Caractérisation par PIV de l’écoulement autour d’une

Congrès Francophone de Techniques Laser, CFTL 2010, Vandoeuvre-lès-Nancy, 14 – 17 septembre 2010

Caractérisation par PIV de l’écoulement

autour d’une maquette générique de Drone de combat.

Anne Gilliot, Jean-Claude Monnier, Claude Geiler,

Stéphane Morgand, Jean-François LeRoy et Jacques Pr uvost

Centre de l’Onera Lille, DAAP/MMHD, 5 Bd Paul Painlevé, 59045 Lille CEDEX , France.

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1 Introduction Dans le cadre du programme de coopération RTO, la thématique de recherche du groupe AVT 161 (″Assessment of Stability and Control Prédiction Methods for Nato Air & Sea Vehicles″) est principalement axée sur la prédiction numérique des dérivées dynamiques. En effet ces grandeurs permettent de caractériser la stabilité d’un aéronef et de prévoir ses performances en terme de mécanique du vol. Pour valider la prévision numérique de ces différentes grandeurs aérodynamiques, une campagne d’essais a été réalisée sur une forme générique de drone de combat.

Ce papier présente les mesures PIV réalisées pendant une campagne d’essai qui s’est déroulée dans la soufflerie subsonique du DLR-Braunchweig en mars/avril 2009. Les mesures ont été réalisées conjointement par l’Onera et le DLR dans différentes sections transversales sur l’extrados de la maquette en régime statique et dynamique [1] [2]. Le but de ces essais était de fournir une base de données sur le champ de vitesse pour obtenir une meilleure compréhension de l’écoulement autour d’une maquette en configuration « SACCON » [3]. La première partie de cet article parlera des données PIV obtenues par l’Onera, la deuxième présentera une analyse aérodynamique des données expérimentales. Une attention toute particulière sera prêtée à la topologie de l’écoulement.

2 Champ de vitesse par PIV stéréoscopique Les mesures de PIV stéréoscopique ont été réalisées par l’unité MMHD du département DAAP de l’Onera sur l’extrados de la maquette. Le principe de la vélocimétrie par images de particules (PIV) est décrit en détail dans les références [4] [5] [6] [7]. Cette technique de mesure permet d’obtenir les 3 composantes de la vitesse dans un plan. Elle consiste à photographier à l’aide de 2 caméras, à deux instants successifs, des traceurs transportés par l’écoulement. Une méthode statistique basée sur l’intercorrélation d’images permet de connaître, en un point de la zone de mesure, le déplacement de ces traceurs. Connaissant le grandissement des prises de vues et l’intervalle de temps entre les deux expositions, il est possible de calculer la vitesse locale des traceurs et donc celle du fluide les entourant. En répétant cette opération sur toute la surface d’un cliché de PIV, on obtient une carte de vitesse instantanée. Un traitement statistique de ces données instantanées permet d’accéder à des informations quantitatives sur les composantes de vitesse moyennes et instantanées.

2.1 Présentation de l’installation d’essais et de l a maquette

La soufflerie NWB est une soufflerie basse vitesse de type Eiffel. Elle peut être utilisée en veine ouverte ou fermée. La veine d’essai est de forme rectangulaire (largeur 3,25 m x hauteur 2,80 m). Sa longueur est de 8 m. La puissance du ventilateur de la soufflerie est de 1,6 MW et permet d’atteindre des vitesses de 85 m/s en veine fermée.

La maquette, fournie par la NASA, est en fibre de carbone. Sa configuration est représentative d’un drone de combat générique nommé « SACCON » dont les formes ont été définies par EADS-


MAS. La figure 1 présente la forme en plan du drone. Il est constitué d’un corps central élancé et d’une aile en flèche de 53 degrés. L’aile externe est vrillée pour obtenir un aéronef stable sans dérive. Le point de rotation est fixé au point MRP(2), point de rotation lors des essais en soufflerie. Un revêtement spécial à base de rhodamine a été déposé sur la maquette afin de diminuer au maximum les réflexions du laser à la paroi (figure 2).

