Séminaires DAEP 2015

Stabilité modale de jets coaxiaux tournants

• Vendredi 11 décembre 2015 - 11h00 - salle 38.137 - par Jessie Weller-Calvo

L’étude de la dynamique transitionnelle des jets tournants est largement motivée par la compréhension des mécanismes physiques à l’origine de l’éclatement tourbillonnaire (vortex breakdown). Ce phénomène intense qui se traduit par l’évasement soudain du coeur en une nouvelle structure cohérente et stable, est observable dans de nombreux écoulements (tornades, tourbillon d’apex sur les ailes delta, injecteurs dans les moteurs ...), dès lors que l’intensité de rotation est suffisamment grande. Cet éclatement tourbillonnaire se traduit par une forte diminution de la vitesse axiale du jet jusqu’à l’apparition d’un point d’arrêt sur son axe, comme si un obstacle solide avait été introduit dans l’écoulement. Son origine est dans le dans le développement, en amont du point d’arrêt, d’une perturbation qui se structure sous forme d’une hélice dont la périodicité azimutale varie en fonction des paramètres de l’état de base (intensité de rotation, nombre de Reynolds ...).

Dans ce travail nous menons une étude de stabilité linéaire d’un modèle analytique simplifié composé d’un jet tournant et d’un jet annulaire extérieur. La forte chute de ciculation au sein du jet central donne lieu à une instabilité centrifuge qui se combine aux instabilités de cisaillement axial. Ces instabilités peuvent alors contaminer tout l’écoulement (instabiltés absolues), ou être transportées par l’écoulement (instabilités convectives). Après avoir identifié la nature convective ou absolue des instabilités en fonction de la vitesse du jet extérieur et de l’intensité de rotation, nous regarderons la topologie des modes les plus instables.

Optimisation aéroacoustique de rotor de microdrones

• Vendredi 11 décembre 2015 - 10h00 - salle 38.137 - par Cyril Nana

Le développement important des microdrones pour des missions très variées (surveillance, police, militaire, télévision, cinéma, archéologie, livraison,...) entraîne la nécessité de l’utilisation de rotors silencieux afin d’assurer leur discrétion et réduire au maximum la gêne pour la population. L’optimisation aéroacoustique des microdrones représente ainsi un enjeu majeur. Cela passe par la recherche d’un compromis entre signature acoustique et performances aérodynamiques. La principale source de bruit étant liée à la rotation des pales de rotor, l’effort est porté à cet effet sur l’optimisation de leur forme. Après un scan de la géométrie initiale, celle-ci entre dans un processus d’optimisation via la plateforme MAVLAB consistant en un calcul couplé des efforts aérodynamiques par la méthode des éléments de pale (BEMT) et aéroacoustique par l’analogie de Ffowcs-Williams et Hawkings (FWH). Une étude extensive a permis d’identifier les paramètres les plus sensibles et de modifier la géométrie de référence en conséquence, réduisant ainsi de 3dB la signature acoustique sans affecter l’efficacité (à poussée constante).

Adaptation of phase-lagged boundary conditions to the large-eddy simulation of a turbomachinery stage

• Vendredi 13 novembre 2015 - 11h00 - salle 38.137 - par Gaëlle Mouret

A better understanding of turbulent unsteady flow is a necessary step towards a breakthrough in the design of modern compressors. With the increase in computing power, Large-Eddy Simulation (LES) emerges as a promising technique to improve both knowledge of complex physics and reliability of flow solver predictions. However these simulations are very expensive for industrial applications, especially when a 360° configuration should be considered. There are some paths to explore in order to reduce the computational cost of LES, with acceptable physical restrictions. In that regard, the use of the well-known phase-lagged boundary conditions allows a reduction of a 360° configuration to a single passage per row configuration, as proposed by Erdos and Alzner. The main difficulty with such conditions is the need to store the flow over one period at the phase-lagged interfaces. Erdos initially proposed to store the whole signal, but considering the meshes and time steps used in practical turbomachinery simulations, it represents a significant cost in memory. Actually, the most popular method to reduce the memory cost is to store only the coefficients of the Fourier Series Decomposition (FSD) of the temporal signal, as proposed by He. The FSD is truncated to a limited number of harmonics and the coefficients are updated at each time step with the Shape Correction method. This method assumes that the flow is perfectly periodic in time, which is a fair assumption in unsteady RANS for operating points dominated by periodic rotor/stator interactions (wakes and potential effects). Unfortunately, such periodic assumption is no longer true for LES. A new method for phase-lagged boundary conditions adapted to LES has been developped in which a Proper Orthogonal Decomposition replaces the FSD. This kind of decomposition does not make any assumption on the spectrum of the flow. The compression is done by removing the smallest singular values which are the ones that contain the least energy. This method has been validated with the URANS simulation of the single stage compressor CME2 and is then applied to the LES of this same compressor.

