Multi-Size-Mesh, Multi-Time-Step Algorithm for Noise Computation on Curvilinear Meshes

International audienceAeroacoustic problems are often multi-scale and a zonal refinement technique is thus desirable to reduce computational effort while preserving low dissipation and low dispersion errors from the numerical scheme. For that purpose, the multi-size-mesh multi-time-step algorithm of Tam and Kurbatskii [AIAA Journal, 2000, 38(8), p. 1331-1339] allows changes by a factor of two between adjacent blocks, accompanied by a doubling in the time step. This local time stepping avoids wasting calculation time, which would result from imposing a unique time step dictated by the smallest grid size for explicit time marching. In the present study, the multi-size-mesh multi-time-step method is extended to general curvilinear grids by using a suitable coordinate transformation and by performing the necessary interpolations directly in the physical space due to multidimensional interpolations combining order constraints and optimization in the wave number space. A particular attention is paid to the properties of the Adams-Bashforth schemes used for time marching. The optimization of the coefficients by minimizing an error in the wave number space rather than satisfying a formal order is shown to be inefficient for Adams-Bashforth schemes. The accuracy of the extended multi-size-mesh multi-time-step algorithm is first demonstrated for acoustic propagation on a sinusoidal grid and for a computation of laminar trailing edge noise. In the latter test-case, the mesh doubling is close to the airfoil and the vortical structures are crossing the doubling interface without affecting the quality of the radiated field. The applicability of the algorithm in three dimensions is eventually demonstrated by computing tonal noise from a moderate Reynolds number flow over an airfoil

Simulation directe du bruit d'un profil en incidence

L'objet de ce papier est de réaliser un calcul direct du bruit généré par un profil NACA 0012 en incidence à Reynolds 5000 et Mach 0,2 en suivant la stratégie introduite par Tam et Kurbatskii (2000a), étendue aux maillages curvilignes. Le domaine de calcul est divisé en n blocs et comporte des doublements de maillage entre certains blocs adjacents. Ce doublement de maillage s'accompagne d'un doublement du pas de temps. Cette méthode nous permet de relaxer les contraintes sur les maillages dues à la grande disparité entre les échelles de la turbulence et les longueurs d'onde du rayonnement acoustique. En fonction de l'incidence du profil, l'écoulement est caractérisé par une allée tourbillonnaire de type Von Kármán au niveau du bord de fuite, ou un décollement au niveau du bord d'attaque, ou bien une combinaison des deux. Grâce au calcul direct, l'influence de ces différents régimes sur le champ acoustique est étudiée

Analyse du bruit de jet installé par traitement de réseaux de microphones

International audienceThis paper presents the identification of jet noise sources carried out at ONERA in the framework of the European Project JERONIMO. A dedicated test campaign was conducted in the anechoic wind tunnel CEPRA19 for a UHBR dual-stream nozzle with and without wing model installed. Arrays of microphone were implemented in order to apply advanced processing for noise source identification. The analysis focused on the wing installation effects. Correlated monopoles model was used in order to identify the different noise sources radiation occurring in installed jet configurations. The results projected in far field have been assessed with the farfield measurement. The acoustic localization processing applied to the numerical simulation demonstrates a good agreement with the experiments. Tonal jet-flap interaction noise is also highlighted, showing strong correlation between source at bypass exit and flap trailing edge.Ce papier présente les résultats de l’identification des sources de bruit de jet menée par l’ONERA dans le cadre du programme européen Jeronimo. Une expérimentation dédiée a été conduite dans la soufflerie anéchoïque CEPRA19 de l’ONERA sur une tuyère double flux à très haut taux de dilution avec et sans la présence d’une voilure. Des réseaux de microphones ont été implantés afin d’identifier les sources de bruit à l’aide des méthodes de traitement du signal développé à l’office. L’analyse se focalise dans ce papier sur les effets d’installation motrice, en utilisant une méthode basée, pour les sources acoustiques, sur une modèle de monopoles corrélés qui permet de pouvoir restituer la directivité des différents mécanismes de bruit impliqués dans ces configurations. Afin d’évaluer les résultats, les distributions de sources acoustiques obtenues par le traitement d’antenne ont été projetées en champ lointain et comparées aux mesures directes réalisées en champ lointain. Enfin ces mêmes techniques ont été appliquées aux simulations numériques réalisées pour une condition de jet de l’essai. Les résultats ont montré un accord satisfaisant avec l’expérimentation. Le phénomène de bruit tonal décrit par différents auteurs a également été mis en évidence et indique une forte corrélation entre une source située dans le plan de sortie du jet secondaire et une au bord de fuite du volet

