Measurements were made on three forward steps with step height to boundary layer ratio of approximately 3.8%, 15% and 60% and Reynolds number based on step height ranging from 6640 to 213,000. The measurements included mean wall pressure, single and 2 point wall pressure fluctuations, single and 2 point velocity fluctuations and, oil flow visualization. Pressure fluctuation measurements were made 5 boundary layer thicknesses upstream of step to 22 boundary layer thickness (or 600 step heights for smallest step size) downstream of the step. The results show that the steps remarkably enhance the wall pressure fluctuations that scale on the step height in the vicinity of the step and far downstream of the step. The decay of wall pressure fluctuations post reattachment is a slow process and elevated levels can be seen as far as 150 step heights downstream for the mid step size. The enhanced pressure fluctuations come from the unsteady reattachment region on top face of the step which was found to be a strong function of flow geometry and flow parameters such as Reynolds number. The 2 point pressure and velocity space-time correlations show a quasi-periodic structure which begins to develop close to the reattachment and grows in intensity and scale further downstream of reattachment and is responsible for the elevated pressure fluctuations downstream of the step. However, the velocity correlations lack in scale reflecting the fact that large scales reflected in pressure are masked by smaller scales that exist within them. / Master of Science

Ce travail a pour but de proposer une technique de mesure permettant d’identifier les bas nombres d’onde de pressions pariétales dues à des écoulements turbulents à faible nombre de Mach. En effet, les caractéristiques de ces excitations vibroacoustiques dans ces nombres d’onde sont mal connues alors qu’ils peuvent être des sources principales de vibration et de rayonnement acoustique dans des problèmes d’ingénierie qui concernent essentiellement le secteur industriel des transports. Cette méconnaissance vient du fait que la composante acoustique de l’excitation qui est située dans les bas nombre d’onde,a une amplitude très petite devant celle de la composante aérodynamique et que l’énergie d’origine acoustique se trouve noyée dans le bruit de mesure lorsqu’on utilise des capteurs de pression.L’objectif de cette thèse est d’étudier comment la méthode inverse vibratoire de Résolution Inverse (RI) et ses variantes RIFF (Filtrée Fenêtrée) ou RIC (Corrigée)permettent d’identifier ces bas nombres d’onde. L’intérêt d’utiliser de telles méthodes inverses vibratoires est que la structure est utilisée comme capteur. Ainsi, les composantes responsables des vibrations, se situant dans les bas nombres d’onde, peuvent être mieux identifiées ou extraites puisqu’elles sont naturellement filtrées par la dynamique de la structure.Dans un premier temps, la méthode RIFF est testée dans le cas de simulations d’une couche limite turbulente. Les résultats obtenus permettent de comprendre comment cette méthode identifie l’excitation dans les bas nombres d’onde. La méthode peut ainsi paraître particulièrement intéressante, puisqu’elle permet d’extraire une composante très faible, mais fortement responsable des vibrations et du bruit rayonné par la plaque et pratiquement impossible à observer en utilisant des microphones affleurants.Dans un deuxième temps, la mise en oeuvre de ces techniques est étudiée en appliquant la méthode RIC. Cette approche permet de diminuer drastiquement le nombre de capteurs et de rendre la méthode inverse utilisable avec les moyens actuels. La méthode est ainsi testée sur la simulation d’une couche limite turbulente et sur une expérimentation en soufflerie où l’écoulement turbulent est généré par une marche montante. La proposition d’un indicateur permet alors d’identifier si les composantes acoustiques et aérodynamiques sont fortement séparées et si les résultats obtenus par la méthode RIC correspondent uniquement à la composante acoustique ou non. / The aim of this work is to propose a measurement technique for the identification of the low wavenumbers of wall pressures due to turbulent flows with low Mach number. Indeed, the characteristics of these vibroacoustic excitations in these wavenumbers are not well known whereas they can be the principal sources of vibration and acoustic radiation in a lot of engineering problems in the transport industries. This lack of knowledge is due to the low amplitude of the acoustic component of the excitation that is localized in the low wavenumbers and the acoustic energy is below the level of measurement noise when pressure sensors are used.This thesis aims to study how the inverse methods of vibration called the Force AnalysisTechnique (FAT) and its Corrected version CFAT identify these low wavenumbers.The advantage of using these inverse methods of vibration is that the structure is used as a sensor. Thus, the components