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.
| Identifer | oai:union.ndltd.org:theses.fr/2010ECDL0037 |
| Date | 09 December 2010 |
| Creators | Cacqueray, Nicolas de |
| Contributors | Ecully, Ecole centrale de Lyon, Bogey, Christophe, Bailly, Christophe |
| Source Sets | Dépôt national des thèses électroniques françaises |
| Language | French |
| Detected Language | French |
| Type | Electronic Thesis or Dissertation, Text |
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