Contrôle passif non linéaire d'un profil aéroélastique, simulations et expérimentations

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, représentatif du comportement dynamique et aérodynamique d'une aile d'avion, est utilisé tout au long de l'étude. En première partie, l'état de l'art du contrôle passif des profils aéroélastiques est présenté et la problématique est définie. 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). Trois méthodes d'identification sont comparées sur trente mesures expérimentales : la transformée de Fourier rapide associée au décrément logarithmique, l'ajustement d'une courbe (Data fitting) et Ibrahim Time Domain (ITD). Les deux dernières sont les plus adaptées pour l'identification d'un système à plusieurs degrés de liberté. Les modèles numériques sont en adéquation avec les mesures expérimentales. 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 : cas de la translation, de la rotation équilibrée et de la rotation déséquilibrée. Un gain de 40% des performances en termes de vitesse critique de flottement est calculée pour une masse ajoutée de 1% de la masse de l'aile. 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). Un mécanisme hautement modulable permet de réaliser une force de rappel non linéaire. La loi de comportement, dérivée analytiquement, est en accord avec les mesures réalisées lors d'essais de torsion. 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. Cette stratégie de contrôle apparaît, dès lors, non conservatrice. Les simulations numériques du même cas sont réalisées à l'aide des codes Theodorsen et UVLM.

Abstract

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, that represents the dynamic and the aerodynamic behavior of an aircraft wing, is used throughout the study. In the first part, the state of the art of aeroelastic profiles' passive control is presented and the problem is defined. 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). Three identification methods are based on the comparison of 30 experimental measurements: Fast Fourier Transform (FFT) with logarithmic decrement, curve fitting and Ibrahim Time Domain (ITD). These two last methods are the most suitable for the multi-degree-of-freedom system identification. Numerical models are in agreement with the experimental measurements. 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. Then, the same algorithm is used to analyze the flutter suppression using three linear TMD geometries : cases of translation, balanced rotation and unbalanced rotation. A gain of 40% in flutter speed performances is calculated for an additional mass of 1% wing's total mass. 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 beatting. This control strategy appears as non-conservative. Numerical simulations of this actual case are realized using Theodorsen and UVLM codes. The latter presents results close to experimental measurements unlike Theodorsen's model. A flutter velocity gain of 8% is measured without an added mass.