Séminaires DAEP 2017

Étude aéroacoustique de jets supersoniques libres et impactant une paroi par simulation des grandes échelles

• Vendredi 8 décembre 2017 - 11h00 - salle 38.137 - par Romain Gojon (Présentation)

Ce séminaire est consacré à l’étude aéroacoustique de jets supersoniques libres et impactant une paroi par simulation des grandes échelles. Un tour d’horizon des différentes méthodes permettant la caractérisation et la compréhension de mécanismes de rétraction aéroacoustique est proposé tout au long de la présentation.

Les simulations sont réalisées à partir des équations de Navier-Stokes 3-D instationnaires compressibles exprimées pour des coordonnées cartésiennes ou cylindriques. Afin de résoudre ces équations, des schémas numériques de différenciation spatiale et d’intégration temporelle peu dispersifs et peu dissipatifs sont utilisés. Les écoulements étudiés étant supersoniques, une procédure de capture de choc est également implémentée afin de supprimer les oscillations de Gibbs de part et d’autre des chocs. Plusieurs simulations ont été réalisées pour différentes géométries de buse (rondes et planes), différentes conditions de sorties, et différentes configurations (jet libre, jet impactant une paroi avec un angle qui varie).

Dans un premier temps, un jet rond et des jets rectangulaires supersoniques libres sont simulés. Les résultats sont comparés aux résultats de plusieurs études expérimentales et de modèles afin de valider l’approche numérique utilisée. Notamment, les différentes composantes acoustiques comme le bruit de mélange, le rayonnement d’onde de Mach, le bruit de choc large-bande et le bruit de screech sont observées et analysées. Finalement, pour la première fois, les modes acoustiques neutres du modèle de stabilité de jet avec des couches de mélange infiniment minces sont observés dans le jet en utilisant une décomposition dans l’espace fréquence-nombre d’onde. La présence de ces modes permet d’expliquer en partie les modes d’oscillation du jet liés au bruit de screech.

Dans un deuxième temps, une quinzaine de jets supersoniques impactant une paroi sont simulés. La présence d’une boucle de rétroaction aéroacoustique entre les lèvres de la buse et la paroi est montrée. Le comportement aérodynamique et aéroacoustique des jets est étudié, et comparé à différentes études numériques et expérimentales de la littérature. Une combinaison de modèles associant un modèle d’onde stationnaire aérodynamique-acoustique et un modèle de stabilité de jet avec des couches de mélange infiniment minces est alors proposée. Ce modèle permet de déterminer à la fois les fréquences les plus probables de la boucle de rétroaction aéroacoustique et le mode d’oscillation du jet associé. De même que pour le jet libre, pour la première fois, les modes acoustique neutres du modèle de stabilité de jet avec des couches de mélange infiniment minces sont observées dans le jet, permettant de démontrer la validité de la combinaison de modèles.

Extraction d’énergie par dynamic soaring dans la zone de recirculation en aval d’une colline

• Vendredi 1er décembre 2017 - 11h00 - salle 38.051 - par Vincent Bonnin

Cette présentation se concentre sur mes activités de recherche en tant que post-doctorant au DAEP, dont l’enjeu concerne l’extraction d’énergie au vent par un drone. Contrairement à la surface océanique, environnement de vol des albatros qui ont inspiré mes travaux de thèse, la zone de recirculation en aval d’une colline exposée au vent fait apparaitre des profils de vent moyens dont le gradient maximum n’est pas au voisinage de la surface, étant ainsi exploitables par un drone. Une approche de modélisation du véhicule et du champ de vent moyen est entreprise, avant de mettre en place un problème d’optimisation contrainte non-linéaire, afin de générer des trajectoires de vol optimales en terme d’extraction d’énergie. Cette présentation détaille aussi l’approche expérimentale mise en place, depuis la conception et la calibration de systèmes de mesure embarqués, jusqu’aux vols avec Delair-Tech, entreprise partenaire du "Labcom".