responsible for the vibrations, and localized in the low wavenumbers, can be identified and extracted as they are naturally filtered by the dynamics of the structure.At first, the FAT method is tested in a simulation of a turbulent boundary layer.The results are used to demonstrate how this method identifies the excitation in the low wavenumbers. The method can appear particularly interesting, since it allows to extract a very small component that is highly responsible for vibration and noise radiated by the plate and that is impossible to measure using flush-mounted sensors like microphones.In a second study, the implementation of these techniques is studied by applying the CFAT method. This approach allows to drastically reduce the number of sensors and make the inverse method usable with existing techniques of measurement. The method is tested on the simulation of a turbulent boundary layer and on an experimentation in a wind tunnel where a turbulent flow is generated by a forward-facing step. A new indicator is introduced and identifies if the acoustic and aerodynamic components arestrongly separated and if the results obtained by the CFAT method correspond only to the acoustic component or not.

An experimental investigation was performed to ascertain the nature of turbulence in a narrow apex angle isosceles triangular duct. The study involved the design and construction of a low noise, low turbulence wind tunnel that had an isosceles triangular test section with an apex angle of 11.5[degrees]. Experiments involved the measurement of velocity fluctuations using hot wire anemometry and wall pressure fluctuations using a condenser microphone. Measurement of the velocity fluctuations reconfirms the coexistence of laminar and turbulent regions at a given cross section for a range of Reynolds numbers. The laminar region is concentrated closer to the apex while the turbulent region is found closer to the base. The point of transition is a function of the Reynolds number and moves closer to the apex as the flow rate is increased. Moreover, it was found in this investigation that traditional scaling of the turbulent statistical quantities do not hold good in this geometry. Although velocity fluctuations showed distinctive flow regimes, no such distinction could be seen in the dynamic wall pressure data. The nature of the dynamic wall pressure was uniform throughout the entire cross section suggesting that wall pressure fluctuations, unlike the velocity fluctuations, are able to travel from the base to the apex, without being damped. This implies that the relationship between the velocity and the pressure fluctuations applicable in the other systems does not hold well in a narrow apex angle isosceles triangular duct. Further, the typical scaling relationships applied to wall pressure spectra of other geometries doesn't apply in this scenario and the ratio of the RMS pressure fluctuation to the mean shear is much higher compared to a flat plate or pipe flow situation.

RESUME : Les machines axiales à rotors contrarotatifs subsoniques sont une bonne solution pour les industries où de fortes élévations de pressions et d'efficacités sont nécessaires sans augmenter le diamètre ou la vitesse de rotation des rotors. Néanmoins, le comportement des CRS et les paramètres impactant ses performances ne sont pas encore totalement compris. Cette thèse mène une investigation expérimentale sur la performance et les paramètres influents sur un étage contrarotatif. La technique de design et les méthodes de mesure sont repris sur une thèse précédente réalisée au laboratoire Dynfluid (Arts et métiers ParisTech). Trois étages contrarotatifs ont été fabriqués (JW1, JW2 et JW3) et testés sur le banc d'essai normalisé AERO2FANS. Ces machines ont été conçues pour avoir le même point de fonctionnement mais avec une répartition de charge différente. Les résultats expérimentaux se concentrent dans un premier temps sur JW1. Les grandeurs physiques regardées sont l'efficacité globale et l'élévation de pression statique pour juger de la performance globale de la machine. La fluctuation de pression pariétale et le champ de vitesse sont aussi mesurés. L'impact du changement de rapport de vitesse ou la distance entre les deux rotors sur la machine JW1 a été étudiée grâce aux grandeurs physiques décrits précédemment. Enfin dans une dernière partie, les trois machines sont comparées toujours grâce aux grandeurs physiques définies précédemment. / ABSTRACT : The counter rotating subsonic axial flow fans could be a good solution for applications where the highly improved static pressure and efficiency are required without the increase of rotational speed and fan diameter. However, the mechanisms of high performance CRS and parameters influences are not well understood nowadays. This thesis is an experimental investigation of the performance and parameter studies of two counter rotatingaxial flow ducted fans. The design and measurement methods