Figure 1 : Vue de dessus de la configuration “Saccon”

Figure 2: Maquette en veine d’essais avec les plans lasers de l’Onera et du DLR

2.2 Montage expérimental

La figure 3 montre le montage expérimental de PIV stéréoscopique pour réaliser des plans de mesures perpendiculaires à l’écoulement amont. Les deux systèmes PIV (Onera et DLR), présents simultanément, ont dû s’adapter, non sans difficulté, aux faibles accès optiques de la veine d’essai (figure 2). Côté Onera, la source laser utilisée est un laser YAG pulsé à double cavité de la marque Quantel. Ce laser génère des séries de doubles impulsions lumineuses de 2x400mJ et de longueur d’onde 532 nm. La durée d’une impulsion est inférieure à 10 ns et le taux de répétition de 10 Hz. L’intervalle de temps ∆T entre deux impulsions est programmable.

Figure 3 : Montage expérimental de la PIV stéréoscopique

Le dispositif optique de génération de nappe laser est constitué de lentilles sphérique et cylindrique et de miroirs. Le laser et l’ensemble du système de génération du plan laser sont montés sur des rails micro-contrôle X95 situés à l’extérieur de la veine d’essai.

Les particules d’ensemencement sont produites par des générateurs de type "Laskins Nozzle". Ces traceurs sont des particules microniques de DEHS. Comme la soufflerie est de type Eiffel avec circuit de retour, les traceurs sont injectés en aval de la section d’essai. Seules quelques minutes sont nécessaires pour obtenir une concentration suffisante et homogène des traceurs dans la veine d’essai.

Vent

Lasers

Système Optique

Hublots de la soufflerie


Pour l’enregistrement des clichés, deux caméras CCD haute résolution (2048 x 2048 pixels2) sont utilisées. Elles sont équipées chacune d’un objectif de focale de 200 mm et d’une monture spéciale permettant de piloter à distance leur mise au point. Les caméras sont reliées par fibre optique à un micro-ordinateur gérant l’acquisition des images. Des filtres interférentiels ont été ajoutés aux objectifs des caméras afin de limiter les réflexions du laser et de pouvoir obtenir des mesures PIV en zone de proche paroi. Le laser et les caméras sont synchronisés par une électronique spéciale.

2.3 Mesures de PIV stéréoscopique

Les caractéristiques de chaque essai sont fournies par la soufflerie DNW. Durant les essais, les nappes laser de l’Onera et du DLR sont restées à la même position. Pour réaliser les différentes positions dans la direction X (figures 4 et 5), sans bouger les plans laser, la maquette a été déplacée le long de son axe avec une incidence de 17°. Pour les mesures PIV réalisées à d’autres incidences, les vitesses obtenues ont été projetées dans le repère maquette avec l’apex maquette comme origine du repère.

Le tableau 1 présente les paramètres d'essai pour toutes les mesures PIV de l’Onera. Le nombre d’images PIV instantanées pour les mesures en statique est de 800, il est de 500 pour les mesures en dynamique.

Configuration de la veine d’essai Veine fermée

Configuration “SACCON”

Bord d’attaque arrondi (RLE)

Transition fixée au bord d’attaque (FT)

corde C = 1.0608 m

Vitesse amont infinie U∞ = 50 m/s

Nombre de Reynolds Re = U∞ . c / ν = 1,6 . 106

Nombre de Mach Ma ≈ 0.146

Pour les mesures en statique:

Incidence maquette α = 14°,15°, 16°, 17°, 18°, 19°

Fréquence d’acquisition F acq = 2.5 Hz

Pour les mesures en dynamique:

Fréquence d’acquisition/oscillation maquette F maquette = 1 Hz

Incidence maquette

(α =16.5° +/- 2.5°)

α = 16.5°,18.27°, 19°, 18.27°,

16.5°, 14.74°,14°, 14.74°.

Tableau 1: Paramètres des essais PIV.


Figure 4: Positions des plans PIV en statique Figure 5: Position des plans PIV en dynamique

2.4 Résultats PIV

L’analyse des images PIV a été réalisée par un logiciel développé par l’Onera (DAAPPIV.exe). Ce logiciel multi-fenêtrage est utilisable à la fois sous Windows et Linux. Les interfaces ont été entièrement redéfinies et l’architecture modulaire a été privilégiée, afin de disposer d’un logiciel souple et évolutif. Parallèlement, un programme d’amélioration des performances informatiques de type « multi-threads » a été intégré et a d’ores et déjà permis un gain de temps considérable dans l’analyse des clichés PIV.