Counter Rotating Open Rotor : on the road of noise and in-flight PIV

• Vendredi 24 novembre 2017 - 11h00 - salle 38.137 - par Gaël Napias

Investigation of unsteady phenomena in rotor/stator cavities using Large Eddy Simulation

• Vendredi 20 octobre 2017 - 11h00 - salle 38.137 - par Thibault Bridel-Bertomeu

Large-scale dynamics of high Reynolds industrial rotor/stator cavities is poorly understood today, although it remains critical in determining operating margins for many devices. For space applications, the unsteady pressure phenomena of turbopumps called “pressure bands” depend on geometrical and thermal parameters. Today, such dangerous operating modes are not captured by computational fluid dynamics : the present primary goal is to investigate the ability of large-eddy simulation to accurately reproduce such flows and their sensitivity in terms of large-scale motions and spectral content. After validation of large-eddy simulation based on two geometries and thermalizations, we show that large-eddy simulation reproduces the spectral content overhaul triggered by the change of thermalization. The second objective is a study of the activity recorded in the different cases to improve our understanding of the pressure bands phenomena. To do so, dynamic modal decomposition reveals that the dynamics of the flow is driven by some atomic modes of which the combination explains the oscillatory signals registered by pointwise probes. These modes form macrostructures occupying the interdisk space and are at the origin of the large- scale flow dynamics. Finally, they are observed to significantly differ depending on the configuration, confirming the dependency of pressure bands phenomena on the operating condition and geometrical parameters.

Étude aérodynamique de ventilateurs axiaux réversibles à performance duale compresseur/turbine élevée

• Vendredi 6 octobre 2017 - 14h00 - salle 38.137 - par Aurélie Ortolan

Dans le contexte des avions plus électriques, le potentiel de récupération d’énergie de ventilateurs de refroidissement embarqués est étudié. Ces compresseurs conventionnels, utilisés uniquement au sol, fonctionnent en autorotation libre en vol. Dans cette dernière configuration, appliquer un couple donné sur l’arbre permet de récupérer de l’énergie électrique, le ventilateur fonctionne alors en autorotation chargée (mode turbine). Cependant, ces géométries conventionnelles obtiennent de faibles rendements turbine, causés par des incidences fortement négatives conduisant à des décollements massifs. Il est alors nécessaire de concevoir une machine réversible capable de fonctionner de manière duale en mode compresseur et turbine, avec une performance élevée dans les deux cas. Ce nouveau concept permet de capitaliser l’équipement tout au long de la mission. Dans cette étude, l’adéquation de l’approche quatre-quadrants et du formalisme (ψ,φ*) à propos du mode dual de turbomachines est soulignée, au détriment des représentations classiques qui séparent les performances compresseur et turbine. Une analyse du mode compresseur à l’autorotation chargée a permis de mettre en évidence les propriétés génériques des écoulements d’autorotation des ventilateurs axiaux ainsi que ce qui fait la spécificité des machines duales. Les mécanismes de l’écoulement et les paramètres géométriques impactant la performance le long de la ligne de fonctionnement ont également été identifiés. Le concept de machine duale est validé grâce aux grands rendements obtenus en essais. Enfin, une géométrie optimisée est proposée et des recommandations liées au design de machines duales sont données.

Towards CFD-based design of the long-time behavior of chaotic aerodynamics

• Mercredi 12 juillet 2017 - 11h00 - salle 38.137 - par Qiqi Wang

Computational Fluid Dynamics (CFD) has been an important tool in aircraft design since the 1970s. Current design technologies use low-fidelity models of the turbulent airflow around aircraft and under limited flight conditions. Removing these limitations requires high-fidelity modeling of turbulence, such as Large Eddy Simulations (LES) or hybrid RANS-LES. Many of these high fidelity simulations exhibit chaotic dynamics. To efficiently design and optimize aircraft using these chaotic simulations, we need to perform sensitivity analysis to these simulations. This talk introduces a new algorithm for performing such sensitivity analysis of chaotic simulations. The algorithm, based on the Least Squares Shadowing formulation, finds a non-diverging solution of the linearized governing equations. We will share the recent experience of applying this algorithm to several flow simulations. The algorithm can not only be used in design optimization using chaotic simulations, but also error estimation, adaptive meshing, and uncertainty quantification of chaotic flow simulations.

