L'accumulation de glace sur les avions est un problème bien identifié depuis le début des années 1900. Les solutions actuellement utilisées en vol (soufflage d'air chaud provenant des moteurs, tapis chauffants électrothermiques, boudins pneumatiques gonflables, bobines électromagnétiques) offrent une protection efficace mais nécessitent une puissance ou un besoin en maintenance important. De plus, dans le cadre d’avions plus électriques, les systèmes dépendant des moteurs thermiques sont susceptibles de devenir obsolètes, ouvrant ainsi la voie à de nouveaux systèmes électriques. Les systèmes de dégivrage électromécaniques se sont récemment avérés pertinents en termes de consommation d'énergie et de masse embarquée, ce qui explique le travail poursuivi dans cette thèse pour développer ce système.Cette thèse se concentre sur la conception de systèmes de dégivrage électromécaniques résonants basés sur de nouvelles structures ou architectures d'actionneurs. Le système de dégivrage électromécanique résonant étudié est basé sur des actionneurs piézoélectriques. Alimentés par un courant alternatif, les céramiques piézoélectriques vibrent en excitant la structure à une fréquence donnée. Lorsqu'elle correspond à une des fréquences naturelles de la structure, l'amplitude des vibrations augmente grâce au phénomène de résonance, générant des niveaux élevés de contraintes et de déformations, dépassant finalement la résistance mécanique de la glace. L'objectif est de développer un prototype qui pourrait démontrer une protection efficace contre le givre pour une faible puissance absorbée (moins de 10 kW/m²).Afin de concevoir un système de dégivrage électromécanique résonnant efficace et peu consommateur, de nombreuse thématiques ont été étudiés et sont donc développés dans ce manuscrit de thèse.En se basant sur la mécanique des fractures, les mécanismes de fissuration et détachement de la glace sont étudiés. Tout d'abord, des simples échantillons plaques sont utilisés pour faciliter les calculs et les expériences. En utilisant l'analyse modale par éléments finis et les outils d'analyse de fracture, les différents mécanismes de fracture de la glace sont identifiés et les conditions de déclenchement définies. Les mécanismes théoriques supposés sont confirmés par des vérifications expérimentales. Sur la base de ces connaissances, une campagne hybride numérique/expérimentale est menée pour mesurer avec précision les propriétés mécaniques de la glace atmosphérique. Enfin, les mécanismes de fissuration identifiés sont améliorés par le développement et l’utilisation d'un outil d'optimisation, modifiant la géométrie du substrat pour maximiser l'efficacité du dégivrage.Des applications plus réalistes sont ensuite étudiées. Tout d'abord, l'actionnement de la structure est amélioré en minimisant la durée du processus d’identification et d'excitation des modes. Ensuite, afin de faciliter la sélection des modes d'intérêt et l’identification des principales caractéristiques du système, des critères de conception sont définis en fonction de la puissance mécanique, de l'énergie ou de la force à fournir à la structure pour réaliser le dégivrage. En utilisant ces critères, les propriétés de la glace et les connaissances des mécanismes de fracture acquises grâce aux études préliminaires, un prototype NACA réaliste est usiné et instrumenté. Permettant ainsi d'effectuer des tests de vérification dans la soufflerie givrante de l'ICA.Enfin, les performances du prototype sont comparées aux systèmes existant de protection contre le givre. L'impact du système au niveau de l'avion est évalué en quantifiant la puissance requise, la traînée induite et la masse supplémentaire du système et de ses sous-systèmes. Cette approche permet de mettre en avant les avantages de la solution électromécanique développée dans cette thèse au niveau de la flotte aérienne.

