Academic literature on the topic 'Aérodynamique subsonique'

Les diaphragmes utilisés comme organes de perte de charge à l'intérieur des tuyauteries de centrales électriques ont été mis en cause dans la création de sifflement. Les conséquences de ces phénomènes sont des niveaux de bruit et de vibration pouvant dépasser les valeurs admissibles. L'objectif de la thèse est d'étudier le sifflement sur la base d'expérimentations et de calculs numériques afin de proposer des outils de compréhension et de prédiction. Un résultat de la thèse correspond à l'identification expérimentale et numérique des conditions d'amplification acoustique au niveau de diaphragmes, phénomène nécessaire au sifflement. Les expériences montrent que les plages de sifflement, exprimées sous la forme d'un nombre de Strouhal fonction de l'épaisseur du diaphragme et de la vitesse dans l'orifice, s'étendent de 0,2 à 0,4 et de 0,7 à 0,9 et sont indépendantes du nombre de Reynolds. Le potentiel de sifflement de diaphragmes est également caractérisé à l'aide de simulations numériques. Deux approches sont utilisées avec des calculs U-RANS incompressibles et des simulations LES compressibles. Il apparaît que la simulation numérique permet de reproduire l'effet d'amplification acoustique à l'origine du sifflement, pour des pas de discrétisation spatial au coin amont de l'orifice suffisamment petit. Un autre résultat de la thèse est la définition des paramètres contrôlant les caractéristiques du sifflement en présence de réflexions acoustiques. Une analyse de stabilité linéaire prédit l'apparition d'un sifflement et sa fréquence. L'amplitude de sifflement est maximum pour un nombre de Strouhal autour de 0,25 et augmente avec le taux de réflexion autour du diaphragme.

Cette thèse a pour objectif le calcul direct du bruit rayonné par des jets ronds subsoniques à haut nombre de Mach et à nombre de Reynolds élevé. Un solveur L. E. S. En coordonnées cylindriques a été développé. La singularité des équations sur l'axe a été traitée numériquement tout en maintenant une précision de résolution élevée et l'évolution de la couche limite dans la tuyère est calculée. Une méthode de génération de la turbulence a été mise au point, afin d'obtenir des niveaux de fluctuations élevés en sortie de buse. Des mesures aérodynamiques et acoustiques ont ensuite été réalisées sur des jets subsoniques et supersoniques, pour construire une base de données servant à la validation des calculs. Deux jets ronds a Mach 0. 9 ont finalement été simulés. L'un est turbulent en sortie de buse et l'autre est laminaire. Les champs aérodynamiques et acoustiques sont en très bon accord avec les mesures et le taux de turbulence a un effet notable sur le rayonnement des jets
This work aims at computing directly the noise radiated by round subsonic jets at a high Mach number and a high Reynolds number. A 3D numerical code has been developed, solving the Navier-Stokes equations in cylindrical coordinates using L. E. S. The singularity of the equations has been removed without loss of accuracy and the evolution of the boundary layer inside the nozzle is computed. A high level of turbulence is obtained at the nozzle exit, using a specific approach. Measurements on subsonic and supersonic jets have then been performed to validate the calculations. Two round subsonic jets have finally been computed. The first one is turbulent at the nozzle exit and the other one is laminar. The aerodynamic and acoustic fields are in very good agreement with experimental data. The level of turbulence at the nozzle exit is found to have an important impact on the jet development and on the radiated noise

Cette étude est consacrée à l'évaluation d'un code de calcul aérodynamique et à son exploitation pour la prédiction du flottement d'une voilure. Ce code est basé sur la méthode des petites perturbations transsoniques et utilise le schéma numérique des directions alternées implicites. L'évaluation est réalisée en comparant les résultats de la méthode transsonique à ceux de la méthode des réseaux de doublets, toutes deux développées dans ce rapport. La méthode des petites perturbations transsoniques est exploitée avec l'approximation du premier harmonique. Tous les calculs sont effectués dans les deux régimes: quasi-stationnaire et instationnaire; et, dans ce dernier cas, pour les modes de vibration: tangage et pompage. Les comparaisons effectuées entre les résultats des deux méthodes portent sur les coefficients de pression et ceux de portance. Deux voilures sont considérées dans cette étude, la voilure droite non vrillée, d'épaisseur constante, générée à partir d'un profil symétrique et la voilure en flèche avec vrillage munie de profils supercritiques. Les résultats des deux méthodes concordent dans le domaine subsonique, par contre, des différences importantes apparaissent dans le domaine supercritique. Le principe et la méthode du calcul de flottement par double balayage sont développés. Dans le cas de la voilure en flèche, les caractéristiques modales sont présentées et, après calcul des forces aérodynamiques généralisées, le calcul du flottement donne lieu au tracé des courbes décrivant l'évolution des amortissements et des fréquences des modes, en fonction de la vitesse. L'exploitation de ces courbes montre que la méthode des petites perturbations transsoniques entraine des marges plus élevées au flottement.