Numerical simulation of turbulence interaction noise applied to a serrated airfoil

International audienceTurbulent wakes generated by turbofan blades and interacting with the outlet guide vanes are known to be mainly contributing to broadband noise emission of aero-engines at approach conditions. Analytical approaches, such as the well-known Amiet model can be adopted to estimate the noise generated by turbulent flows impacting thin airfoils, but they are limited by the flat-plate assumptions. The development of numerical methods allowing more complex geometries and realistic flows is required. The method described in the present paper, is based on a CAA code solving the nonlinear Euler equations. The upstream turbulence is synthesized from a stochastic model and injected into the computational domain through an adapted boundary condition. It is first validated in 2D and 3D against academic flat plate configurations by comparison with Amiet solutions (exact in such cases). Then, 3D computations are applied to simulate the effect of a passive treatment (leading edge serrations) aiming at reducing turbulence interaction noise of an isolated airfoil studied in the framework of European project FLOCON. First calculations on baseline conditions are shown to be able to reproduce the measured spectra and far-field directivities, and the acoustic performances of the serrations (3-4 dB PWL reduction) are fairly well assessed too

Turbulence-airfoil interaction noise reduction using wavy leading edge: an experimental and numerical study

International audiencePassive treatments aiming at reducing turbofan broadband noise have been recently studied in the framework of European Project FLOCON. A concept based on a sinusoidal variation of the leading edge of a single airfoil aiming at reducing interaction noise has been investigated by ONERA. Turbulence-airfoil interaction mechanism is achieved using a turbulence grid located upstream of a NACA airfoil tested in ISVR anechoic open wind tunnel. High noise reductions are obtained (3-4 dB) for all studied flow speeds. Moreover, aerodynamic performances are shown to be slightly increased by the treatment that tends to reduce the drag without modify the mean loading. Experimental work is supplemented by numerical simulations using Large Eddy Simulations (LES) and direct Euler approaches to predict the acoustic response of the wing. LES is chained to a FWH (Ffowcs-Williams and Hawkings) integral to assess the radiated field. Isentropic turbulence is synthetically injected by means of a suited inflow boundary condition. Present computations are focused on the reference case (without treatment). Numerical predictions are compared to the experiment, and to analytical solutions issued from Amiet theory

Simulation directe du bruit de bord de fuite d'un profil par une méthode multi domaines