Le bruit de choc du rotor est aujourd'hui une des principales sources de bruit des moteurs d'avions dans les conditions de décollage et de montée. Le contrôle et la réduction de cette source de bruit sont d'une importance primordiale pour les avionneurs pour se conformer aux réglementations internationales et améliorer le confort des passagers. Des outils de simulation haute fidélité sont nécessaires pour son étude, avec prise en compte de tous les effets géométriques et d'écoulement 3D ainsi que la modélisation des traitements acoustiques incorporés dans les parois de l'entrée d'air de nacelle. Les solveurs Euler et Navier-Stokes proposent des solutions pour calculer la propagation non linéaire des fluctuations de pression de forte amplitude des chocs créés par les rotors dans l'entrée d'air. Cependant, la modélisation des revêtements acoustiques dans ces solveurs reste un défi de l'acoustique numérique moderne, en raison de leur appartenance naturelle au domaine fréquentiel. Le présent travail se concentre sur la validation et l'extension de la condition limite d'impédance dans le domaine temporel (TDIBC) basée sur la Représentation Oscillo-Diffusive (ODR) et son implémentation dans un solveur CFD industriel. L'ODR s'est déjà avéré être un outil mathématique performant pour traduire l'opérateur d'impédance (ou de reflection) dans le domaine temporel.Un développement numérique dans un formalisme Navier-Stokes Characteristic Boundary Condition (NSCBC) a permis l'implémentation de ce modèle temporel dans le solveur Navier-Stokes à volumes finis elsA. Les validations de cette méthodologie sont réalisées par rapport à des données acoustiques issus de la littérature et de mesures expérimentales industrielles. Ils ont tous démontré que la nouvelle TDIBC est correctement implémentée dans le solveur CFD et prouvé son efficacité en termes de temps de calcul et stabilité numérique. Enfin, une application à la propagation et à l'atténuation des ondes de choc créées par les rotors dans une entrée d'air traiteé est proposée.

Ce travail présent le développement d’une formulation exergétique réduite au sillage, adaptée à l’analyse aérodynamique de configurations ayant un fort couplage aéro-propulsif. Cette formulation est basée sur le travail d’Arntz (formulation exergétique utilisant un plan de sondage de taille infinie qui est bien adaptée pour l’analyse des simulations aérodynamique computationnelles par CFD) et combinée avec des méthodes classiques de champ lointain afin de réduire la zone d’étude au sillage. L’intérêt de cette réduction de la zone d’étude est double : d’un part, cela autorise une validation expérimentale de l’étude aéro-propulsif. D’autre part, cette réduction au sillage offre une compréhension très puissante de la physique et permet aussi de décomposer tous les mécanismes de génération de pertes aérodynamique. Ainsi, cette décomposition permet d’établir une comptabilité des phénomènes aéro-propulsifs pour des configurations avion complexes, ayant un fort couplage, ce qui est très outil pour le design d’un avion.La deuxième partie de la thèse vise à récolter des donnés expérimentaux (essais en soufflerie) d’une configuration avion type multifan, ayant un très fort couplage aéro-propulsif. Une maquette simplifiée de cet avion a été testée, tout en réalisant des mesures de sillage par PIV et sonde cinq trous, ainsi que des mesures de balance. Cette base de données a été utilisée pour valider expérimentalement la nouvelle formulation exergétique. Aussi, elle a été utilisé pour établir une modèle aéro-propulsif en utilisant une analyse aérodynamique classique, suivi d’une analyse exergétique complémentaire qui a fourni information de design très outil et qu’aucune méthode existante permet de le faire.

