Séminaires DAEP 2021

Tackling the Complex Dynamics of Unsteady Flows

• Lundi 13 décembre 2021 - 15h00 - salle 38.037 - par Kunihiko Taira

Controlling the behavior of flows around air, marine, and ground vehicles can greatly enhance their performance, efficiency, and safety. The high-dimensionality, strong nonlinearity, and multi-scale properties of these flows make effective their control a tremendous challenge. Without the reduction of the state variable dimension and extraction of important dynamics, the application of dynamical systems and control theory for flow control remains a difficult task. We focus on developing physics-based approaches to model and control complex fluid flows by leveraging modal analysis, data science, network science, machine learning, and high-performance computing. Equipped with these toolsets, we extract essential dynamics to facilitate the development of sparse and reduced-order models to design flow control techniques for high-dimensional unsteady fluid flows. We discuss some of the challenges and successes in characterizing, modeling, and controlling unsteady bluff-body wakes and stalled flows over wings. The techniques developed here are validated with DNS and LES.

Impact du changement climatique sur l’aviation : performances au décollage

• Vendredi 10 décembre 2021 - 11h00 - salle 38.051 - par Audrey Gossard

Mon stage, qui s’inscrit dans le projet ICCA (Impact du changement climatique sur l’aviation), a pour but d’étudier l’influence de paramètres atmosphériques sur le décollage des avions. Plus précisément, on étudie l’influence de l’humidité et de la température sur le poids maximum de décollage. En effet, l’augmentation des températures et de l’humidité a tendance à diminuer la poussée moteur, ce qui augmente la distance de décollage nécessaire. A distance de décollage fixée, on s’intéresse au poids maximum de décollage, qui est alors réduit.

Pour cela, on utilise un modèle moteur thermodynamique simplifié afin de modéliser le comportement moteur soumis aux variations des paramètres atmosphériques. Par ailleurs, on exploite les données journalières d’humidité et de température du modèle CNRM-CM6.
Nous avons mené une étude de propagation d’incertitudes qui vise à propager les incertitudes des paramètres atmosphériques dans le modèle afin de connaître les incertitudes sur le poids maximum de décollage, suivant différents scénarios climatiques, différentes périodes, et différents aéroports dans le monde.

De plus, nous avons mené une analyse de sensibilité sur le poids maximum de décollage par rapport à l’humidité et à la température afin de mesurer et de comparer l’impact de ces deux variables. En particulier, nous nous sommes concentrés sur la prise en compte de la dépendance entre ces deux variables, et de l’influence de cette dépendance sur les résultats d’analyse de sensibilité.

L’instabilité du jet sifflant

• Vendredi 22 octobre 2021 - 10h00 - salle 38.137 - par David Fabre (IMFT)

L’écoulement d’un fluide passant à travers un orifice dans une plaque (ou plusieurs orifices successifs) peut conduire à des sifflements puissants. Ce mécanisme se rencontre dans quelques applications, certaines anecdotiques ou le sifflement est recherché (sifflet de la bouilloire, appeaux, ...), mais aussi dans des situations industrielles ou le sifflement est généralement néfaste.
Dans ce séminaire je ferai une synthèse d’activités menées sur ce sujet dans nos équipes, par voie principalement numérique et théorique mais aussi expérimentale.
J’expliquerai tout d’abord que le concept clé permettant de caractériser le comportement du jet dans des régimes instationnaires est l’impédance du jet, et que celle-ci permet de prédire deux types d’instabilités, une instabilité « conditionnelle » nécessitant une rétroaction acoustique, et une instabilité « purement hydro » susceptible de se produire même en l’absence de rétroaction acoustique. Je présenterai une méthode basée sur les équations de Navier-Stokes linéarisées qui permet de prédire efficacement cette impédance, et permet de plus d’expliquer que l’origine du mécanisme est lié (dans le cas d’un unique trou dans une plaque suffisamment épaisse) à une instabilité de la zone de recirculation formée dans l’épaisseur de la plaque. L’étude de cette impédance permet par la suite de conduire une étude paramétrique complète du phénomène permettant d’identifier les conditions d’instabilité en fonction des nombres de Reynolds et de Mach, de la géométrie du trou et éventuellement des propriétés d’un résonateur acoustique placé en amont. Pour finir je présenterai les résultats d’une étude expérimentale préliminaire pour une configuration a deux trous.