Modélisation aéroélastique des carénages de guide d’un volet hypersustentateur soumis au flux d’un turboréacteur

• Mercredi 5 juillet 2017 - 11h00 - salle 38.137 - par Elisa Bosco

Une méthode pour simuler les interactions non linéaires fluide-structure en régime transitoire d’une façon performante et rapide est présentée. Pour réduire le temps de simulation, des modèles d’ordre réduit sont utilisés au lieu des modèles complets structuraux et aérodynamiques. La technique de condensation aux modes composant est utilisée pour réduire la taille du modèle aux éléments finis et la technique de décomposition aux valeurs singulières est utilisée sur la base de données aérodynamiques. Les non linéarités structurelles sont réintroduites à posteriori. Le solveur non linéaire MSC Nastran, Sol400, est couplé à OpenFSI et le MSC Toolkit HSA à une base de données de pressions aérodynamiques générée avec le code CFD elsA et post-traité pour en réduire la taille. Des méthodes d’interpolation simples et avec des méthodes Gaussiennes sont comparées. La méthode développée est appliquée à la prédiction des charges sur un composant aéronautique, les carénages d’un volet hypersustentateur. Cette étude montre qu’une combinaison de modèles d’ordre réduit structuraux et aérodynamiques, de techniques d’interpolation et un échange efficace de données constitue une méthode rapide pour simuler des phénomènes d’interaction fluide structure en régime transitoire. La validation de cette méthode est réalisée en comparant les résultats des simulations numériques avec les données enregistrées pendant des essais en soufflerie.

Large Eddy Simulation of the resonant interactions between the boundary layer and an array of the deep cavities

• Vendredi 9 juin 2017 - 11h00 - salle 38.129 - par Grigory Shelekhov (Présentation)

Acoustic liners are devices commonly used to attenuate noise emissions for engineering applications. However, the experimental study Juuschke (2006) has demonstrated that in certain cases, i.e sufficiently high Mach number flow over a low-resistance liner, development of hydrodynamic instabilities may be triggered over the liner surface. These instabilities may lead to sound generation, which is generally undesired. Furthermore, the experimental PIV and LDV measurements Marx et al. (2010) evidenced the presence of the coherent periodic flow structures over the liner. While the existing stability studies e.g. Marx and Aurégan (2010), Rienstra and Darau (2011) and numerical simulations e.g. Scalo et al. (2015) confirmed that these instabilities result from the interaction of the liner with the flow, the physical mechanism of this interaction remains unclear. To further understand how the liner interacts with the flow, one needs to obtain time-resolved data in the orifice region.

The purpose of this seminar is to capture the relevant boundary layer/cavity interaction mechanisms by performing numerical experiments in the configuration
of a 2D laminar flow over a model liner. The model liner is represented by an array composed of a large number of deep slit-aperture cavities, which are incorporated into the computational domain. In particular, such geometry allows for studying the spatial development of perturbations, including those of large wavelength. Our numerical simulations are run using a finite-volume solver for the unsteady fully compressible Navier-Stokes equations on unstructured grids CharLESX. Four cases resulted from the variation of the cavity depth, thus the cavity resonance frequency, were studied. Our results indicate that the instability is generated due to the coupling of the acoustic standing wave inside the cavities to the shear layer inherent instabilities. The coupling mechanism will be discussed in the talk.

Potential of power generation of axial flow fans in load-controlled windmilling operation

• Vendredi 19 mai 2017 - 14h00 - salle 38.137 - par Suk-Kee Courty-Audren (Présentation)

La rationalisation des sources d’énergies embarquées (hydraulique, pneumatique, mécanique, électrique) est à l’origine de l’électrification croissante des avions de ligne commerciaux. La tendance de l’avion plus électrique motive, entre autres, la recherche de nouvelles sources d’énergie embarquées. Le fonctionnement éolien de ventilateurs de refroidissement, inutilisés en vol, est considéré comme une source d’énergie potentielle. Le rendement isentropique maximal de compresseurs fonctionnant en mode turbine est trop faible (20 pts) pour envisager l’utilisation immédiate de ces systèmes de refroidissement comme générateurs.

Afin de mieux comprendre les mécanismes aérodynamiques responsables de la dégradation des performances d’un ventilateur conventionnel en fonctionnement d’autorotation une analyse des phénomènes génériques est proposée. Les incidences fortement négatives, caractérisant l’autorotation, sont à l’origine de décollements massifs au niveau de l’intrados des aubages du rotor et du stator. Une même structure tourbillonnaire est observée au sein du décollement sur plusieurs configurations de turbomachines de la littérature. L’interaction du décollement et des écoulements secondaires est pressentie pour être à l’origine de cette structure générique. Par ailleurs, le fonctionnement dual de la pale dans la direction radiale est typique de l’autorotation libre. La partie supérieure se comporte comme une turbine tandis que la partie inférieure se comporte comme un compresseur. De manière analogue, un fonctionnement antagoniste est observé le long de la corde : la première moitié de la pale jouant le rôle de turbine, la seconde moitié de compresseur, comme illustré sur la figure ci-contre.