Optimisation numérique de la conception d’une aile d’avion : rêve ou réalité ?

• Vendredi 16 octobre 2015 - 11h00 - salle des thèses - par Joaquim R. R. A. Martins

Wing shape is a crucial aircraft component that has a large impact performance. Wing design optimization has been an active area of research for several decades, but achieving practical designs has been a challenge. One of the main challenges is the wing flexibility, which requires the consideration of both aerodynamics and structures. To address this, we proposed the simultaneous optimization of the outer mold line of a wing and its structural sizing. The solution of such design optimization problems is made possible by a framework for high-fidelity aerostructural optimization that uses state-of-the-art numerical methods. This framework combines a three-dimensional CFD solver, a finite-element structural model of the wingbox, a geometry modeler, and a gradient-based optimizer. This framework computes the flying shape of a wing and is able to optimize aircraft configurations with respect to hundreds of aerodynamic shape and internal structural sizes. The theoretical developments include coupled-adjoint sensitivity analysis, and an automatic differentiation adjoint approach. The algorithms resulting from these developments are all implemented to take advantage of massively parallel computers. Applications to the optimization of aircraft configurations demonstrate the effectiveness of these approaches in designing aircraft wings for minimum fuel burn. The results show optimal tradeoffs with respect to wing span and sweep, which was previously not possible with high-fidelity models.

Insect-inspired Flapping-wing Micro Air Vehicle Aerodynamics Research

• Vendredi 25 septembre 2015 - 11h00 - salle 38.137 - par Prof Kevin Knowles

This seminar will discuss the rationale behind micro air vehicles and the benefits of taking inspiration from insect flight. It will describe some key recent findings and present the Cranfield-patented “Flapperatus”, a flapping-wing apparatus designed for experimental studies of insect aerodynamics.

Near-Wall Turbulence Modification By Tuned-Wall Impedance

• Mercredi 16 septembre 2015 - 11h00 - salle des thèses - par Carlo Scalo

Numerical simulations by Scalo, Bodart and Lele, Phys. Fluids (2015) of compressible turbulent channel flow with linear acoustic impedance boundary conditions (IBCs) have revealed a new type of fluid dynamic instability triggered by the nonlinear interaction between wall-normal acoustic resonance and hydrodynamic events in the buffer layer. IBCs are akin to porous boundary conditions modeling surfaces with well-defined acoustic response properties, such as aeronautical acoustic liners. The impedance adopted is a mass-spring-damper-type oscillator with resonant angular frequency, w_r, tuned to the characteristic time scale of the large energy-containing eddies. The tuning condition reads w_r = 2piM_b, normalized with the speed of sound and channel half-width. The adopted numerical coupling strategy allows for a spatially and temporally consistent imposition of physically realizable IBCs in a fully explicit compressible Navier-Stokes solver. The IBCs are formulated in the time domain according to Fung and Ju, Int. J. Comput. Fluid Dyn. 18, 503-511 (2004).

