Abstract FR:

Cette these a pour objet l'etude de la stabilite d'un systeme aeroelastique compose d'une structure non lineaire soumise a un ecoulement transsonique de fluide parfait. La presence de non-linearites structurales concentrees, comme par exemple un jeu dans le mouvement de rotation entre une aile d'avion et sa gouverne, entraine l'apparition de cycles limites d'oscillation. Ces cycles limites sont issus d'une bifurcation de hopf des equations modelisant le systeme dynamique fluide-structure. Une formulation reduite des equations aeroelastiques en utilisant un modele d'etat pour les forces aerodynamiques est presente dans le cadre bidimensionnel et tridimensionnel. Les forces aerodynamiques sont determinees par l'intermediaire des equations d'euler linearisees autour d'une configuration stationnaire de l'ecoulement. Dans le cadre tridimensionnel, une reduction du systeme structural est realisee par sous-structuration dynamique. Les bifurcations de hopf du systeme dynamique non lineaire sont alors determinees numeriquement par l'algorithme de roose et hlavacek en fonction du parametre pression generatrice de l'ecoulement. Les branches de cycles limites issues de ces bifurcations sont calculees par une technique de continuation de l'abscisse curviligne. Les resultats, ainsi obtenus, sont compares dans le cadre bidimensionnel avec les solutions, beaucoup plus couteuses, issues du couplage direct des equations d'euler et du mouvement de la structure. Une bonne concordance est obtenue entre les deux methodes. Deux applications ont ete effectuees dans ce cadre : un profil d'aile a deux degres de liberte avec un jeu dans le mouvement de rotation et un profil d'aile a trois degres de liberte comportant un jeu dans le mouvement de rotation de la gouverne. Dans le cadre tridimensionnel l'experience numerique porte sur une aile reelle comportant egalement un jeu sur le mouvement de rotation de la gouverne.