Méthode numérique basse fidélité pour l’aéroélasticité de pales souples

• Vendredi 21 mai 2021 - 11h00 - salle 38.137 et Hyflex - par Vincent Proulx -Cabana

Une simulation aéroélastique requiert une modélisation aérodynamique des efforts et une réponse structurelle. Les méthodes potentielles, couramment utilisées dans les logiciels de prédiction aérodynamiques rapides, sont dites de basse fidélité comme elles sont basées sur les hypothèses d’écoulement potentiel, soit incompressible et non visqueux. La Vortex Lattice Method (VLM) est l’une des méthodes potentielles les plus simples et rapides, puisqu’elle ne requiert la discrétisation que de la ligne de cambrure des surfaces portantes. L’ajout d’un couplage non-linéaire rapide permet de s’affranchir localement de certaines des limitations des écoulements potentiels en introduisant des effets non linéaires comme des effets de viscosité ou transsoniques contenus dans une base de données du profil 2D. Pour une simulation aérodynamique 3D d’une aile rotative, une méthode instationnaire au sillage libre est préférée si aucune hypothèse sur la forme du sillage ne veut être utilisée. La méthode Unsteady Vortex Lattice Method (UVLM) peut être employée, mais les résultats peuvent être affectés par une déformation substantielle des panneaux de sillage pour les longues simulations ou à proximité d’obstacles. Pour éviter ce problème, les panneaux de vortex peuvent être convertis en particules (VPM) libres de se déplacer indépendamment de leurs voisins. Malheureusement, la VPM introduit deux difficultés supplémentaires, c’est-à-dire des instabilités numériques et l’augmentation drastique du coût de calcul de l’évolution du sillage qui est une opération d’ordre O(n^2), où n est le nombre de particules. La complexité numérique peut être réduite à l’ordre O(n) grâce à l’implémentation de la Fast Multipole Method (FMM) qui est très bien adaptée pour les simulations de particules. La stabilité de la VPM est atteinte en introduisant de la dissipation visqueuse dans le sillage. Dans ce travail, cette dissipation est effectuée avec la Particle Strength Exchange (PSE) qui est une approximation intégrale de l’opérateur de diffusion dans laquelle on ajoute une viscosité LES à la viscosité de l’air pour stabiliser les simulations. Cette méthode aérodynamique rapide obtient, à une fraction de la complexité numérique, des résultats comparables aux résultats expérimentaux et numériques de plus haute fidélité provenant du 2nd Hover Prediction Workshop réalisé sur un rotor de S76 de 4 pales en vol stationnaire. Les résultats de cette méthode sont également comparés aux résultats expérimentaux en effet de sol. Les efforts aérodynamiques prédits par cette méthode sont ensuite couplés à une modélisation élément finis par éléments de poutre représentant la rigidité des pales afin d’en modéliser les déformation. La représentation par élément finie est conservée dans le domaine temporel plutôt que fréquentiel afin de conserver la simulation des non linéarités, faciliter le couplage avec la UVLM et en prévision d’un futur contrôle des instabilités aéroélastiques. Le couplage doit être itéré, puisque la forme de la géométrie affecte le calcul aérodynamique, qui à son tour modifie le calcul des déformations. La force centrifuge interne induite par la rotation est appliquée ponctuellement à chaque nœud de la structure élément fini. Un facteur de relaxation est appliqué à la mise à jour des déplacements dans le couplage aéroélastique pour en assurer la convergence. Pour l’instant, les simulations sont limitées à des cas quasi stationnaires, puisque le modèle élément fini instationnaire n’a pas encore été implémenté. L’utilisation de ce couplage aéroélastique quasi stationnaire devrait permettre de déterminer la déflexion et la rotation d’une pale dans un cas de chargement stationnaire comme un vol en surplace.

