Smooth leading edge transition in hypersonic flow

The boundary layer transition along the attachment line of a smooth swept circular cylinder in hypersonic flow is investigated in a blowdown wind tunnel. A wide range of spanwise Mach numbers Me (3.28 to 6.78) is covered with the help of different models at several sweep angles (60 degrees less than or equal to Lambda less than or equal to 80 degrees). The transition is indirectly detected by means of heat flux measurements. The influence of the wall to stagnation temperature ratio is investigated by cooling the model with liquid nitrogen

Etude expérimentale et théorique d'un écoulement transsonique instationnaire de canal

La présente étude a pour objectif l'exploration approfondie d'un écoulement transsonique, bidimensionnel et instationnaire résultant de l'oscillation d'une onde de choc quasi-normale dans un canal. Cette oscillation est forcée par une évolution périodique de la section d'un col aval, au moyen d'une came en rotation placée au voisinage de ce col, au milieu du canal. Le but recherché est d'obtenir une description précise du caractère instationnaire de l'écoulement afin de caractériser l'évolution de la couche limite et du choc spatialement et temporellement. Nous considérons des oscillations de choc dont l'amplitude atteint environ 10 fois l'épaisseur de la couche limite et dont les fréquences sont bien inférieures aux fréquences caractéristiques de la turbulence (nombre de Strouhal de l'ordre de 3x10-4). Pour atteindre cet objectif, nous avons utilisé trois approches : expérimentale, théorique et numérique. L'approche expérimentale fait appel à des méthodes optiques de visualisation et de mesure. La technique de visualisation repose sur l'utilisation d'une caméra à tambour (Strobodrum) couplée à un générateur d'éclairs. La méthode d'acquisition utilise un vélocimètre laser à deux composantes synchronisé sur un signal connu, avec un traitement des mesures par analyse conditionnelle. De nombreuses mesures de pressions stationnaire et instationnaire ont été effectuées. La théorie basée sur la propagation des ondes acoustiques permet d'avancer une explication au phénomène d'oscillation du choc. L'étude numérique s'appuie sur des simulations effectuées à l'aide d'un code Navier-Stokes instationnaire. Ce travail propose en plus un cas test bien documenté permettant la validation des outils numériques grâce aux mesures instationnaires du champ de l'écoulement. Il apporte aussi une contribution à l'interprétation du phénomène de tremblement des aubes de turbomachines ou des profils d'aile.The purpose of the present study is to investigate a two-dimensional transonic unsteady flow where the oscillation of the normal shock-wave is forced thanks to a periodic variation of the downstream throat section given by a rotating shaft located near this throat in the middle of the channel. The aim of the present work is to obtain a precise description of the unsteady flow in order to characterize the evolution of the boundary layer and the shock in space and time. Shock oscillations whose amplitude is about 10 times of the boundary layer thickness and frequencies much lower than turbulence frequencies (Strouhal number of about 3x10-4) are investigated. Three approachs, i.e. experimental, theoretical and numerical, were used in order to achieve our goal. For the experimental study, optical diagnostic methods were used. A first one is a spark light system coupled with a drum camera (Strobodrum). An other one is an acquisition method using a two-component laser velocimeter synchronized with a reference signal, allowing conditional sampling. Continuous and unsteady pressure measurements were extensively performed. The theory of acoustical waves allowed to give an explanation to the shock oscillations phenomena. The numerical part was based on computations with an unsteady RANS code. In addition, this work provides a well documented test case to validate numerical tools thanks to the unsteady probing of the flowfield. It is also used for the physical interpretation of phenomena such as rotating blades or wing airfoils buffeting.POITIERS-BU Sciences (861942102) / SudocSudocFranceF

Décollement instationnaire et charges latérales dans les tuyères propulsives

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Etude expérimentale du couplage entre l'écoulement transsonique d arrière-corps et les charges latérales dans les tuyères propulsives

