Revue des activités de contrôle d’écoulement chez Dassault Aviation au cours des 25 dernières années

La 50ème Conférence Internationale 3AF d’Aérodynamique Appliquée, qui s’est tenue du 30 mars au 1er avril 2015 à l’ISAE-SupAEro Toulouse, a accueilli la Lanchester Lecture organisée chaque année par la Royal Aeronautical Society. C’était la première fois que cette conférence était donnée en dehors du Royaume-Uni. Le conférencier invité par la RAeS était Jean-Pierre Rosenblum de Dassault Aviation, vice-président de la Commission Technique Aérodynamique, qui a fait un exposé sur le sujet : An overview of flow control activities at Dassault Aviation for the last 25 years.

Le conférencier a présenté des exemples de contrôle concernant les écoulements de pointe avant d’avion de combat, le contrôle de circulation, du décollement, de la transition laminaire-turbulent (technique HLFC ou Hybrid Laminar Flow Control). 

Il a également évoqué la réaction de l’industrie face aux problèmes posés par l’intégration des dispositifs de contrôle dans le programme de conception d’un avion.

1. Introduction

En France, les toutes premières idées sur le contrôle des écoulements ont été développées à l’ONERA après la seconde guerre mondiale par Philippe Poisson-Quinton. Il a travaillé sur le contrôle de couche limite et le contrôle de circulation, utilisant des techniques d’aspiration et de soufflage continu sur des voilures équipées de volets. Dans une de ses publications de 1948, il définit le coefficient de quantité de mouvement de soufflage Cµ, qui est très couramment utilisé pour quantifier le coût énergétique du contrôle d’écoulement par soufflage.

La turbo voile développée en 1982 par Malavard et Charrier pour le Commandant Cousteau et testée sur deux bateaux, le Moulin à Vent et l’Alcyone, constitue un exemple d’application du contrôle d’écoulement dans un domaine hors aéronautique. La turbo voile générait une portance latérale sur un mât de section elliptique, le contrôle de circulation étant réalisé par aspiration continue permettant de supprimer le décollement de couche limite et par l’adjonction d’un petit volet destiné à augmenter la portance.

Ce sujet a connu un regain d’intérêt au début des années 90 aux Etats-Unis avec les travaux de Wygnanski, Seifert, Glezer, Amitay basés sur de nouvelles idées d’actionnement instationnaire, telles que les jets pulsés ou les jets synthétiques (figure 2), localisés aux points les plus sensibles de l’écoulement et capables de faire recoller un écoulement décollé à un coût énergétique réduit par rapport aux techniques d’actionnement continu. 

Figure 2. Contrôle de décollement sur un cylindre par Jet synthétique.

En France, Pierre Perrier de Dassault Aviation, bien au courant de ces nouveaux axes de recherche, anticipa le potentiel du contrôle d’écoulement appliqué au domaine aéronautique. L’idée fondamentale était de chercher à injecter la bonne perturbation au bon endroit de façon à bénéficier de l’effet d’amplification de l’écoulement. A partir du milieu des années 90, il initia un ensemble d’activités de recherche à ce sujet à l’ONERA et dans de nombreux laboratoires du CNRS et universités (Ecole Centrale de Lyon, LEA de Poitiers, IMFT Toulouse, LPMO Besançon, LML Lille, IEMN Lille, Ladhyx, IRPHE Marseille, ENSICA Toulouse, entre autres). Il parvint à fédérer la communauté scientifique autour des challenges multidisciplinaires de la « mécanique des fluides active ».  Sur la plupart des sujets, la recherche fondamentale, axée sur les études paramétriques, était réalisée par les laboratoires du CNRS. Cela permettait de définir des configurations plus appliquées qui étaient étudiées par l’ONERA. Dassault Aviation était en charge de la conception du contrôle d’écoulement et de la coordination des études.

Cet effort était motivé par les applications aux avions militaires et aux avions d’affaires Falcon, afin de contribuer à la conception tout en facilitant l’optimisation des performances et les compromis multidisciplinaires. Les applications sur avion de combat concernaient l’amélioration de la manœuvrabilité aux fortes incidences (contrôle des tourbillons de pointe avant et de voilure, amélioration du comportement de l’entrée d’air aux incidences élevées, vectorisation du jet).  Sur plateforme de type UCAV, l’objectif du contrôle d’écoulement était d’aider durant la phase de conception à la réalisation de compromis entre performances aérodynamiques et furtivité. Ainsi, on peut citer les exemples d’amélioration de stabilité en basse vitesse, de contrôle de décollement dans les manches à air fortement coudées pour la discrétion, de contrôle de vibration dans les soutes à armement ouvertes, de gouvernes fluidiques (figures 3a et 3b).