Ce travail consiste dans l’étude, pour un ventilateur axial, des phénomènes aérodynamiques susceptibles de générer des raies acoustiques à la fréquence de passages des pales et à ses harmoniques et les essais sont réalisés pour le point d’adaptation. Un modèle de prédiction, qui permet le calcul de la pression acoustique pour la fréquence de passage des pales et ses harmoniques, a été élaboré par Lowson. Il repose sur le rayonnement sonore des forces instationnaires en mouvement circulaire agissant sur les aubages dont l’amplitude, décomposable en série de Fourier, dépend de la valeur de la force stationnaire. Les forces sont évaluées par une loi de puissance inverse. La distribution volumique des forces est remplacée par une force résultante F que l’on décompose en une force axiale et une force tangentielle. Dans le modèle de Lowson, l’évaluation des forces instationnaires nécessite la connaissance du profil des vitesses moyennes au refoulement du ventilateur. Dans le cadre de cette étude, nous évaluons expérimentalement le niveau des forces fluctuantes. Les pales du ventilateur étudié sont équipées de capteurs de pression ce qui permet la détermination de la force résultante d’où une confrontation possible entre l’évaluation de Lowson et les résultats expérimentaux. Parallèlement aux mesures des forces, on effectue la mesure du niveau de pression sonore émis à la fréquence de passage des pales et à ses harmoniques ce qui permet de confronter les niveaux sonores réels avec ceux estimés soit en utilisant l’évaluation des forces de Lowson soit en utilisant nos résultats expérimentaux.

Ces travaux de recherche sont consacrés à l’étude des effets de température sur le développement aérodynamique et l’acoustique rayonnée d’un jet subsonique par simulation des grandes échelles. Ces simulations sont réalisées avec un solveur 3D résolvant les équations de Navier-Stokes compressibles par une approche Volumes Finis. De plus, des schémas de discrétisation spatiale et d’intégration temporelle peu dissipatifs et peu dispersifs sont utilisés pour permettre l’étude des phénomènes acoustiques. La propagation acoustique est réalisée grâce à l’analogie acoustique de Ffowcs-Williams et Hawkings.Dans un premier temps, une configuration de jet simple est étudiée. Deux points de fonctionnement sont simulés. Dans les deux simulations, la vitesse d’éjection est fixée avec un nombre de Mach acoustique M=0.9 et seule la température du jet est modifiée. Pour les deux simulations les nombres de Reynolds sont supérieurs à 105. Pour valider la méthodologie de calcul, l’aérodynamique et l’acoustique ont été comparées avec succès à des données expérimentales. Une étude plus approfondie sur les effets induits par la température sur la distribution azimutale et l’émergence de nouvelles sources acoustiques est également menée. Dans un second temps, une tuyère représentative de l’arrière corps de moteur d’avion civil est considérée. La méthodologie de calcul appliquée sur cette géométrie est identique à celle utilisée sur les jets simples flux. Deux simulations sont réalisées en gardant les vitesses d’éjection constantes et en ne modifiant uniquement la température d’éjection du flux primaire (multipliée par un facteur 2). Les différences observées entre les deux simulations sont moins importantes que pour le cas simple flux. Cependant, le rayonnement acoustique amont est influencé significativement par la différence de température. Dans le cas froid, des ondes acoustiques remontant l’écoulement sont observées au centre du jet et rentrent en interaction avec le corps central. Ce phénomène n’est pas observé pour le cas le plus chaud, expliquant ainsi les différences sur le rayonnement acoustique
In this PhD thesis, the effects of temperature on aerodynamic development and acoustic radiation of subsonic jets are studied. This is done thanks to 3D compressible Large Eddy Simulations with low dissipative and dispersive numerical schemes that propagate the acoustic waves properly. The far-field noise is then determined with the acoustics analogy proposed by Ffowcs-Williams and Hawkings.First, single round jets are studied. Two operating points are computed: an isothermal jet and a hot jet with an exhaust temperature twice the one of the ambient air (Tj = 2T0). The comparison of both cases is based on a similar exhaust velocity. In both cases, Reynolds number based on the nozzle diameter is above 105. To validate numerical methodology, aerodynamic and acoustic results are successfully compared against experiments. Further analyses are conducted to highlight the new acoustic sources that result from the temperature increase and the effects on the azimuthal mode distribution.Secondly, a more complex geometry representative of a real turbofan engine is considered, including two streams and the plug. The same methodology as the one used for the single jet nozzle is applied. Again, two simulations are computed where the exhaust velocities of both streams are kept constant and only the exhaust primary stream temperature is modified (multiplied by two). Differences on aerodynamic development are less important than the ones observed on single stream jets. However, the upstream acoustic radiation is significantly influenced by the modification of the exhaust temperature. In the colder case, upstream acoustic trapped waves are evidenced in the core jet and interact with the plug. This phenomenon is not reproduced when the primary stream is heated and explains the observed differences on the acoustic radiation