Cette étude est consacrée à l amélioration des connaissances sur les phénomènes d instabilité aérodynamique dans la région du culot des lanceurs spatiaux. Des mesures ont été effectuées sur une maquette d arrière-corps de révolution simplifiée dans une soufflerie en veine libre. Le décollement massif au culot, associé à des instationnarités particulièrement intense en régime transsonique, constitue une source de charges latérales sur la paroi externe de la tuyère. Le rapport, l/D, entre la longueur d émergence l de la tuyère et le diamètre D du culot, est un paramètre essentiel déterminant la structure de l écoulement d arrière-corps et notamment la possibilité pour l écoulement de recoller sur le divergent de la tuyère. Pour une émergence assez courte ( l/D<1), le phénomène dominant caractérisé par un nombre de Strouhal proche de 0.2 est associé à un mode antisymétrique. On discute l influence de l/D, du nombre de mach, et du taux de détente sur les distributions de pression pariétale sur les parois externe et interne de la tuyère. Des mesures directes des charges latérales ont été réalisées sur deux tuyères aux profils comparables dites TIC et Dual-Bell à l/D=0.65 au moyen d une balance à jauges spécialement conçue. Les efforts latéraux d origine aérodynamique sont obtenus après correction des effets d inertie. Les charges latérales ont été mesurés dans le cas de l écoulement externe seul, dans le cas de l écoulement dans la tuyère seul et pour la combinaison de ces deux écoulements à fin de déterminer les principales contributions et les couplages possibles.This study is dedicated to the improvement of knowledge of the aerodynamic instabilities in the base region of space launchers. Measurements have been carried out on a simplified axisymmetric afterbody model in an open section wind tunnel. The massive base flow separation, associated with the strong unsteadiness in the transonic flow regime, is a source of side loads on the external wall of the nozzle. The ratio l/D_, between the emergent length l of the nozzle and the diameter D of the base, is the main parameter determining the structure of the afterbody flow and especially the possibility for the flow to reattach on the external nozzle wall. For a short emergent length (l/D<1) the dominant phenomena characterised by a Strouhal number about 0.2 is associated with an antisymmetrical mode. We discuss the influence of the ratio l/D_, the Mach number and the nozzle pressure ratio on the wall pressure distribution on the external and internal walls of the nozzle. Direct measurements of side loads are performed on two nozzles with comparable contours called TIC and Dual-Bell at l/D=0.65 by means of a specially designed strain-gage balance. Aerodynamic forces are obtained after correction of the inertia effects. The side loads are measured in the case of the base flow alone, the case of the nozzle flow alone and finally for the combination of these two flows in order to determine the main contribution and the possible interactions.POITIERS-BU Sciences (861942102) / SudocSudocFranceF

Contribution à l'optimisation de la forme aérodynamique d'un avion de transport supersonique en vue de la réduction du bang sonique

Le travail de thèse présenté est centré autour du développement d'une boucle d'optimisation de forme aérodynamique supersonique basée sur un algorithme génétique avec comme objectif la détermination d'une forme optimisée sous contrainte de bang sonique. La contribution au développement de la boucle intervient à trois niveaux du cycle de calcul. La première partie concerne l'amélioration des performances de l'outil de calcul aérodynamique TORPEDO. Pour cela, des méthodes visant à augmenter la robustesse ainsi que la capacité à capturer des chocs est affinée y sont implémentées. Le deuxième axe de l'étude est le développement et l'implémentation d'un module de calcul de bang sonique afin qu'il constitue un critère d'optimisation de forme. Dans un dernier temps, les travaux précédents sont regroupés dans la boucle d'optimisation ainsi que l'algorithme génétique GADO auquel elle fait appel. La paramétrisation des éléments géométriques définissant les éléments de la population étudiée s'appuie sur les contraintes relatives à la physique des phénomènes, et notamment celle du bang sonique. Enfin, la boucle est utilisée pour déterminer une forme optimale pour différents cas de contraintes.The work which is presented here is focused on the development of a supersonic aircraft aerodynamic shape optimization module based on a genetic algorithm. The objective is to determine the optimized form by considering an additional constraint on the sonic boom signature. The work is related to three different levels of the computational cycle. The first part concerns the enhancement of the performance of the aerodynamic solver TORPEDO. Two methods are implemented in order to increase the robustness of the solver and improve its shock capturing capacity. The second part is devoted to the development and implementation of a sonic boom computation module in order to determine a sonic boom constraint. In the last part the works mentioned above are used to build an optimization module based on the genetic algorithm GADO. The parametrization of the geometrical elements characterizing the shape of the aircrafts are chosen in order to take into account constraints related to several physical phenomena, including the sonic boom. The module is then used to determine optimal shapes for different constraints.POITIERS-BU Sciences (861942102) / SudocSudocFranceF

Joint European Effort Towards Advanced Rocket Thrust Chamber Technology

The achievements of the FSCD group during the last three years are described. For the case of nozzle flows in quiet ambience, new observations of the plume behaviour for truncated ideal nozzles are reported