The application of the tuned IBCs results in a drag increase up to 500%. Typical buffer-layer turbulent structures are completely suppressed by the application of tuned IBCs. At sufficiently high Mach numbers, M_b, and/or high porosities, the application of tuned IBCs generates strong hydro-acoustic instabilities confined in a resonance buffer layer. The layer is characterized by a streamwise-periodic array of spanwise-coherent Kelvin-Helmholtz rollers, completely replacing classic buffer-layer turbulent coherent structures. Such large-scale vortical structures remain confined near the wall and travel downstream with advection velocity c_x = l_x f_r, where l_x is the average distance between two adjacent rollers and f_r = M_b is the (dimensionless) tuned resonant frequency. The advection velocity is therefore a function of the streamwise extent of the computational domain L_x, being l_x necessarily an integer fraction of L_x. The hydrodynamic instability responsible for the generation of the Kelvin-Helmholtz rollers is triggered by the interaction between the background mean velocity gradient and high-amplitude wall-normal propagating waves at the frequency f_r. The latter result, in turn, from resonant excitation of the tuned IBCs and are evanescent in the outer layer. The alteration of the near-wall turbulent structure leads to a significant increase in the Reynolds shear stress near the wall. In particular, the asymptotic value of the Reynolds shear stress gradient near the wall is non-zero, resulting in a departure of the mean velocity profiles from the law of the wall, while all statistical quantities in the outer layer collapse for all porosities investigated if normalized by friction velocity. The mean velocity profiles in the outer region preserve a logarithmic behavior in all cases. This shows that the resonance buffer layer remains confined near the wall by tructurally unaltered outer-layer equilibrium turbulence.

Simulation numérique de l’écoulement autour du fenestron d’un hélicoptère

• Mercredi 24 juin 2015 - 11h00 - salle 38.137 - par Morgane Marino

Manipulation of turbulent shear-flows

• Lundi 22 juin 2015 - 10h45 - Amphi 4 - par Vladimir Parezanovic

Control of fluid flows is a subject rapidly growing in importance in recent years. With the advent of more sophisticated sensors and actuators, and the computing power to process large amounts of data in real time, the closed-loop control becomes far more interesting and feasible in realistic engineering applications than ever before. Passive control devices or active periodic forcing has been shown many times to be effective, but only near a certain design point with respect to flow conditions. In varying flow conditions or in the presence of external perturbations, these methods of control do not only lose their efficiency but can even provoke negative effects. Closed-loop control is by definition more robust to such difficulties. The current issues and opportunities in experimental control of turbulent shear-flows, are presented using two fundamental examples : the bluff cylinder wake and the planar mixing layer. Although the mixing layer is a fundamental component of cylinder wakes and cavity flows, these flows act as oscillators governed by an absolute instability. Oscillator flows are far less sensitive to stochastic perturbations and the incipient global mode can be well represented (for the purpose of control) by linear models or low-dimensional vortex models. In contrast, a freely developing mixing layer is a pure noise amplifier and, as such, poses even greater challenges to control design. For this class of turbulent flows, the evolution of dominant frequencies with respect to the location of the observer is a result of highly non-linear mechanisms which makes control using linear models extremely difficult.

In the first part of the presentation we will take a look at how a modification of the shear layer properties can affect the global mode of the bluff body wake (the Von Karman vortex street). The flow is controlled using a much smaller circular control cylinder, as a steady perturbation in the bulk of the primary cylinder wake. The presence of this small control cylinder can significantly change both the drag of the main bluff body as well as the frequency of the vortex street global mode. In the second part of the presentation we will address closed-loop control of a freely developing planar mixing layer. The control design used is of a feedback type, meaning that the sensor are placed downstream of the actuator system (pulsing jets) in a purely convective flow of the mixing layer. We will discuss the Genetic Programming as a model-free method for control design, in such flows where the model-based control methods are (at this moment) unsuccessful. The concluding arguments will discuss new directions for future research in the design of robust MIMO (Multiple-Input, Multiple-Output) controllers, as well as propose flow problems interesting as a target for closed-loop control experiments. These experimental studies are essential in understanding the basic flow phenomena and how to target them, if a concept like the « smart wing » is ever to be fully exploited in everyday engineering.

Dynamique d’une interaction onde de choc/couche limite

• Jeudi 18 juin 2015 - 10h45 - salle des thèses - par Jean-Christophe Robinet

L’interaction entre une onde de choc et une couche limite (IOCCL) est un phénomène communément rencontré sur des véhicules aéronautiques et aérospatiaux. Pour certaines conditions aérodynamiques, le système d’IOCCL peut être sujet à une dynamique basse fréquence auto-entretenue. Ces instationnarités induisent des charges aérodynamiques néfastes aux performances aérodynamiques. Cependant, l’origine physique de ces basses fréquences est mal connue.

