Cette thèse propose la reformulation et l'implantation d'une méthode simplifiée de prévision de la transition laminaire-turbulent naturelle, la méthode des paraboles. Elle s'appuie sur une base de donnée pour fournir une expression analytique des taux d'amplification de perturbations modales de la couche limite. Ces perturbations prennent naissance dans la couche limite à travers un mécanisme de réceptivité, puis connaissent une croissance linéaire suivie d'interactions non-linéaires qui conduisent à la transition vers la turbulence.La méthode du facteur-N permet la prévision de la position de transition en supposant qu'elle a lieu quand l'amplification linéaire totale d'un mode des perturbations a atteint une amplitude critique.L'amplification totale est obtenue en intégrant les taux d'amplifications des perturbations le long de la ligne de courant extérieure à la couche limite.Cette formulation intégrale n'est pas adaptée aux codes RANS et ces travaux proposent une reformulation de la méthode du facteur-N sous forme d'équation de transport, dont le terme source dépend du taux d'amplification des perturbations donné par la méthode des paraboles.Le modèle qui en résulte (N-sigma-P ou NSP) permet de déterminer si un point donné est en amont ou en aval du point de transition et ainsi de prévoir la position de transition, pour des configurations où la transition est déclenchée par des modes longitudinaux (ondes de Tollmien-Schlichting) ou transverses (crossflow). / A simplified laminar-turbulent transition prediction method (the so-called parabolas method) is recast into a RANS compatible formulation.The parabolas method is a database approach that gives an estimation of the growth rates of modal perturbations growing in the boundary layer.These perturbations rise through a process called receptivity and undergo a linear modal growth, followed by non-linear interactions that lead to a breakdown to transition. The N-factor (or e-to-N) method predicts the transition location under the assumption that transition occurs when the total linear growth of a mode reaches a prescribed threshold. This total growth is obtained via an integration of a mode's growth rate along the boundary-layer edge streamline. This classical integral formulation is not suitable in a RANS context and is therefore recast into a set of transport equations whose source terms depend on the growth rates given by the parabolas method.The resulting model (N-sigma-P or NSP) predicts if a given point in the flow field is up- or downstream of the transition location. It has been validated for cases where transition was triggered by longitudinal (Tollmien-Schlichting) and crossflow modes.

Cette thèse vise à étudier les effets de la transition laminaire - turbulent et du contrôle actif de l’angle de calage des pales sur les performances de l’hydrolienne à axe transverse SHIVA (Système Hydrolien Intelligent à Variation d’Angle) développée à l’institut de Recherche de l’Ecole-Navale (IRENav). L’écoulement transitionnel autour d’un hydrofoil est, d’abord étudié en comparant des résultats expérimentaux et numériques. Les résultats expérimentaux ont été obtenus dans le tunnel hydrodynamique de l’IRENav. La transition s’effectue par un mécanisme de bulbe de séparation laminaire. Les comparaisons sont fondées sur l’analyse locale des pressions, des profils de vitesse dans la zone du bulbe de séparation laminaire et sur l’analyse des portances, traînées et moments mesurés sur un profil fixe et en mouvement de tangage forcé. Des calculs RANS 2D, avec et sans modèle de transition (ɣ— Reo), RANS 3D et LES 2.5D ont été menés afin de comparer les approches et évaluer la précision des simulations. L’étude montre que le modèle de transition ɣ — Reo améliore nettement les résultats obtenus par rapport à un modèle tout turbulent (k — w SST) dans le cas d’un écoulement transitionnel. L’influence de la transition laminaire - turbulent sur les performances de la turbine SHIVA est ensuite étudiée en comparant les résultats de calculs effectués avec et sans modèle de transition. L’approche est bidimensionnelle. L’utilisation du modèle de transition est intéressante au paramètre d’avance ʎ = 2 pour lequel les pales subissent un décrochage dynamique important. Le développement du tourbillon de bord d’attaque, favorisé par le modèle de transition, permet en effet une meilleure prédiction du décrochage. Les valeurs de ʎ supérieures sont moins concluantes du fait de la prédiction d’une tramée trop faible par le modèle de transition. Enfin, l’influence du contrôle actif du calage des pales sur les performances de la turbine est étudiée au point de fonctionnement optimal de la turbine ʎ = 3. Des lois de calage avancées sont développées, permettant d’agir indépendamment sur la moitié amont ou aval de la turbine. La meilleure loi testée permet une augmentation du coefficient de puissance de 34% tout en lissant la répartition du couple. / This work studies the laminar-turbulent transition and the pitch control effects on the performances of a vertical axis tidal turbine (SHIVA) developed at the French naval academy research institute. Firstly, experimental and numerical results are compared to study the transitional flow around a hydrofoil. The experiments were carried out in the hydrodynamic tunnel of the French naval academy research institute and the laminar-turbulent transition was triggered by a laminar separation bubble mechanism. Comparisons are based on the local analysis of pressure data and velocity profiles in the vicinity of the laminar separation bubble. Lift, drag and moment coefficients measured on a fixed hydrofoil and on a hydrofoil undergoing a pitching movement are also used for comparison. 