Lors de la rentrée atmosphérique d’un véhicule hypersonique, l’écoulement présente une onde de choc détachée enveloppant le véhicule et une couche limite visqueuse au voisinage de la paroi qui conduit à son échauffement. Dans les basses couches de l’atmosphère, l'écoulement évolue d'un régime laminaire à un régime turbulent en raison de l’augmentation du nombre de Reynolds. L’échauffement de la paroi conduit à la détérioration du matériau sous l’effet de l’ablation et de réactions chimiques susceptibles de modifier l’état de surface. Dans le cas d’un écoulement pleinement turbulent, l'effet des rugosités de paroi se traduit par une augmentation du frottement et des échanges de chaleur. Actuellement, on dispose de modèles avec différents degrés de sophistication et de validation qui reproduisent cet effet par augmentation de la turbulence en proche paroi. Concernant le soufflage en paroi, des modèles existent qui permettent de reproduire l'effet d'injection de fluide à la paroi sur le développement de la turbulence. L’objectif de cette thèse est de mettre au point un modèle permettant de tenir compte d'effets conjoints/couplés de rugosité et de soufflage adapté à des approches RANS (Reynolds Averaged Navier-Stokes) de la turbulence, par exemple modèle à deux équations de type k-ω;, dans le contexte d’écoulements hypersoniques. La thèse se déroulera en 3 ans dans le cadre d’une collaboration entre le CEA-CESTA (à proximité de Bordeaux) et l’ONERA-DMAE (Toulouse). Le déroulement se fera comme suit: - Tout d'abord une revue bibliographique la plus exhaustive possible sera entreprise sur la problématique des parois rugueuses avec soufflage. Cette revue doit aboutir à l'élaboration d'une base de données détaillée. On distinguera notamment les écoulements subsoniques incompressibles des écoulements supersoniques et hypersoniques. A partir de cette base de données, la seconde étape de la thèse sera la construction d'un modèle de rugosité/soufflage. - Dans un premier temps, on adoptera une approche avec un couplage faible entre les effets de rugosité et de soufflage. Ainsi, les modèles de rugosité actuels seront couplés à des conditions limites de soufflage pour voir dans quelle mesure une telle approche peut s'appliquer. - Ensuite, on considèrera des approches où les effets de soufflage, notamment sur la turbulence de proche paroi, seront pris en compte en supplément des effets de rugosités dans la formulation du modèle de turbulence. Enfin, on envisage le développement d'un modèle directement à partir de la base de données collectée, dans lequel les effets de rugosité et de soufflage sont fortement couplés. Les différents modèles identifiés seront développés dans un code de couche limite (code CLICET de l'ONERA) puis dans un solveur Navier-Stokes (code CEA). Une phase de validation sur des cas pertinents d'application sera ensuite menée.

Les expérimentations de proximité sont un outil essentiel dans la télédétection de la terre car elles permettent d’acquérir de longues séries temporelles de mesures pouvant anticiper et accompagner le développement de nouvelles technologies spatiales. Dans le cadre de la préparation de la mission spatiale BIOMASS, le diffusiomètre TropiScat-2 installé sur la tour Guyaflux (Guyane Française) a permis d’étendre et de consolider l’expérimentationinitiale TropiScat. BIOMASS sera le premier radar imageur en bande P (λ ≈ 70 cm) dont l’objectif est de cartographier le stock de carbone dans les forêts à l’échelle globale grâce à des mesures inédites en configuration repeat-pass interférométrique et tomographique. L’efficacité de ces modes a été démontrée grâce aux campagnes aéroportées sans pour autant s’assurer de leur robustesse par rapport aux conditions d’observation variables. A partir des séries multifréquences inédites de l’expérimentation TropiScat-2, cette thèse vise à caractériser les variations temporelles du signal radar rétrodiffusé sur un site de forêt tropicale dense. Des mesures en bande P, L et C ont été acquises quasi simultanément toutes les 15 minutes, constituant une base de données d’environ deux années pour ce travail de thèse. L’exploitation de ces données a été réalisée grâce à des algorithmes implémentés au cours de ce travail, se basant d’une part sur les réponses impulsionnelles issues des mesures fréquentielles, et d’autre part sur la formation de