Ce séminaire a pour objectif de faire une revue des connaissances actuelles dans ce domaine et de donner quelques idées pour de futurs développements. La dynamique instable basse et moyenne fréquence d’une interaction entre une onde de choc oblique et une couche limite limite sur une plaque plane est étudiée dans différentes configurations d’écoulements (transitionnels et turbulents). Différents outils numériques ont été développés : simulations aux grandes échelles, méthodes URANS, analyses de stabilité linéaire et méthode décomposition dynamique (DMD). Il a été montré que l’IOCCL soit laminaire ou turbulente, les mécanismes physiques responsables de sa dynamique sont qualitativement les mêmes. Pour une large gamme de nombres de Reynolds et de Mach, l’IOCCL est convectivement instable c’est-à-dire que sa dynamique est de type amplificateur sélectif de bruit. La dynamique moyenne fréquence est liée à la dynamique de la couche de cisaillement ainsi qu’à la zone de recirculation. Cette dynamique peut être en partie prédite par une analyse linéaire. La dynamique basse fréquence est qu’en à elle d’origine non linéaire et prend sa source dans les non linéarités de la couche de cisaillement ainsi que dans une boucle de rétroaction en pression.

Flow interactions around a rapidly-pitching wing

• Mardi 9 juin 2015 - 15h00 - salle 38.137 - par Sergey Shkarayev (Présentation)

This study was conducted to visually investigate flows related to fixed-wing vertical-takeoff-and-landing micro air vehicles, using the smoke-wire technique. In particular, the study examines transition between forward flight and near-hover. The experimental model consists of a rigid Zimmerman wing and a propulsion system with contra-rotating propellers arranged in a tractor configuration. The model was pitched about the wing’s aerodynamic center at approximately constant rates using a five-axis robotic arm. Constant-rate pitching angles spanned 20 to 70 degrees. No-pitching and four pitching-rates were used, along with three propulsive settings. Several observations were made during no-pitching tests. Turbulent wakes behind blades and laminar flow between them produce pulsations in the boundary layer. These pulsations alter the boundary layer from a laminar to turbulent state and back. An increase in lift and drag in the presence of a slipstream is a result of competing effects of the propulsive slipstream : 1) suppression of flow separation and increased velocity over the wing and 2) decrease of the effective angle of attack. Higher nose-up pitching-rates generally lead to greater trailing-edge vortex-shedding frequency. Nose-up pitching without a slipstream can lead to the development of a traditional dynamic-stall leading-edge vortex (LEV), delaying stall and increasing wing lift. During nose-up pitching a slipstream can drive periodically-shed leading-edge vortices into a larger vortical-structure that circulates over the upper-surface of a wing in a fashion similar to that of a traditional dynamic-stall LEV. At lower nose-up pitching-rates LEVs form at lower angles of attacks. As a slipstream strengthens a few things occur : separation wakes diminish, separation occurs at a higher angle of attacks, and downward flow-deflection increases. Similar effects are observed for nose-up pitching, while nose-down pitching produces the opposite effects.

Port-Hamiltonian Systems

• Vendredi 22 mai 2015 - 11h00 - salle Cazalbou - par Denis Matignon (Présentation) et Flávio Ribeiro (Présentation)

L’objectif de cet exposé à deux voix est de mettre en lumière les avantages de la modélisation mathématique structurée des systèmes physiques dans le cadre Hamiltoniens à ports d’interaction pour l’ingénieur confronté à des systèmes multi-physiques : l’interaction fluide-structure en est un exemple clé, dont l’intérêt en aéronautique est évident. Un des intérêts de ces méthodes est de préserver la structure géométrique sous-jacente du système, qu’il soit linéaire ou non-linéaire, que l’état interne du système soit de dimension finie (régi par des équations différentielles ordinairs, EDO) ou infinie (régi par des équations aux dérivées partielles, EDP) et enfin, dans ce dernier cas, que les coefficients du modèle soient uniformes ou variables en espace. Un autre de ces intérêts est qu’il existe des méthodes numériques spécifiques, dites géométriques ou encore symplectiques, qui permettent de préserver, au niveau discret, les relations fondamentales des bilans énergétiques formulés initialement au niveau continu. Enfin, un intérêt majeur est que ce formalisme intègre l’interaction entre sous-systèmes comme élément constitutif de la modélisation : en clair, ce sont les systèmes dynamiques ouverts et en interaction sur l’extérieur qui en bénéficient, par opposition aux systèmes fermés sans échange avec l’environnement externe.

