet : un premier, de type PID, et un second, de typerobuste (méthode H1). La commande de un, puis deux degrés de liberté du système, a permisd’atteindre de bonnes performances : temps de réponse d’environ 2 s et dépassement souventinférieur à 5%. Nous avons également étudié un micro-manipulateur pneumatique permettant ded´eplacer des objets de taille millimétrique selon deux directions, grâce à des jets d’air inclinés.Ces objets peuvent atteindre des vitesses de 123 mm/s. La résolution du positionnement estinférieure à 0.4 μm. / This thesis presents the design, the modeling and the control of a pneumatic manipulatorbased on an original aerodynamic traction principle. An horizontal air flow is induced by strongvertical air jets in order to manipulate objects without contact. The objects are maintained inconstant levitation on an air cushion. Three degrees of freedom positioning of the objects canbe realized thanks to the right combination of distributed air jets. The design of an originalmanipulator using this aerodynamic principle is detailed. The device has been integrated in anexperimental setup in order to validate the manipulation principle : objects can reach velocityof 180 mm/s. Several models of the system have been established. A first model, based on experimentaldata, gives the evolution of the 1 DOF-position of an object on the device. Twoother models, based on a fundamental aerodynamic study, respectively give the evolution of the2- and 3-DOF position of the objet. The three models have been validated experimentally. Inorder to control the position of the object, different controllers have been designed : a PID oneand a robust H1 one. The control of one and two degrees of freedom of the device gives goodperformances : settling time of around 2 s and overshoot less than 5% in most of the cases. Wehave also studied a micro-manipulator that is able to position millimetric sized objects, in twodirections, thanks to inclined air jets. Objects can reach velocity of 123 mm/s, and the resolutionof the positioning is less than 0.4 μm.

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.

Cette thèse présente une étude expérimentale sur un voilier instrumenté, menée pour décrire le comportement aéro-élastique des voiles et du gréement pour des navigations au portant. Les formes des voiles utilisées sont des surfaces non développables avec de fortes courbures provoquant une séparation massive de l’écoulement. De plus, les spinnakers sont des voiles fines et souples rendant l’interaction fluide-structure fortement couplée. A cause du non-respect de certaines règles de similitude, le comportement dynamique d’un spinnaker se prête mal à l’étude en soufflerie et nécessite une comparaison avec des mesures in-situ. Les simulations numériques instationnaires modélisant le comportement aéro-élastique des voiles et du gréement doivent être qualifiées et demandent également des validations. C’est pourquoi un système d’instrumentation embarquée est mis en place sur un J/80, un voilier de huit mètres de long. Il s’agit de mesurer dynamiquement la forme en navigation du spinnaker, les efforts dans les gréements dormant et courant, la répartition de pression sur la voile ainsi que le vent et les attitudes du bateau. La forme du spinnaker en navigation est obtenue grâce à un système de mesure photogrammétrique développé pendant la thèse. La précision de ce système, meilleure que 1,5%, permet de mesurer la forme générale de la voile ainsi que les déformations importantes telles que celles liées au faseyement du guindant. L’effort aérodynamique produit par le spinnaker est obtenu grâce à la mesure de l’intensité des efforts et de leurs directions aux trois extrémités (drisse, amure, écoute) ainsi que par la mesure des pressions sur la voile. Le comportement général du spinnaker est analysé en fonction de l’angle du vent apparent. Une nouvelle représentation utilisant les surfaces de Bézier triangulaires est développée pour décrire la forme tridimensionnelle du spinnaker. Quelques points de contrôles suffisent pour représenter la voile et caractériser le type de voile. Un comportement dynamique propre au spinnaker est également étudié. Le réglage supposé optimal d’un spinnaker est à la limite du faseyement, en laissant le guindant se replier légèrement. Cependant ce réglage n’a jamais été scientifiquement étudié auparavant. Nous avons montré qu’il s’agit d’une forte interaction fluide-structure tridimensionnelle où une importante dépression apparaît au bord d’attaque, qui augmente temporairement les efforts, ce qui n’est pas observé avec un réglage plus bordé. / A full-scale experimental study on an instrumented sailing yacht is conducted to better assess the aero-elastic behaviour of the sails and rigging in downwind navigations. The downwind sail shape is a non-developable surface with high curvature leading to massive flow separation. In addition, spinnakers are thin and flexible sails leading to a strongly coupled Fluid-Structure Interaction. Due to the non-respect of some rules of similitude, the unsteady behaviour of downwind sails cannot be easily investigated with wind tunnel tests that would need comparison with full-scale experiments. Moreover unsteady numerical simulations modelling the aero-elastic behaviour of the sails and rigging require validations. An inboard instrumentation system has been developed on a 8 meter J/80 sailboat to simultaneously and dynamically measure the flying shape of the spinnaker, the aerodynamic loads transmitted to the rigging, the pressure distribution on the sail as well as the boat and wind data. The shape of the spinnaker while sailing is acquired by a photogrammetric system developed during this PhD. The accuracy of this new system, better than 1.5%, is used to measure the global shape and the main dynamic deformations, such as the flapping of the luff. The aerodynamic load produced by the spinnaker is assessed by the measurements of the load magnitudes and directions on the three corners of the sail (head, tack and clew), and also by the pressure distribution on the spinnaker. The global behaviour of the spinnaker is analysed according to the apparent wind angle. A new representation using Bézier triangular surfaces defines the spinnaker 3D shape. A few control points enable to represent the sail and can easily characterise the type of sail. A typical unsteady behaviour of the spinnaker is also analysed. Letting the luff of the sail flap is known by sailors as the optimal trim but has never been scientifically studied before. It is found that it is a complex three dimensional fluid-structure interaction problem where a high suction near the leading edge occurs, producing a temporary increase of the force coefficient that would not be possible otherwise.