The study of the mechanisms of noise generation by the flow over an airfoil is essential to reduce the airframe noise. A direct aeroacoustic solver has been developed to shed some light on these mechanisms. Low dissipation and low dispersion numerical schemes are designed to preserve the weak acoustic waves. A multi-size mesh multi-time step algorithm has been developed to realize local grid refinements on a structured mesh and to reduce the calculation cost of the direct noise computation. The present solver is used to compute the noise generated by a 2-D NACA0012 airfoil at a low Reynolds number and to study the effect of the angle of attack on both flow and acoustic fields. Furthermore, the presence of the tonal noise from a NACA0012 airfoil at a moderate Reynolds number of 200 000 is investigated. A numerical insight into the effect of the experimental confinement due to the wind tunnel walls is then given for a 3-D NACA0018 airfoil at Reynolds 160 000. Finally, a direct computation of the flow over a 3-D truncated NACA0012 airfoil at a high Reynolds number (2.32 millions) is performed by large eddy simulation. The solution is compared with an experimental database named EXAVAC. The main noise generation echanisms are well reproduced with the multi-domain approach.L'analyse des mécanismes de génération de bruit pour des tronçons d'aile placés dans des écoulements à grand nombre de Reynolds s'inscrit dans le cadre de la réduction du bruit de cellule des avions. Afin d'améliorer la compréhension des phénomènes mis en jeu, nous proposons de développer un code aéroacoustique permettant d'obtenir directement le bruit d'un profil. Nous détaillons en particulier le développement de méthodes numériques minimisant les erreurs de dispersion et de dissipation afin de préserver la nature des ondes acoustiques. Une stratégie de calcul multi échelles multi pas de temps permet la réalisation de raffinements locaux en maillage structuré et ainsi la réduction du coût de calcul. Ce code est mis en oeuvre pour simuler le bruit rayonné par un profil NACA0012 en 2D à faible nombre de Reynolds et étudier l'influence de l'angle d'attaque. Parmi les mécanismes de génération de bruit, le mécanisme de bruit tonal peut se rencontrer dans des configurations avec des nombres de Reynolds modérés. Une discussion sur l'existence de ce mécanisme par un profil NACA0012 à Reynolds 200 000 est proposée. Nous menons aussi une étude numérique 3D de l'influence du confinement expérimental, créé par les parois d'une soufflerie, sur les champs aérodynamique et acoustique autour d'un profil NACA0018 à Reynolds 160 000. Enfin, le bruit de bord de fuite d'un profil NACA0012 tronqué à grand nombre de Reynolds (2.32 millions) est calculé par simulation des grandes échelles. Une première comparaison des résultats est effectuée avec la base de données expérimentale EXAVAC. Les principaux mécanismes de génération sonore sont bien reproduits par notre approche multi domaine

Modélisation du bruit entropique dans les écoulements de tuyère 2D amorcés

International audienceEntropy noise is produced when temperature fluctuations (entropy spots) are accelerated by the mean flow, through a nozzle or a turbine stage for instance. When it propagates outside the engine it contributes to community noise and may generate thermoacoustic instabilities when reflected back towards the com-bustor, hence the need for its modelling. Among all the inviscid models proposed in the literature, only the one developed by ONERA takes into account the 2D nature of the mean flow and the radial deformation of the entropy waves through the nozzle, which plays a crucial role in noise generation (Emmanuelli et al., J. Sound Vib., vol. 472, 2020, pp. 115163). This model has been validated in the subsonic regime and is extended in the present work to 2D supercritical configurations , without and with a normal shock in the diffuser. Modelled transfer functions are validated by comparison with reference data obtained with computational aeroacoustics simulations and excellent agreement is found between the simulations and the model. The contribution of the shear dispersion of the entropy wave to noise generation is evidenced and the failure of the quasi-1D models, which do not account for the radial deformation of the entropy fluctuations , is illustrated. Noise scattering through the nozzle is also investigated. The 2D model is found to correctly recover the simulated transmitted and reflected acoustic waves through the nozzle. Quasi-1D solutions are also found to collapse with the reference simulations, which indicates that 2D mean flow effects are Figure 1: General sketch of a nozzle with all incoming and outgoing waves. negligible for the propagation of the acoustic waves through the nozzle.Le bruit entropique est généré quand des fluctuations de températures (spots d’entropie) sont accélérées par l’écoulement moyen, par exemple à travers une tuyère ou un étage de turbine. Quand ce bruit se propage à l’extérieur du moteur il contribue au bruit total émis par l’aéronef, tandis qu’il peut provoquer des instabilités de combustion quand il est réfléchi vers la chambre de combustion, d’où le besoin de le modéliser. Parmi tous les modèles disponibles dans la littérature, seul celui développé par l’ONERA prend en compte la nature bidimensionnelle de l’écoulement moyen et la déformation radiale des ondes entropiques à travers la tuyère, dont l’importance dans l’évaluation quantitative précise du bruit entropique a été démontrée (Emmanuelli et al., «Description and application of a 2D-axisymmetric model for entropy noise in nozzle flows », à paraître dans le Journal of Sound and Vibration). Ce modèle a été validé pour les écoulements subsoniques et est étendu dans l’étude présente aux écoulements de tuyères amorcés, sans et avec un choc droit dans le diffuseur. Le modèle est validé par comparaison des fonctions de transfert obtenues avec des simulations numériques CAA de référence. L’accord calcul/modèle observé est excellent. L’effet de la dispersion radiale de l’onde entropique sur le bruit généré est mis en évidence et le défaut des modèles quasi-1D sur cet aspect est illustré. La transmission et la réflexion des ondes acoustiques à travers la tuyère est également étudiée. Les résultats sont très bons pour le modèle quasi-1D et le modèle 2D, les effets bidimensionnels de l’écoulement moyen sur la propagation des ondes acoustiques à travers la tuyère sont donc négligeables