Dans une première partie, nous mettrons en place ce formalisme sur des exemples extrêmement simples : système masse-ressort, pendule, cordes vibrantes, poutre d’Euler-Bernoulli, et fluide régi par les équations d’Euler ou de Navier-Stokes. Une attention particulière sera portée aux descriptions possibles des fluides, au moins pour les modélisation élémentaires bien connues. Dans une seconde partie, nous présenterons le couplage de ces systèmes. Premièrement, nous montrerons, à partir d’un exemple de systèmes masse-ressort, que l’interconnexion de plusieurs systèmes Hamiltoniens à ports est également un système Hamiltoniens à ports. Ensuite, nous traiterons un exemple plus intéressan t : le couplage de la dynamique des fluides et des structures. Chaque élément est décrit en utilisant ce formalisme, et l’interconnexion du système garantit la conservation de l’énergie. Enfin, un schéma de discrétisation géométrique est utilisé, conduisant à un système de dimension finie approximative qui conserve quelques propriétés du système original. Le modèle résultant est utilisé pour la simulation et il est comparé avec des résultats expérimentaux.

Des résultats numériques partiels et de plus amples renseignements peuvent être obtenus sur ce site Web.

Perspectives for future civilian propulsion : turbomachine system modelling within the context of european R&D initiatives

• Mardi 28 avril 2015 - 11h00 - salle Cazalbou - par Aleksandar Joksimovic (Présentation)

Les méthodes spectrales compactes : pièces centrales de la CFD de demain ?

• Vendredi 27 mars 2015 - 11h00 - salle Cazalbou - par Raphaël Lamouroux (Présentation)

Étude d’un film liquide soumis à l’instabilité de Faraday : théorie, expériences et simulations numériques

Vendredi 27 février 2015 - 11h00 - salle Cazalbou - par Henri Garih (Présentation)

Ce séminaire porte sur l’étude de la dynamique d’un film liquide mince soumis à une excitation normale à son interface. Cette situation donne lieu à des instabilités dites de Faraday qui, sous certaines conditions, conduisent à la formation de gouttes. Dans le contexte des systèmes d’injection assistée utilisés en propulsion aéronautique, il existe des situations pour lesquelles le courant gazeux n’est pas assez rapide pour éplucher efficacement le film de carburant. Dans ce cas, un forçage des instabilités de Faraday est envisageable pour produire des gouttes de caractéristiques en taille et en flux favorisant une combustion efficace.

On s’intéresse à trois configurations : d’abord la configuration classique de Faraday : un liquide contenu dans un récipient vibrant donc sans écoulement liquide et sans cisaillement aérodynamique. Ensuite, on s’est intéressé à un film mince s’écoulant sur un plan incliné mais toujours en l’absence de cisaillement aérodynamique et enfin, un film mince s’écoulant sur un plan incliné en présence cette fois d’un cisaillement aérodynamique. Ces trois configurations ont été étudiées à travers trois outils : la stabilité linéaire, la simulation numérique directe à capture d’interface et l’approche expérimentale. Pour chaque configuration, les résultats donnés par les différents outils ont été comparés de manière conclusive.

Étude aérodynamique d’un nouveau concept de drone convertible

• Vendredi 30 janvier 2015 - 11h00 - salle Cazalbou - par Aurélien Cabarbaye

Présentation des aspects aérodynamiques d’un nouveau concept de drone convertible dont le rotor, permettant la sustentation en vol stationnaire, se transforme en plan canard en vol horizontal. Le but recherché est d’allier les performances d’un avion à la capacité de décollage et d’atterrissage verticale d’un hélicoptère en s’affranchissant des inconvénients observés sur les convertibles existants. Après une présentation du concept et de ses performances attendues, une discussion entre les différents intervenants devrait permettre d’identifier les difficultés et aspects à approfondir pour démontrer la pertinence d’un tel concept