Academic literature on the topic 'Tuyère supersonique'

Ce travail porte sur la simulation numérique de l’écoulement supersonique adapté dans les tuyères propulsives où le gaz d’essai supposé parfait est le gaz de combustion de l’Hydrogène. Il vise à déterminer les paramètres de l’écoulement Eulérien supersonique dans la tuyère convergente divergente. La méthode numérique utilisée pour la résolution de l’écoulement est basée sur une approche des volumes finis en coordonnées généralisées. L’intégration du système pour les équations de conservation d’Euler s’effectue sur un volume élémentaire quadrilatère. Dans cette étude, le traitement des flux convectifs est effectué en utilisant la méthode de Roe. Pour la discrétisation temporelle des équations, un schéma explicite de type Runge-Kutta du second ordre est utilisé.

Durant le régime de détente dans les tuyères propulsives, plusieurs phénomènes physiques sont rencontrés: jet supersonique, décollement de jet, gradient de pression adverse, onde de choc, couche limite turbulente, couche de mélange fortement compressible, écoulement de retour, turbulence à grande échelle. Ces phénomènes très complexes peuvent considérablement influer sur les performances de la tuyère. Le présent travail porte sur l’analyse physique et la simulation numérique de l’écoulement turbulent décollé dans une tuyère supersonique à contour idéal tronqué (TIC). La turbulence est modélisée par une approche statistique (FRANS) en coordonnées généralisées, en utilisant un modèle à deux équations de transport (SST-Menter). Le système d’équations régissant cet écoulement est résolu à l’aide de la méthode des volumes finis en maillage structuré. L’intégration en temps est réalisée par le schéma numérique totalement implicite de type prédicteur-correcteur de Mac-Cormack. Alors que les flux convectifs sont discrétisés grâce au schéma de Steger-Warming. Les flux visqueux sont discrétisés par un schéma centré du second ordre. Les résultats numériques obtenus ont permis de retrouver les différents phénomènes observés expérimentalement.

On réalise des injections d’air dans le divergent d’une tuyère plane supersonique pour orienter son vecteur-poussée. Dans un premier temps, un modèle semi-empirique validé sur une expérience de la NASA a permis d’évaluer les performances globales de ce type d’action. D’après le modèle, l’effort latéral augmente lorsque l’écoulement de la tuyère ralentit. On a donc réalisé une expérience de vectorisation de la poussée d’une tuyère plane à nombre de Mach inférieur à 1,4. La tuyère est dissymétrique pour éviter l’impact du choc de décollement sur la paroi opposée. L’injection a lieu en fin de paroi longue. Différentes fentes d’injection sont testées afin de quantifier l’effet de l’angle et du nombre de Mach d’injection. Pour une injection supersonique (Mach 2) à contre-courant (60° par rapport à la verticale) on obtient l’efficacité inédite de 7° de déviation par pourcent du débit de la tuyère injecté. La déviation maximale de la poussée est supérieure à 30°. Ces résultats satisfont le cahier des charges des avionneurs (déviation de 20° pour un débit injecté inférieur à 5% du débit de la tuyère). On réalise alors des calculs RANS 2D qui se sont avérés capables d’évaluer assez précisément les performances malgré la proximité des parois latérales qui ralentissent l’écoulement. L’ajout d’une seconde injection en fin de paroi courte permet de déformer la ligne sonique mais cette méthode reste moins performante que l’injection seule dans le divergent.

Lors du demarrage d'un moteur fusee au sol, la tuyere fonctionne en regime de surdetente. Durant ce regime transitoire, apparait un choc de recompression qui s'accompagne de decollements de la couche limite. Bien que la geometrie de la tuyere soit axisymetrique, les decollements perdent leur symetrie et donnent ainsi naissance a des efforts lateraux sur la tuyere elle-meme, efforts dont les effets sont rendus encore plus desastreux par les caracteres aleatoires et instationnaire du phenomene. Cette etude experimentale concerne le cas d'une tuyere axisymetrique profilee dite ideale. La tuyere fonctionne en air froid et sa structure est rigide. Les parois sont lisses et le nombre de mach en sortie eleve (m = 5). Les mesures de pression statique moyenne a la paroi mettent en evidence qu'il n'existe pas de recollement de la couche limite mais qu'il apparait une condensation de l'oxygene dans la partie supersonique de l'ecoulement. On observe un bon accord entre ces resultats et ceux issus des criteres de decollement empiriques. La condensation de l'oxygene a permis d'effectuer des visualisations de la partie supersonique en regardant dans le divergent par l'aval. Il a ete ainsi possible de mettre en evidence un domaine de pression generatrice pour lequel l'ecoulement semble tres agite. Dans le cas d'un decollement a mi-tuyere, des mesures par la technique des films chauds ont prouve l'existence d'instationnarites basses frequences dans toute la zone decollee, instationnarites fortement correlees le long d'une generatrice. La correlation associee aux signaux issus de deux generatrices diametralement opposees est negative et significative ce qui prouve l'existence d'efforts lateraux entretenus dans ces conditions experimentales. Les mesures de fluctuations de pression a la paroi ont permis de confirmer ces resultats et de quantifier les charges laterales. A partir de ces resultats, le niveau rms des efforts lateraux a ete estime a 100 dan.

