these simulation numerique et modelisation de l'ecoulement autour ...

More documents

Recommendations

Info

CONTEXTE INDUSTRIEL ET SCIENTIFIQUE au cours des années. Les composants doivent maintenant pouvoir rester en fonctionnement pour des milliers d’heures de vol. Pour garantir cette durée de vie, un refroidissement efficace des parties solides est indispensable. Pour toutes ces raisons, les constructeurs de turbines à gaz aéronautiques cherchent à maximiser l’efficacité du refroidissement des parois de la chambre de combustion, c’est-à-dire en augmenter l’efficacité tout en utilisant le moins d’air possible. 1.1.3 Les systèmes de refroidissement par air Les techniques de refroidissement par air ont évolué au cours de ces dernières décennies, mais le principe est resté inchangé : il s’agit d’utiliser l’air présent autour de la chambre, en l’injectant à l’intérieur. La température de cet air de refroidissement est de l’ordre de 600 à 900 K suivant les moteurs et les régimes de fonctionnement. L’air injecté forme à la paroi un film de protection aérodynamique qui isole la partie solide des gaz chauds. A l’origine, l’air de refroidissement était injecté par de simples fentes. Les évolutions technologiques ont consisté à rechercher des systèmes plus efficaces pour injecter cet air et maximiser les échanges entre l’air froid et la paroi. Différents systèmes de refroidissement ont été mis au point par les constructeurs. La figure 1.2 présente les schémas de quelques-uns de ces systèmes. Le plus simple consiste à injecter l’air par une fente percée dans la paroi. Ce système est efficace en aval de la zone d’injection. La protection de la paroi est toutefois limitée, car le film de refroidissement ainsi créé se mélange très rapidement à l’écoulement principal. Le refroidissement par air injecté au travers d’une fente sera appelé par la suite refroidissement par film (figure 1.2a). Une autre version consiste à injecter l’air par une rangée de perforations plutôt que par une fente. Cette version du refroidissement par film est couramment utilisée pour refroidir les aubes de la turbine. Le meilleur système de refroidissement est en réalité basé sur l’utilisation d’un matériau poreux qui laisse passer l’air frais partout où le refroidissement est nécessaire : c’est le refroidissement par transpiration (figure 1.2b). Malheureusement, ce système idéal est inutilisable en pratique dans les turbines à gaz aéronautiques pour des raisons économiques et technologiques : les matériaux poreux coûtent cher et leur résistance mécanique reste faible. Le refroidissement par transpiration n’est donc pas utilisé mais son principe est à l’origine des systèmes de refroidissement par effusion discrète, c’est-à-dire en injectant de l’air par des petits orifices. C’est le principe de la multi-perforation (voir figure 1.2c) : la paroi est percée de perforations de petit diamètre (typiquement 0.5 mm), par lesquelles l’air est injecté. Les jets ainsi créés côté chambre de combustion coalescent et forment le film de protection à la paroi. La multi-perforation reprend le principe du refroidissement par transpiration à travers un poreux, puisqu’elle protège la zone dans laquelle elle est utilisée, et pas uniquement en aval, comme dans le cas du refroidissement par film. Ce système de refroidissement permet de combiner les effets de la convection côté contournement de la chambre de combustion (à l’extérieur), la convection interne à travers les perforations, et la formation d’un film de protection à la paroi côté chambre de combustion. Divers systèmes plus complexes ont été imaginés, notamment pour combiner des effets de type im- 16
1.1 Les turbines à gaz a) b) GAZ CHAUDS GAZ CHAUDS AIR DE REFROIDISSEMENT AIR DE REFROIDISSEMENT c) GAZ CHAUDS d) GAZ CHAUDS AIR DE REFROIDISSEMENT AIR DE REFROIDISSEMENT FIG. 1.2 - Exemples de systèmes de refroidissement. (a) Refroidissement par film (b) Refroidissement par transpiration à travers un matériau poreux (c) Refroidissement par multi-perforation (d) Refroidissement par impact et film. pact de jets et film (Lakshminarayana, 1996; Lefebvre, 1999). Ces systèmes entraînent l’utilisation de plusieurs couches de paroi (voir figure 1.2d). Des jets créés au passage d’un premier niveau de perforations impactent la couche de la paroi exposée aux gaz chauds. L’air est ensuite injecté à l’intérieur de la chambre de combustion au travers d’une fente comme figure 1.2d, ou au travers d’une nouvelle série de perforations. En pratique, la facilité de mise en oeuvre, le coût limité du perçage et son efficacité correcte permettent à la multi-perforation d’être le système le plus utilisé actuellement pour protéger les parois des chambres de combustion des moteurs aéronautiques modernes. Les chambres actuelles sont percées de milliers de perforations (de l’ordre de 10 000 pour les moteurs Turbomeca). Notons que localement, le refroidissement par film est utilisé, dans les zones les plus exposées ou en amont des zones multi-perforées, le maximum du refroidissement pour la multi-perforation seule n’étant atteint qu’après quelques rangées de perforations. C’est la technique de multi-perforation qui constitue le sujet de ces travaux de thèse, et plus précisément sa représentation dans les simulations numériques d’écoulements à l’intérieur de la chambre de combustion. 17
