Experimental and numerical study of the shock boundary layer interaction in unsteady transonic flow

• Auteur / Autrice : Olivier Bron
• Direction : Pascal Ferrand
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Sciences. Mécanique
• Date : Soutenance en 2004
• Etablissement(s) : Ecully, Ecole centrale de Lyon
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Laboratoire de mécanique des fluides et acoustique (Rhône)

Mots clés

Mots clés contrôlés

Couche limite

Aéroélasticité

Aérodynamique transsonique

Écoulement instationnaire (dynamique des fluides)

Mots clés libres

Choc oscillant

Pression aval

Résumé

La prédiction des fluctuations de pression sur les aubages de turbomachines est une condition nécessaire afin d'assurer la stabilité par rapport aux problèmes aéroélastiques. Le présent travail de recherche a pour objectif d'améliorer la compréhension des phénomènes instationnaires liés à la propagation d'ondes acoustiques en écoulement transsonique non-uniforme. En similitude avec les interactions potentielles en turbomachine, l'étude porte sur l'interaction entre perturbations de pression aval et onde de choc en tuyère 2D et 3D. Les aspects numériques et expérimentaux ont tous deux été considérés. Les résultats obtenus montrent que les perturbations de pression aval se propagent à l'amont de la tuyère, jusque dans les régions d'écoulement haut subsonique où s'opère le phénomène de blocag acoustique, puis sont partiellement réfléchies ou absorbées par l'onde de choc, en fonction de la fréquence des perturbations de pression et de l'intensité de l'interaction onde de choc-couche limite.

A prerequisite for aeroelastic stability prediction in turbomachines is the understanding of the fluctuating aerodynamic forces acting on the blades. The present research work is concerned with the understanding of phenomena associated with travelling pressure waves in non-uniform transonic flows. In similitude with turbomachines potential interaction the emphasis was put on the unsteady interaction of upstream propagating acoustic waves with an oscillating shock in 2D and 3D nozzle flows. Both numerical and experimental studies are carried out and compared with each other. Results shows that the unsteady pressure distribution results from the superposition of upstream and downstream propagating waves. Outlet pressure perturbations propagate upstream in the nozzle, interact in high subsonic flow regions according to the acoustic blockage theory, and are partly reflected or adsorbed by the oscillating shock, depending on the frequency of the perturbations and the intensity of the SBLI.