tomogrammes dans le cas des données en bande P. Des corrections adaptées ont été développées et intégrées à ces algorithmes afin de tenir compte des spécificités de ce type d’expérimentation. L’exploitation des séries temporelles en bande P a permis de quantifier la décorrélation temporelle à long terme d’une forêt tropicale, selon des intervalles de temps clés des scénarii d’acquisition de BIOMASS. Cette étude révèle que les cohérences temporelles à 18 jours (correspondant à l’intervalle de temps entre la première et la dernière acquisition du traitement tomographique BIOMASS) varient en fonction de la saisonnalité et peuvent donc impacter les performances de la mission. En outre, des valeurs significatives ont été obtenues pour les cohérences à 7 et 14 mois, ouvrant la voie à de nouvelles méthodes pour l’exploitation des données issues de différents cycles de la mission. L’exploitation du traitement tomographique a permis d’imager dans le plan vertical la rétrodiffusion en bande P de la forêt. Ce traitement a permis de séparer les contributions de rétrodiffusion au niveau du sol et celles au niveau du volume de la forêt, permettant ainsi la caractérisation de leurs évolutions temporelles respectives à court terme via les variations diurnes et à long terme via les effets saisonniers. L’aspect multifréquence des données TropiScat-2 a été initié par l’analyse de données inédites en bande C. Cette étude a permis de dissocier les sources de décorrélation temporelle impactant le signal bande C notamment le vent et l’évapotranspiration. Des pistes de synergies inter-fréquences ont pu être initiées à travers l’exploitation simultanée des données en bandes P, L et C, qui a permis de caractériser les liens entre ces trois fréquences que ce soit pour les cohérences ou les intensités. Ce travail de thèse permet de souligner le rôle de la décorrélation temporelle non seulement comme une source de perturbation pour les applications cohérentes mais également comme un indicateur pertinent de l’évolution des forêts. Les résultats obtenus permettent d’enrichir nos connaissances sur l’interaction des micro-ondes avec la végétation dense, sur lesquelles pourront se baser des scénarii d’acquisition innovants pour BIOMASS, en lien avec d’autres missions à plus haute revisite temporelle.

Les assemblages sont le point critique de toutes les industries de construction. Au-delà de permettre la construction de systèmes mécaniques complexes, il en assure la durée de vie, du fait qu’ils ont pour fonction d’assurer le transfert des efforts au sein des structures. Comparée à la technologie d’assemblage par boulonnage, l’assemblage par collage offre des performances mécaniques accrues tout en réduisant la masse embarquée nécessaire au transfert des efforts. Cette technologie intéresse donc particulièrement les industries aéronautiques, spatiales, ferroviaires ou automobiles, pour lesquelles le rapport résistance sur masse est un enjeu majeur. Le sujet consiste à développer des méthodologies permettant de réduire les temps de calcul tout en prenant en compte le comportement réel de l’adhésif pour une meilleure représentativité de la simulation du comportement mécanique sous sollicitation dynamique à l’échelle de la structure. Il est démontré dans la littérature que certains jeux d’hypothèses simplificatrices permettent une représentation précise du comportement mécanique des assemblages collés au travers d’un schéma de résolution analytique. Néanmoins, le champ d’application de ces approches analytiques est souvent trop restrictif. Des schémas de résolution semi-analytique doivent alors être employés pour résoudre le système d’équations différentielles issu des judicieuses hypothèses simplificatrices. A notre connaissance, la technique par macro-élément, développée depuis 15 ans à l’Institut Clément Ader, est une des deux approches semi-analytiques qui existent dans la littérature. Aujourd’hui, cette technique est applicable dans le cadre d’une cinématique de poutre et peut être utilisée pour des éprouvettes de caractérisation ou des assemblages chargés dans le plan. L’objectif de cette thèse est d’étendre la technique par macro-élément à une cinématique de plaque, impliquant alors un système d’équations aux dérivées partielles, afin de pouvoir simuler des assemblages de structures minces sous chargement statique et dynamique quelconque.