Figure 3a. Applications potentielles du contrôle d’écoulement sur avion de combat.

Figure 3b. Applications potentielles du contrôle d’écoulement sur un UCAV.

En ce qui concerne les avions d’affaires (figure 4), les applications potentielles étaient relatives au contrôle de décollement en basse vitesse (amélioration de la finesse au décollage et de la portance maximale à l’atterrissage), au contrôle de laminarité en croisière pour réduire la traînée de frottement, au fait de repousser les limites d’apparition du tremblement, ainsi qu’à la réduction du bruit moteur en augmentant le mélange du jet.

Figure 4. Applications potentielles du contrôle d’écoulement sur un avion d’affaires.

Différents exemples de contrôle d’écoulement vont d’abord être présentés. Puis, nous soulignerons les problèmes posés par l’intégration des dispositifs de contrôle dans un programme d’avion.

2. Exemples de contrôle de décollement

Le type de contrôle le plus étudié est celui du décollement qui sera illustré ci-dessous par le contrôle de tourbillons de pointe avant sur avion militaire et le contrôle de tremblement sur avion d’affaires. 

2.1. Contrôle des tourbillons de pointe avant

Le contrôle des tourbillons de pointe avant constitue la meilleure illustration de l’effet d’amplification d’une perturbation par l’écoulement. La phénoménologie correspondante peut être décrite ainsi: sur avion de combat à pointe avant conique, l’écoulement décolle sur les flancs latéraux au-delà d’une certaine incidence, créant deux tourbillons. Au-delà de 45° d’incidence, l’écoulement est dominé par une dissymétrie tourbillonnaire générant une force latérale et un moment de lacet sur l’avion, dont l’intensité et le signe sont imprédictibles et dépendent des imperfections de surface en extrémité de pointe avant. De plus, à grande incidence, la dérive perd son efficacité, puisqu’elle se trouve plongée dans le sillage de l’écoulement décollé du fuselage. Il en résulte une instabilité en lacet.

L’idée du contrôle d’écoulement est de tirer parti de la forte sensibilité de l’écoulement à l’extrême pointe. En y générant une dissymétrie calibrée (soufflage latéral, micro-virure rotative, …), on peut piloter la dissymétrie tourbillonnaire dans un sens ou l’autre. L’actionneur basé sur du soufflage axial et conçu à cet effet est présenté en figure 5a. Il ne mesure que quelques centimètres et nécessite un débit d’environ 1 g/s à l’échelle avion, ce qui est complètement négligeable en comparaison du débit moteur. En réalisant un rapport cyclique de 50% entre soufflage à droite et à gauche, on symétrise l’écoulement en moyenne. En faisant varier ce rapport cyclique, on génère une variation linéaire de l’effort latéral en fonction de la commande (figure 5b), disposant ainsi d’une nouvelle gouverne de lacet.

Figure 5a. Actionneur Dassault Aviation/CETEHOR.

Figure 5b. Force latérale en fonction de l’incidence pour différents % de soufflage gauche/droit.

Figure 5. Actionneur et son effet sur la force latérale.

Figure 6. Comparaison de l’efficacité en lacet en fonction de l’incidence sur un avion de combat générique du braquage de drapeau, d’une virure de pointe avant et du soufflage de pointe avant en transition naturelle (NT) et transition déclenchée (TT). 

Comme illustré sur la figure 6, lorsque l’efficacité du drapeau s’écroule avec l’incidence, l’efficacité du soufflage en lacet croît et vient la compenser. Il convient de prendre en compte l’état de la couche limite qui a une influence non négligeable sur l’efficacité du dispositif. 

2.2. Contrôle de tremblement

Un autre exemple de contrôle de décollement est relatif au contrôle de tremblement à l’aide de générateurs de tourbillons (VG) mécaniques ou fluidiques dans le but de repousser la limite d’apparition du tremblement.  Les VG fluidiques sont préférables aux mécaniques, car leur pénalité en traînée est moindre durant la croisière nominale. 