are based on the previous research work in Laboratory Dynfluid (Arts et Métiers ParisTech). Three Counter Rotating Stages (CRS) (named JW1, JW2 and JW3) are developed and tested on a normalized test bench (AERO2FANS). These systems have same design point and differ by the distribution of loading as well as the ratio of angular velocity between the Front Rotor (FR) and Rear Rotor (RR). The first part of results focus on the JW1. The overall performance is obtained by the experimental results of the static pressure rise and static efficiency, as well as the wall pressure fluctuations recorded by a microphone on the casing wall. The parameter study is conducted to investigate the effects of the axial distance and the ratio of angular velocity between the FR and RR on the global performance and flow fields measured by Laser Doppler Velocimetry (LDV).The last part of the work is devoted to analyze the differences of the three CRS with different distribution of work, in terms of the global performance and flow features.

Cette thèse a pour objectif d'améliorer la compréhension des effets d'un gradient sur une couche limite turbulente à l'équilibre. On s'intéresse en particulier aux effets d'un gradient de pression sur la partie aérodynamique de l'écoulement, ainsi que sur le bruit émis par la couche limite turbulente. En effet, une couche limite turbulente est une source de bruit omniprésente en aéronautique, automobile ou encore en ferroviaire. Cette source provient de la pression fluctuante produite par la couche limite turbulente se développant à la surface de la paroi extérieure du véhicule. Deux contributions au bruit de couche limite turbulente à l'intérieur de l'habitacle d'un véhicule peuvent être observées. La première contribution est une contribution de type aéroacoustique et est appelée contribution directe. Elle est due à la génération d'ondes acoustiques par les fluctuations de pressions générées par la couche limite turbulente. La deuxième contribution est due à des mécanismes de vibro-acoustique et est appelée contribution indirecte. Elle est due à l'excitation structurale engendrée par les fluctuations de pression sur la paroi du véhicule. Les fluctuations de pression d'une couche limite turbulente sont de plus responsables de la génération d'un rayonnement acoustique qui est de même nature que celui de la contribution directe mais qui est dirigé vers l'extérieur du véhicule. Dans le cadre de cette thèse, des calculs directs à l'aide d'un solveur numérique permettant la résolution des équations de Navier-Stokes en régime compressible sont réalisées pour des cas de couches limites avec gradients de pression adverses et favorables. L'étude de ces résultats nous permet de mettre en évidence l'augmentation des niveaux du rayonnement acoustique avec un gradient adverse et leur diminution avec un gradient favorable en comparaison du cas sans gradient de pression. De plus, l'étude des spectres de la pression fluctuante sous les différentes couches limites étudiées, a également permis d'observer l'augmentation des deux contributions au bruit de couche limite, à savoir les contributions directe et indirecte avec un gradient de pression adverse et leur diminution avec un gradient de pression favorable. On observe de plus que ces effets sont amplifiés avec l'augmentation de l'intensité du gradient. / The aim of this study is to provide a better understanding of the effects of a pressure gradient on an equilibrium turbulent boundary layer. In particular, the effects on the aerodynamic part and on the turbulent boundary layer noise are studied here. In fact, in the framework of transport industry, boundary layers constitute a fundamental source of aerodynamic noise. A turbulent boundary layer over a wall can provide a direct and an indirect contribution to the noise felt inside a vehicle. The indirect contribution corresponds to the structural excitation of the structure below and the direct contribution consists in the propagation of pressure waves. Wall pressure fluctuations are also responsible for the propagation of pressure waves outside the turbulent boundary layer. In this regard, simulations of turbulent boundary layers in presence of adverse and favorable pressure gradients are carried out using direct noise computation by solving the compressible Navier-Stokes equations. This method provides the direct contribution and the wall pressure fluctuations, which are responsible for the indirect contribution to the aerodynamic noise. Results show that an adverse pressure gradient leads to higher levels of the direct acoustic emission whereas lower levels are obtained in presence of a favorable pressure gradient in comparison to the zero gradient case. The study of the spectra of the wall pressure fluctuations for the different gradients cases we present, yield to the same hierarchy of levels. We further observed that these effects are amplified with the increase in the intensity of the gradient.

