Applicabilité de la réduction de modèles à la conception aérothermique collaborative des systèmes d'air secondaire des turbomachines

par Pierre Costini

Thèse de doctorat en Mécanique et physique des fluides

Sous la direction de Pierre Sagaut.

Thèses en préparation à Aix-Marseille , dans le cadre de Sciences pour l'ingénieur : Mécanique, Physique, Micro et Nanoélectronique (353) .


  • Résumé

    Une méthode non intrusive de construction d’un modèle de remplacement de l’écoulement dans une cavité de système d’air secondaire de turboréacteur est recherchée. Le modèle réduit doit pouvoir être intégré dans un modèle de l’ensemble du moteur et couplé à la thermique de la structure pour simuler son comportement thermique sur une mission complète sous aile. Pour cela, il doit prendre un grand nombre de paramètres en entrée, retourner autant de sorties et être utilisable sur des intervalles de variations étendus de ces paramètres. Plusieurs approches sont envisagées et implémentées, puis appliquées à la modélisation d’une cavité sous turbine fictive : — Création de surfaces de réponse des termes de la décomposition ANOVA des flux pariétaux. — Création de surfaces de réponse des flux pariétaux combinée avec une méthode de raffinement adaptative exploitant la trajectoire dans l’espace d’entrée issue du couplage modèle réduit - modèle de structure. — Réduction de dimension des champs d’interface échangés à partir de résultats des itérations du couplage des modèles thermiques de l’écoulement et de la structure, puis création de surfaces de réponse des coordonnées réduites. Cette dernière voie permets d'obtenir des résultats encourageants sur le cas test proposé d'abord dans le cas à conditions limites d'entrée de l'écoulement fixées, puis en incluant des variations de certaines d'entre-elles.

  • Titre traduit

    Applicability of aerothermal model reduction to collaborative design of turbomachinery secondary air system


  • Résumé

    A non intrusive method to create surrogate models describing the flow in jet engines’ secondary air system is desired. The resulting model must be integrated in a thermal model describing the whole engine during a complete mission under the wing. This requires the model to use a high number of input and output parameters and to be valid on a broad domain of variation of its parameters. Several approches are explored in this thesis and applied to a simplified turbine cavity : — Surrogate modeling of terms of the ANOVA decomposition of wall fluxes. — Surrogate modeling of wall fluxes combined with an adaptive refinement method exploiting the trajectory followed by the input parameters during the coupling between the metamodel and the structural model. — Dimensionality reduction of the interface data exchanged during the coupling between flow and structure thermal model and surrogate modeling of the resulting reduced coordinate. This last approach leads to good results on the test case considered in this thesis with fixed inlet boundary conditions and then with variations of some of the inlet parameters.