Th. doct.--Paris 6, 2002. / Bibliogr. p. 159-164. Résumé en français et en anglais. L'ouvrage porte par erreur : ISSN 0078-3780.

Thèse de doctorat : Mécanique des fluides : Evry-Val d'Essonne : 2008. / Titre provenant de l'écran-titre.

Cette thèse est consacrée au calcul et à l’étude du champ acoustique rayonné par un jet fortement supersonique, sur-détendu et chauffé. L’approche numérique utilisée consiste à résoudre simultanément l’écoulement turbulent et le champ proche acoustique par simulation des grandes échelles.Afin de résoudre les équations de Navier-Stokes instationnaires et compressibles, des schémas numériques de dérivation spatiale et d’intégration temporelle peu dissipatifs et peu dispersifs sont utilisés. Pour le système de coordonnées cylindriques, une procédure de déraffinement progressive au voisinage de l’axe du jet est proposée pour augmenter le pas de temps de l’intégration temporelle. Une procédure de capture de choc est finalement développée pour supprimer les oscillations de Gibbs aux voisinages des chocs. Cette procédure est explicite, adaptative et conservative.Un jet rond, sur-détendu et présentant un nombre de Mach d’éjection de 3.30 ainsi qu’une pression et une température de réservoir de 28.6 × 105Pa et 1144K est résolu par simulation des grandes échelles. Ce jet est initialement laminaire et possède un nombre de Reynolds de 0.94 × 105. Les champs aérodynamique et acoustique obtenus sont comparés aux données disponibles dans la littérature. Afin de pouvoir identifier les sources acoustiques,le champ turbulent est caractérisé le long de la couche de mélange, notamment en utilisant une analyse spectrale et une décomposition selon les modes azimutaux. Les champs acoustiques proche et lointain sont enfin étudiés et différentes composantes de bruit sont identifiées à partir de comparaisons avec des mesures et des modèles de la littérature, ainsi qu’en établissant des liens avec les propriétés de l’écoulement turbulent. L’influence des effets de la propagation non linéaire des ondes acoustiques est finalement discutée. / This thesis deals with the computation and the investigation of the noise radiated by a rocket-like jet. A direct noise simulation based on large-eddy simulation is used in this study. Low-dissipation and low-dispersion numerical schemes are implemented in the solver.As the cylindrical Navier-Stokes equations are considered, a procedure to increase the integration time step is derived. To remove Gibbs oscillations near shocks, an explicit, adaptative and conservative shock-capturing procedure is developed for aeroacoustics computations.An over expanded initially laminar jet with an exit Mach number of 3.30 and stagnation pressure and temperature of 28.6 × 105Pa and 1144K is then computed by large-eddy simulation.The jet Reynolds number is 0.94 × 105. Aerodynamic and acoustic results are compared to data available in the literature. In order to identify noise sources, the turbulent flow fluctuations along the shear layer are characterized, especially by using a two dimensional Fourier transform in time and in the azimuthal direction. Acoustic near and far fields are also studied and different noise components are identified using comparisons with models and experimental data, and by establishing links with the turbulent flow field. Non-linear propagation effects of acoustic waves are finally discussed.

Mémoire numérisé par la Direction des bibliothèques de l'Université de Montréal.