L'écoulement autour des véhicules produit une couche limite turbulente très proche de la paroi. Le caractère turbulent induit des fluctuations de pression pariétale qui font vibrer les panneaux du véhicule. Ces vibrations sont alors transmises à travers la structure et rayonnent du bruit dans l’habitacle. Les niveaux sonores dus à l'écoulement augmentent avec la vitesse du véhicule. Pour cette raison, cette problématique connaît un intérêt croissant dans le secteur aéronautique.Le but de cette thèse est double : comprendre les mécanismes à l’origine de ces fluctuations de pression à la paroi et prédire l’excitation de la structure avion due à l’écoulement turbulent.Pour ce faire, des calculs Large Eddy Simulation (LES) sont disponibles. Il s’agit de bases de données numériques d’écoulements de couches limites turbulentes en présence de gradients de pression favorable, adverse et nul. Ceci permet de caractériser l’écoulement sur des géométries courbes telles que la pointe avant d’un avion. L’effet du gradient de pression sur des structures cohérentes de type « hairpins » et paquets de « hairpins » a pu être identifié et quantifié à travers des méthodes de visualisation et d’analyse statistique. Une méthode d’estimation stochastique du champ de vitesse a révélé la présence de tourbillons contra-rotatifs au-dessus des paquets de hairpins. Ces tourbillons ont une vorticité opposée à celle des hairpins et un modèle de « hairpins inversé » a été proposé.En s’inspirant du travail de Ahn et al. (2010), un modèle stochastique de spectre de la pression pariétale a été développé. Il s’agit de reconstruire un champ stochastique de vitesse instantanée et d’en déduire le champ de pression à la paroi en résolvant une équation de Poisson sur la pression. Le champ de vitesse est obtenu en soumettant des structures de type paquets de hairpins à un écoulement moyen. Les caractéristiques des paquets de hairpins en fonction du gradient de pression sont basées sur l’analyse des bases LES. Les résultats de ce modèle sont comparés à ceux issues de bases de données numériques et expérimentales. Enfin, ce modèle est utilisé pour caractériser l’écoulement de couche limite turbulente dans une simulation de Statistical Energy Analysis (SEA) afin de prédire les niveaux de vibration des panneaux d’une portion de fuselage d’avion. / The flow around vehicles creates a turbulent boundary layer in the vicinity of the wall. The turbulent behavior induces pressure fluctuations that make the panels vibrate. These vibrations are then transmitted though the structure of the vehicle and radiate noise inside the cabin. The flow-induced noise levels increase with the speed of the vehicle. For this reason, aircraft manufacturers show a great interest in this topic.There are two objectives for this thesis: understand the mechanisms responsible for the wall-pressure fluctuations and predict this source of aircraft panel excitation.A study of available Large Eddy Simulation (LES) computations was performed. The database consists in simulations of turbulent boundary layer flows submitted to favorable, adverse and zero pressure gradients. This is necessary to understand the nature of the flow over curved geometries such as the aircraft flight deck. The effect of pressure gradients on coherent hairpin structures and hairpin packets could be identified and quantified based on visualization and statistical analysis methods. Linear stochastic estimation of the velocity fields revealed a pair of counter-rotating streamwise vortices above hairpin packets. These vortices have a vorticity opposite to that of the hairpins and an “inverse hairpin” model was proposed.Following the work of Ahn et al. (2010), a stochastic model for wall-pressure spectrum was developed. The idea is to build a stochastic turbulent velocity field using hairpin packets which are subjected to a mean flow. The characteristics of the packets depending on the pressure gradient are based on the analyses of the LES database. The pressure field at the wall is obtained by solving a Poisson equation. The results of the hairpin packet model are compared to numerical and experimental data. Finally, the model is used as input for a Statistical Energy Analysis (SEA) simulation in order to predict the levels of vibrations of panels submitted to a turbulent boundary layer flow over a portion of an aircraft cabin.