L'étude présentée dans ce mémoire concerne la caractérisation des fluctuations de pression pariétale en aval d'un diaphragme axisymétrique, avec et sans adjonction d'un clapet, en régimes subsonique et supersonique. Le cadre général de ce travail est la caractérisation du bruit génère par les régulateurs de pression. Le but de cette étude numérique et expérimentale est de définir des paramètres issus des simulations numériques de l'écoulement, pouvant servir d'échelles caractéristiques des fluctuations de pression mesurées expérimentalement. L'objet de la partie numérique est d'utiliser, après validation, un code de calcul compressible, afin de simuler l'écoulement turbulent a travers un diaphragme pour les deux régimes. Il est alors démontre que le code rampant permet, en employant le modèle de turbulence k-epsilon, de retrouver les principales caractéristiques de l'écoulement, notamment la présence de cellules de choc en régime supersonique. Au niveau expérimental, des mesures de fluctuations de pression pariétale sont réalisées en aval d'un diaphragme pour les deux régimes, ainsi que des visualisations par ombroscopie des cellules de choc en régime supersonique. La localisation des sources de pression fluctuante est réalisée à partir de l'étude des vitesses de phase. Il est propose une méthode d'adimensionnement des mesures des pressions fluctuantes par des paramètres turbulents issus des simulations numériques. On démontre alors que ces échelles permettent de quantifier et de prédire les fluctuations de pression d'origine turbulente en régime subsonique, dans un domaine fréquentiel ou sont exclus les modes acoustiques transverses. Une etude similaire est ensuite conduite dans le cas plus réel du régulateur axial. La connexion entre résultats expérimentaux et numériques en régimes subsonique et supersonique permet alors de confirmer la validité de la méthode d'adimensionnement.

De nos jours, les fabricants font face à un nouveau défit : concevoir des turbomachines à la fois performantes et à faible niveau sonore. Il convient donc de prévoir avec précision le champ sonore généré par le fonctionnement de ces machines. Le but de ce travail est de développer un solveur-2D capable de prédire efficacement la propagation des ondes acoustiques (bruit) générées par les turbomachines à écoulement subsonique, la machine étudiée est un ventilateur centrifuge composé d'un rotor et d'un stator. Afin de relever ce défit, le développement d'une méthode numérique d'ordre élevé est plus que nécessaire. La démarche retenue est basée sur la méthode des volumes finis avec approximation par moindres carrés mobiles (FV-MLS) pour résoudre les Equations d'Euler Linéarisées autour d'une solution stationnaire. Une matrice masse est définie afin de préserver l'ordre de notre méthode, une procédure d'intégration du temps implicite est employée avec un solveur de résolution des équations algébriques basé sur la méthode GMRES préconditionnée. La méthode ainsi proposée permet la reconstruction directe des flux en utilisant des pochoirs (stencil) compacts, sans introduire de nouveaux degrés de liberté, ce qui est un réel avantage par rapport aux méthodes déjà existantes.

