Le flottement des tabliers de ponts flexibles constitue l'une des instabilités aérodynamiques les plus sévères pouvant survenir lors de tempêtes de vent. Le flottement est un phénomène dit auto-excité et se caractérise par de grandes amplitudes de déplacements dynamiques qui croissent avec la vitesse de vent et qui peuvent mener à la ruine de l'ouvrage. Avec l'évolution des matériaux, des techniques de constructions et des connaissances dans le domaine du génie civil, l'augmentation de la longueur des portées des ponts a pour effet de rendre ces structures plus flexibles. Historiquement, la participation du déplacement horizontal au flottement a été considérée comme négligeable. Toutefois, l'augmentation de la flexibilité latérale du tablier jumelée au couplage des modes dû aux caractéristiques des sections de tabliers et à l'interaction avec les câbles soulève quelques doutes concernant cette hypothèse. Le modèle mathématique actuellement utilisé pour représenter les forces auto-excitées de flottement a été développé par Scanlan et Tomko [1971]. Ce modèle définit des matrices de rigidité aérodynamique et d'amortissement aérodynamique qui varient en fonction de la vitesse réduite de l'écoulement. Ces deux matrices s'ajoutent aux matrices structurales et constituent la contribution aéroélastique de l'écoulement. Quelques recherches ont mis en évidence l'aspect non linéaire du flottement en démontrant la dépendance des coefficients instationnaires à la fréquence et à l'amplitude auxquelles ils ont été extraits. Les objectifs principaux de ce projet de recherche sont d'étudier l'effet du déplacement horizontal sur le flottement, d'étudier la dépendance des coefficients instationnaires à la fréquence et à l'amplitude d'extraction et d'élaborer une méthode expérimentale et un modèle mathématique permettant l'intégration temporelle non linéaire des forces auto-excitées. Des essais en régime libre sur 6 modèles sectionnels réguliers ont d'abord été réalisés pour évaluer l'effet du déplacement horizontal sur le flottement. Par la suite, une étude paramétrique de l'effet de la fréquence et de l'amplitude auxquelles les coefficients intationnaires sont extraits a été réalisée en régime forcé harmonique. Cette étude ayant mis en évidence la dépendance de certains coefficients à ces paramètres d'extraction, une dernière étude expérimentale a été réalisée. Cette dernière a permis l'extraction de coefficients de force dynamiques à partir de mouvements cycliques à vitesses ou accélérations absolues constantes. L'intégration de ces coefficients temporels, par opposition à fréquentiels, dans un outil de calcul dynamique transitoire non linéaire a permis la mise en évidence du flottement de sections de pont atteignant des amplitudes de vibration variant en fonction de la vitesse de l'écoulement. La vitesse de flottement obtenue concorde bien avec la moyenne des prédictions calculées à l'aide de la méthode classique. Un tel modèle permettrait à moyen terme de prendre en compte l'aspect non linéaire du flottement dans un modèle dynamique transitoire complet d'un pont, y incluant également les non-linéarités de nature structurale.

La variabilité du mouvement serait apparemment essentielle au système locomoteur pour l'apprentissage de nouvelles tâches motrices, l'adaptation du mouvement à l'environnement et la réduction des stress localisés responsables des blessures par sollicitation abusive.La présente recherche fournie des données expérimentales inédites qui appuient cette dernière fonction dans un sport hautement répétitif : le cyclisme. Vingt-cinq cyclistes ont pédalé sur la route munis de pédales automatiques LOOK(TM) mesurant le flottement angulaire. Cette liberté de mouvement permet une rotation de 9À (normale à la pédale) entre le pied et le corps de la pédale. Un parcours de 20 km était effectué avec un minimum de restriction quant à la cadence et à la puissance développée. Les signaux de flottement bilatéraux ainsi collectés étaient divisés par coup de pédale pour les analyses statistiques. Une oscillation régulière du pied à chaque coup de pédale est observée en accord avec la littérature existante. De plus, entre deux coups de pédale consécutifs, l'orientation du pied change en moyenne de 2.13 « 0.86À (statistiquement différent de 0, p<0.01) sans structure apparente. Ce phénomène de repositionnement qui n'avait jamais été observé ou reporté dans la littérature constitue un exemple de variabilité de mouvement. En cyclisme, des pédales automatiques offrant du flottement favorisent la variabilité de mouvement pourraient contribuer au maintien de l'intégrité du système musculosquelettique. Cette idée doit être soutenue par un modèle tridimensionnel qui considère l'effet du flottement sur une base de temps relativement grande.