Les vibrations induites par l'écoulement dans le coeur du REP peuvent provoquer une usure par frottement des crayons combustibles par friction au niveau des contacts entre la cellule de grille et les crayons des assemblages combustibles. Cela peut entraîner des dommages irréversibles de la gaine du crayon combustible et compromettre la première barrière de sûreté du réacteur. Assurer l'intégrité de la gaine est une préoccupation majeure dans la sûreté du réacteur. Cependant, les spectres d'excitation des forces fluides agissant sur les crayons ne sont pas bien connus. Le but de cette thèse est d'utiliser des éléments géométriques simples pour reproduire des cellules de grilles d'un REP. SGE ont été effectuées sur une conduite annulaire avec différents maillages en utilisant le code TrioCFD. Une étude de sensibilité de maillage a été réalisée afin de proposer un maillage reproduisant correctement les résultats dans la littérature. Ces informations de résolution de maillage ont été utilisées lors de la réalisation des simulations en utilisant divers obstacles géométriques intérieurs à la conduite, i.e., des ailettes de mélange, une grille circulaire et une combinaison de grille carrée et d'ailettes de mélange. Un maillage hybride a été utilisé dans le cas des ailettes de mélange et dans le cas de cellule de grille carrée. Les caractéristiques hydrauliques ainsi que la pression pariétale ont été analysées dans chaque cas. Il apparaît que la grille carrée est une combinaison approximative du cas des ailettes de mélange et du cas de la grille circulaire. Les simulations ont été comparés avec des mesures réalisées au CEA / Flow-induced vibrations in the pressurized water reactor core can cause fretting wear in the fuel rods. Due to friction, wear occurs at the contact locations between the spacer grid and the fuel rod. This may compromise the first safety barrier of the nuclear reactor by damaging the fuel rod cladding. In order to ensure the integrity of the cladding, it is necessary to know the random fluctuating forces acting on the rods. However, the spectra for these fluid forces are not well known. The goal of this thesis is to use simple geometrical elements to check the reproducibility of realistic PWR spacer grids. As a first step, LES were performed on annular pipe for different mesh refinements using the CFD code TrioCFD. A mesh sensitivity study was performed to propose a good mesh for reproducing standard literature results. This information on mesh resolution was used when carrying out simulations using various geometric obstacles inside the pipe-mixing vanes, circular spacer grid and a combination of square spacer grid with mixing vanes. Structured mesh was generated for the annular pipe case and circular grid case. An innovative hybrid mesh was used for the two remaining cases of the mixing vanes and the square grid; keeping unstructured mesh around the obstacles and structured mesh in the rest of the domain. Both hydraulic and wall pressure characteristics were analyzed for each case. The results for the square grid case were found to be an approximate combination of the mixing vane case and circular grid case. Simulation results were compared with experiments performed at CEA Cadarache. Some preliminary comparisons were also made with classical empirical models.