Jet installé au décollage : l'effet de l'épaisseur de la couche limite sur l'aérodynamique et l'aéroacoustique

International audienceThis article will present some preliminary results of the numerical activities carried out at ONERA in the framework of the European Project ADEC, part of Clean Sky 2. A dual-stream nozzle installed under a wing in high-lift condition is considered and the interaction between the jet flow and a flap is investigated. In particular, the work focuses on the effect of the nacelle external boundary layer thickness on the jet flow development. The goal of the study is to perform a comparison between a configuration with a thick boundary layer, presented in this article, and a configuration with a thinner boundary layer, already investigated in a previous paper. The simulations are carried out with the Zonal Detached Eddy Simulation in its automatic mode, which allows the use of the method for industrial applications. A preliminary comparison between the two configurations indicate that only small differences can be observed, which is assumed to be due to the fact that the thinner boundary layer is already quite thick. The analysis of the aerodynamic field of the installed configuration gives insights on the consequences of the jet impinging on the flap and on the shielding effect of the wing on the radiated noise.Cet article présente les résultats préliminaires de l'étude numérique effectuée à l'ONERA dans le cadre du projet européen ADEC. Une tuyère double flux installée sous une voilure a été considérée afin d'évaluer son comportement aérodynamique et acoustique. L'étude se base sur l'approche ZDES et permet de comparer les résultats avec une étude similaire où la couche limite autour de la nacelle était moins épaisse

Direct Noise Computation of Trailing Edge Noise at High Reynolds Numbers

International audienc

Numerical simulation of turbulence interaction noise applied to a serrated airfoil

International audienceTurbulent wakes generated by turbofan blades and interacting with the outlet guide vanes are known to be mainly contributing to broadband noise emission of aero-engines at approach conditions. Analytical approaches, such as the well-known Amiet model can be adopted to estimate the noise generated by turbulent flows impacting thin airfoils, but they are limited by the flat-plate assumptions. The development of numerical methods allowing more complex geometries and realistic flows is required. The method described in the present paper, is based on a CAA code solving the nonlinear Euler equations. The upstream turbulence is synthesized from a stochastic model and injected into the computational domain through an adapted boundary condition. It is first validated in 2D and 3D against academic flat plate configurations by comparison with Amiet solutions (exact in such cases). Then, 3D computations are applied to simulate the effect of a passive treatment (leading edge serrations) aiming at reducing turbulence interaction noise of an isolated airfoil studied in the framework of European project FLOCON. First calculations on baseline conditions are shown to be able to reproduce the measured spectra and far-field directivities, and the acoustic performances of the serrations (3-4 dB PWL reduction) are fairly well assessed too