Experimental study of the Richtmyer-Meshkov instability-induced turbulent mixing

• Vendredi 7 mai 2021 - 11h00 - salle 38.137 et Hyflex - par Marta Rasteiro Dos Santos

Tribulations du canal inter-turbine

• Vendredi 30 avril 2021 - 11h00 - salle 38.137 et Hyflex - par Alessio Firrito

Aujourd’hui (plus que dans les années 70), la conception des moteurs vise à diminuer la consommation de carburant, à la fois pour satisfaire la règlementation aéronautique, mais surtout pour augmenter la rentabilité de l’avion, en diminuant l’impact du cout de carburant dans les frais d’exploitation de l’aéronef (de l’ordre de 37% aujourd’hui). Un des leviers disponibles est l’amélioration des rendements des composants qui constituent le moteur, en particulier les turbines de haute et basse pression.

L’évolution des moteurs au cours des années a amené à développer des turbines de haute et de basse pression qui ont des besoins différents : l’intégration des deux, au moyen d’un canal inter-turbine, est de plus en plus compliquée. L’aérodynamique du canal inter-turbine est complètement 3D ; l’écoulement quittant la turbine de haute pression est très hétérogène en pression et température, et les hauts niveaux de turbulence rendent cette pièce particulièrement sensible aux conditions limites, lesquelles sont souvent mal maitrisées.

D’un point de vue industriel, la prédiction de la performance de ce composant est cruciale, mais elle reste compliquée à calculer avec les « best practice » de l’industrie. Plusieurs pistes d’investigation sont proposées, avec une simplification de la géométrie pour isoler et étudier un phénomène en particulier.

Étude des écoulements dans les cavités en sommet de roue mobile de turbine basse pression

• Vendredi 9 avril 2021 - 11h00 - salle 38.137 et Hyflex - par Maxime Perini

Dans un contexte de réchauffement climatique, le secteur de l’aéronautique doit réduire ses émissions de CO2. Depuis plusieurs années maintenant, de nombreuses réglementations vont dans ce sens et font évoluer cette industrie. Les motoristes ont fortement été impactés par cela et doivent aujourd’hui faire face à des défis importants. Pour remplir ces objectifs, chaque module constituant le moteur voit ses performances poussées à l’optimum dans l’optique d’augmenter le rendement des moteurs. Les technologies actuelles ont permis d’atteindre des niveaux de rendement très élevés rendant toute amélioration atteignable au prix d’un effort de recherche et de développement de plus en plus important. Ainsi après avoir optimisé le rendement des turbomachines en améliorant significativement l’écoulement autour des aubages, les concepteurs doivent se confronter à l’optimisation des effets technologiques, tels que les cavités en sommet de roue mobile. En effet, l’écoulement à proximité de cette zone d’intérêt sont générateurs de pertes et doivent être étudiés afin de dégager des pistes d’amélioration des rendements turbines.

High-order numerical methods for unstructured grids and sliding-mesh

• Vendredi 26 mars 2021 - 11h00 - salle 38.137 et Hyflex - par Gonzalo Saez-Mischlich

The study of the high-order spatial discretization for conservation laws is crucial to improve the numerical accuracy of compressible turbulent flows simulations through Large-Eddy-Simulations (LES) and under-resolved Direct-Numerical-Simulations (DNS). This seminar will present the on-going effort to implement and validate different high-order Finite-Volume and Spectral-Element methods (Flux-Reconstruction and Spectral-Difference) for unstructured grids within our in-house LES solver IC3 and in a newly developed Spectral-Difference GPU-based solver written on top of the well-known PyFR solver. The comparison between CPU and GPU-based solvers will be then discussed using the performance-per-euro and performance-per-watt parameters. In addition, the influence of grid motion on the numerical accuracy of simulations, in the context of Arbitrary-Lagrangian-Eulerian methods, will be discussed. At last, a non-conformal sliding-mesh method, which allows to solve conservation laws in domains which present relative motions and is compatible with the aforementioned numerical methods, will be described and analyzed.

