Contrôle actif de la transition laminaire-turbulent en écoulement hypersonique
Lors d un vol hypersonique (Mach 6, 20 km d altitude) la couche limite se développant sur l avant-corps d un véhicule hypersonique est laminaire. Cet état cause un désamorçage du moteur (statoréacteur) assurant la propulsion du véhicule. Pour pallier ce problème, il faut forcer la transition de la c...
Enregistré dans:
| 主要作者: | |
|---|---|
| 其他作者: | , , , , , , |
| 格式: | Thèse numérique |
| 語言: | Français |
| 出版: |
2016.
|
| 主題: | |
| 在線閱讀: | Accès au texte intégral https://theses.univ-orleans.fr/public/2016ORLE2022_va.pdf http://www.theses.fr/2016ORLE2022/abes https://theses.hal.science/tel-01412266 |
| 提示: |
Titre provenant de l'écran-titre Ecole(s) Doctorale(s) : École doctorale Énergie, Matériaux, Sciences de la Terre et de l'Univers (Centre-Val de Loire ; 2012-....) Partenaire(s) de recherche : Institut de combustion aérothermique réactivité et environnement (Orléans, Loiret ; 2007-...) (Laboratoire) Autre(s) contribution(s) : Christophe Airiau (Président du jury) ; Azeddine Kourta, Christophe Airiau, Jean-Christophe Robinet, Denis Sipp, François Falempin, Steven P. Schneider (Membre(s) du jury) ; Jean-Christophe Robinet, Denis Sipp (Rapporteur(s)) |
| Autres localisations: | Voir dans le Sudoc |
| Variante du titre: | Active control of laminar-turbulent transition in a hypersonic flow |
| 總結: | Lors d un vol hypersonique (Mach 6, 20 km d altitude) la couche limite se développant sur l avant-corps d un véhicule hypersonique est laminaire. Cet état cause un désamorçage du moteur (statoréacteur) assurant la propulsion du véhicule. Pour pallier ce problème, il faut forcer la transition de la couche limite á l aide d un dispositif de contrôle dont l effet est permanent (passif) ou modulable (actif) pendant le vol. Dans ce travail, nous analysons l efficacité d un dispositif actif d injection d air á la paroi pour forcer la transition de la couche limite sur un avant-corps générique. L interaction jet d air/couche limite est simulée numériquement avec une approche aux grandes échelles (LES). Une étude paramétrique sur la pression d injection permet de quantifier l efficacité du jet á déstabiliser la couche limite. L influence des conditions de vol (altitude, Mach) sur la transition est également étudiée. Une analyse des résultats de simulation par Décomposition en Modes Dynamiques (DMD) est menée pour comprendre quels sont les modes dynamiques responsables de la transition et les mécanismes sous-jacents. Des essais dans la soufflerie silencieuse de l université de Purdue (BAM6QT) ont été effectués pour tester expérimentalement l efficacité des dispositifs passifs (rugosité isolée en forme de losange) et actifs (mono-injection d air) pour faire transitionner la couche limite. Une peinture thermo-sensible et des capteurs de pression (PCB, Kulite) ont été utilisés pour déterminer la nature de la couche limite. Les résultats de ce travail montrent qu une injection sonique suffit pour forcer la couche limite. On observe des essais, que pour une même hauteur de pénétration, les rugosités isolées sont moins efficaces que les jets (mono injection) pour déstabiliser la couche limite. During a hypersonic flight (Mach 6, 20 km altitude), the boundary layer developing on the forebody of a vehicle is laminar. This state may destabilize the scramjet engine propelling the vehicle. To overcome this problem during the flight, the boundary layer transition has to be forced using a control device whose effect is fixed (passive) or adjustable (active). In this work, we analyze the efficiency of a jet in crossflow in forcing the boundary layer transition on a generic forebody. The flow is computed with a Large Eddy Simulations (LES) approach. A parametric study of the injection pressure allows the efficiency of the jet in tripping the boundary layer to be quantified. The influence of flight conditions (Mach, altitude) on the transition is also studied. Dynamic Mode Decomposition (DMD) is applied to the simulation results to determine the transition leading to dynamic modes and to understand underlying transition mechanisms. Experiments in the Purdue University quiet wind tunnel (BAM6QT) were performed to quantify the efficiency of a passive transition device (diamond roughnesses) and an active transition device (single air jet) in tripping the boundary layer. A thermo-sensitive paint and pressure transducers (Kulite, PCB) were used to determine the state of the boundary layer on the generic forebody. Experimental and numerical results show a sonic injection is sufficient to induce transition. We observe from the experiments that for the same penetration height, a single roughness is less efficient than a single air jet in destabilizing the boundary layer. |
|---|---|
| Item Description: | Titre provenant de l'écran-titre Ecole(s) Doctorale(s) : École doctorale Énergie, Matériaux, Sciences de la Terre et de l'Univers (Centre-Val de Loire ; 2012-....) Partenaire(s) de recherche : Institut de combustion aérothermique réactivité et environnement (Orléans, Loiret ; 2007-...) (Laboratoire) Autre(s) contribution(s) : Christophe Airiau (Président du jury) ; Azeddine Kourta, Christophe Airiau, Jean-Christophe Robinet, Denis Sipp, François Falempin, Steven P. Schneider (Membre(s) du jury) ; Jean-Christophe Robinet, Denis Sipp (Rapporteur(s)) |
| 格式: | Configuration requise : un logiciel capable de lire un fichier au format : PDF |