Page 1: UNIVERSITE MONTPELLIER II SCIENCES
Page 5 and 6: Table des matières Remerciements 7
Page 7 and 8: Remerciements Cette thèse a été
Page 9 and 10: Liste des symboles Lettres romaines
Page 11 and 12: Introduction générale La volonté
Page 13 and 14: Chapitre 1 Contexte industriel et s
Page 15: 1.1 Les turbines à gaz pour les tu
Page 19 and 20: 1.2 La simulation numérique des é
Page 27 and 28: 1.3 Objectifs et plan de la thèse
Page 29 and 30: Chapitre 2 L’écoulement autour d
Page 31 and 32: 2.1 Présentation de la configurati
Page 37 and 38: 2.2 Perte de charge au passage d’
Page 39 and 40: 2.3 La multi-perforation : aspects
Page 47 and 48: 2.4 Caractérisation aérodynamique
Page 67 and 68:
2.5 Modélisation de la multi-perfo
Page 69 and 70:
Chapitre 3 Simulations des grandes
Page 71 and 72:
3.2 Simulations des Grandes Echelle
Page 73 and 74:
3.3 Le code de calcul AVBP 3.3.1 As
Page 75 and 76:
3.3 Le code de calcul AVBP dans le
Page 77 and 78:
3.3 Le code de calcul AVBP de sa st
Page 79 and 80:
Chapitre 4 Simulations numériques
Page 81 and 82:
4.1 Quelles simulations pour la mod
Page 83 and 84:
4.2 Choix de la méthode de simulat
Page 85 and 86:
4.2 Choix de la méthode de simulat
Page 87 and 88:
4.3 Sensibilité des simulations au
Page 89 and 90:
Page 91 and 92:
Page 93 and 94:
Page 95 and 96:
Page 97 and 98:
Page 99 and 100:
2 S. Mendez and F. Nicoud COMBUSTIO
Page 101 and 102:
4 S. Mendez and F. Nicoud (c) The i
Page 103 and 104:
6 S. Mendez and F. Nicoud CALCULATI
Page 105 and 106:
8 S. Mendez and F. Nicoud Name Numb
Page 107 and 108:
10 S. Mendez and F. Nicoud x/d z/d
Page 109 and 110:
12 S. Mendez and F. Nicoud main, it
Page 111 and 112:
14 S. Mendez and F. Nicoud 1.0 a 1.
Page 113 and 114:
16 S. Mendez and F. Nicoud ROWS 1 3
Page 115 and 116:
18 S. Mendez and F. Nicoud Figure 1
Page 117 and 118:
20 S. Mendez and F. Nicoud 30 ◦ 3
Page 119 and 120:
22 S. Mendez and F. Nicoud & Mahesh
Page 121 and 122:
Page 123 and 124:
Page 125 and 126:
28 S. Mendez and F. Nicoud film, th
Page 127 and 128:
30 S. Mendez and F. Nicoud Region t
Page 129 and 130:
32 S. Mendez and F. Nicoud Expressi
Page 131 and 132:
34 S. Mendez and F. Nicoud geometri
Page 133 and 134:
36 S. Mendez and F. Nicoud (f) Two
Page 135 and 136:
38 S. Mendez and F. Nicoud Mendez,
Page 137 and 138:
Chapitre 6 Un modèle adiabatique p
Page 139 and 140:
ρ Mass density, kg/m 3 P T V i τ
Page 141 and 142:
cence of the jets. This is particul
Page 143 and 144:
Simulations. The small-scale LES re
Page 145 and 146:
chosen to compare with numerical re
Page 147 and 148:
pressure drop of 41 Pa is effective
Page 149 and 150:
Region total plate hole solid wall
Page 151 and 152:
This equality is almost verified at
Page 153 and 154:
V U σ V inj jet cotan(α′ ) V U
Page 155 and 156:
PERIODIC Z INFLOW 1 WALL 24 OUTFLOW
Page 157 and 158:
part of the plate. Downstream of th
Page 159 and 160:
streamwise momentum flux. As a cons
Page 161 and 162:
8 Fric, T. and Roshko, A., “Vorti
Page 163 and 164:
Discussion sur la modélisation de
Page 165 and 166:
20 15 10 y/d 5 0 -5 -10 0.0 0.2 0.4
Page 167 and 168:
Page 169 and 170:
Primary flow (burnt gases) Secondar
Page 171 and 172:
Figure 7: Nusselt number over the s
Page 173 and 174:
the perforated plate. A Large-Eddy
Page 175 and 176:
Les tableaux de flux permettent de
Page 177 and 178:
Conclusion générale Dans cette é
Page 179 and 180:
Conclusion générale En ce qui con
Page 181 and 182:
Bibliographie AKSELVOLL, K. & MOIN,
Page 183 and 184:
BIBLIOGRAPHIE CORON, X. 2001 Étude
Page 185 and 186:
BIBLIOGRAPHIE HALE, C. A., PLESNIAK
Page 187 and 188:
BIBLIOGRAPHIE LIEUWEN, T. & YANG, V
Page 189 and 190:
BIBLIOGRAPHIE MOST, A. & BRUEL, P.
Page 191 and 192:
BIBLIOGRAPHIE SCHILDKNECHT, M., MIL
Page 193:
Annexes
Page 196 and 197:
ARTIFICIAL VISCOSITY MODELS A.2.1 T
Page 198 and 199:
ARTIFICIAL VISCOSITY MODELS - 4 th
Page 200 and 201:
ARTIFICIAL VISCOSITY MODELS As a co
Page 202:
ARTIFICIAL VISCOSITY MODELS 202
show all

these simulation numerique et modelisation de l'ecoulement autour ...

You also want an ePaper? Increase the reach of your titles

Delete template?

Save as template?