Passive aeroelastic control of aircraft wings via nonlinear oscillators

• Vendredi 12 mars 2021 - 11h00 - salle 38.137 et Hyflex - par Claudia Fernandez-Escudero

Les phénomènes aéroélastiques ont lieu lorsqu’une structure interagit avec un écoulement qui l’entoure et ils constituent l’un des principaux facteurs qui limitent l’enveloppe de vol des avions. Cette interaction fluide-structure peut entraîner de l’endommagement structurel, immédiat ou dû à la fatigue. Depuis le début de l’histoire aéronautique, l’aéroélasticité a toujours été un facteur important dans la conception des avions. De nos jours, les progrès de l’industrie aéronautique conduisent à la conception d’ailes plus efficaces, présentant généralement des géométries plus allongées et l’utilisation de matériaux plus légers et plus flexibles. Ces nouvelles ailes sont plus sujettes que jamais à un comportement aéroélastique, ce qui signifie que le contrôle aéroélastique reste un domaine d’étude important. De plus, les nouveaux designs des drones remettent en question l’aéroélasticité traditionnelle.
L’objectif de ce travail est de présenter, analyser et tester une solution innovante qui contrôle le comportement aéroélastique d’une aile d’avion pour des conditions de vol plus sûres et / ou une enveloppe de vol élargie. La solution présentée est basée sur des absorbeurs secondaires utilisés à ce jour sur d’autres applications, comme les ponts suspendus. Le système de contrôle est passif, ce qui signifie qu’aucun apport d’énergie externe n’est requis. Le système est intégré dans l’aile par un volet qui oscille dans l’écoulement. Les avantages de ce volet sont que l’oscillateur secondaire est placé dans l’écoulement pout bénéficier d’un amortissement aérodynamique et qu’il ajoute une masse faible, ce qui est toujours une priorité en aéronautique. Le système de contrôle peut présenter une rigidité non linéaire le rendant efficace aux fréquences large bande. C’est une caractéristique importante car les fréquences de l’aile évolueront avec la vitesse du vent.
Afin de présenter et valider ce dispositif de contrôle innovant dans le domaine complexe de l’aéroélasticité non linéaire, une double approche est suivie utilisant à la fois l’analyse expérimentale et des simulations numériques. Concernant l’approche expérimentale, deux bancs d’essais sont créés et testés en soufflerie : une aile bidimensionnelle et une aile tridimensionnelle.
Le premier banc expérimental consiste en une configuration d’aile bidimensionnelle à deux degrés de liberté, avec un volet qui peut être bloqué ou débloqué comme troisième degré de liberté, agissant comme oscillateur secondaire. Cette maquette permet de réaliser une preuve de concept du système de contrôle et met en évidence les avantages des caractéristiques non linéaires par rapport à une version linéaire. On observe que l’aile bidimensionnelle présente du flottement classique par coalescence de ses deux modes structuraux. Lorsque le système de commande est débloqué, la vitesse de flottement augmente, ainsi élargissant l’enveloppe de vol. De plus, le système de commande montre de bonnes performances de dissipation des vibrations pendant le régime post-flottement, en particulier lorsqu’il est équipé d’une rigidité non linéaire.
Le deuxième banc expérimental consiste en une configuration d’aile élastique tridimensionnelle, encastrée à une extrémité et libre à l’autre. Encore une fois, de manière similaire au premier banc d’essai, l’aile a un volet qui peut être débloqué et équipé comme système de contrôle passif cette fois-ci avec un effet plus localisé et réaliste. L’objectif de la configuration est de faire une deuxième preuve de concept du système de contrôle, mais cette fois en tenant compte des effets structurels et aérodynamiques tridimensionnels. Les caractéristiques non linéaires, avantageuses dans la preuve de concept précédente, sont retenues pour le dispositif de contrôle. L’aile tridimensionnelle présentait des « vortex induced vibrations » et la dissipation des vibrations a été observée en débloquant le dispositif de commande. Cependant, certains des paramètres du volet de contrôle passif sont variés affectant sa capacité de contrôle, donc l’importance d’un design adéquat a été soulignée.
Le besoin de réaliser une optimisation paramétrique du dispositif de contrôle fait des simulations numériques un atout majeur. Tout d’abord, différentes méthodes numériques ont été comparées afin d’identifier leur capacité à capturer le comportement aéroélastique non linéaire complexe d’une aile bidimensionnelle. A cela s’est rajoutée une évaluation du temps et cout de calcul. Pour cela, quatre méthodes différentes sont adaptées aux cas test sélectionnés de la littérature. Les méthodes vont du code analytique basé sur Theodorsen à basse fidélité, aux codes « computer fluid dynamics » de hautes fidélités couplées avec un maillage mobile avec les méthodes Euler et « Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes ». Une méthode de fidélité moyenne, « unsteady vortex lattice method », est également sélectionnée pour comparaison. Les méthodes ont toutes montré une bonne concordance pour les cas de test sélectionnés et les méthodes de fidélité inférieure gagnent plusieurs ordres de grandeur en vitesse de calcul par rapport aux méthodes de fidélité plus élevée. Le développement et la comparaison de ces outils est une première étape pour compléter la preuve de concept expérimental du système de contrôle par des simulations numériques.
Dans l’ensemble, le travail présente une nouvelle solution de contrôle innovante et prouve son efficacité dans le contrôle aéroélastique des ailes à la fois bidimensionnelles et tridimensionnelles. Les forces et les faiblesses du système de contrôle sont mises en évidence et les outils nécessaires au développement ultérieur du dispositif sont mises en places.