Thèse doctorat : Traitement du signal et télécommunications : Rennes 1 : 2008. / Titre provenant de la page du titre du document électronique. Bibliogr. p. [167]-182.

L'utilisation, par les ingénieurs, de portées principales de plus en plus grandes pour les ponts suspendus ou haubanés fait de l'interaction vent-structure un phénomène d'importance lors de la conception de ces ponts. Effectivement, des portées plus grandes amènent une augmentation de la flexibilité de leur tablier, ce qui les rend plus vulnérables aux instabilités aérodynamiques telles que le flottement, un phénomène auto-excité causant de grands mouvements du tablier et pouvant mener à la ruine du pont. C'est la formulation de Scanlan qui est la plus utilisée pour représenter les forces auto-excitées dans l'étude du flottement des ponts. Cette formulation ne permet pas la réalisation d'une étude du flottement en tenant compte des non-linéarités structurales et aérodynamiques. Par contre, les ponts élancés sont des structures qui ont un comportement structural non linéaire. De plus, plusieurs études ont démontré la non-linéarité des forces auto-excitées. Pour des prédictions du flottement plus réalistes, ces non-linéarités devraient être incluses dans des simulations temporelles notamment en utilisant des formulations temporelles des forces auto-excitées. Les formulations temporelles existantes comme les fonctions indicielles et les fonctions rationnelles sont difficiles à mettre en œuvre. Ce projet a donc pour but de développer une nouvelle représentation des forces auto-excitées dans le domaine temporel. Pour mieux comprendre le comportement non linéaire des forces auto-excitées, des essais sectionnels en soufflerie en régime forcé harmonique ont été réalisés pour le pont est du Grand Belt, un pont suspendu, dans le but d'étudier l'effet de l'échelle, de la vitesse du tablier et de l'amplitude du mouvement sur les coefficients instationnaires de la formulation de Scanlan. Il est montré que l'adimensionnalisation utilisée dans la formulation de Scanlan est valide par rapport à la dimension du tablier. Par contre, il a été trouvé que les coefficients instationnaires montrent un comportement non linéaire par rapport à ces deux paramètres, mais plus particulièrement pour la vitesse du tablier. Puisque les coefficients instationnaires ont un comportement non linéaire par rapport à un paramètre temporel comme la vitesse du tablier, un nouveau modèle temporel des forces auto-excitées basé sur des coefficients instationnaires temporels qui sont fonction de la vitesse et de l'accélération du tablier a été développé. Ces coefficients instationnaires temporels ont été obtenus à partir d'essais en régime forcé cyclique à vitesse absolue constante et à accélération absolue constante. Ce modèle a été utilisé pour réaliser des simulations temporelles du flottement à échelle réelle. La vitesse de flottement prédite avec l'approche des coefficients instationnaires temporels concorde bien avec la vitesse de flottement expérimentale et celle prédite en utilisant la formulation de Scanlan.

Cette étude fondamentale présente des résultats expérimentaux et numériques concernant la dynamique et la stabilité de tourbillons avec écoulement axial, pour des nombres de Reynolds modérés. La première partie de la thèse s'attache à étudier l'instabilité elliptique dans des paires de tourbillons co- et contrarotatifs, avec écoulement axial. L'étude de stabilité de deux tourbillons corotatifs de Batchelor, réalisée avec un code à éléments spectraux, a permis d'identifier clairement des modes de l'instabilité elliptique à structure spatiale complexe, pour différentes valeurs de l'écoulement axial et du nombre d'onde axial. Expérimentalement, l'instabilité elliptique a été mise en évidence dans des paires de tourbillons co- et contra-rotatifs, générées au moyen de deux demi-ailes placées dans un canal hydrodynamique. L'analyse POD (Proper Orthogonal Decomposition) d'images acquises par une caméra rapide a mené à une caractérisation précise du mode de l'instabilité observé, qui implique des perturbations avec des nombres azimutaux m=0 et m=2, remplissant la condition de résonance de l'instabilité elliptique. L'analyse numérique de stabilité des vortex expérimentaux, caractérisés par une méthode de Vélocimétrie Stéréoscopique par Images de Particules, a montré le même mode instable. Les longueurs d'onde et taux de croissance expérimentaux et numériques sont en bon accord. La deuxième partie de l'étude porte sur le "vortex meandering", abord expérimentalement en générant un vortex de bout d'aile. Une analyse détaillée des perturbations du tourbillon permet de mettre ce phénomène en relation avec la théorie de croissance transitoire des perturbations d'un vortex isolé.

