Etude du champ aérodynamique et de la transition laminaire-turbulent sur l'avant-corps d'un véhicule hypersonique
Prévoir la transition laminaire-turbulent de la couche limite sur l'avant-corps d'un véhicule hypersonique est importantpour optimiser l'entrée d'air du superstatoréacteur qui lui est associé, mais reste très difficile après un demi-siècle derecherches intensives sur le sujet. Da...
Shranjeno v:
| Glavni avtor: | |
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| Drugi avtorji: | |
| Format: | Thèse numérique |
| Jezik: | Français Anglais |
| Izdano: |
2009.
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| Teme: | |
| Online dostop: | Accès au texte intégral https://theses.univ-orleans.fr/public/2009ORLE2080_va.pdf http://www.theses.fr/2009ORLE2080/abes https://theses.hal.science/tel-00573692 |
| Sporočilo: |
Thèse soutenue en co-tutelle Titre provenant de l'écran-titre Ecole(s) Doctorale(s) : École doctorale Sciences et technologies (Orléans ; 2009-2012) Partenaire(s) de recherche : Institut de combustion aérothermique réactivité et environnement (Orléans, Loiret ; 2007-...) (Laboratoire) Autre(s) contribution(s) : Azeddine Kourta (Président du jury) ; Iskender Gökalp, Azeddine Kourta, Olivier Chazot, Pierre Comte, Jean Perraud, Ivan Fedioun (Membre(s) du jury) ; Olivier Chazot, Pierre Comte (Rapporteur(s)) |
| Autres localisations: | Voir dans le Sudoc |
| Variante du titre: | Investigation of flow field and laminar-turbulent transition on a forebody of hypersonic vehicle |
| LEADER | 05809nam a22004217a 4500 | ||
|---|---|---|---|
| 001 | 385056 | ||
| 008 | 110304s2009 xxe ||| |||| 00| 0 fre d | ||
| 009 | PPN150530625 | ||
| 041 | 0 | |a fre |a eng |b fre |b eng | |
| 082 | |a 600 | ||
| 084 | |a 600 | ||
| 084 | |a 530 | ||
| 100 | 1 | |a Orlik, Evgeniy, |d 1980- . | |
| 240 | 1 | 0 | |a Investigation of flow field and laminar-turbulent transition on a forebody of hypersonic vehicle |
| 245 | 1 | 0 | |a Etude du champ aérodynamique et de la transition laminaire-turbulent sur l'avant-corps d'un véhicule hypersonique |c Evgeniy Orlik ; sous la direction de Iskender Gökalp. |
| 256 | |a Données textuelles | ||
| 260 | |c 2009. | ||
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| 500 | |a Titre provenant de l'écran-titre | ||
| 500 | |a Ecole(s) Doctorale(s) : École doctorale Sciences et technologies (Orléans ; 2009-2012) | ||
| 500 | |a Partenaire(s) de recherche : Institut de combustion aérothermique réactivité et environnement (Orléans, Loiret ; 2007-...) (Laboratoire) | ||
| 500 | |a Autre(s) contribution(s) : Azeddine Kourta (Président du jury) ; Iskender Gökalp, Azeddine Kourta, Olivier Chazot, Pierre Comte, Jean Perraud, Ivan Fedioun (Membre(s) du jury) ; Olivier Chazot, Pierre Comte (Rapporteur(s)) | ||
| 502 | |a Thèse de doctorat. Physique. Orléans. 2009 | ||
| 520 | |a Prévoir la transition laminaire-turbulent de la couche limite sur l'avant-corps d'un véhicule hypersonique est importantpour optimiser l'entrée d'air du superstatoréacteur qui lui est associé, mais reste très difficile après un demi-siècle derecherches intensives sur le sujet. Dans ce travail, les approches numériques et expérimentales sont mises en oeuvre etcomparées. Expérimentalement, la transition naturelle est détectée à Mach 4 et Mach 6 dans la soufflerie continue T-313de l'ITAM à Novossibirsk à l'aide de mesures de pression Pitot. Dans une autre soufflerie de l'ITAM, la AT-303 à rafale,on a détecté la transition naturelle à Mach 6 et la transition déclenchée par rugosités à Mach 8 à l'aide d'un procédéoptique basé sur l'emploi de peintures thermosensibles. Ces essais ont été réalisés