IMSIA, ENSTA Paris - Weamec

IMSIA, ENSTA Paris
                       828, boulevard des Maréchaux
                              91120 Palaiseau

  Proposition de thèse 2022 : Calcul du bruit de décrochage statique et
         dynamique d’un profil d’aile en oscillation de tangage

Contexte
     Dans le contexte des machines tournantes (hélices marines, éoliennes, drones, ...), l’angle
d’attaque d’une section de pale peut varier pendant la rotation lorsque l’écoulement amont
est inhomogène. Cela a été démontré par exemple dans le contexte des éoliennes par Berta-
gnolio et coll. [1] ; voir figure 1(a), et le même type de phénomènes peut se produire sur des
hélices marines (effet du sillage de la carène) ou sur des drones (interaction entre propul-
seurs). Lorsque l’angle d’attaque atteint des valeurs suffisamment élevées, la couche limite
peut décoller et un phénomène de décrochage peut se produire, ce qui se traduit par une
forte modification du spectre du bruit rayonné par le profil. Cela a été montré récemment
lors d’essais dans la soufflerie anéchoı̈que du LMFA [2] dans le cadre du projet ANR PIBE
(Prévoir l’Impact du Bruit des Éoliennes - https://www.anr-pibe.com). Un profil
d’aile symétrique (NACA 0012) et un profil d’aile cambré (NACA 633 418) ont été placés à
différentes incidences entre 0 et 30◦ , et des mesures de pression ont été réalisées en paroi
et en champ lointain, comme le montre la figure 1(b). Sur la figure 2(a), on observe pour le
NACA 0012 une forte augmentation de la pression acoustique lorsque l’angle d’attaque est
supérieur ou égal à 15◦ , ce qui correspond au régime de décrochage avec un décollement
massif de la couche limite. Sur la figure 2(b) pour le NACA 633 418, le décollement est plus
progressif et l’augmentation du bruit rayonné moins marquée.

                      (a)                                             (b)

F IGURE 1 – (a) Pale d’éolienne de 38.8 m instrumentée par le DTU [1], et (b) vue de
l’expérience de décrochage dynamique dans la soufflerie anéchoı̈que du LMFA [2]

    D’un point de vue numérique, le bruit de décrochage a été peu étudié. En effet cela
nécessite de réaliser des simulations des grandes échelles ou des simulations numériques
directes avec des tailles de domaine importantes selon l’envergure, ce qui limite les cal-
culs à des nombres de Reynolds faibles. Ainsi, Turner et Kim [3] ont réalisé des simula-
tions numériques directes d’un profil NACA 0012 à Reynolds 50 000, et ont montré qu’une

(a)                                                (b)

F IGURE 2 – Densités spectrales de puissance de pression acoustique à 2 m du profil pour
différents angles d’attaque géométriques αs , g et pour (a) un profil NACA 0012 et (b) un
profil NACA 633 418.

taille de domaine de l’ordre d’une corde selon l’envergure est nécessaire pour obtenir une
convergence sur les niveaux de bruit. Afin de calculer ce bruit de décrochage, et d’analy-
ser les structures de l’écoulement qui sont à l’origine de ce bruit, nous avons réalisé des
simulations des grandes échelles (LES) incompressibles réalisées à l’aide du logiciel libre
Code Saturne (www.codesaturne.org) développé par EDF R&D. Lors du stage de
Maxime Magré [4], dans la continuité des travaux de thèse de Tommy Rigall [5], nous avons
obtenu des résultats encourageants pour un profil NACA 0012 à un angle d’attaque de 20.9◦ ,
avec un décollement massif de la couche limite, comme le montre la figure 3(a). Le spectre
de pression pariétal est relativement bien prédit à hautes fréquences, mais il est largement
surestimé à basse fréquence, ce qui peut être dû à une taille de domaine trop limitée se-
lon l’envergure (Lz = 0.4c). À partir du spectre de pression pariétal et de la longueur de
corrélation transverse calculés numériquement, il est possible d’utiliser le modèle analytique
d’Amiet pour calculer le bruit rayonné en champ lointain [4].

                              (a)                                                (b)

F IGURE 3 – (a) Isocontours du critère-Q (Q = 30 s−2 ) colorés par les valeurs de Ux /U∞ , et
(b) spectre de pression pariétale à x/c = 92% pour un angle d’attaque αe = 20.9◦ et pour
une taille de domaine selon l’energure Lz = 0.4c, avec c la corde du profil.