L’analyse précédente a permis la conception d’une géométrie à haut rendement dans les deux modes de fonctionnement antagonistes compresseur/turbine. La validation expérimentale de cette machine confirme que les rendements sont élevés dans les deux cas. Cependant, l’optique de l’intégration système amène à envisager la dégradation de ces performances liée aux effets de compressibilité et de distorsions. Ces deux aspects sont brièvement abordés sur le plan méthodologique dans l’attente de résultats consolidés à venir.

Simulation aux grandes échelles du contrôle de l’interaction onde de choc/couche limite au moyen de générateurs de vortex

• Vendredi 24 mars 2017 - 14h00 - salle 38.137 - par Arnaud Grébert (Présentation)

L’interaction entre une onde de choc et une couche limite turbulente (CLT) est une situation fréquemment rencontrée dans le domaine des écoulements compressibles d’intérêt applicatif. On la trouve par exemple au sein des entrées d’air d’engins supersoniques, dans les tuyères d’éjection des moteurs-fusées ou encore sur les voilures supercritiques des avions transsoniques modernes. Cette configuration d’écoulement est le siège de fluctuations de pression et de charges thermiques importantes susceptibles de dégrader les structures en donnant naissance à des instationnarités basses fréquences (tremblement). Ces phénomènes instationnaires peuvent également provoquer une dégradation des performances aérodynamiques des aéronefs, ainsi qu’une augmentation de leur rayonnement acoustique. Dans ce contexte, le contrôle de ce type d’interactions revêt aujourd’hui une importance fondamentale dans le domaine aéronautique et spatial. Différents systèmes ont ainsi été imaginés dans le but de diminuer l’intensité de l’onde de choc pour réduire la traînée, et/ou réduire l’étendue de la zone décollée qui apparaît au pied du choc pour supprimer le caractère instationnaire néfaste de cette configuration. L’un des moyens envisagé consiste à faire varier les caractéristiques de la CLT à l’amont de l’interaction, afin de modifier la taille du bulbe de décollement et l’instationnarité de l’onde de choc. Cette altération de la couche limite peut être obtenue à l’aide de micro générateurs de vortex (mVGs) passifs de type micro-rampes (appendices tétraédriques) dont la hauteur h est inférieure à celle de la CLT δ. Ce type de dispositifs a été récemment étudié expérimentalement par Wang et al. (2012) avec des paramètres géométriques issus d’une étude paramétrique menée par Anderson (2006) à l’aide de simulation RANS.

L’objectif de ce travail de thèse est d’aborder des situations de contrôle d’écoulements turbulents compressibles, par le biais de simulations aux grandes échelles (LES pour « Large Eddy Simulation »), afin de tester le potentiel de ces méthodes de modélisation vis-à-vis de la physique intrinsèque à ces écoulements complexes. Le cas de l’interaction onde de choc/couche limite turbulente (IOCCL) contrôlée par le biais de mVGs passifs a été retenu : il s’agit dans un premier temps de valider cette approche en la confrontant à des résultats expérimentaux obtenus dans ce type de configuration, puis d’utiliser sont potentiel d’analyse afin d’obtenir une caractérisation fine de l’influence des mVGs sur le système de l’IOCCL. Cette caractérisation porte sur l’écoulement complexe du sillage des mVGs ainsi que sur l’influence de ces derniers sur l’oscillation très basse fréquence observée classiquement pour le pied de choc réfléchi dans le contextes de l’IOCCL.

Contrôle passif d’un profil aéroélastique : simulations et expérimentations

• Vendredi 17 mars 2017 - 11h00 - salle 38.137 - par Luc Amar

Cette présentation se focalise sur le contrôle passif d’une instabilité dynamique appliquée au flottement d’un profil aéroélastique à l’aide de différents types d’Amortisseurs à Masse Accordés (AMA). Un profil 2D appelé section typique, représentatif du comportement dynamique et aérodynamique d’une aile d’avion, est utilisé tout le long de l’étude.