Une campagne expérimentale, effectuée dans la soufflerie atmosphérique continue transsonique/supersonique S8Ch de l'Onera, a permis d'analyser en détail les aspects stationnaires et instationnaires des écoulements symétrique et dissymétrique produits par la surdétente d'une tuyère plane supersonique fonctionnant en régime surdétendu. Les fluctuations des structures de chocs ont été obtenues par un système de visualisation d'ombroscopie rapide : la Chronoloupe. A l'aide de l'analyse du champ aérodynamique tridimensionnel obtenu par des mesures effectuées au vélocimètre laser Doppler (LDV) et des visualisations des lignes de frottement pariétales, la topologie de l'écoulement comportant une structure de chocs dissymétrique a été reconstituée. L'analyse des deux zones décollées produites par les interactions onde de choc/couche limite ont permis de mettre en évidence des phénomènes basse fréquence (50-60Hz) associés à la convection de grosses structures tourbillonnaires. Les analyses spectrales des fluctuations de pression pariétale pour des configurations symétrique et dissymétrique ont permis de retrouver ces phénomènes basse fréquence et de caractériser des pics autour de 240Hz traduisant les battements de la structure des chocs.
Des simulations numériques bidimensionnelles et stationnaires réalisées en régime turbulent ont permis de confronter les modèles de turbulence les plus employés. Les résultats montrent des configurations de chocs différentes suivant les modèles adoptés. Une configuration dissymétrique a été obtenue par la simulation du transitoire d'amorçage de la soufflerie.

Cette thèse, menée en collaboration entre le CNES et l’institut Pprime, a pour objectif d’améliorer la compréhension des phénomènes dynamiques présents dans les jets des tuyères supersoniques de fusée. Ces phénomènes peuvent être à l’origine de charges latérales pouvant endommager la tuyère.L’étude s’est concentrée sur une géométrie de tuyère idéale et sur 3 points de fonctionnement.Les travaux sont basés sur l’exploitation et l’analyse de données expérimentales et numériques.Les données expérimentales proviennent d’une campagne réalisée au sein de l’Institut Pprime comportant des mesures de pression pariétales synchronisées avec des mesures de champs de vitesse par PIV. En complément, une partie numérique consistant à reproduire les essais expérimentaux à l’aide de simulations numériques hautes performances basées sur des approches hybrides RANS/LES est réalisée.Une organisation particulière des fluctuations de pression pariétale vue dans certains travaux dont l’origine reste méconnue est retrouvée dans les données expérimentales et numériques. L’étude montre que cette organisation est aussi présente dans le champ de vitesse du jet où des liens avec la pression pariétale ont été établis par des calculs de corrélation. Les simulations numériques montrent qu’une telle coordination du champ de pression pilote la dynamique des efforts latéraux.Certains scénarios sur l’origine de cette fluctuation organisée sont écartés grâce au recours à des modèles réduits de l’écoulement
This thesis, conducted in collaboration with CNES and Pprime Institut, has the objective of enhancing the dynamic phenomena understanding present in supersonic rocket nozzle. These phenomena may cause lateral loads that can damage the nozzle.The study focused on an ideal nozzle geometry and 3 operating points. The work is based on the exploitation and analysis of experimental and numerical data. The experimental data come from a campaign carried out within the Pprime Institute involving measurements of wall pressure synchronized with measurements of velocity fields by PIV. In addition, a numerical part reproducing the experimental tests using high-performance numerical simulations based on hybrid RANS/LES approaches is carried out.The experimental and numerical data show a particular organization of the wall pressure fluctuations observed in some work whose origin remains unknown. The study shows that this organisation is also present in the velocity field of the jet where links with wall pressure have been established by correlation calculations. Numerical simulations show that such a coordination of the pressure field drives the lateral force dynamics. Some scenarios on the origin of this organised fluctuation are discarded by the use of reduced flow models

