Etude numérique de l'influence de l'impact d'une onde de choc et d'un transfert de chaleur sur une couche limite en développement

par Muhammad Farrukh Shahab

Thèse de doctorat en Mécanique des milieux fluides et acoustique

Sous la direction de Pierre Comte, Thomas B. Gatski et de Guillaume Lehnasch.


  • Résumé

    Dans l'optique de développer à terme des modèles pertinents et in fine améliorer le design de véhicules supersoniques, cette étude propose une analyse détaillée de l'influence d'un choc et d'un transfert de chaleur sur la structure de la turbulence au sein d'une couche limite supersonique. La stratégie numérique utilisée repose sur des simulations numériques directes des équations de Navier-Stokes à l'aide de schémas WENO et compact d'ordre élevé. Le développement complet de la couche limite est simulé à l'aide d'un forçage amont à la paroi afin de s'assurer du plus haut degré de réalisme dans la zone d'étude. Des conditions de séparation naissante et deux conditions thermiques de paroi (adiabatique et refroidie) sont considérées. L'analyse se concentre sur l'altération des caractéristiques moyennes et turbulentes à travers la zone d'interaction et au sein de la zone de relaxation, sur la base de profils moyens et de paramètres intégraux. L'amplification anisotrope des variables turbulentes est quantifiée tandis que les événements turbulents associés à la modification de la structure globale sont identifiés. La forte modification des champs thermiques moyens et turbulents par le refroidissement est mise en exergue, notamment la diminution significative des quantités turbulentes à travers la couche. Par ailleurs, la réduction à la fois des longueurs d'influence amont, de séparation et de relaxation est mise en évidence.

  • Titre traduit

    = Numerical investigation of the influence of an impinging shock wave and heat transfer on a developing turbulent boundary layer


  • Résumé

    As a prerequesite for relevant model development and improvement of design methodologies for supersonic vehicles, this study aims at investigating the influence of wall heat-transfer and shock interaction on the turbulence structure of supersonic boundary layers. The numerical strategy relies on the full resolution of threedimensional compressible Navier-Stokes equations by means of state-of-art high-order WENO and compact schemes. A fully-developped turbulent boundary layer is simulated by means of upstream wall perturbations triggering the transition in order to dispose of fully-reliable data upstream of the analysis region. Insipient separation conditions and two different wall thermal boundary conditions (adiabatic and cold) are considered. The analysis focuses on the evolution of mean and turbulent flow properties along the interaction region and in the relaxation region downstream of the shock-system. The strong influence of the mean pressure gradient is quantified through the analysis of mean flow profiles and boundary layer integral parameters. The anisotropic amplification of turbulent quantities through the interaction region is characterized and the turbulent events associated with the modification of the turbulence structure of the perturbed boundary layer are identified. The mean and turbulent thermal fields are shown to be strongly modified by the wall cooling which significantly dampens more particularly the turbulent thermal quantities levels across the boundary layer. In addition, a reduction of the upstream influence and separation lengths by the wall cooling are evidenced along with a faster recovery process downstream of the shock-system.

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  • Détails : 1 vol. (XXVIII-190 p.)
  • Annexes : Bibliogr. p. 179-190

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