Doctorat en sciences appliquées / info:eu-repo/semantics/nonPublished

L'objectif de ce projet est d'effectuer la conception et la mise en opération de la nouvelle installation supersonique à haute température en cours de construction au centre de Recherche et développement pour la défense Canada -Valcartier (RDDC Valcartier). Les étapes ayant permis de mener ce projet à bien peuvent être divisées en deux catégories : design et expérimentations. La catégorie ± design ¿ regroupe les étapes de conception et d'usinage des divers éléments ayant été développés au cours de cette maîtrise. Une tuyère axisymétrique supersonique Mach 2.6 a été développée spécifiquement pour les essais de rodage de cette installation. Le design de la tuyère a requis le développement d'un code de calcul de son profil par la méthode des caractéristiques, quelques simulations numériques par mécanique des fluides numériques (MFN ou CFD en anglais), son usinage ainsi que son rodage sur l'installation. Les diverses techniques de mesures et de diagnostic choisies pour le rodage de l'installation ont également requis le design de quelques éléments. Combinant un râteau de tubes de Pitot, un coin de 10° de demi-angle et des prises de pressions statiques, une multisonde, a été conçue, validée sommairement par MFN, usinée, testée et améliorée. Les techniques de strioscopie ont quant à elles requis le design de supports de miroirs précis et stables, ainsi qu'un système de pont glissant pour la cellule d'essai. Quant à la catégorie expérimentation, elle regroupe tous les essais réalisés au cours de cette maîtrise. Certains des éléments, déjà en place à RDDC Valcartier au début de cette maîtrise, n'ont été mis en marche qu'au cours de cette maîtrise. Chaque élément conçu a été testé en phase de rodage. Cependant, pour des raisons de délais d'usinage, pratiquement chaque élément a été testé indépendamment des autres. Par exemple, les tests de pressions avec la multisonde n'ont pas pu être réalisés en même temps que les essais de strioscopie. Étant donné que certains éléments critiques de l'installation pour l'alimentation en air n'ont pas été reçus avant la fin de cette maîtrise, les conditions de design de la tuyère Mach 2.6 n'ont pu être atteintes. Combinant cela avec le fait que chaque élément a été testé indépendamment, il a été impossible d'effectuer un diagnostic valable de l'installation. Cependant, au final, la majorité des éléments de l'installation sont prêts pour leur utilisation. Certaines problématiques rencontrées lors de la mise en marche de l'installation ont trouvé des solutions, alors que d'autres doivent encore être trouvées. Le diagnostic final devra cependant attendre l'arrivée des derniers éléments.

La demande pour les ressources énergétiques est en hausse alors que leur disponibilité est en baisse. Dans ce contexte, l’industrie du transport et de l’énergie est à la recherche de petits moteurs efficaces et puissants et le Rim Rotor Rotary Ramjet Engine (R4E) pourrait correspondre à ces critères. Or, en ce moment, le potentiel de ce moteur est limité, car son compresseur supersonique entraîne des pertes d’efficacité lorsque le rotor tourne à son nombre de Mach tangentiel optimal qui est de 2. Le présent mémoire compile toutes les notions requises pour comprendre le fonctionnement d’un compresseur supersonique lors de son démarrage et de concevoir le compresseur le plus approprié pour le R4E, tant en démarrage qu’en régime permanent. Pour se faire, des concepts de cascades inspirés des compresseurs et des méthodes de démarrage des moteurs ramjet actuels ont été générés et validés à l’aide de modèles analytiques. Les concepts sont par la suite essayés expérimentalement sous la forme de cascades à l’aide d’une soufflerie supersonique. Bien que le modèle analytique montre que les cascades munies de canaux de purge soient plus performantes et plus robustes en conditions off-design, ces dernières n’ont jamais démarré lors des expérimentations même si les canaux ont été agrandis et multipliés. Ainsi, parmi tous les concepts essayés, celui qui démarre par survitesse et qui comporte des canaux de succion de couche limite à son col a donné les meilleurs résultats. Il est très stable et permet d’obtenir un ratio de pression statique de 4.25 et un recouvrement de pression totale de 89 %, pour une efficacité isentropique de 92 % à un nombre de Mach tangentiel de 2. Par contre, il est à noter qu’il n’a pas été possible de mesurer la pression totale. Elle a plutôt été estimée à partir des images de strioscopie tirées lors des essais. Comme on ne dispose pas d’une structure permettant d’essayer le compresseur rotatif à Mach 2, il a fallu approximer l’influence de l’accélération centrifuge sur l’écoulement de la cascade et trouver un moyen d’intégrer le nouvel aubage à la roue. Un modèle permettant d’estimer les paramètres d’une couche limite se développant sur une plaque plane en rotation a permis de déduire que l’accélération transverse n’aurait qu’un effet légèrement favorable, puisqu’il permet d’amincir l’épaisseur de déplacement, réduisant ainsi les risques d’interaction en la couche limite et les chocs. Finalement, les canaux de succion de couche limite du compresseur pourraient permettre d’alimenter un système de refroidissement qui limiterait la température à la jante à 820 K. Le R4E pourrait devenir l’avenir des systèmes de régénération électrique pour les véhicules hybrides. Il serait aussi intéressant pour une utilisation dans les petites centrales thermiques des régions éloignées. Ce grand potentiel d’utilisation provient de la grande densité de puissance du moteur, de sa simplicité et de son très faible coût de fabrication et de maintenance.