En vol de croisière, le convertible (ADAV) est soumis à une instabilité de type aéroélasticité dynamique, appelée flottement gyroscopique. Ce phénomène se caractérise par un mouvement de précession du rotor qui accélère la fatigue et augmente les charges sur la structure, et dont les conséquences peuvent être catastrophiques. Le but de cette étude est de mettre en place un modèle analytique permettant de reproduire avec précision le flottement gyroscopique. Pour cela, un outil de mise en équation a été développé afin de faire évoluer le modèle analytique suivant le choix du système à étudier. Les équations de Lagrange sont utilisées et développées à l'ordre 1. Les efforts aérodynamiques du rotor sont représentés par un modèle quasi statique plan d'ordre 1. Le système final étudié est constitué de l'ensemble isolé aile - mât - rotor du convertible. Le rotor 3 pales avec liaison K, est de type gimbal, et le pas des pales s'adapte automatiquement en fonction de la vitesse d'avancement de l'appareil. Grâce aux données expérimentales obtenues en soufflerie sur une maquette constituée d'une demi - aile, le modèle analytique a été validé pour différentes configurations de vitesse d'avancement et de raideurs de l'aile. Les vitesses critiques d'apparition du flottement gyroscopique sont retrouvées, et des simulations de balayages paramétriques permettent de proposer différentes configurations sur les caractéristiques du système pour repousser la limite de stabilité

L’objectif de cette thèse est de contrôler passivement une instabilité dynamique appliquée au flottement d’un profil aéroélastique à l’aide de différents types d’Amortisseurs à Masse Accordés (AMA). Un profil 2D appelé Section Typique est utilisé tout au long de l’étude. En première partie, une étude comparative de trois modèles mathématiques d’interaction fluide/structure appliqués à la Section Typique (Theodorsen, LUVLM et UVLM) met en valeur les forces et faiblesses de chacun. Le banc d’essai aéroélastique en soufflerie, utilisé par la suite, est présenté puis identifié avec et sans vent (GVT). En deuxième partie, les calculs des vitesses critiques de Divergence, d’Inversion des Gouvernes et de Flottement sont automatisés avec le modèle Theodorsen afin de réaliser une étude paramétrique du banc d’essai et mettre en lumière les variables de conception les plus influentes. L’analyse modale présente différentes bifurcations liées au changement soudain du mode instable. Ensuite, le même algorithme est utilisé afin d’analyser la suppression du flottement à l’aide de trois géométries d’AMAs linéaires. La dernière partie présente l’étude expérimentale et numérique d’un AMA non linéaire de type Nonlinear Energy Sink (NES). La singularité de cette configuration est d’utiliser le volet en tant qu’amortisseur et ainsi, ne pas ajouter de masse (FSI-VA). En soufflerie, six comportements non linéaires sous-critiques (en deçà de la vitesse de flottement dans la configuration linéaire) sont observés, identifiés et analysés : cinq Cycles Limites d’Oscillations (LCO) et un battement non linéaire chaotique. / The aim of this thesis is to passively control a dynamic instability applied to an aeroelastic profile’s flutter using different types of Tuned Mass Dampers (TMD). A 2D profile called Typical Section is used throughout the study. In the first part, a comparative study of three mathematical models of fluid-structure interaction applied to the Typical Section (Theodorsen, LUVLM and UVLM) highlights the strengths and weaknesses of each code. The aeroelastic test bench, used subsequently, is presented and identified with and without wind (Ground Vibration Test, GVT). In the second part, critical velocities computations (Divergence, Control Surface Reversal and flutter) are automated while using the Theodorsen model in order to carry out the test bench parametrical study to highlight most influential variables. The modal analysis presents different bifurcations linked to the sudden change of the unstable mode. The last part presents the experimental and numerical studies of a nonlinear TMD called Nonlinear Energy Sink (NES). The uniqueness of this configuration consists in recycling flap’s vibrations as a flutter damper and thus, get a zero added mass. A nonlinear restoring force can be achieved by a highly nonlinear mechanism. The nonlinear structural behavior is derived analyticaly and is in good agreement with experimental torsion tests. In the wind tunnel, six subcritical nonlinear behaviors (below the flutter velocity in the linear configuration case) are observed, identified and then analyzed : five Limit Cycle Oscillations (LCO) and a chaotic nonlinear beating.