Des essais dans la  soufflerie T2 réalisés par l’ONERA sur profil OAT15A ont montré que des VG mécaniques co-rotatifs pouvaient être placés à une grande distance en amont du choc transsonique, tout en restant efficaces.

En vue de préparer un futur essai en soufflerie, une étude numérique paramétrique des VG fluidiques fut réalisée en 2003 sur une section de voilure générique d’avion d’affaires dans des conditions de vol associées à la limite d’apparition du tremblement. Les paramètres considérés étaient la position des VG, leur espacement, les vitesses et angles de soufflage, le débit injecté. La figure 7, montrant le résultat d’un calcul Navier-Stokes, illustre la capacité d’un VG fluidique à supprimer le décollement de couche limite, ce qui est confirmé par la forte réduction du paramètre de forme incompressible de couche limite Hi de 6 à 2.5 au bord de fuite combinée au changement de pente du coefficient de pression Cp après le choc.

Figure 7. Effet de VG fluidiques sur le facteur de forme de la couche limite et sur le coefficient de pression Cp pour une section de voilure générique d’avion d’affaires. 

La validation expérimentale de l’efficacité des VG fluidiques fut obtenue en 2010 dans le cadre du projet européen AVERT (Aerodynamic Validation of Emission Reducing Technologies), les essais étant financés par Airbus Operations Ltd, Airbus Operations SL, Alenia Aeronautica, Dassault Aviation, l’ONERA et l’Union Européenne. Ceux-ci eurent lieu dans la soufflerie S2 Modane de l’ONERA sur une demi-voilure générique. Les VG fluidiques situés à 15% de corde s’avérèrent efficaces à supprimer le décollement et à repousser la limite d’apparition du tremblement plus efficacement que les autres dispositifs considérés (figure 8).

Figure 8. Effet de VG fluidiques (FVG), de VG mécaniques et de dispositifs fluidiques de bord de fuite (FTED) sur la limite de tremblement (résultat de l’essai ONERA à S2MA).

3. Contrôle de circulation

Le contexte de l’emploi de gouvernes fluidiques est de pouvoir contrôler un drone de combat (UCAV) sans braquer les gouvernes conventionnelles durant les phases de vol où un haut niveau de furtivité est requis. C’est dans ce cadre que Dassault Aviation a étudié entre autres un aileron fluidique et une gouverne de lacet fluidique.

L’aileron fluidique est basé sur du contrôle de circulation par effet Coanda par l’intermédiaire d’un film fluide défléchissant vers le haut ou le bas l’écoulement environnant autour d’un bord de fuite arrondi. Sa conception fut réalisée par Dassault Aviation à l’aide de calculs Navier-Stokes 2D en flèche (figure 9a), puis validée lors d’un essai de principe à l’ONERA Lille. Le système pneumatique fut conçu et intégré à l’Avion de Validation Expérimentale (AVE) afin de tester les gouvernes fluidiques à l’échelle 1 dans la soufflerie F1 de l’ONERA (figure 9b). Les essais montrèrent que l’aileron fluidique en basse vitesse avait une efficacité équivalente à 30° de braquage d’aileron mécanique (figure 10a). Des essais en vol de l’AVE eurent lieu en octobre et novembre 2008 afin d’identifier les efficacités en vol de cette gouverne (figure 9c). Ils confirmèrent les résultats de soufflerie. 

(c) Essais en vol en octobre 2008

Figure 9 : Différentes phases de l’étude des gouvernes fluidiques.

Une approche similaire fut employée pour des gouvernes de lacet de type ciseaux fluidiques ou mécaniques. Là encore, de bonnes efficacités de lacet ont été obtenues et confirmées lors des essais en vol, les gouvernes ciseaux étant plus efficaces que les gouvernes de type « piano » (figure 10b). L’étape suivante serait de tester en vol des lois de commande basées sur ces gouvernes fluidiques et aussi de réaliser la transposition aux conditions de croisière. 

(a) Efficacité de roulis d’un aileron fluidique

(b) Efficacité de lacet des ciseaux et pianos fluidiques

Figure 10 : Efficacité des gouvernes fluidiques en fonction du débit de soufflage comparées aux gouvernes mécaniques (résultats de soufflerie et de calcul).