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.

Les décollements d'écoulement induits par choc et leur éventuel réattachement sur paroi sont observés dans de nombreuses configurations d'intérêt pratique, incluant les entrées d'air, les profils transsoniques ou les tuy`eres de lanceurs spatiaux. Ces phénom`enes mettent en jeu des interactions complexes entre couches limites et ondes de choc ou de détente conduisant à des instationnarités à basses fréquences dont l'origine reste aujourd'hui à élucider. Cette étude vise d'une part à proposer une stratégie numérique permettant de prévoir plus précisément ces phénom`enes de décollement et d'autre part d'identifier les principaux mécanismes physiques qui pilotent l'évolution de leur structure globale. L'étude porte plus particuli`erement sur les configurations de décollements libres ou séparés apparaissant en tuy`ere optimisée en poussée opérant en régime surdétendu. Différents mod`eles phénoménologiques sont ainsi testées pour décrire l'évolution du champ de pression instationnaire et dissymétrique en fonction du niveau de surdétente. La stratégie numérique proposée repose sur la combinaison de schémas à capture de choc d'ordre élevé (WENO 5), d'algorithmes d'intégration implicite en temps et d'une modélisation de la turbulence étendant l'approche Detached Eddy Simulation via l'ajout de corrections de réalisabilité. Une large plage de niveaux de surdétente est considérée, à la fois en condition d'entrée stabilisée et transitoire, afin de clarifier les conditions d'existence des différents régimes de décollements libres et restreints, ainsi que l'évolution temporelle de la morphologie globale de l'écoulement transitant entre ces deux régimes. L'évolution instationnaire de l'écoulement est simulée sur des temps suffisamment longs pour permettre une analyse spectrale des contributions des premiers modes azimutaux à la dynamique basse fréquence du champ de pression pariétale.

Cette thèse est consacrée à l'étude du rayonnement acoustique des jets supersoniques,<br />dans le cadre de la théorie des instabilités linéaires.<br />Le point de départ consiste à modéliser les fluctuations observées dans les jets par des<br />ondes d'instabilités qui s'apparentent aux structures cohérentes de la turbulence.<br />Au niveau de description locale, une relation topologique entre les racines de la<br />relation de dispersion et ses coupures détermine le comportement asymptotique<br />de la réponse impulsionnelle, qu'il est possible de ramener à deux configurations génériques.<br />Ces deux configurations conduisent à admettre qu'une approche locale (ou approximation locale) n'est pas appropriée pour calculer le champ lointain, essentiellement parce que l'approximation obtenue n'est pas uniformément valable.<br />Le problème principal vient de ce que le comportement transversal d'une onde<br />d'instabilités peut présenter une transition exponentielle-algébrique et donc<br />conduire le système vers un état dispersif, à l'origine des ondes de Mach.<br />Ces transitions sont totalement compatibles avec la structure du champ proche<br />et pourraient être à l'origine d'un mécanisme de sélection des fréquences.