The Stability And Control CONfiguration (SACCON) model represents an emerging trend in airplane design where the classical tube, wing and empennage are replaced by a single tailless configuration. The challenge is to assure that these designs are stable and controllable. Nonlinear aerodynamic behavior is observed on the SACCON at higher incidence angles due to leading edge vortex structures. Active Flow Control (AFC) used in preliminary design represents a promising solution to the longitudinal stability problems and this was demonstrated experimentally on a semi span model. AFC can be used to trim the SACCON in pitch and it alters forces and moments comparable to common control surface deflections. A combination of AFC and control surface deflection may increase the overall efficiency and opens up a variety of maneuvering possibilities. This implies that AFC should be treated concomitantly with other design parameters and should be considered in the preliminary design process already and not as an add-on tool. Integral force and moment data was supplemented by observations using Pressure Sensitive Paint (PSP) and flow visualization. Two arrays of individually controlled sweeping jets, one located along the leading edge and the other along the flap hinge provided the AFC input needed to alter the flow. The array positioned over the flap-hinge of the model was most effective in stabilizing the wing by decreasing the pitching moment at lower and intermediate angles of incidence. This effect was achieved by reducing the spanwise flow on the swept back portion of the wing through jet-entrainment that also affected the leading edge vortex. Leading edge actuation showed some beneficial effects by inhibiting the formation of the leading edge vortex near the wing tip. A preliminary study using suction was carried out. The tests were carried out at Mach numbers smaller than 0.2 and Reynolds numbers based on the root chord of the model that approached 10⁶.

Cette thèse est une contribution à l'étude de l'écoulement autour d'un drone UCAV générique. L'écoulement tourbillonnaire se développant à l'extrados d'aile volante à flèche modérée peut générer des phénomènes aérodynamiques non linéaires et ainsi dégrader fortement les qualités de vol, les performances aérodynamiques et limiter le domaine de vol. Plusieurs études expérimentales en soufflerie ont été réalisées sur une maquette de drone de flèche 53° afin de décrire les phénomènes de pitch down/up et d'instabilité latérale. Une analyse détaillée des mesures PIV a permis de mettre en évidence une topologie tourbillonnaire complexe à l'origine du comportement non linéaire du drone. L'utilisation d'un critère topologique a permis la détection de sous structures tourbillonnaires et instationnaires émanant du bord d'attaque et convectées dans la couche de mélange. La compréhension de la phénoménologie de l'écoulement tourbillonnaire a été complétée par différentes simulations numériques. Ces simulations numériques ont permis de prédire globalement le comportement de l'aéronef. La deuxième partie de cette thèse concerne le contrôle de l'écoulement aérodynamique à l'extrados du drone afin d'améliorer les performances aérodynamiques. Une stratégie de contrôle par des dispositifs passifs a été évaluée expérimentalement et numériquement. La mise en place de dispositifs de contrôle aux bords d'attaque a permis une modification significative de la topologie de l'écoulement tourbillonnaire à l'extrados du drone. Ces dispositifs ont ainsi contribué à une réduction de l'influence des phénomènes aérodynamiques non linéaires sur le comportement du drone.