Les écoulements transsoniques rencontrés dans le cadre de la propulsion aéronautique et spatiale sont associés à l'apparition d'ondes de choc. En impactant la couche limite se développant sur une paroi, un gradient de pression adverse est généré qui conduit à l'épaississement ou au décollement de la couche limite. Lors de la vibration de la structure, l'onde de choc oscille et interagit avec la couche limite, générant une fluctuation de la pression statique à la paroi. Il s'ensuit alors un échange d'énergie entre le fluide et la structure qui peut être stabilisant ou au contraire conduire à une instabilité aéroélastique (flottement). La modélisation de la réponse instationnaire de l'interaction onde de choc / couche limite pour l'étude des interactions fluide-structure est l'objet de ce travail de recherche. Il s'appuie sur la résolution des équations de Navier-Stokes moyennées (RANS) et la modélisation de la turbulence. Les méthodes et modèles utilisés ont été validés à partir de résultats expérimentaux issus d'une tuyère transsonique dédiée à l'étude des interactions fluide-structure. Ces travaux sont ensuite appliqués à l'amélioration de la prédiction du flottement en turbomachine. Une méthode linéarisée en temps permettant la résolution des équations RANS dans le domaine fréquentiel est utilisée. Nous confirmons l'importance de la dérivation du modèle de turbulence lors de la prédiction d'une interaction forte entre une onde de choc et une couche limite décollée. Une méthode de régularisation est présentée puis appliquée aux opérateurs non dérivables du modèle de turbulence k-! de Wilcox (2006). La prédiction de la réponse instationnaire de l'interaction onde de choc / couche limite dans une tuyère est évaluée à partir de simulations bidimensionnelles et présente un bon accord avec les données expérimentales. En évaluant l'influence de la fréquence réduite, une instabilité aéroélastique de type flottement transsonique est identifiée. Un dispositif de contrôle, reposant sur la génération d'ondes de pression rétrogrades à l'aval de la tuyère, est proposé puis validé numériquement. Enfin, une méthodologie est proposée pour comprendre les mécanismes aérodynamiques conduisant au flottement. Pour cela, il a été réalisé un dessin provisoire d'une soufflante transsonique à fort taux de dilution. Cette soufflante, l'ECL5, est destinée à l'étude expérimentale des instabilités aérodynamiques et aéroélastiques. La méthodologie proposée repose sur la simulation 2D d'une coupe de tête et met à profit la linéarisation pour analyser la contribution de sources locales en fonction de la fréquence réduite, du diamètre nodal et de la déformée modale / Transonic flows, which are common in aeronautical and spatial propulsion systems, produce shock-waves over solid boundaries. When a shock-wave impacts the boundary layer, an adverse pressure gradient is generated and a thickening or even a separation of the boundary layer is induced. If the solid boundary vibrates, the shock-wave oscillates, interacts with the boundary layer and produce a fluctuation of the static pressure at the wall. This induces an exchange of energy between the fluid and the structure which can be stabilising or lead to an aeroelastic instability (flutter).The main objective of this PhD thesis is the modelling of the unsteady behaviour the simulation of the shock-wave/boundary layer interaction for fluid-structure interaction studies. To this end, simulations have been carried out to solve Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations using two equations turbulence model. The method is validated thanks to experimental data obtained on a transonic nozzle dedicated to aeroelastic studies. This method is then use to increase the predictability of flutter events in turbomachinery.A time linearised frequency-domain method is applied to RANS equations. It is shown that the unsteady behaviour of the turbulent boundary-layer contributes to the fluctuating static pressure when the shock-wave boundary layer interaction is strong. Hence, the frozen turbulence assumption is not valid and the turbulence model must be derivated. Thus, the regularisation of the non derivable operators is proposed and applied on k-? Wilcox (2006) turbulence model.The unsteady behaviour of the shock-wave/boundary-layer interaction in a transonic nozzle is evaluated thanks to 2D numerical simulations and shows good agreement with experimental data. When varying the reduced frequency an aeroelastic instability is found, known as transonic flutter. An active control device generating backward travelling pressure waves is then designed and numerically validated.Finally, a methodology is proposed to understand the aerodynamic onsets of transonic flutter. To this end, a preliminary design of a high bypass ratio transonic fan has been carried out. This fan, named ECL5, is dedicated to experimental aerodynamic and aeroelastic studies. The methodology relies on 2D simulations of a tip blade passage and uses linearisation to analyse the contribution of local sources as a function of reduced frequency, nodal diameter and mode shape