La figure 6 présente un exemple de résultat obtenu en régime statique, dans un plan transverse (X/C = 35%) et une incidence-maquette de 17°. Ce champ moyen d’environ 13300 vecteurs est calculé à partir de 800 cartes instantanées. L’échelle de couleur indique respectivement la composante du vitesse hors plan et la vorticité. La largeur de la zone de mesure est de 0,17 m et la résolution spatiale est de 1,2 mm. Cette figure montre précisément la topologie de l’écoulement et donne la localisation et l’intensité des différents tourbillons présents dans l’écoulement.

Figure 6: Exemple de résultats PIV obtenus en régime statique

La figure 7 présente la vorticité axiale à x/c = 45%, obtenue pour les incidences 18° et 20,06°. Lors des essais, afin d’obtenir le plus de renseignements possibles sur l’écoulement, il a été décidé que le DLR privilégierait les grands champs (largeur du champ 0.22 m) [2] au détriment de la définition spatiale (2 mm) alors que l’Onera ferait plutôt des petits champs [1] (largeur du champ 0.17 m) avec une définition spatiale de 1.2 mm, permettant ainsi de visualiser les petites structures présentes dans l’écoulement près du bord d’attaque de l’aile.

Cette figure montre les différentes localisations des tourbillons principaux présents dans l’écoulement au niveau du bord d’attaque de la maquette. La position des vortex a été mesurée à

X

Z

Y


partir du bord d’attaque de l’aile. On appellera le vortex « induit », le tourbillon engendré par le tourbillon d’épaisseur (tourbillon causé par la forme du bord d’attaque de l’aile) et lié à la forte dépression présente au bord d’attaque de l’aile et le tourbillon de bout d’aile, le tourbillon formé par la forme du bord d’attaque de l’aile.

a) x/c = 45%, α = 18 ° b) x/c = 45%, α = 20.06°

Figure 7 : Cartes de vorticité moyenne à x/c = 45%

3 Validation de la base de données

Ce paragraphe décrit une partie des résultats de l’analyse de la base de données PIV.

3.1 Erreur de mesure

Pour estimer l’erreur faite sur les mesures PIV, les écarts types sur les fluctuations de vitesse ont été calculés sur un nombre croissant de cartes (de 50 à 800 avec un pas de 50). On remarque que les écarts type diminuent rapidement et tendent vers une valeur asymptotique quelque soit la valeur de l’angle d’attaque et la position longitudinale en x/c.

L’incertitude sur la vitesse moyenne peut être déterminée en fonction du nombre de clichés pris en PIV (méthode exposée dans Bruum [8]). Cette méthode, basée sur une loi de probabilité Gaussienne suppose que l’incertitude se situe dans un intervalle avec un niveau de confiance donné. Dans notre cas où 800 clichés PIV ont été pris, il en résulte que l’incertitude sur la vitesse axiale est estimée à 4% avec un niveau de confiance de 99%.

3.2 Base de données en écoulement statique

La figure 8 présente une corrélation entre les cartes PIV et le coefficient de pression Cp. L’évolution de ce coefficient est calculé à partir des prises de pression situées sur la maquette en x/c = 45%. Au vu de ces 4 courbes, la pression minimale atteinte a une valeur de Cp=-2.8.

Les courbes iso-vitesse obtenues par la PIV montrent la présence de tourbillons plus ou moins près du bord d’attaque de la maquette en fonction de l’incidence. Les tracés du coefficient Cp montrent une dépression très forte au bord d’attaque et une légère augmentation à l’endroit où se trouvent les cœurs de tourbillon et ceci quelque soit l’incidence maquette. La présence de ces tourbillons génère une baisse de pression et crée ainsi une portance supplémentaire.

Vortex induit Vortex de bout d’aile


a) x/c = 45 %, α = 16.89° b) x/c = 45 %, α = 18°

c) x/c = 45 %, α = 19.04° d) x/c = 45 %, α = 20.06°

Figure 8 : Relation entre les données PIV et le coefficient de pression Cp

La figure 9 montre les différentes localisations des tourbillons principaux présents dans l’écoulement au niveau du bord d’attaque de la maquette. La position des vortex a été mesurée à partir du bord d’attaque de l’aile.

On remarque que la position du tourbillon « d’épaisseur » dans le plan x/c = 25% est stable quelque soit l’incidence de l’aile. A x/c = 30%, le tourbillon « d’épaisseur » se déplace vers l’extérieur de l’aile au fur et à mesure que l’incidence augmente.