Stabilité globale de l’écoulement compressible autour d’un profil NACA0012 à bas nombres de Reynolds

• Vendredi 5 mars 2021 - 11h00 - salle 38.137 et Hyflex - par Laura Victoria Rolandi (présentation)

Mode oscillant le plus amplifié à α=20°

Le projet futuriste Hyperloop, le vol stratosphérique et l’exploration martienne se caractérisent par la mise en mouvement d’objets dans un environnement fluide de faible densité ou pression. Sous ces conditions, l’écoulement se développe dans un régime particulier, celui des écoulements compressibles à bas nombres de Reynolds. Dans ce contexte on se propose d’analyser dans quelle mesure les effets de compressibilité influencent la dynamique et la stabilité de l’écoulement autour d’un profil NACA0012. L’écoulement instationnaire obtenu par DNS est caractérisé pour plusieurs valeurs des nombres de Reynolds Re et de Mach M, et différents angles d’incidence α. Pour ces mêmes paramètres, un écoulement stationnaire est ensuite obtenu par filtrage au moyen de la méthode de Selective Frequency Damping de Akervik et al. (2006). Cet écoulement stationnaire est utilisé comme écoulement de base pour l’analyse de stabilité globale. Pour chaque valeur de l’incidence, la courbe neutre est déterminée dans le plan (M, Re). Pour un nombre de Reynolds donné, la compressibilité a un effet stabilisant ou déstabilisant qui dépend de l’angle d’incidence. L’augmentation du nombre de Mach induit cependant une diminution du nombre de Reynolds critique quelque soit l’incidence.

Accelerating fluid solvers using artificial intelligence techniques

• Vendredi 29 janvier 2021 - 11h00 - salle 38.137 et Hyflex - par Ekhi Ajuria-Illarramendi (présentation)

Accurately simulating the incompressible Navier-Stokes equations still constitutes a computationally expensive problem, mainly due to the resolution of the Poisson equation. This linear equation ensures the mass conservation using a kinematic constrain on the velocity field : ∇∙V=0. The main objective of my PhD thesis consists in accelerating an incompressible fluid solver, by using Convolutional Neural Networks. The expensive iterative process that corrects the velocity field issued from the advection calculation is substituted by a Neural Network (been up to 5 times faster than a traditional solver on the Von Karman vortex street test case). A hybrid approach has been proposed as well, mixing the network with a traditional Jacobi solver in order to guarantee a certain accuracy level.