2D RANS calculations carried out with or without a transition modal (ɣ — Reo), 3D RANS calculations and 2.5D LES calculations were run so as to assess the accuracy of each type of simulation. This study shows that the ‘y Reo transition modal clearly improves the accuracy of the results compared to a fully turbulent turbulence model (k— w SST) when considering a transitional flow. The influence of the laminar-turbulent transition on the performance of the SHIVA turbine is then studied. Results of 2D calculations run with and without transition model are compared. The use of the transition modal is relevant at the tip speed ratio value ʎ = 2 for which the blades undergo dynamic stall. The transition modal leads to a better prediction of the leading edge vortex development and then allows a better prediction of the dynamic stall. The use of the transition model at higher ʎ values is less relevant since the transition modal appears to predict a drag too low. Finally, the effect of the pitch control on the SHIVA turbine performance is .studied at ʎ = 3, for which the power coefficient is the highest. Advanced pitching laws are developed to modify the blades’ angle of attack independently on the upstream and downstream halves of the turbine. The best pitching law tested in this study leads to an improvement of the power coefficient by 34% and smooths the torque distribution.

The transition from a laminar to a turbulent flow strongly modifies the boundary layer properties.Understanding the mechanisms leading to transition is crucial to reliably predict aerodynamicperformances. For boundary layers subjected to high levels of external disturbances, the naturaltransition due to the amplification of the least stable mode is replaced by an early transition, calledBypass transition. This is the result of non-normal mode interactions that lead to a phenomenon oftransient growth of disturbances. These disturbances are known as Klebanoff modes and take theform of streamwise velocity streaks.This thesis aims at understanding this linear mechanism of transient growth and quantifying itsinfluence on the classical modal amplification of disturbances. This is done by computing theso-called optimal perturbations, i.e. the initial disturbances that undergo maximum amplificationin the boundary layer.These optimal perturbations are first determined for two-dimensional compressible boundary layersdeveloping over curved surfaces. In particular, we show that Klebanoff modes naturally evolvetowards Görtler vortices that occur over concave walls. Three-dimensional boundary layers arethen considered. In such configurations, transient growth provides an initial amplitude to crossflowvortices. Finally, applying the tools developed in this thesis to new flow cases such as swept wingsprovides further understanding of the phenomenon of transient growth for realistic geometries. / Le passage du régime laminaire au régime turbulent s’accompagne d’importantes modifications despropriétés physiques de la couche limite. La détermination précise de la transition est donc crucialedans de nombreux cas pratiques. Lorsque la couche limite se développe dans un environnementextérieur faiblement perturbé, la transition est gouvernée par l’amplification du mode propre le moinsstable. Lorsque l’intensité des perturbations extérieures augmente, des interactions multimodalesentraînent une amplification transitoire des perturbations. Ce phénomène peut conduire à unetransition prématurée, appelée transition Bypass. Les perturbations prennent alors la forme destries longitudinales de vitesse appelées modes de Klebanoff.L’objectif de cette thèse est d’étudier ce mécanisme linéaire de croissance transitoire et soninfluence sur l’amplification modale classique des perturbations. Cela passe par la déterminationdes perturbations les plus amplifiées au sein de la couche limite, appelées perturbations optimales.Ces perturbations optimales sont d’abord calculées pour des couches limites bidimensionnelles etcompressibles se développant sur des surfaces courbes. En particulier, on montre que les modes deKlebanoff évoluent vers les tourbillons de Görtler qui se forment sur des parois concaves. Le cas plusgénéral de couches limites tridimensionnelles est ensuite envisagé. Pour de telles configurations, lacroissance transitoire fournit une amplitude initiale aux instabilités transversales. Enfin, l’applicationdes outils développés dans cette thèse fournit de nouveaux résultats pour des cas d’écoulementsautour de géométries réalistes comme une aile en flèche.