Objectifs de la thèse et programme de travail
    L’objectif de cette thèse est de comprendre les mécanismes à l’origine du bruit de décrochage
statique et dynamique à l’aide de simulations des grandes échelles ou de méthodes hybrides
RANS-LES, et de proposer des méthodes de réduction en jouant sur la forme des profils
(épaisseur et cambrure) et la forme du bord d’attaque. Le programme de travail est structuré
en quatre axes principaux :
    1. Simulations de l’écoulement autour d’un profil d’aile à grand angle d’attaque :
       Cet axe de travail est dans la continuité des travaux de thèse de Tommy Rigall [5],
       où une approche hybride est développée pour calculer le bruit à partir de LES in-
       compressibles réalisées avec Code Saturne. Des méthodes hybrides RANS-LES se-
       ront testées afin de réduire les coûts de calcul en n’activant le mode LES que dans
       les zones de l’écoulement où cela est nécessaire (zones de séparation en particu-
       lier), comme le modèle DES (Detached Eddy Simulation) [6], le modèle SAS (Scale
       Adaptive Simulation) [7, 8] ou encore la formulation HTLES (Hybrid Temporal Large
       Eddy Simulation) proposée récemment par Duffal et coll. [9].
    2. Calcul du bruit de décrochage en régime statique et identification des struc-
       tures tourbillonnaires à l’origine du bruit Le calcul de la pression acoustique
       au niveau du récepteur sera réalisé soit à l’aide de la théorie d’Amiet, soit à par-
       tir de l’analogie volumique de Ffocws-Williams et Hall. Afin d’identifier les struc-
       tures tourbillonnaires à l’origine du rayonnement acoustique, il est possible d’utiliser
       une méthode de décomposition en valeurs propres dans l’espace spectrale (SPOD),
       proposée récemment par Towne et coll. [10]. L’identification de ces structures nous
       permettra de mieux comprendre les mécanismes de génération de bruit, afin de les
       contrôler (voir point 4), et également de construire un modèle réduit du phénomène.
    3. Calcul du bruit de décrochage en régime dynamique : Afin d’étendre les résultats
       de l’axe précédent au régime dynamique, nous nous intéresserons aux méthodes de
       calcul par maillage mobile, comme la méthode ALE (Arbitrary Lagrangian Eulerian)
       implémentée dans Code Saturne.
    4. Réduction du bruit de décrochage à l’aide d’ondulations de bord d’attaque ou
       d’une modification de la forme du profil : Il a été montré que certains profils épais,
       comme ceux utilisés sur les pales d’éolienne, présente un décrochage plus tardif
       et plus progressif que les profils fins. De même, les ondulations de bord d’attaque
       (voir figure 4) peuvent être utilisées pour retarder l’apparition du décrochage. Nous
       étudierons dans cet axe quelle méthode est la plus efficace pour réduire le bruit de
       décrochage, tout en maintenant de bonnes performances aérodynamiques.

 F IGURE 4 – Géométries d’ondulations de bord d’attaque étudiées par Mayer et coll. [11].

Modalités pratiques
    — Profil souhaité : titulaire d’un M2 recherche ou d’un diplôme d’ingénieurs, avec une
      bonne formation en mécanique des fluides et en méthodes numériques.
    — Encadrement : Benjamin Cotté (Enseignant-chercheur ENSTA Paris) et Philippe La-
      fon (Ingénieur-chercheur EDF E&D) de l’IMSIA (https://www.imsia.cnrs.
      fr/), en partenariat avec l’équipe de développement de Code Saturne.
    — Lieu et début de thèse : la thèse se déroulera à l’IMSIA à Palaiseau, avec un début
      prévu à l’automne 2022.
    — Financement : Thèse AID classique (https://www.defense.gouv.fr/aid/
      appels-a-projets/appel-a-projets-theses-aid-classiques) ou
      bourse MESR (https://www.enseignementsup-recherche.gouv.fr).
      Possibilité de vacations d’enseignement pour compléter le salaire de base.
    — Pour candidater : envoyer CV, lettre de motivation et une liste de référents avant
      le 15 avril 2022 à benjamin.cotte@ensta-paris.fr et philippe.lafon@edf.fr.

Références
[1] F. Bertagnolio, H.A. Madsen, C. Bak, N. Troldborg et A. Fischer, Aerodynamic Noise Characterization of a
    Full-Scale Wind Turbine through High-Frequency Surface Pressure Measurements , International Journal
    of Aeroacoustics , vol. 14, pp. 729–766, 2015.
[2] D. Raus, L. Sicard, B. Cotté, R. Monchaux, E. Jondeau, P. Souchotte, M. Roger, Experimental charac-
    terization of the noise generated by an airfoil oscillating above stall, AIAA Aviation Forum 2021, paper
    2021-2291.
[3] J.M. Turner et J.W. Kim, Effect of spanwise domain size on direct numerical simulations of airfoil noise
    during flow separation and stall, Physics of Fluids 32 :065103, 2020.
[4] M. Magré, Calcul du bruit de décrochage d’un profil d’aile par approche hybride à l’aide de simulations
    des grandes échelles incompressibles, rapport de stage M2, 2021.
[5] T. Rigall, B. Cotté et P. Lafon, Airfoil Noise Numerical Simulations with Direct Noise Computation and
    Hybrid Methods Using Inflow Synthetic Turbulence, 25th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 20-23
    mai, Delft, Netherlands, 2020.
[6] P. R. Spalart, S. Deck, M. L. Shur, K. D. Squires, M. K. Strelets, and A. Travin. A new version of detached-
    eddy simulation, resistant to ambiguous grid densities. Theoretical and computational fluid dynamics,
    20(3) :181–195, 2006.
[7] F. R. Menter and Y. Egorov. The scale-adaptive simulation method for unsteady turbulent flow predictions.
    part 1 : theory and model description. Flow Turbulence Combustion, 85 :113–138, 2010.
[8] Y. Egorov, F. R. Mentor, R. Lechner, and D. Cokljat. The scale-adaptive simulation method for unsteady
    turbulent flow predictions. part 2 : application to complex flows. Flow Turbulence Combustion, 85 :139–
    165, 2010.
[9] V. Duffal, B. de Laage de Meux, R. Manceau, Development and Validation of a New Formulation of Hybrid
    Temporal Large Eddy Simulation, Flow, Turbulence and Combustion, https ://doi.org/10.1007/s10494-021-
    00264-z, 2021.
[10] A. Towne, O.T. Schmidt and T. Colonius (2018), Spectral proper orthogonal decomposition and its rela-
    tionship to dynamic mode decomposition and resolvent analysis, Journal of Fluid Mechanics 847, 821-867.
[11] Y.D. Mayer, B. Zang, M. Azarpeyvand , On the effects of leading edge serrations on aeroacoustic proper-
    ties during stall, Proceedings of the 23rd International Congress on Acoustics, 9-13 September, Aachen,
    Germany, 2019.