4. Contrôle de laminarité

Le dernier exemple concerne le contrôle de laminarité, qui fut le tout premier type de contrôle d’écoulement testé par Dassault Aviation. 

Pour réduire la traînée de frottement en croisière, une approche consiste à retarder la transition laminaire / turbulent de la couche limite. Pour y parvenir, on a recours à de l’optimisation de forme de la voilure dans le cas de faibles flèches (Laminarité Naturelle) ou bien à de l’optimisation couplée à de l’aspiration localisée dans le cas de plus fortes flèches (Laminarité Hybride ou HLFC). 

Des études ont été menées sur ces sujets en association avec des essais en vol (figure 11): 

• Falcon 50 avec « nageoire » en laminarité naturelle (1985-1987) ;
• Falcon 50 avec manchon en laminarité hybride (1987-1990) qui permit la mise au point de l’aspiration et l’évaluation de critères de transition en conditions de vol ;
• Falcon 900 avec manchon en laminarité hybride (1993-1997) qui démontra la viabilité de la technologie d’aspiration, permit de tester un bump d’anti-contamination de bord d’attaque et contribua à la mise au point et la validation des outils numériques (calculs de couche limite 3D et analyse de stabilité).  

(a) Essais en vol de laminarité naturelle

(b) Essais en vol sur Falcon 900 avec manchon HLFC sur Falcon 50

Figure 11. Démonstrations en vol de contrôle de laminarité sur avions Falcon.  

Le contrôle de laminarité illustre bien l’impact des progrès numériques et théoriques, et donc de la connaissance de la physique associée, sur l’efficacité du contrôle. Ces progrès furent réalisés grâce à la collaboration efficace entre Dassault Aviation et l’équipe de Daniel Arnal de l’ONERA Toulouse. A titre d’exemple, le code de stabilité linéaire de l’ONERA, calculant le facteur d’amplification N, avait été utilisé pour concevoir le système d’aspiration à 6 flûtes pour la laminarité hybride. Une analyse plus fine réalisée par Daniel Arnal avec un code de stabilité non local résolvant les équations parabolisées de stabilité permit d’optimiser le nombre et la position des flûtes d’aspiration (figure 12). 

En concentrant l’aspiration dans la région où les instabilités commencent à croître, il est possible de les amortir considérablement : le facteur N est divisé par 2 à l’abscisse 0.6, permettant d’étendre la zone laminaire. 

(a)

(b)

Figure 12. Facteur d’amplification N avec (a) la position initiale et  (b) la position optimisée de l’aspiration.

Plus récemment, Dassault Aviation a étudié l’extension de laminarité naturelle sur les voilures dans le cadre du projet européen Cleansky SFWA (Smart Fixed Wing Aircraft). De façon à aider à préparer de futurs essais en vol, à se rassurer sur les tailles de rugosité et d’ondulation acceptables, ainsi que de définir des tolérances de fabrication, des essais en vol ont été réalisés récemment sur l’empennage ou plan horizontal (PH) d’un Falcon 7X. 

Les conditions de vol et les déflections optimales du PH ont été déterminées par calcul de façon à obtenir une extension de laminarité significative à l’extrados du PH. Une caméra infra rouge (IR) a été montée en haut de la dérive afin d’obtenir des images IR de l’extrados du PH (figure 13). 

Des imperfections calibrées ont été collées sur le PH et leur effet sur la transition a été mesuré en vol en vue d’évaluer les hauteurs critiques de ces détails conduisant à la transition. La nature des instabilités, Tolmienn Schlichting ou Cross Flow, a été caractérisée numériquement. Dassault Aviation contribue actuellement à l’effort de recherche sur la laminarité hybride (HLFC) avec Airbus et les centres de recherche européens dans le cadre du projet européen AFLoNext.

(a)

(b)

Figure 13. Essais en vol de laminarité naturelle sur le PH du F7X (a) et exemple de résultat obtenu par thermographie IR (b).

5. Problèmes posés par l’intégration des technologies de contrôle d’écoulement

Après tous ces exemples, l’un des points clés est relatif aux problèmes posés par l’intégration de ces technologies sur avion. De façon à pouvoir en disposer pour un programme avion, il est nécessaire d’augmenter leur TRL ou niveau de maturité. 