La vectorisation de la poussée d'une tuyère propulsive supersonique axisymétrique est étudiée par le biais d'une injection fluidique transversale dans sa partie divergente. Cette étude menée dans le cadre du programme PERSEUS du CNES a été motivée par la recherche d'une solution alternative au pilotage conventionnel de la poussée par actionneurs mécaniques. Le travail de la thèse, tout en s'appuyant sur des approches expérimentale et numérique, comprend essentiellement une large étude paramétrique concernant principalement la position de l'injection, la forme de la tuyère, la nature et le débit du fluide injecté. L'analyse des résultats montre que pour certaines configurations optimales, des angles de déviation pertinents peuvent être obtenus pour des taux d'injections modérés. L'analyse numérique étendue aux écoulements chauds multi-espèces, plus proches des applications réelles, a montré que la vectorisation fluidique reste très performante lors de l'injection de produits de combustion dans le divergent.

Cette recherche s’articule en deux parties. L’objectif de la première partie est d’analyser par voie expérimentale et numérique la phénoménologie du décollement interne, dit décollement de jet (en regimes transitoire et établi) dans les tuyères supersoniques refroidies par film fluide. La deuxième partie porte sur la réinterprétation des concepts de tuyère existants pour aboutir à la proposition d’un nouveau dispositif de détente supersonique, qui offre une résistance accrue au décollement de jet. La première partie de cette thèse est basée sur l’analyse des résultats expérimentaux obtenus lors de la campagne d’essais réalisée à l’ONERA. Ces essais, ont mis en évidence des spécificités de comportement de la tuyère, inhérentes à la manière d’amorcer le jet supersonique principal par rapport à l’établissement du film pariétal. Ces mêmes expériences ont permis d’étudier le comportement instationnaire du décollement de jet lorsque les conditions d’alimentation sont maintenues en régime établi. L’apparition de fréquences caractéristiques a été mise en évidence et leur origine a été étudiée à l’aide de simulations numériques. En nous appuyant sur les considérations issues de la première partie de l’étude, une revue critique des concepts de tuyère existants a été menée. Ce travail a permis d’identifier une lacune majeure dans la définition des tuyères à écoulement interne, à savoir l’absence d’une « barrière » qui puisse prévenir l’occurrence du décollement de jet. Ainsi, nous avons proposé la conjonction d’un dispositif à écoulement externe (aerospike) et d’une tuyère classique afin de résoudre cette problématique in nuce, en créant une barrière fluidique continue tout autour du plan de sortie de la tuyère principale. L’efficacité de ce concept a donc été prouvée par calcul, puis une campagne expérimentale a été organisée afin de valider les résultats obtenus
This research is in two parts. The objective of the first part is to analyse by experimental and numerical means the phenomenology of nozzle flow separation in transient and steady state conditions. The second part of this research work focuses on the reinterpretation of existing concepts of converging-diverging nozzles, leading to the proposal of a new supersonic expansion device, with improved flow separation characteristics.Experimental data, collected during the test campaign conducted at ONERA, have been analysed and are presented in the first part of this thesis. Obtained results highlight some peculiarities of the transient behavior of the nozzle, mostly dependent on the synchronisation between the start-up phase of the main jet and the grow-up of the wall film. These same experiments have been also used to investigate the unsteadiness of the flow separation, when nozzle feeding conditions are maintained constant. Appearance of characteristic frequencies has been highlighted and their origin has been investigated by CFD simulations.In the second part, a critical review of existing nozzle concepts was conducted. This allowed identifying a major gap in the definition of traditional supersonic nozzles, namely the absence of a "barrier" that can prevent the occurrence of the flow separation. Thus, in the second part of this thesis we propose a new nozzle concept. It is based on the combination of a small aerospike and a conventional nozzle (main flow). Such an arrangement allows solving the flow separation problem in nuce. The effectiveness of this concept has been proved by calculation and by an experimental test campaign

