Instrumentation

Diff´erents dispositifs de mesure des caract´eristiques de l’´ecoulement ont ´et´e utilis´es lors des essais en soufflerie. Pour le projet, la priorit´e ´etait d’obtenir la position de la transition laminaire turbulente sur l’extrados en temps r´eel. En effet, obtenir cette position ´etait une condition essentielle pour permettre un contrˆole en boucle ferm´ee de l’aile adaptable. Trois moyens de d´etection ont ´et´e mis en place : des capteurs de pression de la marque KULITE et des capteurs de type optique, ainsi qu’un syst`eme de visualisation par thermographie infrarouge.

Des capteurs de pression KULITE ont ´et´e install´es sur l’extrados de l’aile. Les 16 capteurs r´epartis sur l’extrados et connect´es au syst`eme d’acquisition de la soufflerie ´etaient capables d’enregistrer les pressions instationnaires `a un taux d’´echantillonnage de 10 kHz (limitation de 160 kHz du syst`eme d’acquisition de la soufflerie). La d´ecomposition spectrale des signaux par la transformation de Fourier rapide perme- ttait de d´etecter l’amplification des ondes de Tollmien-Schlichting (aux alentours de 4kHz). Cette amplification est signe d’une transition laminaire/turbulente. La racine carr´ee de la moyenne du carr´e (RMS) du signal de pression a ´et´e utilis´ee pour quanti- fier la variation en amplitude du signal. Un filtre passe-haut a ´egalement ´et´e appliqu´e `a 1 kHz. Un exemple est donn´e `a la figure 4.4. Le traitement des signaux a ´et´e ef- fectu´e par l’´equipe du LARCASE de l’´Ecole de technologie sup´erieure (voir Popov et al., 2008b). Les capteurs KULITE XCQ-062 ont un diam`etre de 0.066 pouce et ils ne contaminaient pas l’´ecoulement dans les conditions d’essai du projet. Cependant, une contamination pouvait survenir en cas de fuite d’air au niveau de l’installation du capteur. Pour ´eviter la contamination des autres capteurs en aval, les capteurs ont ´et´e install´es selon une direction de 30˚ par rapport `a la direction de la corde. Dans Schlichting (2000), l’expos´e d’une exp´erience sur une plaque plane montre que le cˆone turbulent g´en´er´e par une rugosit´e poss`ede un angle de 23˚. Pour la premi`ere campagne d’essais, les capteurs KULITE ont ´et´e doubl´es avec des capteurs optiques. Cependant, ceux-ci se sont montr´es incapables d’atteindre les performances requises (taux d’acquisition et de pr´ecision) pour d´etecter la transition.

L’analyse spectrale a ´et´e compl´et´ee par une visualisation thermographique infrarouge. L’observation du refroidissement de la maquette par le passage de l’air autour de la

Figure_{4.4 Analyse spectrale du signal de pression}

maquette permet de d´etecter la couche limite turbulente. En effet, l’´echange ther- mique est plus efficace dans l’´ecoulement turbulent `a cause du transport de chaleur permis par le mouvement al´eatoire des particules. Une cam´era infrarouge et une source de chaleur sont n´ecessaires pour r´ealiser l’observation. Le montage pr´esent´e `a la fig- ure 4.5 a ´et´e r´ealis´e. Une s´erie de lampes dispos´ees derni`ere une vitre `a l’ext´erieur de la veine d’essais a ´et´e utilis´ee comme source de chaleur. La peau en composite, o`u doit se produire la transition, a ´et´e recouverte d’une peinture `a haute ´emissivit´e afin de favoriser le rayonnement infrarouge.

Le proc´ed´e usuel consiste `a chauffer pr´ealablement la maquette sans ´ecoulement puis `a faire fonctionner la soufflerie apr`es avoir ´eteint la source de chaleur. Le refroidissement est alors observ´e avec la cam´era jusqu’`a ce que la maquette soit uniform´ement refroi- die. Pour une observation plus fine, une image peut ˆetre prise `a la fin du chauffage et soustraite `a l’image prise pendant le refroidissement. Ce mode op´eratoire oblige donc un arrˆet de la soufflerie et une p´eriode de chauffe. Grˆace au travail de l’´equipe du IRA-CNRC et `a la tr`es bonne ´emissivit´e du revˆetement appliqu´e sur le composite, l’-