Les premières étapes du processus de maturation peuvent être listées comme suit :

• Définition du concept et dimensionnement ;
• Démonstration du principe ;
• Conception intégrée à l’avion et évaluation en soufflerie ;
• Développement du système pour les essais en vol et intégration à une plateforme d’essais ;
• Essais en vol de la technologie.

Mais le plus important, c’est d’être capable de déterminer très tôt dans un projet les technologies les plus pertinentes. Ainsi, il s’avère indispensable, pour chacune des technologies de contrôle d’écoulement, d’élaborer un tableau de synthèse multidisciplinaire présentant les avantages et inconvénients liés à son intégration, en vue de constituer une aide à la décision de la sélectionner ou pas. 

Le Tableau 1 donne une idée des éléments constitutifs de cette synthèse à renseigner. Les avantages consistent essentiellement en l’amélioration de la performance que l’on doit quantifier. Les inconvénients directs associés sont l’augmentation de masse et le coût énergétique qui doivent être pris en compte pour élaborer un bénéfice net consolidé.

Deux autres aspects qui doivent être considérés concernent d’une part les effets de bord de la technologie sur les autres systèmes avion, ainsi que les taux d’échange à considérer sur les performances, d’autre part la compétition avec les autres technologies vis-à-vis de l’espace disponible, ce qui nécessite de se donner des priorités et d’étudier leur compatibilité.

Un autre point, non des moindres, est lié aux aspects opérationnels et à la certification et s’intéresse aux cas de panne et aux problèmes critiques de la technologie. Ainsi, un directeur de projet aura le réflexe de poser la question : en cas de panne perd-on l’avion ? Deux réponses sont possibles : soit de multiplier les redondances pour conserver la technologie, soit de ne retenir que des technologies non critiques. 

Enfin, les dernières interrogations portent sur les aspects économiques et la maturité. 

6. Conclusion

Durant les 25 dernières années, beaucoup de progrès ont été réalisés sur de nombreux sujets relatifs à la « mécanique des fluides active ». Ils n’auraient pu être obtenus chez Dassault Aviation sans l’aide précieuse des laboratoires du CNRS, de l’ONERA, des centres de recherche européens et des industriels : Snecma, BAE Systems, QinetiQ, Airbus et d’autres partenaires industriels européens. Cette recherche a été rendue possible grâce au soutien et au financement de la DGA, de la DGAC, du DSTL et de l’Union Européenne.

Les démonstrations industrielles, qui sont plus focalisées sur la robustesse des technologies, sont parfois loin de l’objectif initial de minimiser l’énergie de perturbation. Il reste donc de la place pour la recherche fondamentale sur la façon de tirer parti des instabilités de l’écoulement. De plus, le contrôle d’écoulement en boucle fermée peut s’avérer être une option prometteuse pour réduire le coût énergétique associé. Ainsi, le réseau de recherche du CNRS « GDR Contrôle des décollements » dirigé par Azeddine Kourta se concentre sur ces deux aspects.

La recherche sur les actionneurs et les capteurs a encore besoin de progresser de façon à obtenir une technologie mature en accord avec les spécifications aéronautiques. D’un point de vue système, il faut rechercher la simplicité des systèmes d’actionnement.

Sommes-nous encore loin de l’application ? 

Certaines de ces technologies ont été ralenties par l’anticipation de problèmes de sécurité, par l’évaluation d’un gain net insuffisant ou bien par le manque de retour sur leur utilisation. Cependant, nous ne devrions pas les abandonner. Beaucoup de travail reste à faire pour les amener au niveau de maturité requis et les rendre compatibles avec la certification.

En ce qui concerne les applications potentielles à court terme sur de futurs programmes avion, les technologies suivantes semblent prometteuses :

• Pour les avions d’affaires : la laminarité hybride en complément de la laminarité naturelle, ainsi que l’utilisation de dispositifs acoustiques passifs.
• Pour les avions militaires : outre les technologies passives existantes, comme les spoilers pour les soutes à armement, il convient de mentionner les technologies de refroidissement, qui réalisent un contrôle thermique de l’écoulement par le biais d’injections, peut-être pas aussi impressionnantes que le contrôle de décollement, mais en tous cas essentielles sur les nouvelles plateformes. Il y a matière à innover sur un tel sujet. ?