Dans la conception des turbomachines modernes, la prédiction des phénomènes aéroélastiques est devenue un point clé. La tendance à réduire la masse et à augmenter la charge des composants aérodynamiques accroit le risque de rupture. Dans un tel contexte, la compréhension et la bonne prédiction des diverses instabilités constituent un enjeu industriel et scientifique majeur. Le présent travail de recherche a pour objectif d’améliorer la prédiction des phénomènes instationnaires intervenant dans les problèmes d’aéroélasticité en turbomachines. Cette thèse est plus particulièrement axée sur la simulation de l’interaction onde de choc/couche limite. Le support d’étude est une tuyère transsonique présentant un écoulement avec des zones décollées. L’oscillation forcée de l’onde de choc est simulée grâce à une méthode de petites perturbations instationnaires couplée avec une hypothèse de turbulence variable. Cette approche est validée par comparaison avec des mesures. Elle permet une prédiction tout à fait satisfaisante du premier harmonique de pression sur la paroi de la tuyère. Ce travail a montré la nécessité de linéariser le modèle de turbulence. Le besoin de dériver le modèle de turbulence nous a amené à investiguer la modélisation faite pour prédire l’interaction onde de choc/couche limite. Un modèle de turbulence à deux équations complété par une équation de « retard » est implémenté afin de capter un déséquilibre de la turbulence. Les résultats obtenus en tuyère sont cohérents avec la théorie mais une surproduction d’énergie turbulente en présence de bord d’attaque rend le modèle inefficace pour des configurations de turbomachines. Au final, l’introduction d’un limiteur de viscosité turbulente dans un modèle de turbulence à deux équations s’avère donner de bons résultats. La méthode de dérivation du modèle est alors présentée sur le modèle de Wilcox proposé en 2008. Enfin, la technique de linéarisation est étendue à la problématique aéroélastique. Une approche de couplage fluide-structure faible est adoptée. L’oscillation structurelle des aubages suivant les modes propres est considérée mais en laissant la fréquence évoluer au cours du couplage. La nouvelle méthode utilisée s’appuie sur la construction d’un méta-modèle du comportement dynamique du fluide afin de résoudre directement le système fluide-structure couplé. Cette technique est validée sur une configuration de grille annulaire de turbine en haut subsonique et présente l’avantage d’un temps de calcul réduit. / In modern turbomachinery design, predicting aerolastic phenomena has become a key point. The development of highly loaded components, while reducing their weight, increases the risk of failure. In this context, good understanding and prediction of various instabilities are a major industrial and scientific challenge. This research work aims to improve the prediction of unsteady phenomena involved in turbomachinery aeroelasticity. This study focuses especially on the simulation of shock wave/boundary layer interaction. To begin with, a transonic nozzle separated flow is investigated. Forced oscillation of the shock wave system is simulated through a small unsteady perturbation method combined with the assumption of variable turbulence. This approach is validated against exprimental measurements. The first harmonic of pressure on the wall of the nozzle is predicted quite satisfactorily. The need to linearize the turbulence model was shown of high importance. Deriving the turbulence model, leads us to investigate the turbulence modeling performed to predict the shockwave/boundary layer interaction. A two equations turbulence model supplemented by a "time-lagged" equation is implemented to capture non-equilibrium effects of turbulence. All achieved results for a nozzle are consistent with theory, but overproduction of turbulent kinetic energy at leading edge makes the model useless for turbomachinery configurations. However, the introduction of an eddy viscosity stress limiter inside a two-equation turbulence model proves to give good results. The derivation method is thus presented on such a model, precisely on Wilcox model proposed in 2008. Finally, the linearization technique is extended to aeroelastic problems. A loose fluid-structure coupling strategy is adopted. The structural oscillation of the blades is considered for eigen-modes but frequency is free to change during coupling resolution. The new approach is based on the building of a meta-model to describe the fluid dynamic behavior in order to solve directly the coupled fluid-structure system. This technique is validated on a standard high subsonic turbine configuration and takes advantage of a reduced computation time.