Les travaux présentés dans le cadre de cette thèse de doctorat concernent la problématique d’arrachement de bâches de semi-remorques convoyés par le réseau d’autoroutes ferroviaires. En effet, les phénomènes turbulents générés autour d’un tel convoi provoquent d’importantes fluctuations de pression sur les parois bâchées, entrainant des mouvements de forte amplitude menant à la rupture sur de longues périodes de sollicitation. Ce phénomène pouvant provoquer plusieurs types d’incidents pour l’exploitant du réseau (embrasement par contact caténaire, retard des trains, perte de marchandise, etc...), il est nécessaire de comprendre les phénomènes physiques mis en jeu et de dégager une solution de contrôle de l’écoulement satisfaisant les contraintes de l’industrie ferroviaire. Pour ce faire, une étude expérimentale et numérique de l’écoulement autour d’une configuration bidimensionnelle de marche montante a été réalisée afin de caractériser l’influence des différentes zones décollées sur les fluctuations de pression pariétale induites en aval de la marche. A cet effet, une série de mesures de champs de vitesse et de pression pariétale ont été réalisées dans la soufflerie du Lamih. Les résultats observés expérimentalement ont pu être confrontés à ceux obtenus par une approche numérique dans des conditions équivalentes. L’analyse de l’écoulement s’est principalement focalisée sur deux points. Le premier concerne la dynamique des zones de recirculation en interaction avec la couche de cisaillement. Une approche stochastique a été déployée, et a permis de mettre en évidence les mécanismes prépondérants à l’origine du phénomène. Le second point porte sur les liens entretenus entre ces mécanismes et les fluctuations de pression pariétale. Une approche modale, basée sur une décomposition orthogonale aux valeurs propres étendue, a permis de révéler l’importante contribution des basses fréquences dans ce cas de figure. Enfin, une solution de contrôle passive (déflecteur) a été testée et a permis de montrer que la suppression de ces mécanismes basse fréquence permet d’obtenir un gain en termes de pression pariétale pouvant aller jusqu’à 36% selon les configurations. / The work presented in the framework of this doctoral thesis concerns the problem of the tarpaulins tearing off of semi-trailers conveyed by the motorways network. Indeed, the turbulent phenomena generated around such a convoy cause large pressure fluctuations on the walls, resulting in high amplitude movements leading to breakage over long periods of stress. This phenomenon can cause several types of incidents for the operator of the network (ignition by catenary contact, train delay, loss of goods,...), it is necessary to understand the physical phenomena involved and to define a flow control solution that take into account the rail industry constraints. To do this, an experimental and numerical study of the flow around a two-dimensional forward facing step configuration was carried out in order to characterize the influence of the different separated zones on the wall pressure fluctuations induced downstream of the step. For this purpose, a series of velocity field and wall pressure measurements were carried out in the Lamih wind tunnel. The experimental results could be compared with those obtained by a numerical approach under the same conditions. The flow analysis focused mainly on two points. The first concerns the dynamics of the recirculation zones interacting with the shear layer. A stochastic approach has been used, and has made it possible to highlight the dominant mechanisms at the origin of the phenomenon. The second point concerns the dynamical links between these mechanisms and the wall pressure fluctuations. A modal approach, based on an extended orthogonal decomposition, revealed the important contribution of the low frequencies in this case. Finally, a passive control solution (deflector) was tested and showed that the low frequency mechanisms suppression provide a wall pressure gain up to 36 % depending on configurations.

Acoustic and aerodynamic measurements have been carried out on a rotor operating in a planar turbulent boundary layer near a wall for a variety of thrust conditions and yaw angles with respect to the inflow. At the highest thrust condition a strong flow reversal in the wall-rotor tip gap was observed. Average velocity fields filtered by the angular position of the rotor show that the flow reversal is fed by jets of fluid that tend to form below the blade as it passes by the wall. Instantaneous velocity measurements show the presence of strong vortices in the tip gap. These vortices were characterized and found to be both stronger and more numerous on the downstroke side of the tip gap. Additionally, vortices with the same handedness as the bound circulation in the blade were more numerous and only located on the downstroke side of the tip gap. Those with the opposite handedness were found to be only located on the upstroke side. Unexpectedly strong far-field acoustic response at the blade passage frequency at this highest thrust condition and is believed to be due to an interaction of the blade tip with these vortices. At moderate thrust, when the rotor was yawed toward the downstroke side the far field acoustic response at the blade passage frequency was found to increase. The opposite was true as it was yawed toward the upstroke side. At the highest thrust, however the unyawed rotor had the strongest blade passage frequency response which is believed to be due to stronger vortex-tip interaction in this case. / Master of Science