Academic literature on the topic 'Souffleries supersoniques'

On realise dans ce travail la simulation numerique des ecoulements de fluide dans les entrees d'air supersoniques. Pour cela, on resout les equations de navier-stokes en bidimensionnel. Une technique de decomposition de domaines permet l'adoption d'une approche maillages structures pour les geometries complexes des entrees d'air. Un traitement particulier des interfaces entre les differents domaines offre une independance considerable quant a la discretisation de chaque region. Une analyse comparative des schemas numeriques pour les equations d'euler instationnaires pour des ecoulements compressibles est presentee. Dans le cadre de cette analyse le schema de maccormack et des schemas upwind sont consideres. La construction de schemas tvd est aussi discutee. L'ecoulement non-visqueux dans une entree d'air permet l'observation de certains parametres importants. Un traitement implicite relatif a deux schemas differents est aussi utilise pour accelerer la convergence des calculs. Les effets turbulents des ecoulements dans les entrees d'air sont ensuite prises en compte par l'intermediaire de modeles de turbulence de premier ordre. Deux ecoulements sur une bosse sont calcules a l'aide d'un modele de turbulence a deux equations. Les resultats sont compares aux donnees experimentales. Une approche lois de paroi est ensuite etudiee. Les memes ecoulements sur une bosse sont de nouveau calcules en utilisant une discretisation spatiale moins fine. Une application du modele a deux equations, a bas nombre de reynolds a une entree d'air est proposee. Un modele algebrique est utilise. Une premiere validation de cette approche est aussi presentee

La présente thèse concerne l'étude de la transition laminaire-turbulent d'une couche limite de parois concaves. Elle est composée de quatre parties. Tout d'abord, une étude bibliographique permet une description physique de l'instabilité rencontrée à savoir : les tourbillons de Görtler. Cette première partie décrit les phénomènes tant linéaires que non-linéaires. Dans un deuxième temps, nous abordons la modélisation numérique des instabilités en s'appuyant sur la théorie linéaire de l'instabilité laminaire. Trois méthodes de calcul y sont présentées : une méthode dite locale, une méthode simplifiée qui utilise une base de données constituées à partir de résultats de la méthode locale, et une résolution des équations parabolisées. La troisième partie expose la méthode du eN employée pour prévoir la transition due aux tourbillons de Görtler. Enfin, les différentes méthodes de calcul exposées servent à concevoir une soufflerie supersonique silencieuse. La démarche employée fait l'objet du quatrième chapitre.

L'effet du passage d'une paroi lisse a une paroi ondulee sur une couche limite supersonique a ete etudie en soufflerie sur plusieurs geometries parietales. Les details de l'ecoulement de proche paroi ont ete precises a l'aide de visualisations parietales, de visualisations strioscopiques, de mesures de flux de chaleur et de pression parietales. Une investigation de la zone externe a l'aide de l'anemometrie fil chaud, de la velocimetrie laser doppler et d'autres sondes intrusives plus classiques ont permis de decrire la maniere dont la sous-couche interne se developpe a partir du changement de rugosite. Enfin, pour deux configurations geometriques, les mesures de pression statique ont servi a estimer la valeur de la trainee d'onde induite par la couche limite. L'analyse de la pression parietale adimensionnee et, pour une configuration geometrique, la comparaison entre la trainee de pression et la moyenne spatiale du cisaillement moyen au-dessus des cretes ont etaye l'hypothese de quasi-periodicite de l'ecoulement parietal suffisamment loin du changement de rugosite.

Dans ce memoire, l'attention s'est portee sur l'etude du sillage proche turbulent d'obstacles pointus et elances a mach 7. Apres une evaluation de l'ensemble des connaissances dans le domaine de sillages supersoniques, deux aspects de l'etude sont consideres. Experimentalement, des sondages en pression et temperature par thermocouple fin sont effectues dans le sillage d'un cone et d'un diedre. Numeriquement, un code rans, dans lequel est implante un modele de turbulence k bas-reynolds, permet le calcul, entre autres, des deux configurations precitees. L'evaluation du code est d'abord realisee par rapport au cas test de l'arriere-corps cylindrique a mach 2. 4. Les resultats numeriques concernant les sillages du cone et du diedre sont, par la suite, confrontes aux resultats experimentaux obtenus a partir de ces deux memes configurations.

Le travail présenté dans ce mémoire concerne le développement de la technique de mesure de fluorescence induite par laser (LIF) à excimères fluorure d'argon bande-fine, et son utilisation pour l'étude expérimentale de jets supersoniques de plasma au voisinage de maquettes immergées dans l'écoulement, simulant les conditions de réentrée atmosphérique d'un engin spatial. Les différents schémas de fluorescence des molécules monoxyde d'azote et monoxyde de carbone sont discutés. La température du milieu est déduite de la comparaison des spectres d'excitation expérimentaux de la bande epsilon de NO avec les spectres synthétiques obtenus à l'aide d'un code de calcul. La vitesse de l'écoulement est déterminée par mesure du décalage Doppler. Cette technique de mesure est appliquée à un jet de plasma dioxyde de carbone-azote, généré dans une soufflerie de laboratoire, simulant l'atmosphère de Mars, et à la couche limite au-dessus d'une tuile de C/SIC. De manière complémentaire, la température pariétale des échantillons est mesurée par thermographie infrarouge. L'instrumentation de deux souffleries à haute enthalpie de l'institut Tsniimash (Moscou) a permis de démontrer les potentialités offertes par l'implantation sur site industriel de la technique de mesure LIF. La première étude concerne la couche limite générée au voisinage d'un modèle SIC immergé dans un jet supersonique de plasma d'air (Mach 2,5), créé par une torche haute fréquence (100 kW), et a permis de mettre en évidence l'effet catalytique de la surface du matériau de protection thermique pour différents processus cinétiques de recombinaison atomique. Dans la soufflerie à arc TT1 (4 MW, Mach 5), les expériences sont menées dans le jet libre et au voisinage d'une plaque plane comportant une marche, pour simuler un désalignement de tuiles à la surface d'un avion spatial. L'ensemble des mesures constitue un cas test pour la validation de codes de calcul d'écoulements supersoniques.

