Ce mémoire de maîtrise en milieu industriel présente les travaux réalisés chez Maya Heat Transfer Technologies afin d'implémenter la technique de la simulation des grandes échelles dans le solveur de dynamique des fluides parallèle NIECE. Les modèles de sous-maille [sic] algébriques de Smagorinsky, WALE (Wale Adapting Local Eddy-Viscosity) et le modèle de Vreman ont été retenus et validés.Ce projet de maîtrise se divise [entre] quatre volets. La première partie présente l'implémentation et l'analyse d'un nouveau schéma de discrétisation spatial et temporel dans le contexte d'un algorithme de résolution des équations de Navier-Stokes par une approche mixte [de] volumes éléments finis sur maillage non structuré. Une étude comparative sur la stabilité, la diffusion et [la] dipersion [sic] numérique des nouveaux schémas et ceux déjà existants dans le code permet d'identifier le schéma centré de second ordre en espace, couplé au schéma de Crank-Nicolson en temps comme un compromis adéquat pour la simulation des grandes échelles dans un contexte industriel. Le second volet détaille les résulats [i.e. résultats] de la simulation de la décroissance d'une turbulence homogène isotrope. La décroissance des spectres d'énergie est présentée pour chacun des modèles de sous-maille, puis comparée à la solution sans modèle. L'effet du raffinement du maillage est investigué.Ce volet détaille également l'implémentation et la validation de l'algorithme permettant l'initialisation d'une turbulence isotrope incompressible. Une discussion sur les formulations analytiques des spectres d'énergie de Passot-Pouquet et de von Karman-Pao est finalement présentée. Le problème de la répresentation [i.e. représentation] de l'écoulement à l'entrée du domaine de calcul est ensuite abordé.Ce troisième volet détaille la méthode de génération de turbulence, appelée méthode des tourbillons synthétiques, servant à générer un champ de vitesse cohérent et représentatif d'une turbulence réelle. Une étude de l'influence des paramètres numériques de la méthode permet de dériver un critère automatique de sélection pour l'utilisateur. Pour terminer, une étude comparative de la méthode des tourbillons synthétiques à une méthode d'injection aléatoire est présentée. En dernier lieu, la réalisation du cas de validation du canal plan périodique permet d'investiguer la capacité du code à simuler les propriétés d'une turbulence cisaillée. Les résultats des modèles de sous-maille sont comparés au cas sans modèle de turbulence. L'effet du raffinement du maillage est étudié sur trois différentes grilles. Les statistiques de premier ordre (profil de vitesse moyenne) et les satistiques [i.e. statistiques] de second ordre (profils des composantes du tenseur de Reynolds) sont détaillées et analysées. Finalement, la contribution de l'énergie cinétique résolue et de l'énergie de sous-maille permet de quantifier la contribution des modèles de turbulence sur la solution.

Sur fond de crise pétrolière, il devient crucial pour les industries de transport, civiles ou militaires, de réduire la consommation de carburant de leurs véhicules. Aussi. la réduction de leur traînée de frottement laisse espérer des gains énergétiques substantiels. Notamment à l'origine de cette force, la contrainte pariétale dans les couches limites turbulentes résulte de phénomènes dynamiques complexes difficilement observables et peu prévisibles. Il s'agit de structures tourbillonnaires cohérentes. dont les tailles et temps caractéristiques sont encore difficilement atteignables dans les applications industrielles. Pour mieux prévoir les gains potentiels et en vue d'une future démonstration expérimentale. des simulations numériques de leur contrôle au moyen d'un micro système d'actionnement original sont présentées dans ce mémoire. L'accent a été mis sur le réalisme de la modélisation. Ces travaux ont d'abord permis un diagnostic des techniques de simulation des couches limites spatiales et ont abouti