sur maquette à échelle 1/3. Toutesles rugosités testées se sont montrées efficaces. La prévision théorique de la transition naturelle a été réalisée au moyende la théorie de la stabilité linéaire locale modale couplée à la méthode du eN. En vol, sur avant-corps à échelle 1, lesfacteurs N atteignent difficilement 8 à 9, ce qui est insuffisant pour assurer la transition avec certitude. Pour appliquer laméthode aux essais au sol, on a besoin de connaître les facteurs N de transition des souffleries, ce qui est réalisé à partird'essais de calibration sur plaque plane dans T-313. Un excellent accord théorie/expérience est obtenu à Mach 4. AMach 6, on doit prendre en compte la présence d'instabilité crossflow inflexionnelle au nez de l'engin, moyennant quoil'accord est aussi très bon. Les calculs de stabilité ont été réalisés sur des solutions de base obtenues par simulationnumérique (CFD) des conditions de vol ou des essais au sol. Ces simulations ont également permis de bien comprendrela structure de l'écoulement autour de l'avant-corps et de concevoir en grande partie les moyens d'essai. | ||
| 520 | |a The prediction of the laminar-turbulent transition in the boundary layer on a hypersonic vehicle forebody is important tooptimize the air inlet of the associated scramjet engine, but is still very difficult after half a century of intensive research onthe subject. In this work, numerical and experimental approaches are applied and compared. Experimentally, the naturaltransition is detected at Mach 4 and Mach 6 in the blow down wind tunnel T-313 in ITAM Novosibirsk using Pitot pressuremeasurements. In the impulse AT-303 wind tunnel in ITAM, the natural transition at Mach 6 and the roughness inducedtransition at Mach 8 are detected using an optical method based on thermosensitive paints. These tests have beenperformed on a 1/3 scale model. All the trips tested have shown their effectiveness. The theoretical prediction of thenatural transition has been performed using the local modal linear stability theory coupled with the eN method. In flight, onthe full scale forebody, N factors hardly reach 8 to 9, which is insufficient for the transition. To apply the method to groundtests, the wind tunnels transition N factors are needed. They are obtained from calibration tests on a flat plate in T-313. Avery good agreement with experiments is found at Mach 4. At Mach 6, the presence of inflexional crossflow instabilitynear the nose of the body must be taken into account, which gives also a good agreement. Stability calculations havebeen done for mean flow solutions obtained by numerical simulations (CFD) of flight or ground tests conditions. Thesesimulations have also helped to understand the structure of the flow around the forebody and to design efficiently theexperimental setup. | ||
| 538 | |a Configuration requise : un logiciel capable de lire un fichier au format : PDF | ||
| 650 | |a Aérodynamique hypersonique | ||
| 650 | |a Couche limite | ||
| 650 | |a Stabilité | ||
| 650 | |a Souffleries hypersoniques | ||
| 650 | |a Thèses et écrits académiques | ||
| 700 | 1 | |a Gökalp, Iskender. |4 ths |4 opn | |
| 710 | 2 | |a Université d'Orléans. |4 dgg | |
| 856 | 4 | |q PDF |s 18924902 |u http://www.theses.fr/2009ORLE2080/document |z Accès au texte intégral | |
| 856 | 4 | |u https://theses.univ-orleans.fr/public/2009ORLE2080_va.pdf | |
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| 856 | 4 | |u https://theses.hal.science/tel-00573692 | |
| 997 | |0 385056 |1 Thèse numérique |a Ressource numérique |b INSA |b ENSA |c 0/Bibliothèque numérique/ |c 1/Bibliothèque numérique/Autre ressource numérique/ | ||