Le contexte général du travail est celui des interactions aérodynamiques entre fuselage et ailes rectangulaires de très faible allongement, rencontrées sur les missiles. L'aile, étudiée d'abord isolée, est à profil rectangulaire et les différentes analyses qualitatives et quantitatives de la structure de l'écoulement, mettent en évidence l'importance des phénomènes tourbillonnaires qui entraînent un comportement non linéaire. La modélisation semi-empirique, proposée pour le calcul du coefficient de portance de l'aile isolée, tient compte des lois du type corps élances et ligne portante, corrigées par un terme non linéaire. La seconde partie décrit la physique des phénomènes d'interaction à partir de l'étude experimentale qui consiste à mesurer séparement les efforts sur le fuselage et sur l'aile. L'évolution des efforts est étudiée en fonction du rayon du fuselage cylindrique, de l'envergure et de la corde de l'aile, dans le but de définir l'influence de chacun de ces paramètres géométriques sur le phénomène d'interaction. A partir des observations et des différentes comparaisons qui en résultent, des modèles semi-empiriques de calcul des coefficients de portance, qui tiennent compte des interactions, sont proposés suite à une analyse dimensionnelle.

Le champ proche des jets est une zone où cohabitent des contributions de pression de nature hydrodynamique et acoustique. Leurs caractéristiques sont méconnues, conduisant à une définition controversée des frontières de cette région ainsi qu'à l'impossibilité d'y prédire les niveaux de pression effectivement rencontrés. Cette zone présente un fort intérêt pour l'étude de la dynamique du jet ainsi que pour celle du rôle que peuvent jouer les structures cohérentes dans les mécanismes de génération de bruit aéroacoustique. L'étude présentée ici porte sur un jet subsonique, de nombre de Mach Mj=0,3, et un jet supersonique, Mj=1,4. Elle s'appuie sur des mesures acoustiques en champs proche et lointain ainsi que des mesures de pression champ proche synchrones à des mesures de vitesse dans l'écoulement par vélocimétrie laser à effet Doppler (LDV). Une interaction forte entre les deux contributions de pression est mise en évidence par des pertes de cohérence importantes. Ce phénomène, dont un modèle est proposé, permet de définir précisément la frontière du champ proche par le produit du nombre d'onde et de la position radiale kr=1,3. L'analyse par décomposition orthogonale aux valeurs propres (POD), sur la base de laquelle est également proposée une méthode de normalisation des données, montre le caractère très cohérent du champ de pression proche à basse fréquence ainsi que l'importance de la prise en compte des contributions azimutales. Une séparation des contributions hydrodynamique et acoustique de pression est obtenue grâce à un filtrage POD. La champ de pression instantanée est déterminé sur une surface entourant le jet grâce à une extension au domaine spectral de l'estimation stochastique linéaire (LSE). Ces données sont utilisées pour estimer le rayonnement acoustique du jet par une formulation intégrale de Kirchhoff ainsi que pour extraire la structuration tridimensionnelle de l'écoulement.

Ce travail porte sur l'étude expérimentale des mécanismes de génération de bruit de bord de fuite, notamment large bande, résultant de la diffraction des ondes hydrodynamiques sur le bord effilé d'un profil en écoulement en vue de leur modélisation. A cet effet, l'examen détaillé de la dynamique des grandeurs aérodynamiques caractéristiques du phénomène (fluctuations de la pression pariétale et de la vitesse) a été mené au voisinage proche d'un profil d'aile de type Naca 0012. Il a ainsi été possible de déterminer expérimentalement la statistique du champ de pression pariétale, et notamment le spectre en nombres d'ondes des fluctuations de pression pariétale représentatif de la dynamique de la turbulence dans la couche limite, donnée essentielle à l'évaluation du champ acoustique rayonné. Des modèles de la statistique du champ de pression pariétale tirés de la littérature (Corcos, Chase) ont ensuite pu être calés et validés, et finalement utilisés pour la modélisation du bruit de bord de fuite du profil.

Enfin, des mesures de la pression acoustique rayonnée réalisées en soufflerie anéchoïque ont permis de préciser les potentialités et limitations du modèle aéroacoustique développé. Le modèle statistique de pression pariétale proposé par Chase s'est avéré à même de représenter correctement l'influence des principaux paramètres du problème (nombre de Reynolds, incidence du profil), de même qu'il a clairement été mis en évidence la nécessité de prendre correctement en compte la condition de Kutta.