à une amélioration des conditions d'entrée turbulentes et au développement d'une méthode performante de génération synthétique de turbulence. Des stratégies de contrôle ont ensuite été proposées, qui permettent d'accroître la faisabilité pratique des mécanismes associés au contrôle en opposition, bien connus de la littérature. La mise en œuvre de cette dernière stratégie au moyen d'un microsystème distribué réaliste a finalement permis de caractériser ses performances réelles. Les mécanismes d'interaction entre turbulence et actionneur sont précisément décrits. L'identification de facteurs de rendement permet alors d'orienter les futurs travaux à ce sujet. / The rising cost of oil leads most of transportation firms to work towards reducing the fuel consumption of their vehicles. ln aeronautical applications, they mainly focus on viscous drag reduction. which gives hope to considerable power savings. The approach followed in the present work aims at manipulating the turbulent features responsible for the friction force. Located in the turbulent part of boundary layers. they consist in coherent vortices. whose characteristic time and space scales are costly to reach experimentally and numerically. This work postulates that only a high level of realism could help to predict accurately the performance of coherent vortices-based drag control methods. It is therefore taken into account at three stages of the design of our flow control simulation. which are the choice of the Reynolds number, the control algorithm and the actuating system. First of all, the simulation of high Reynolds number spatial boundary layers is often limited by computing capacities. Thanks to an optimization of existing inflow boundary conditions, current work helps to reduce CPU cost and widens the field of reachable flow conditions. Secondly, two improvements of the well-known oppositiol control have been proposed to allow its experimental adaptation. They are assessed using large-eddy simulation (LES) at a reasonable cost. Finally, a realistic MEMS is mode lied and used to manipulate the fine turbulent structures in the vicinity of the wall. Real influence on drag as well as precise interaction mechanisms are described using direct numerical simulation (DNS). Efficiency parameters are identified and possible ways of improvement are indicated.

La combustion d’hydrocarbures représente encore aujourd’hui une part très majoritaire de la production d’énergie mondiale, en particulier dans la propulsion aérospatiale. La plupart des brûleurs industriels sont alimentés par un carburant sous forme liquide, qui est injecté directement dans la chambre de combustion, ce qui génère une forte interaction entre le spray, l’écoulement turbulent et la zone de combustion. Cette interaction a déjà largement été étudiée, mais certaines questions restent ouvertes. En particulier, la prise en compte de la combustion de goutte isolée dans le cadre de la Simulation aux Grandes Echelles (‘Large Eddy Simulation’ LES) de géométries complexes reste un problème difficile. L’objectif de cette thèse est d’améliorer la modélisation de la combustion du spray dans le contexte de la LES de configurations complexes avec une approche Euler-Lagrange. Dans un premier temps, un modèle de combustion de gouttes incluant les différents régimes pour la LES, appelé MustARD pour « Multi-State Algorithm for Reacting Droplets », est proposé et validé dans plusieurs configurations académiques de complexité croissante. Dans un deuxième temps, MustARD est évalué sur une configuration de brûleur expérimental et comparé aux modèles classiques sans combustion de gouttes isolées. Cette étude montre que le régime de combustion de gouttes isolées n’est pas négligeable dans une telle configuration et qu’il modifie la structure de flamme. D’autre part, les comparaisons avec les résultats expérimentaux montrent que le modèle MustARD permet d’améliorer la précision des LES de sprays turbulents réactifs.