L’objectif de ce travail est d’étudier l’influence de la compressibilité sur la dynamique du sillage du cylindre circulaire et du profil NACA0012, à faibles nombres de Reynolds. L’attention est portée en particulier sur le développement des instabilités primaires et secondaires à l’origine de la transition de l’écoulement d’un état bidimensionnel stationnaire vers un état tridimensionnel instationnaire. Le développement d’un code basé sur l’algorithme de Krylov–Schur combiné à une approche itérative en temps est réalisé pour conduire l’analyse de stabilité modale globale. La première partie est focalisée sur l’instabilité primaire à l’origine de la bifurcation du sillage du profil NACA0012 d’un état bidimensionnel stationnaire vers un état bidimensionnel instationnaire. Cet écoulement instationnaire est caractérisé à l’aide de simulations numériques directes pour différents nombres de Reynolds Re ∈ [200; 1000] et pour différents angles d’incidence α ∈ [0◦; 20◦]. L’écoulement de base stationnaire nécessaire à l’analyse de stabilité est obtenu à l’aide de la technique de SelectiveFrequency Damping (SFD). L’influence de l’angle d’incidence et du nombre de Reynolds sur les caractéristiques du mode le plus amplifié est d’abord étudiée dans le régime incompressible, révélant dans les deux cas une évolution non-monotone du taux de croissance dont le maximum est atteint pour unα et Re donné. L’influence de la compressibilité est ensuite explorée en régime compressible pour des nombres de Mach jusqu’à M∞ = 0.5. Celle-ci produit un effet stabilisant ou déstabilisant sur le mode qui dépend de l’angle d’incidence et du nombre de Reynolds. Pour α < 20◦, la compressibilité a un effet déstabilisant près du seuil critique, qui se traduit par une bifurcation de Hopf plus précoce, tandis que l’augmentation du nombre de Mach entraîne toujours une diminution du taux de croissance du mode lorsqu’on s’éloigne du seuil critique. Enfin, la fréquence du mode diminue avec le nombre de Mach. La deuxième partie est consacrée aux instabilités secondaires tridimensionnelles qui se développent dans le sillage bidimensionnel instationnaire. Dans ce cas, l’analyse de stabilité est conduite sur un écoulement de base instationnaire obtenu par des simulations numériques directes sans la SFD. Le développement des modes A et B responsables de la transition du cylindre circulaire vers un état tridimensionnel est d’abord étudié pour des nombres de Reynolds jusqu’à Re = 350. La compressibilité a un effet stabilisant sur les deux modes à proximité des seuils critiques, retardant le processus de tridimensionnalisation, mais ne modifie pas les longueurs d’onde des modes instables. En revanche, au-dessus des seuils critiques, seul le taux de croissance du mode B décroît avec le nombre de Mach,tandis que la plage des longueurs d’onde instables du mode A se déplace vers des valeurs plus faibles. La réponse à l’augmentation du nombre de Mach des instabilités secondaires 3D se développant dans le sillage instationnaire à l’aval d’un profil NACA0012 est étudiée dans un second temps.

Les méthodes numériques d’ordre élevé se sont avérées être un outil essentiel pour améliorer la précision des simulations concernant des écoulements turbulents par la résolution des lois de conservation. Ces écoulements se trouvent dans une grande variété d’applications industrielles et leur prédiction et modélisation est cruciale pour améliorer l’efficacité des procès. Cette thèse met en oeuvre et analyse différents types de schémas de discrétisation spatiale d’ordre élevé pour des maillages non structurés afin d’évaluer et de quantifier leur précision dans les simulations d’écoulements turbulents. En particulier, les méthodes de volumes finis (FVM) d’ordre élevé basées sur les opérateurs de déconvolution des moindres carrés et entièrement contraints sont considérées. De plus, leur précision est évaluée par une analyse analytique et pour des cas linéaires et non linéaires. Une attention spéciale est portée à la comparaison des FVM de second ordre et d’ordre élevé, montrant que la première peut surpasser la seconde en termes de précision et de performance de calcul dans des configurations sous-résolues. Les méthodes d’éléments spectraux (SEM) d’ordre élevé, y compris Spectral Difference (SD) et Flux Reconstruction (FR), sont comparées dans différentes configurations linéaires et non linéaires. De plus, un solveur SD basé sur GPU est développé et ses performances par rapport `a d’autres solveurs basés sur CPU seront discutées, montrant ainsi que le solveur développé basé sur GPU surpasse d’autres solveurs basés sur CPU en termes de performance économique et énergétique. La précision et le comportement des SEM avec de l’aliasing sont évalués dans des cas de test linéaires à l’aide d’outils analytiques. L’utilisation de grilles avec des cellules d’ordre élevé, qui permettent de mieux d’écrire les surfaces d’intérêt des simulations, en combinaison avec