Cette thèse est consacrée à l'étude des phénomènes aéroélastiques dans les tuyères de propulseurs. Elle s'inscrit dans le cadre des activités du groupe de recherche Aérodynamique des Tuyères et Arrière-Corps (ATAC). Un des principaux objectifs de ce travail est de démontrer que les phénomènes aéroélastiques peuvent être nuisibles pour les moteurs fusée (présence de modes instables) au même titre que les charges latérales qu'ils peuvent amplifier. Dans cet objectif, deux modèles permettant de prédire la stabilité aéroélastique de divergents flexibles en présence un choc de décollement sont détaillés. Par ailleurs, un outil numérique, reposant sur un couplage faible des codes fluide et structure dont dispose le LMFN-CORIA, est développé pour étudier ce type de problème. Cet outil performant est ensuite validé sur le cas-test classique du "flutter". Une application et une analyse approfondie des modèles de stabilité aéroélastique sont réalisées. Les modèles sont employés pour étudier la stabilité d'un divergent bidimensionnel plan soumis à un choc de décollement. L'influence de plusieurs paramètres sur la stabilité de la structure est évaluée. Les résultats obtenus sont ensuite confrontés aux résultats de simulations numériques couplées. En dernier lieu, les modèles sont utilisés pour étudier la stabilité de la tuyère LEA souple sur laquelle l'ONERA effectue des mesures expérimentales. Enfin, des travaux complémentaires sur l'amorçage rapide d'une tuyère supersonique sont présentés en annexes.

Les décollements d'écoulements induits par choc et leur éventuel réattachement sur paroi sont observés dans de nombreuses configurations d'intérêt pratique, incluant les entrées d'air, les profils transsoniques ou les tuyères de lanceurs spatiaux. Ces phénomènes mettent en jeu des interactions complexes entre couches limites et ondes de choc ou de détente conduisant à des instationnarités à basse fréquence dont l'origine reste aujourd'hui à élucider. Cette étude vise à proposer une stratégie numérique permettant de prévoir plus précisément ces phénomènes de décollement et à identifier les principaux mécanismes physiques qui pilotent l'évolution de leur structure globale. L'étude porte plus particulièrement sur les configurations de décollements libres ou séparés apparaissant en tuyère optimisée en poussée opérant en régime sur-détendu. La stratégie numérique repose sur la combinaison de schémas d'ordre élevé (WENO 5), d'algorithmes d'intégration implicite en temps et d'une approche Detached Eddy Simulation (DES) incluant des corrections de réalisabilité pour la modélisation de la turbulence. Une large plage de niveaux de sur-détente et des temps longs de simulation sont considérés, à la fois en condition d'entrée stabilisée et transitoire, afin de clarifier les conditions d'existence des différents régimes de décollements libres et restreints, ainsi que l'évolution temporelle de la morphologie globale de l'écoulement transitant entre ces deux régimes. L'évolution instationnaire de l'écoulement est simulée sur des temps suffisamment longs pour permettre une analyse spectrale des contributions des premiers modes azimutaux à la dynamique basse fréquence du champ de pression pariétale
Shock-induced flow separation and its subsequent reattachment are encountered in many configurations, such as supersonic inlets, transonic airfoils or rocket nozzles. These phenomena involve complex interactions of boundary layers with compression or expansion waves and exhibit a low-frequency unsteady behaviour which still requires a clear explanation. This study aims at better identifying the physical mechanisms which drive the global structure of these flows and suggesting improved numerical tools in order to predict these more accurately. The appearance of free and restricted separations in supersonic separated jets occuring in thrust optimized contour nozzles operating in over-expanded conditions is more particularly investigated while various hypothesis are tested to explain the evolution of the associated unsteady asymmetric wall pressure field in function of the nozzle pressure ratio. The numerical strategy proposed relies on a realizable extension of the Detached Eddy Simulation, combined with high order shock capturing schemes and an implicit time integration algorithm. This methodology is applied for a wide range of both constant or transient inflow conditions and leads to identify more accurately the appearance of free and restricted separations and the time-varying morphology of the flow during the transition process. For both flow regimes, the simulations are carried out for long-enough time to perform reliable statistical analysis and azimuthal expansion of the wall pressure field and thus investigate extensively the possible origins of the side-load activities

Ce travail de thèse concerne l'étude des écoulements de fluides gazeux compressibles laminaires subsonique-supersonique dans une tuyère de type convergent-divergent. Les écoulements étudiés sont à nombres de Reynolds modérés et s'affranchissent de l'hypothèse de condition adiabatique de paroi couramment utilisée afin de mieux prendre en compte les phénomènes de transfert de chaleur par convection et rayonnement avec le milieu extérieur. Cette étude des phénomènes de transferts conjugués a permis de déterminer le comportement dynamique simultané du fluide et de la paroi de la tuyère. Enfin, compte tenu des niveaux élevés de températures mis en jeu dans ces systèmes, une analyse concernant le comportement thermomécanique de l'ensemble de la structure de paroi avec des matériaux monocouches et multicouches a été réalisé. De nombreuses configurations géométriques, propriétés physiques et conditions aux limites sur le fluide et la paroi ont été analysées. Les résultats présentés montrent, la structure des écoulements à travers les iso-contours de vitesses, des nombres de Mach, des pressions dans le fluide, des températures dans le fluide et dans la paroi ainsi que les déformations et les contraintes de la paroi qui résultent des couplages thermomécaniques. Une analyse des performances de la tuyère, en termes de force de poussée et de coefficient de débit spécifique, est largement discutée dans ce travail.