Après plus de 50 ans de recherche, l'intérêt de la simulation des grandes échelles pour la simulation des écoulements instationnaires a été largement démontré et cette méthode est aujourd'hui utilisée pour une grande variété d'applications industrielles. Plusieurs classes de modèles sous-maille ont été proposées dont celle très connue des modèles de viscosité sous-maille souvent préférée pour sa simplicité et sa robustesse. Leur formulation comporte un coefficient qui doit être ajusté pour chaque type d'écoulement et qui a été analysé pour des géométries simples. L'objectif de ce travail est de réaliser des analyses a-priori de ces modèles dans un canal plan et un canal convergent-divergent à relativement grand nombre de Reynolds. Les influences du type de filtre et de la largeur du filtre sont systématiquement abordées pour chacune des statistiques. Le transfert d'énergie sous-maille et la dissipation sous-maille sont tout d'abord étudiés. Ensuite, les coefficients des modèles Smagorinsky, Smagorinsky dynamique, WALE et du modèle Sigma nouvellement proposé sont estimés a-priori. Il est démontré que les coefficients des quatre modèles sont non-homogènes dans le domaine de simulation et sont largement affectés par le gradient de pression adverse, principalement dans la zone de recirculation. Enfin, les corrélations entre les quantités exactes et leurs équivalents modélisés sont examinées. Les résultats montrent un faible niveau de prédiction des modèles sous-maille et une grande variabilité des quantités modélisées dans les régions de fort gradient de pression adverse. Ceci peut expliquer les difficultés pour obtenir de bons résultats LES dans une telle configuration

Dans le contexte actuel, pour diminuer la consommation de fuel et les émissions de polluants comme le CO2 ou les NOx, les chambres de combustion aéronautiques de nouvelle génération sont basées sur la combustion partiellement prémélangée pauvre. La simulation numérique de ce type de chambre nécessite de prédire avec précision la température, la dynamique de flamme et la formation de polluants. Comme l'écoulement est fortement instationnaire, l'utilisation de la simulation aux grandes échelles s'avère nécessaire. C'est dans ce contexte que nous avons développé le modèle F-TACLES (Filtered Tabulated Chemistry for Large Eddy Simulation). Ce modèle se base sur un filtrage a priori de flammelettes calculées en prenant en compte les effets liés à la chimie détaillée. Il permet alors d'améliorer la prédiction des polluants et de la température tout en prenant en compte les contributions résolues et de sous maille de plissement, garantissant ainsi la bonne prédiction de la vitesse de propagation de la flamme. F-TACLES est appliqué à deux configurations d'injecteurs industriels étudiés expérimentalement : les chambres PRECCINSTA et MOLECULES. Sur le plan de la prédiction de la dynamique de flamme, le développement de F-TACLES a induit une réflexion plus générale sur la combustion en LES. En effet, l'ensemble des méthodes de simulation de la combustion introduisent un épaississement artificiel de la flamme afin de pouvoir la résoudre sur le maillage de calcul. L'impact de cet épaississement est étudié pour les approches TFLES (Thicken Flame for Large Eddy Simulation) et F-TACLES dans le cadre simplifié de la combustion prémélangée. Pour cela, une approche analytique ainsi que des simulations laminaires et turbulentes sont réalisées et comparées à des simulations directes (Direct Numerical Simulation) et à des données expérimentales. Pour finir, la chambre de combustion d'un hélicoptère est simulée avec l'approche F-TACLES pour reproduire et comprendre l'effet d'une modification géométrique observée expérimentalement.