le SEM est également analysée. Cette dernière analyse démontre qu’un traitement particulier doit être implémenté pour assurer une précision numérique appropriée lors de l’utilisation de mailles avec ces éléments. Ce document présente également le développement et l’analyse de la méthode Spectral Difference Raviart-Thomas (SDRT) pour les éléments bidimensionnels et tridimensionnels de type produit tensoriel et simplex. Cette méthode est équivalente à la formulation SD pour les éléments de produit tensoriel et peut être considérée comme une extension naturelle de la formulation SD pour les éléments de type simplex. En outre, une nouvelle famille de méthodes FR, équivalente à la méthode SDRT dans certaines circonstances, est décrite. Tous ces développements ont été implémentés dans le solveur open-source PyFR et sont compatibles avec les architectures CPU et GPU. Dans le contexte des simulations d’ordre élevé d’écoulements turbulents trouvés dans les cas d’interaction rotor-stator, une méthode de maillage glissant (qu’implique des grilles non-conformes et le mouvement des maillages) spécifiquement adaptée aux simulations massivement parallèles est implémenté dans un solveur basé sur CPU. La méthode développée est compatible avec FVM et SEM de second ordre et d’ordre élevé. D’autre part, le mouvement de la grille, nécessaire pour simuler les cas d’essai rotor-stator `a cause du mouvement relatif de chaque zone du domaine, est traité à l’aide de la formulation Arbitrary-Lagrangian-Eulerian (ALE). L’analyse de cette formulation montre son influence importante sur la précision numérique et la stabilité des simulations numériques avec du mouvement de maillage.

Avec des architectures d'avions plus complexes, des itérations de conception rapides et rentables sont essentielles pour améliorer le rendement énergétique global. Cette thèse propose de revisiter une approche de modélisation instationnaire à bas ordre pour remplacer les simulations coûteuses de roue complète avec des méthodes Unsteady Reynolds Averaged Navier – Stokes (URANS). En effet, ces nouvelles architectures peuvent introduire des distorsions d’entrée plus fortes qui peuvent avoir un impact significatif sur le fonctionnement et les performances du turboréacteur. En raison de la nature instable et non axisymétrique de l’écoulement, des calculs de roue complète sont nécessaires. Dans cette thèse, une alternative est étudiée : l'approche Body Force. L'idée est de remplacer les pales dans le domaine de simulation par des termes sources volumiques, qui peuvent être exprimés en forces, visant à reproduire les effets des pales. Plusieurs contributions à la méthodologie de Body Force peuvent être trouvées dans la littérature, cependant, l'utilisation de la modélisation de Body Force instationnaire pour les prédictions de décollement tournant a reçu beaucoup moins d'attention car seule la version à basse vitesse du modèle de Gong a été utilisée. Ceci n'est pas adapté aux écoulements avec des effets de compressibilité et donc aux soufflantes. De plus, il repose sur une formulation non locale qui nécessite un solveur dédié. La méthode UBFM proposée permet une réduction significative des coûts pour l'ingestion de distorsion de la soufflante et l'évaluation de l'opérabilité. À cette fin, le modèle de Body Force de Hall-Thollet est utilisé comme point de départ, et une modification est proposée pour améliorer les prédictions hors adaptation. Dans l'ensemble, le coût de la simulation est divisé par 26.Dans la présente thèse, l'accent est mis sur l'ingestion de vortex, qui est un type de distorsion qui a reçu moins d'attention dans la littérature pour les soufflantes à très fort taux de dilution des moteurs civils que la séparation d’entrée d’air ou l'ingestion de couche limite. L'objectif est de fournir une analyse détaillée et une compréhension des mécanismes responsables de la perte d'opérabilité lorsqu'un vortex est ingéré par la soufflante. Pour cela, un modèle simplifié de vortex est obtenu de simulations précédentes dans des conditions de vent de travers incluant la présence du plan du sol. Le cas de test de l'étude est un démonstrateur de turboréacteur à double flux représentatif des moteurs modernes. Les simulations sont exécutées avec et sans vortex à plusieurs points de fonctionnement jusqu'à ce que le décollement tournant soit observé. Les résultats montrent que nos simulations UBFM sont capables de prédire les cellules de décollement tournant, avec des modèles et une vitesse de rotation similaires aux données URANS. Une comparaison des deux configurations de condition d’entée montre que le mécanisme de démarrage du décollement est similaire avec et sans distorsion. En particulier, en examinant l'incidence au niveau de la pale de la soufflante, un angle critique similaire est observé pour les deux configurations, qui est mis à profit pour établir un critère d’incidence et de conception valable pour les cas d'ingestion de vortex.