La problématique des charges latérales dans les tuyères propulsives des moteurs fusées reste un enjeu majeur pour l’industrie aérospatiale. Par ailleurs, le souci d’allègement de la masse d’ensemble du lanceur conduit à concevoir des tuyères de finesse croissante qui à leur tour peuvent poser des problèmes aéroélastiques. En effet, il est bien établi que lors des phases de démarrage et d’extinction des moteurs fusées, la structure interagit avec l’écoulement principal, conduisant ainsi à la génération des effets aéroélastiques qui peuvent amplifier davantage les charges latérales pouvant mettre en péril l’intégrité du propulseur. En considérant cette problématique relevant du domaine multiphysique, le recours aux simulations numériques couplées paraît légitime et indispensable afin d’alléger le plan d’expériences, jugées chères et coûteuses. Cependant, pour des problèmes complexes tels que le calcul couplé pour des tuyères 3D en écoulement turbulent, même avec un déploiement de grands moyens de calcul, le temps nécessaire pour achever ce type de simulation numérique reste exorbitant. Une autre alternative, consiste à modéliser ces effets en utilisant des modèles de stabilité aéroélastiques, relativement simples et permettent de déceler les éventuelles instabilités à moindre coût. Les phénomènes aéroélastiques dans les tuyères fonctionnant en régime de surdétente, sont analysés d’une manière approfondie, à l’aide des modèles de stabilité aéroélastique. Partant du modèle simplifié de Pekkari, de nouveaux modèles de stabilité aéroélastique tenant compte des effets visqueux de l’écoulement ont été proposés. Le couplage entre l’écoulement et la structure est réalisé via la théorie des petites perturbations ou théorie de piston. Il est rendu possible par l’introduction d’un profil de pression plus réaliste en faisant appel à la théorie de l’interaction libre de Chapman pour un écoulement incident uniforme. La formulation ainsi obtenue dont le modèle initial de Pekkari peut être rendu comme un cas particulier, est basée sur le calcul de la longueur d’interaction et en s’appuyant sur la méthode intégrale de Michel pour les couches limites, laminaires ou turbulentes. Des calculs numériques ont été réalisés par un couplage faible entre un code CFD et un code de structure, en utilisant la méthode de transpiration. Cette méthode même limitée aux petits déplacements de la structure (cas linéaire), permet en général la prédiction des instabilités. L’échange de données entre les deux codes, fluide et structure, s’est effectué pour le moment par une simple interface, écrite en Fortran, permettant l’échange dynamique des données. Les résultats issus des différents modèles sont exposés dans un contexte comparatif
The problem of side loads occurring in rocket engine nozzles remains a major issue for the aerospace industry. Furthermore, the desire to reduce the overall mass of the launcher leads to the design of nozzles with increasing fineness, which, in turn, can pose aeroelastic problems. Indeed, it is well established that during the start-up and shutdown phases of a rocket engine, the structure interacts with the main flow, leading to the generation of aeroelastic effects. This interaction can further amplify the lateral loads and even put the integrity of the launcher at risk. Such phenomena can be addressed through a multiphysical approach, such as coupled numerical simulations. However, for complex problems such as coupled computation for 3D nozzles in turbulent flow, even with significant computational resources deployed, the time required to complete this type of numerical simulation remains exorbitant. Another alternative is to model these effects using relatively simple aeroelastic stability models, which allow for the detection of potential instabilities at a lower cost. Aeroelastic phenomena in nozzles operating under an overexpansion regime are thoroughly analyzed using aeroelastic stability models. Derived from the simplified Pekkari model, new aeroelastic stability models taking into account the viscous effects of the flow have been proposed. The coupling between the flow and the structure is achieved via the theory of small perturbations or piston theory. This is made possible by introducing a more realistic pressure profile through the use of Chapman's free interaction theory for uniform incident flow. The resulting formulation, of which the initial Pekkari model can be considered a special case, is based on the calculation of interaction length and relies on Michel's integral method for boundary layers, whether laminar or turbulent. Numerical calculations were performed using a weak coupling between a CFD code and a structural code, employing the transpiration method. This method, even limited to small displacements of the structure (linear case), generally allows for the prediction of instabilities. Data exchange between the two codes, fluid, and structure, was facilitated through a simple interface written in Fortran, allowing for dynamic data exchange. The results from the different models are presented in a comparative