Cette thèse est consacrée à l'étude des propriétés aéroacoustiques de jets supersoniques impactant une paroi par simulation des grandes échelles. Ces simulations sont réalisées à partir des équations de Navier-Stokes 3-D instationnaires compressibles exprimées pour des coordonnées cartésiennes ou cylindriques. Afin de résoudre ces équations, des schémas numériques de différenciation spatiale et d'intégration temporelle peu dispersifs et peu dissipatifs sont utilisés. Les écoulements étudiés étant supersoniques, une procédure de capture de choc est également implémentée afin de supprimer les oscillations de Gibbs de part et d'autre des chocs.Dans un premier temps, un jet rond libre et quatre jets ronds impactant une paroi avec un angle de 90 degrés sont simulés sur des maillages cylindriques. Ces jets sont supersoniques, sous-détendus, et sont caractérisés par un nombre de Reynolds calculé à partir du diamètre du jet de Re=60.000, et par un nombre de Mach parfaitement détendu de Mj=1.56. Les résultats du jet libre sont tout d'abord présentés. Ils sont comparés aux résultats de plusieurs études expérimentales et de modèles afin de valider l'approche numérique utilisée. Notamment, les différentes composantes acoustiques spécifiques aux jets sous-détendus comme le bruit de choc large-bande et le bruit de screech sont observées et analysées. Les résultats obtenus pour les quatre jets impactant une paroi sont ensuite examinés. Dans ce cas, la présence d'une boucle de rétroaction aéroacoustique entre les lèvres de la buse et la paroi est montrée. Pour finir, le comportement aérodynamique et aéroacoustique des jets est étudié, et comparé à différentes études numériques et expérimentales de la littérature. Quatre jets plans supersoniques idéalement détendus impactant une paroi avec un angle de 90 degrés sont ensuite calculés. Ils ont un nombre de Reynolds évalué à partir de la hauteur de la buse de Re=50.000 et un nombre de Mach de Mj=1.28. Une boucle de rétroaction aéroacoustique entre la buse et la paroi est de nouveau mise en évidence. Une combinaison de modèles associant un modèle d'onde stationnaire aérodynamique-acoustique et un modèle de stabilité de jet plan 2-D avec des couches de mélange infiniment minces est alors proposée. Ce modèle permet de déterminer à la fois les fréquences les plus probables de la boucle de rétroaction aéroacoustique et leurs natures plane ou sinueuse.Enfin, les simulations de deux jets plans supersoniques impactant une paroi avec des angles de 60 et 75 degrés sont réalisées grâce à l'utilisation de deux maillages cartésiens, par une méthode de recouvrement de maillages. Les modifications des propriétés de la boucle de rétroaction aéroacoustique lorsque l'angle d'impact dévie de 90 degrés sont ainsi étudiées. / In this PhD work, supersonic impinging jets are simulated using large-eddy simulation in order to investigate their aerodynamic and acoustic fields. In practice, the unsteady compressible Navier-Stokes equations are solved on Cartesian or cylindrical meshes. Low-dissipation and low-dispersion numerical methods are used for spatial differentiation and time integration. As the jets are supersonic, a shock-capturing filtering is also applied in order to avoid Gibbs oscillations near shocks.A free round jet and four round jets impinging normally on a flat plate are first simulated on cylindrical meshes. They are underexpanded, and have a Reynolds number based on the nozzle diameter of Re=60.000 and a fully expanded Mach number of Mj=1.56. The results for the free jet are first presented. They are compared with experimental results and predictions given by models in order to validate the numerical setup. Acoustic components specific to underexpanded jets such as broadband shock-associated noise and screech noise are obtained. The results for the four impinging jets are then examined. An aeroacoustic feedback mechanism establishing between the nozzle lips and the flat plate is found to generate tones. Finally, the flow and acoustic properties of the jets are studied and compared with numerical and experimental data.Four ideally expanded jets impinging normally on a flat plate are then simulated. They have a Reynolds number based on the nozzle height of Re=50.000 and a Mach number of Mj=1.28. An aeroacoustic feedback mechanism is again observed between the nozzle lips and the flat plate. A combination of models based on an aeroacoustic feedback model and a vortex sheet model of the jet is then proposed. The model appears able to predict the most likely tone frequencies of the feedback mechanism, and the symmetric or antisymmetric nature of the corresponding jet oscillation.Finally, two ideally expanded jets impinging on a flat plate with angles between the jet direction and the plate of 60 and 75 degrees are simulated using two Cartesian meshes. The effects of the angle of impact on the properties of the aeroacoustic feedback mechanism are finally studied.