Les ailes battantes, telles qu’employées, par exemple, par le colibri ou la libellule, génèrent des tourbillons qui peuvent être favorables à l’efficacité du vol (Dickinson et al, Science 1999). Or, la génération de ces tourbillons dépend non-seulement de la cinématique de battement, mais aussi de la flexibilité de l’aile. L’observation du monde animal suggère qu’un grand nombre d’espèces pourraient avoir évoluées de sorte que la flexibilité de leurs ailes / nageoires favorisent la sustentation / propulsion (Lucas et al, Nature 2014). Nous chercherons ici à comprendre précisément le rôle de la flexibilité dans la génération de tourbillon et l’efficacité d’ailes battantes. Pour bien comprendre l’effet d’aile souple sur ces interactions le travail sera divisé en plusieurs étapes : - Le premier axe s’attachera à la réalisation de mesures expérimentales sur un modèle d’aile battante. On couplera des mesures de type Velocimétrie par Imagerie de Particule (PIV) pour la caractérisation de l’écoulement autour de l’aile battante à des mesures de type Corrélation Digitale d’Image (DIC) pour la mesure de la déformation de l’aile. Ces mesures seront réalisées pour plusieurs cinématiques de battement et rigidité d’aile en vue de (i) comprendre les intéractions fluide-structure mise en jeu et (ii) servir de base de données pour les simulations numériques menées dans le cadre du deuxième axe. - Le deuxième axe s’appuiera sur la simulation numérique de l’écoulement autour du modèle d’aile battante et sur celle de sa déformation. En particulier, on procédera à un couplage fort entre simulation numérique directe, par volumes finis, des équations de Navier-Stokes (DNS) et simulation par éléments finis de l’équation de Navier. Les résultats obtenus par approche numérique seront validés sur la base des résultats expérimentaux puis, serviront une analyse plus fine des mécanismes d’interaction fluide-structure mis en jeu en permettant notamment l’exploration d’un espace des paramètres (cinématique de battement, rigidité) plus étendu. En particulier, on cherchera par cette étude à comprendre si la rigidité des ailes observées dans le monde vivant favorise effectivement la sustentation. - Enfin le dernier axe visera à optimiser le couple cinématique de battement – rigidité, sur la base de simulations numériques, en vue de maximiser l’efficacité du vol. Le coût de calcul pouvant s’avérer prohibitif, on considèrera dans un premier temps des simulations légèrement sous-résolues. Il s’agira alors de mettre en œuvre un code d’optimisation (communicant avec les codes de simulations d’écoulement et de structure) robuste, pérenne, utilisable dans le futur avec des puissances de calcul accrues. Plusieurs paramètres pourront être testés de façon séparée (angle d’incidence du uptroke ou downstroke, rigidité de l’aile, durée des phases) puis un couplage entre les paramètres pourra être entrepris.