Ce travail s’inscrit dans le cadre de la prévision des oscillations de pression interne des moteurs à propergol solide. Il consiste à étudier la transition laminaire-turbulent de l’écoulement interne,modélisé par celui dans un conduit cylindrique à paroi débitante, et son lien avec l’instabilité naturelle de cet écoulement, le Vortex Shedding Pariétal (VSP). La démarche s’est organisée en trois temps. Des mesures antérieures sur un montage gaz froid, reproduisant l’écoulement modèle,sont analysées afin de mettre en évidence la transition laminaire-turbulent. Cette transition est ensuite imposée dans des simulations URANS afin de permettre l’étude de son influence sur les modes VSP. Enfin, une approche LES est mise en place pour simuler le développement de la transition dans les conditions de l’expérience ; dans ce but, une stratégie de perturbation spatiale de l’écoulement est utilisée. Cette étude met en avant quatre résultats principaux. La transition laminaire-turbulent découle de l’amplification spatiale des modes VSP. La simulation de ce processus met en évidence une forte influence de la perturbation numérique ajoutée à l’écoulement. D’autre part, les simulations URANS montrent que la transition réduit l’amplification des modes VSP et les oscillations de pression interne résultantes. Le rôle de la transition dans l’absence d’oscillations de pression lorsque le domaine a un grand rapport d’aspect, jusqu’alors supposé dans la littérature,est ainsi confirmé. Une particularité importante de cette transition est qu’elle dépend de la position radiale, l’écoulement étant turbulent près de la paroi débitante et laminaire au cœur. / The present work is related to the prediction of oscillations in solid rocket motors inner flow. It consists in a study of the laminar-turbulent transition of the motor’s inner flow, which is represented by a cylindrical injection-driven flow, and the relation between this phenomenon and the natural instability named Parietal Vortex Shedding (PVS). Three aspects have been analyzed.First of all, previous cold-gas experiments – reproducing the injection driven flow – are analyzed in order to highlight the transition laminar-turbulent transition. This transition is then imposedin URANS simulations to enable a study of its influence on the PVS modes. Finally, Large Eddy Simulations are performed to simulate the laminar-turbulent process. A strategy based on spatial steady disturbances is used to ease this process. The mains conclusions of this work are the following ones. The laminar-turbulent transition is a consequence of the spatial amplification of PVS modes. Simulations of this process highlight a strong influence of the injected numerical disturbances. The URANS simulations show that this transition reduces the amplification of PVSmodes, and the resulting pressure oscillations levels. These results confirm the role of the transitionin the absence of pressure oscillations when the motor cavity is long. A distinctive feature ofthis transition is its dependence on the radial position, which leads to the coexistence of a laminar region in the channel core and a turbulent region near the injecting wall at a given axial position.

On se propose d'analyser le régime transitoire de décrochage à l'aide de la simulation numérique instationnaire de type DNS. Cette approche permet de reproduire avec fidélité l'écoulement dans la région critique de Bulbe de Décollement Laminaire au bord d'attaque, encore impossible à modéliser ou mesurer avec précision. Après une étape de validation, la sensibilité du BDL au niveau de turbulence extérieure est étudiée et comparée favorablement à celle établie récemment dans la littérature. La phase d'établissement du décollement massif depuis le BDL est reproduite en réalisant de petites variations d'incidence à travers l'angle critique d'apparition du décrochage. Ce raisonnement "aux petites perturbations" permet de reproduire l'éclatement du BDL communément rattaché au décrochage statique. La déstabilisation de la région de BDL est alors étudiée à l'aide d'une base de données instationnaires et moyennes qui permet pour la première fois de rendre compte des déformations 3D du BDL. Conservant ce protocole, et faisant varier la vitesse du profil, on est en mesure d'évaluer l'influence de cette dernière sur le régime transitoire. Des mouvements de rotation de plus forte amplitude angulaire ont permis de mettre en évidence un mécanisme de décrochage sensiblement différent du précédent. La couche de mélange surplombant le BDL s'enroule alors pour donner naissance à un tourbillon énergétique (Leading Edge Vortex), communément associé au décrochage dynamique. Enfin, l'analyse du champ de vitesse moyen a permis de valider un critère empirique d'apparition de l'éclatement du BDL, qui s'est révélé pertinent aussi bien pour les mouvements de faible amplitude que ceux plus amples.