Avec l’accroissement considérable de la puissance de calcul, les simulations aux grandes échelles (SGE) sont maintenant utilisées de façon routinière dans de nombreuses applications d’ingénierie. Les modèles de combustion usuels utilisés dans les SGE sont le plus souvent basés sur une hypothèse d’équilibre entre le mouvement des structures turbulentes et le plissement de la surface de la flamme. Ils s’écrivent alors sous forme d’expressions algébriques fonctions de grandeurs connues aux échelles résolues ainsi que de paramètres dont l’ajustement est à la charge de l’utilisateur selon la configuration étudiée et les conditions opératoires. Le modèle dynamique récemment développé ajuste automatiquement au cours du calcul les paramètres de modélisation qui peuvent alors dépendre du temps et de l’espace. Cette thèse présente une étude détaillée d’un modèle dynamique pour la simulation aux grandes échelles de la combustion turbulente prémélangée. L’objectif est de caractériser, explorer les avantages et les inconvénients, appliquer et valider le modèle dynamique dans plusieurs configurations. / Large eddy simulation (LES) is currently applied in a wide range of engineering applications. Classical LES combustion models are based on algebraic expressions and assume equilibrium between turbulence and flame wrinkling which is generally not verified in many circumstances as the flame is laminar at early stages and progressively wrinkled by turbulent motions. In practice, this conceptual drawback has a strong consequence: every computation needs its own set of constants, i.e. any small change in the operating conditions or in the geometry requires an adjustment of model parameters. The dynamic model recently developed adjust automatically the flame wrinkling factor from the knowledge of resolved scales. Widely used to describe the unresolved turbulent transport, the dynamic approach remains underexplored in combustion despite its interesting potential. This thesis presents a detailed study of a dynamic wrinkling factor model for large eddy simulation of turbulent premixed combustion. The goal of this thesis is to characterize, unveil pros and cons, apply and validate the dynamic modeling in different flow configurations.

The aim of the current work is to investigate a series of new subgrid models by employing the Kolmogorov equation of ltered quantities (KEF), which is an exact relation of turbulence in physical space. Different formulations of KEF are derived, including the forms in velocity eld (homogeneous isotropic turbulence, inhomogeneous anisotropic turbulence, homogeneous shear turbulence, homogeneous rotating turbulence), in scalar turbulence and in magnetohydrodynamic turbulence. The corresponding subgrid models are then formulated, for example: - The multi-scale improvement of CZZS model. - A new anisotropic eddy-viscosity model in homogeneous shear turbulence. - The improved velocity increment model (IVI). - The rapid-slow analysis and model application in inhomogeneous anisotropic scalar turbulence. - The attempt in magnetohydrodynamic (MHD) turbulence. Besides, there are also other important conclusions in this thesis: - The anisotropic effect of mean shear in physical space is analyzed. - Analytical corrections to the scaling of the second-order structure function in isotropic turbulence in introduced. - It is shown that the two-point distance of velocity increment must be much larger than the lter size, in order to satisfy the classical scaling law. Otherwise, the classical scaling law can not be directly applied in subgrid modeling. - A thought-experiment is described to analyse the time-reversibility problem of subgrid models. - A rapid algorithm for Tophat lter operator in discrete eld is introduced.

L'objectif général de cette recherche est de contribuer à la compréhension des mécanismes fondamentaux conduisant à des instabilités de combustion dans les moteurs fusées à propulsion liquides.<br />Le processus implique un couplage fort entre la combustion et les modes acoustiques transverses de la chambre. Le problème est analysé au moyen d'une combinaison d'outils expérimentaux, numériques et de modélisation. <br />Les expériences sont réalisées sur une chambre équipée de plusieurs injecteurs coaxiaux placés en ligne et alimentés en oxygène liquide et méthane gazeux. On recrée ainsi au moins partiellement les conditions qui prévalent dans les moteurs fusées.<br />Le système a été conçu pour permettre une nette séparation entre les fréquences des modes longitudinaux et transverses. Le foyer est équipé de hublots donnant un accès optique à la zone de flamme et de capteurs de pression détectant les fluctuations de cette variable dans la chambre et dans le circuit d'alimentation en ergols. Un modulateur comportant une roue dentée tournant à grande vitesse et bloquant de façon périodique une tuyère auxiliaire permet d'injecter des perturbations acoustiques dans le système.