En première partie, l’état de l’art du contrôle passif des profils aéroélastiques est présenté et la problématique est définie. Une étude comparative de trois modèles mathématiques d’interaction fluide/structure appliqués à la section typique (Theodorsen, LUVLM et UVLM) met en valeur les forces et faiblesses de chacun. Le banc d’essai aéroélastique en soufflerie, utilisé par la suite, est présenté puis identifié avec et sans vent (GVT). Trois méthodes d’identification sont comparées sur 30 mesures expérimentales : la transformée de Fourier rapide et le décrément logarithmique, l’ajustement d’une courbe (Data fitting) et Ibrahim Time Domain (ITD). Les deux dernières sont les plus adaptées pour l’identification d’un système à plusieurs degrés de liberté. Les modèles numériques sont en adéquation avec les mesures expérimentales.

En deuxième partie, les calculs des vitesses critiques de divergence, d’inversion des gouvernes et de flottement sont automatisés avec le modèle de Theodorsen afin de réaliser une étude paramétrique du banc d’essai et de mettre en lumière les variables de conceptions les plus influentes. L’analyse modale présente différentes bifurcations liées au changement soudain du mode instable. Ensuite, le même algorithme est utilisé afin d’analyser la suppression du flottement à l’aide de trois géométries d’AMAs linéaires : cas de la translation, de la rotation équilibrée et de la rotation déséquilibrée. Un gain de 40% des performances en terme de vitesse critique flottement est calculé pour une masse ajoute de 1% de la masse de l’aile.

La dernière partie présente l’étude expérimentale et numérique d’un AMA non linéaire de type nonlinear energy sink (NES). L’originalité de cette configuration est d’utiliser le volet en tant qu’amortisseur et ainsi, de ne pas ajouter de masse. Un mécanisme hautement modulable permet de réaliser une force de rappel non linéaire. La loi de comportement, dérivée analytiquement, est en accord avec les mesures réalisées lors d’essais de torsion. En soufflerie, six comportements non linéaires sous-critiques (en deçà de la vitesse de flottement dans la configuration linéaire) sont observés, identifiés et analysés : cinq cycles limites d’oscillations (LCO) et un battement non linéaire chaotique. Cette stratégie de contrôle apparaît, de lors, non conservatrice. Les simulations numériques du même cas sont réalisées à l’aide des codes Theodorsen et UVLM. Ce dernier présente des résultats proches des mesures expérimentales tandis que le modèle de Theodorsen ne permet pas de simuler les essais. Un gain en vitesse critique de flottement de 8% est mesuré sans ajouter de masses.

Modélisation aéroacoustique : application à la réduction du bruit des hélices de drones

• Vendredi 24 février 2017 - 11h00 - salle 38.137 - par Ronan Serré (Présentation)

Le son est généralement considéré comme une simple fluctuation de pression ayant une vitesse de phase bien définie. Mais lorsque la propagation de cette onde de pression a lieu dans un milieu en mouvement, il est bien plus délicat d’identifier le caractère acoustique d’une onde parmi les autres fluctuations de pression. L’aéroacoustique hérite donc de la tâche difficile de faire le tri entre les différentes fluctuations de l’écoulement. Nous verrons que des outils existent pour faire ce tri et nous en présenterons un : une méthode d’extrapolation (WEM) basée sur la formulation de Ffowcs-Williams et Hawkings (FW-H) de l’analogie de Lighthill. Deux applications viendront illustrer cet exemple : I) deux tourbillons corotatifs et ii) une hélice de drone en rotation. A partir des constations tirées de cet exemple, nous aborderons la méthodologie utilisée au DAEP pour optimiser les hélices de drones et nous pourrons juger de l’utilisation de cette WEM pour estimer le rayonnement acoustique de ces hélices. Nous verrons ainsi que d’autres outils doivent venir en renfort. Pour pouvoir ensuite juger le résultat des optimisations, nous présenterons les moyens expérimentaux et les calculs numériques de plus haute fidélité disponibles au DAEP. Grâce à la méthodologie présentée, nous verrons qu’il a été possible de réduire de près de 5 dB(A) la puissance acoustique rayonnée par les rotors du MAVion, drone convertible développé à l’ISAE. Mais il semble raisonnable de penser qu’une réduction plus importante peut encore être atteinte. Nous verrons pourquoi et surtout comment atteindre cet objectif.