Lors d’un vol hypersonique (Mach 6, 20 km d’altitude) la couche limite se développant sur l’avant-corps d’un véhicule hypersonique est laminaire. Cet état cause un désamorçage du moteur (statoréacteur) assurant la propulsion du véhicule. Pour pallier ce problème, il faut forcer la transition de la couche limite á l’aide d’un dispositif de contrôle dont l’effet est permanent (passif) ou modulable (actif) pendant le vol. Dans ce travail, nous analysons l’efficacité d’un dispositif actif d’injection d’air á la paroi pour forcer la transition de la couche limite sur un avant-corps générique. L’interaction jet d’air/couche limite est simulée numériquement avec une approche aux grandes échelles (LES). Une étude paramétrique sur la pression d’injection permet de quantifier l’efficacité du jet á déstabiliser la couche limite. L’influence des conditions de vol (altitude, Mach) sur la transition est également étudiée. Une analyse des résultats de simulation par Décomposition en Modes Dynamiques (DMD) est menée pour comprendre quels sont les modes dynamiques responsables de la transition et les mécanismes sous-jacents. Des essais dans la soufflerie silencieuse de l’université de Purdue (BAM6QT) ont été effectués pour tester expérimentalement l’efficacité des dispositifs passifs (rugosité isolée en forme de losange) et actifs (mono-injection d’air) pour faire transitionner la couche limite. Une peinture thermo-sensible et des capteurs de pression (PCB, Kulite) ont été utilisés pour déterminer la nature de la couche limite. Les résultats de ce travail montrent qu’une injection sonique suffit pour forcer la couche limite. On observe des essais, que pour une même hauteur de pénétration, les rugosités isolées sont moins efficaces que les jets (mono injection) pour déstabiliser la couche limite. / During a hypersonic flight (Mach 6, 20 km altitude), the boundary layer developing on the forebody of a vehicle is laminar. This state may destabilize the scramjet engine propelling the vehicle. To overcome this problem during the flight, the boundary layer transition has to be forced using a control device whose effect is fixed (passive) or adjustable (active). In this work, we analyze the efficiency of a jet in crossflow in forcing the boundary layer transition on a generic forebody. The flow is computed with a Large Eddy Simulations (LES) approach. A parametric study of the injection pressure allows the efficiency of the jet in tripping the boundary layer to be quantified. The influence of flight conditions (Mach, altitude) on the transition is also studied. Dynamic Mode Decomposition (DMD) is applied to the simulation results to determine the transition leading to dynamic modes and to understand underlying transition mechanisms. Experiments in the Purdue University quiet wind tunnel (BAM6QT) were performed to quantify the efficiency of a passive transition device (diamond roughnesses) and an active transition device (single air jet) in tripping the boundary layer. A thermo-sensitive paint and pressure transducers (Kulite, PCB) were used to determine the state of the boundary layer on the generic forebody. Experimental and numerical results show a sonic injection is sufficient to induce transition. We observe from the experiments that for the same penetration height, a single roughness is less efficient than a single air jet in destabilizing the boundary layer.