Afin d'atteindre leur cible, les projectiles guidés d'artillerie nécessitent d'être dotés d'un dispositif de pilotage. Des surfaces de contrôle déployables et orientables sont donc nécessaires. Toutefois, le montage de gouvernes ajustables sur une ogive est une tâche mécaniquement ardue. En effet, lors du tir effectué par canon, l'équipement de bord subit une accélération significative, ce qui implique que des liaisons mécaniques particulièrement robustes doivent être conçues entre les ailettes et le corps. Cette technologie est bien maîtrisée lorsqu'elle est employée sur des projectiles de gros calibre, mais devient bien plus compliquée quand elle doit être adaptée pour être intégrée dans des petits ou moyens calibres. Néanmoins, dans des conditions de vol supersonique, des ondes de choc qui interagissent avec des surfaces solides sont susceptibles de considérablement modifier la distribution de pression. Ce principe a permis d'imaginer une méthode alternative de pilotage de projectiles supersoniques en exploitant des ondes de choc générées au moyen de petites perturbations créées à partir d'un micro-actionneur de forme cylindrique, aussi appelé micro-plot. Comme les forces de portance exercée sur un corps sont essentiellement dues à une pression appliquée sur de grandes surfaces, il a été choisi de se baser sur une configuration stabilisée par empennage. En vue de simplifier l'étude, le travail a été effectué sur un projectile académique de référence bien connu appelé le Basic Finner.Des expériences ont tout d'abord été effectuées dans la soufflerie supersonique de l'ISL sur une plaque plane comportant un plot et deux ailettes verticales. Ces mesures ont permis de valider la capacité de simulations numériques stationnaires RANS à prédire à la fois la distribution pariétale de la pression que génère un tel actionneur et le champ de vitesse de l'écoulement dans son voisinage. Les distributions de pression et de vitesse ont été mesurées en utilisant des méthodes optiques appelés Pressure Sensitive Paints (PSP) et Particle Image Velocimetry (PIV) afin d'être comparés avec les résultats de la CFD. Une étude paramétrique a ensuite été menée en se basant exclusivement sur ces simulations RANS. Ces calculs ont permis de déterminer l'emplacement optimal pour lequel le plot est le plus efficace sur toute l'enveloppe de vol du projectile. A partir de cette position optimale, deux configurations spécifiques ne générant aucun moment de roulis ont été étudiées numériquement et comparés en termes d'efficacité. En utilisant les coefficients aérodynamiques résultants de ce travail, des simulations de trajectoires à 6 degrés de liberté (6-DOF) ont été réalisées avec le code de BALCO (OTAN). Celles-ci ont permis de déterminer la déviation potentielle qui peut être obtenue sur une des deux configurations retenues en employant un tel micro-actionneur. Ces simulations 6-DOF ainsi que l'effet de du plot sur le projectile ont enfin été validés lors d'une campagne d'essai en vol libre qui a eu lieu sur le champ de tir de l'ISL
In order to reach their target, guided artillery projectiles need some steering capability. Folding and adjustable control surfaces are thus necessary. However, mounting adjustable rudders on a shell is a difficult task, mechanically speaking. Indeed, during the gun launch, the onboard equipment undergoes significant acceleration so that robust mechanical joints have to be designed between the rudders and the body. This technique performs very well on large-caliber projectiles, but becomes more complicated when it has to be embedded in small- or medium-caliber ones. Nevertheless, under supersonic flight conditions, shock waves interacting with solid surfaces are likely to strongly modify the pressure distribution. This principle made it possible to imagine a way of steering small-caliber vehicles using shock waves generated by means of small disturbances created by a cylindrical-shaped micro-actuator, also called micro-pin. As lift forces exerted on a body are mainly due to the pressure applied to large surfaces, a finned configuration has been chosen. To simplify the study, the work has been conducted on the Basic Finner, a well known academic reference projectile.Experiments were first performed in the ISL supersonic wind tunnel on a flat plate on which a pin and two vertical projectile-like fins were mounted in order to validate the capability of steady RANS numerical simulations to predict both the pressure footprint of such an actuator and the flow velocity in its vicinity. Pressure and velocity distributions have been measured by using optical methods called Pressure-Sensitive Paint (PSP) and Particle Image Velocimetry (PIV) in order to be compared with the calculation results. A parametric study was then conducted with these RANS simulations so that the optimum location for which the pin is the most effective over the complete flight envelope of the projectile could be determined. Using this optimum position two specific no-roll momentum configurations were studied numerically and compared in terms of effectiveness. By using the aerodynamic coefficients resulting from this work, 6-Degree-Of-Freedom (6-DOF) trajectory simulations were performed with the NATO BALCO code on one of these configurations in order to determine the potential deviation which can be obtained with such an actuator. These 6-DOF simulations as well as the pin effect on the projectile could finally be validated during a free-flight campaign that took place at the ISL open-range testing site