Figure_{4.5 Sch´ema du montage pour la visualisation infrarouge}

efficacit´e du mode op´eratoire a ´et´e am´elior´ee pour chaque campagne d’essai pour enfin aboutir `a une lecture de la transition en temps r´eel sans arrˆet de la soufflerie ni temps de chauffe. En effet, le diff´erentiel de temp´erature pouvait ˆetre observ´e en chauffant continuellement avec les lampes. La visualisation infrarouge, qui ´etait initialement un moyen coˆuteux en temps de soufflerie et pr´evu uniquement `a des fins de validations pr´eliminaires, est devenue un moyen tr`es rapide et fiable d’obtenir la position de la transition pendant les essais. De plus, la visualisation infrarouge permet de contrˆoler l’´etat laminaire de l’aile. Par exemple, il arrive que des cˆones turbulents apparaissent `a cause d’une rugosit´e ou d’une fuite sur l’aile. Lors des essais, des poussi`eres peuvent se fixer sur le bord d’attaque. Dans certains cas, cette rugosit´e peut ˆetre suffisante pour d´eclencher la turbulence. Cette turbulence forc´ee fausse les mesures de traˆın´ee de la balance, du peigne de prise de pression et des capteurs de pression. Avec la visualisation infrarouge en temps r´eel, les essais pouvaient ˆetre stopp´es lorsqu’une turbulence anormale apparaissait, et l’aile ´etait ensuite nettoy´ee. Ce contrˆole perma- nent a permis d’assurer la qualit´e des r´esultats.

La figure 4.6 montre des r´esultats de visualisation thermographique. La premi`ere image (`a gauche) montre une transition `a 52% de la corde, la seconde image montre une transition `a 23% de la corde, enfin la derni`ere image (`a droite) montre un cˆone

Figure_{4.6 Images thermographiques de l’aile}

Apr`es la position du point de transition, la traˆın´ee de l’aile ´etait un ´el´ement repr´esen- tatif du contrˆole de la couche limite. Deux m´ethodes ont ´et´e utilis´ees pour obtenir une ´evaluation exp´erimentale de la traˆın´ee de l’aile. La premi`ere m´ethode est l’utilisation d’une balance, la seconde m´ethode utilise les pressions mesur´ees dans le sillage de l’aile avec un peigne de prises de pression d’arrˆet et statique (Pope, 1984).

La maquette est mont´ee sur une balance qui se trouve sous la veine d’essai. Cette balance est capable de mesurer les forces et les moments dans les trois directions de l’espace. Comme la maquette est une aile rectangulaire reproduisant un ´ecoulement en deux dimensions, seuls les forces de traˆın´ee et de portance et le moment de tan- gage sont non-nuls. Les car´enages et les disques ne sont pas connect´es m´ecaniquement `a la maquette et par le fait mˆeme `a la balance. Celle-ci mesure donc les forces qui sont appliqu´ees sur la partie flexible de l’aile, sur les couteaux a´erodynamiques et sur les petites parties rigides de l’aile situ´ees entre les couteaux et les disques. Le coefficient de traˆın´ee du profil d´eform´e qui est calcul´e `a partir de la mesure des forces sur l’aile contient donc certaines impr´ecisions qu’il est difficile de corriger. Il en est de mˆeme pour le coefficient de portance puisqu’il est mesur´e avec la mˆeme m´ethode. Cependant, les dimensions de l’aile sont telles que ces sources d’impr´ecision ont une influence tr`es faible sur les r´esultats et l’erreur est minime (figure 4.12 et 4.13).

Le peigne de prises de pression d’arrˆet et statique permet de calculer l’appauvrisse- ment en quantit´e de mouvement dans le sillage de l’aile. Cet appauvrissement corre- spond `a l’´energie extraite par l’aile lors de son passage dans l’´ecoulement. Il a donc un lien direct avec la traˆın´ee. Un sch´ema illustratif est donn´e `a la figure 4.7. Le principal int´erˆet de cette m´ethode, par rapport `a la mesure utilisant la balance, est qu’elle permet d’obtenir le coefficient de traˆın´ee d’une section particuli`ere de l’envergure de l’aile. Il est donc possible de choisir une position, plutˆot au milieu de l’envergure, o`u les effets de bouts d’aile n’affectent pas l’´ecoulement. La m´ethode utilis´ee pour obtenir le coefficient de traˆın´ee deux dimensions `a partir des pressions enregistr´ees par le peigne est expliqu´ee dans l’annexe C.

Figure _{4.7 Principe de mesure du coefficient de traˆın´ee d’une section d’aile par} l’´etude des pressions dans le sillage

D’autres mesures ont ´egalement permis de valider le mod`ele a´ero-structurel comme le coefficient de portance d´etermin´e par la balance, et les prises de pression statique r´eparties sur les parties rigides de l’aile. Ces donn´ees de pression, compl´et´ees par les pressions moyennes donn´ees par les capteurs KULITE sur la partie flexible du profil,

dimensions.

Tous ces instruments de mesure et les syst`emes d’acquisition qu’ils n´ecessitent sont des appareils tr`es sensibles et sont d´elicats `a mettre en œuvre. Lors des essais exp´eri- mentaux, les probl`emes techniques sont fr´equents et ils ne peuvent pas toujours ˆetre r´esolus imm´ediatement. Le tableau 4.1 est une liste de ce qui a et n’a pas fonctionn´e lors des d’essais.