Figure 9 : Position des vortex

--●-- Vortex d’épaisseur

--▲-- Vortex induit

--◊-- Vortex de bout d’aile

α = 16.89° α = 18° α = 19.04° α = 20.06°

α α α α α


3.3 Base de données en écoulement dynamique

La figure 10a montre une interaction entre la couche de cisaillement et la couche limite de l’aile. Cette interaction provoque l’aplatissement du tourbillon présent dans cette zone. A α = 18,27°, la vorticité maximale est réduite et le vor tex « d’épaisseur » est étiré par la présence d’une forte dépression au bord d’attaque. L’interaction entre l’écoulement secondaire et la couche de cisaillement donne naissance au vortex induit (figure 10b). La figure 10c où l’angle d’attaque est plus important montre une couche limite plus épaisse et un écoulement secondaire plus important.

Les figures 10 d) e) et f) montrent un affaiblissement du vortex « d’épaisseur » et la disparition du vortex « induit » lorsque l’angle d’attaque diminue. On remarque que les cartes à iso incidence mais à une position différente dans le cycle (figures 10a et 10e, figures 10b et 10d) sont assez différentes, ce qui illustre l’effet dynamique observé également sur les efforts aérodynamiques s’exerçant sur la maquette.

a) α = 16.5° b) α = 18.27°

c) α = 19° d) α = 18.27°

e) α = 16.5° f) α = 14.7°

Figure 10 : Vorticité axiale en fonction de l’incidence


4 Conclusion

L'objectif de cette campagne d’essais PIV était de générer une base de données pour la validation des méthodes de prévision des dérivées de stabilité sur une maquette de la configuration "SACCON". Beaucoup de difficultés comme les contraintes d’accès optiques dues à la petite taille des hublots de la soufflerie, la présence de réflexions laser sur la maquette et notamment la présence de deux systèmes complets de PIV stéréoscopiques ont été résolues pendant ces essais.

Une analyse préliminaire de l’écoulement basée sur les données PIV expérimentales a été présentée dans ce papier. La fine résolution spatiale choisie lors de ces essais permet de visualiser la naissance et l’évolution des différents tourbillons présents dans l’écoulement. On remarque que l’écoulement obtenu au-dessus de l’extrados de l’UCAV est très différent de celui d’une aile delta classique [9], [10].

En dynamique, la base de données PIV met en évidence les effets d’histoire et constitue à cet égard une base de données précieuse pour la validation des outils de calcul.

5 Références

[1] Gilliot , A., Morgand, S., Monnier, J.C., Le Roy, J.F., Geiler, C., Pruvost , J. “Static and Dynamic PIV tests – Part I : Forward Flowfield”, AIAA -2010-4395, June 2010.

[2] Konrath , R., and al.“Static and Dynamic PIV tests – Part II : AftFlowfield”, AIAA -2010-4396, June 2010.

[3] Schütte, A., Cummings, R. M., Loeser, T. and Vicroy, D. D., “Integrated Computational/Experimental Approach to UCAV and Delta-Canard Configurations Regarding Stability & Control”, 4th Symposium on Integrating CFD and Experiments in Aerodynamics, von Karman Institute, Belgium, September 14-16, 2009. [4] Monnier, J.C., Croisier, G., Noger, C., “Développement et validation d'une technique de vélocimétrie par images de particules stéréoscopique”, Rapport Technique de Synthèse Onera N° RT 1/01062 DAAP, 2001. [5] Monnier, J.C., Fatien, C., “Validation expérimentale de la PIV stéréoscopique et développement de la PIV conditionnelle”, Rapport Technique Onera N° RT 27/0 5284 DAAP, 2004. [6] Monnier, J.C., Geiler, C., Fatien, C., “Contribution au transfert de la PIV en grandes souffleries”, Rapport Technique de Synthèse Onera N° RT 6/03113 DAAP, 200 2. [7] Elsayed, M., Scarano, F., Verhaagen, N.G., “Particle Image Velocimetry Study of the Flow over a Slender Delta Wing”, AIAA 2007-4451, June 2007.

[8] Brun, H., “Hot Wire Anemometry: Principles and Signal Analysis”, Oxford University Press, Chap. 12, 1995.

[9] Gordnier, R., and Visbal, M., “Computational and Experimental Investigation of a Nonslender Delta Wings”, AIAA 2007-894, January 2008. [10] Gursul, I., Gordnier, R., and Visbal, M., “Unsteady Aerodynamics of Nonslender Delta Wings”, Progress in Aerospace Sciences, 41 pp 515-557, 2005.

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