Les objectifs de cette thèse sont d'étudier les capacité prédictive des méthodes statistiques URANS et hybrides RANS-LES à modéliser des écoulements complexes à haut nombre de Reynolds et de réaliser l'analyse physique de la turbulence et des structures cohérentes en proche paroi. Ces travaux traitent de configurations étudiées dans le cadre des projets européens ATAAC (Advanced Turbulent Simulation for Aerodynamics Application Challenges) et TFAST (Transition Location Effect on Shock Wave Boundary Layer Interaction). Premièrement, l'écoulement décollé autour d’une configuration de cylindre en tandem, positionnés l'un derrière l’autre, est étudiée à un nombre de Reynolds de 166000. Un cas statique, correspondant schématique aux support de train d'atterrissage, est d’abord considéré. L’interaction fluide-structure est ensuite étudiée dans le cas dynamique, dans lequel le cylindre aval possède un degré de liberté en translation dans la direction perpendiculaire à l'écoulement. Une étude paramétrique est menée afin d'identifier les différents régimes d'interaction en fonction des paramètres structuraux. Dans un deuxième temps, la physique du tremblement transsonique est étudiée au moyen d’une analyse temps-fréquence et d’une décomposition orthogonale en modes propres (POD), dans l’intervalle de nombre de Mach 0.70–0.75. Les interactions entre le choc principal, la couche limite décollée par intermittence et les tourbillons se développant dans le sillage, sont analysées. Un forçage stochastique, basée sur une réinjection de turbulence synthétique dans les équations de transport de l’énergie cinétique et du taux de dissipation générée à partir de la reconstruction POD, a été introduit dans l’approche OES (organised-eddy simulation). Cette méthode introduit une modélisation de la turbulence “upscale" agissant comme un mécanisme de blocage par tourbillons capable de prendre en compte les interfaces turbulent/non-turbulent et de couches de cisaillement autour des géométries. Cette méthode améliore grandement la prédiction des forces aérodynamiques et ouvre de nouvelles perspectives quant aux approches de type moyennes d’ensemble pour modéliser les processus cohérents et aléatoires à haut nombre de Reynolds. Enfin, l'interaction onde de choc/couche limite (SWBLI) est traitée, dans le cas d’un choc oblique à nombre de Mach 1.7, contribuant aux études de "design d'ailes laminaires" au niveau européen. Les performances des modèles URANS et hybrides RANS-LES ont été analysées en comparant, avec les résultats expérimentaux, les valeurs intégrales de la couche limite (épaisseurs de déplacement et de quantité de mouvement) et les valeurs à la paroi (coefficient de frottement). Les effets de la transition dans la couche limite sur l’interaction choc/couche limite sont caractérisés. / This thesis aims at analysing the predictive capabilities of statistical URANS and hybrid RANS-LES methods to model complex flows at high Reynolds numbers and carrying out a physical analysis of the near-region turbulence and coherent structures. This study handles configurations included in the European research programmes ATAAC (Advanced Turbulent Simulation for Aerodynamics Application Challenges) and TFAST (Transition Location Effect on Shock Wave Boundary Layer Interaction). First, the detached flow in a configuration of a tandem of cylinders, positionned behind one another, is investigated at Reynolds number 166000. A static case, corresponding to the layout of the support of a landing gear, is initially considered. The fluid-structure interaction is then studied in a dynamic case where the downstream cylinder, situated in the wake of the upstream one, is given one degree of freedom in translation in the crosswise direction. A parametric study of the structural parameters is carried out to identify the various regimes of interaction. Secondly, the physics of the transonic buffet is studied by means of time-frequency analysis and proper orthogonal decomposition (POD), in the Mach number range 0.70–0.75. The interactions between the main shock wave, the alternately detached boundary layer and the vortices developing in the wake are analysed. A stochastic forcing, based on reinjection of synthetic turbulence in the transport equations of kinetic energy and dissipation rate by using POD reconstruction, has been introduced in the so-called organised-eddy simulation (OES) approach. This method introduces an upscale turbulence modelling, acting as an eddy-blocking mechanism able to capture thin shear-layer and turbulent/non-turbulent interfaces around the body. This method highly improves the aerodynamic forces prediction and opens new ensemble-averaged approaches able to model the coherent and random processes at high Reynolds number. Finally, the shock-wave/boundary-layer interaction (SWBLI) is investigated in the case of an oblique shock wave at Mach number 1.7 in order to contribute to the so-called "laminar wing design" studies at European level. The performance of statistical URANS and hybrid RANS-LES models is analysed with comparison, with experimental results, of integral boundary-layer values (displacement and momentum thicknesses) and wall quantities (friction coefficient). The influence of a transitional boundary layer on the SWBLI is featured.