Cette thèse est consacrée à l'étude d'amortisseurs passifs non linéaires innovants pour le contrôle de l'instabilité de flottement sur un profil d'aile à deux degrés de libertés. Lorsqu'un profil d'aile entre en flottement, il oscille de façon croissante jusqu'à se stabiliser sur un cycle limite dont l'amplitude peut être significative et détériorer sa structure. Le contrôle a ainsi deux objectifs principaux : retarder l'apparition de l'instabilité et réduire l'amplitude des cycles limites. Avant d'étudier l'influence des amortisseurs passifs, l'instabilité de flottement, et notamment le régime post-flottement, a été étudié. Une expérience de flottement sur une plaque plane a été menée et sa modélisation, prenant en compte le phénomène de décrochage dynamique, a été réalisée. Concernant le contrôle passif, le premier type d'amortisseur étudié est un amortisseur hystérétique réalisé à l'aide de ressorts en alliage à mémoire de forme. La caractéristique principale de tels amortisseurs est que leur force de rappel étant hystérétique, elle permet de dissiper une grande quantité d'énergie. L'objectif principal est ainsi de réduire l'amplitude des cycles limites provoqués par l'instabilité de flottement. Cet effet escompté a été observé et quantifié expérimentalement et numériquement à l'aide de modèles semi-empiriques. Le second type d'amortisseur utilisé est un amortisseur non linéaire de vibration accordé. Il est composé d'une petite masse connectée au profil d'aile à l'aide d'un ressort possédant une raideur linéaire et une raideur cubique. La partie linéaire de ce type d'amortisseur permet de retarder l'apparition de l'instabilité tandis que la partie non linéaire permet de réduire l'amplitude des cycles limites. L'influence de l'amortisseur non linéaire de vibration accordé a été étudiée analytiquement et numériquement. Il a été trouvé que l'apparition de l'instabilité est significativement retardée à l'aide de cet amortisseur, l'effet sur l'amplitude des cycles limites étant plus modeste. / The aim of this thesis is to study the effect of passive nonlinear absorbers on the two degrees of freedom airfoil flutter. When an airfoil is subject to flutter instability, it oscillates increasingly until stabilizing on a limit cycle, the amplitude of which can be possibly substantial and thus damage the airfoil structure. The control has two main objectives : delay the instability and decrease the limit cycle amplitude. The flutter instability, and the post-flutter regime in particular, were studied first. A flutter experiment on a flat plate airfoil was conducted and the airfoil behavior was modeled, taking into account dynamic stall. Regarding the passive control, the first absorber studied was a hysteretic damper, realized using shape memory alloys springs. The characteristic of such dampers is their hysteretic restoring force, allowing them to dissipate a large amount of energy. Their main goal was thus to decrease the limit cycle amplitude caused by the flutter instability. This expected effect was observed and quantified both experimentally and numerically, using heuristic model. The second absorber studied was a nonlinear tuned vibration absorber. This absorber consists of a light mass attached to the airfoil through a spring having both a linear and a cubic stiffness. The role of the linear part of such absorber was to repel the instability threshold, while the aim of the nonlinear part was to decrease the limit cycle amplitude. It was found, analytically and numerically, that the instability threshold is substantially shifted by this absorber, whereas the limit cycle amplitude decrease is relatively modest.