<br />Des méthodes d'imagerie numérique sont utilisées pour examiner la dynamique des flammes. Des essais systèmatiques ont été réalisés à basse (0.9 MPa), moyenne (3 MPa) et haute pression (6 MPa) pour déterminer les conditions dans lesquelles la flamme est la plus sensible aux modulations acoustiques transverses. Un niveau de réponse remarquable a été observé dans les expériences à basse pression. Le niveau d'oscillation était dans ce cas de 8\% de la pression moyenne. La flamme est fortement modifiée lorsque le couplage est réalisé avec le premier mode acoustique transverse, son taux d'expansion est augmenté et la luminosité s'accroît sensiblement. La vitesse de convection des structures émissives observées par caméra rapide montre une réduction assez surprenante. Les relations de phase établies entre les preturbations de pression et de dégagement de chaleur dans la chambre montrent que ces deux quantités sont caractérisées par des distributions spatiales assez semblables. Les essais à pression intermédiaire réalisés avec un nouveau dispositif comportant 5 injecteurs induisant un dégagement de chaleur plus important montrent que la résonance est moins marquée, un phénomène qui est lié à un niveau de fluctuations de température plus élévé dans les nouvelles conditions de ces essais. Des expériences sont menées à froid par injection d'oxygène liquide et d'azote gazeux pour examiner le mouvement induit par une excitation acoustique transverse. Ces expériences sont complétées par des calculs numériques réalisés dans le cadre des simulations aux grandes échelles (SGE). Ces méthodes sont utilisées pour analyser le mouvement de jets coaxiaux en présence d'une modulation acoustique transverse imposée dans le domaine de calcul. L'oscillation induit un mouvement collectif et le mélange est intensifié.<br />Un modèle est développé pour le taux de réaction filtré permettant une description des flammes non prémélangées contrôlant la combustion cryotechnique. Des calculs initiaux sont effectués dans une configuration réaliste d'injecteurs multiples, alimentés en ergols gazeux. <br />Deux problèmes sont envisagés au niveau de la modélisation. Le premier traite de la relation entre les fluctuations de dégagement de chaleur et les perturbations de vitesse transverses. Une expression est proposée qui dépend de ces perturbations et du signe du gradient de vitesse transverse. Les conséquences de ce modèle sont examinées et il est notamment montré que l'on peut retrouver la structure du dégagement de chaleur observée dans des travaux antérieurs. <br />Le second modèle traite de l'influence de fluctuations de température sur les caractéristiques de résonance d'un système. La simulation directe et une analyse fondée sur la méthode des moyennes indique que l'amplitude de la résonance et la finesse de la réponse sont diminuées en présence de fluctuations, un phénomène qui semble avoir été négligé mais qui peut avoir des conséquences pratiques.<br />Les connaissances acquises dans ces études peuvent servir de guide à des développements de méthodes de calcul destinées à prévoir les instabilités. Elles peuvent aussi servir à développer des méthodes de conception permettant d'éviter le phénomène.

L'injection liquide est un processus important dans beaucoup d'applications industrielles et plus spécifiquement au sein des moteurs à combustion. Beaucoup de méthodes RANS (Reynolds Averaged Navier-Stokes) ont été développées, dans le cas de l'atomisation, aussi bien en utilisant le formalisme Lagrangien que Eulérien. Cependant, les simulations LES (Large Eddy Simulation) sont connues pour être plus précises et mieux représenter les phénomènes physiques dans le cas monophasique. Développer la LES pour le cas diphasique est donc naturellement une étape nécessaire à franchir. Cependant, la simulation de l'atomisation requiert un traitement spécial de l'interface. Deux cas limites sont traités dans la littérature : - L'interface peut être bien capturée par le maillage. A ces endroits la LES doit rejoindre les résultats de méthodes classiques utilisées en DNS comme les méthodes VOF ou level-set. Ceci est une approche nécessaire proche injecteur. - Le maillage ne permet plus de suivre fidèlement l'interface, lors de la création de plissements inférieurs à la taille d'une maille. Dans ce cas le calcul doit reproduire les résultats d'une LES considérant des structures et des gouttes inférieures à la taille de la maille. Cette approche est nécessaire loin de l'injecteur dans la zone dispersée. C'est dans ce cadre que le travail réalisé durant cette thèse s'articule : Le développement d'un modèle LES d'atomisation capable de passer continument d'une méthode à l'autre. La mise en œuvre de ce modèle a permis d'obtenir des résultats dans une configuration proche de l'injection Diesel, qui sont alors comparés à une base de données DNS.