Modélisation d'un foyer à combustion supersonique : simulations RANS et LES. comparaisons aux résultats expérimentaux

Modeling of a Supersonic Combustor : RANS and LES Simulations. Comparisons with Experiments

• Auteur / Autrice : Guillaume Pelletier
• Direction : Arnaud Mura, Marc Ferrier
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Energétique, thermique, combustion
• Date : Soutenance le 05/07/2022
• Etablissement(s) : Chasseneuil-du-Poitou, Ecole nationale supérieure de mécanique et d'aérotechnique
• Ecole(s) doctorale(s) : Ecole doctorale Sciences et ingénierie des matériaux, mécanique, énergétique (Poitiers ; 2018-2022)
• Partenaire(s) de recherche : Entreprise : Office national d'études et de recherches aérospatiales (France). Département Energétique fondamentale et appliquée
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Institut Pprime / PPRIME
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Nabiha Chaumeix, Daniel Mira, Vladimir Sabel'Nikov, Frédéric Plourde
• Jury : Rapporteurs / Rapporteuses : Abdellah Hadjadj, Ronan Vicquelin

Mots clés

Mots clés contrôlés

Statoréacteurs à combustion supersonique

Simulation des grandes échelles

Rugosité

Mélange

Jets pariétaux

Hydrogène (combustible)

Compressibilité

Chambres de combustion

Mots clés libres

Auto-allumage

Combustion turbulente

Régime de combustion supersonique

Auto-ignition

Turbulent combustion

Supersonic combustion regime

Résumé

Dans le domaine des systèmes propulsifs à Mach de vol modéré, les statoréacteurs présentent de bonnes performances. Ces dernières se dégradent notablement dans le régime hypersonique(au-delà de Mach 6). Pour maintenir une capacité propulsive satisfaisante, il convient d'utiliser un superstatoréacteur (statoréacteur au sein duquel la combustion s'effectue en régime supersonique). Les écoulements caractéristiques de ces chambres de combustion peuvent être étudiés par simulation numérique. Celles-ci doivent alors être capables de restituer les phénomènes physiques propres à ces régimes. Les travaux présentés dans cette thèse sont consacrés à l'amélioration des méthodologies de simulation des écoulements supersoniques réactifs notamment en tenant compte de l'état de surface des parois de la chambre. La modélisation de la rugosité pariétale utilisée permet de restituer fidèlement, pour des simulations RANS et LES, plusieurs rafales expérimentales enregistrées sur le banc LAERTE de l'ONERA. L'analyse des résultats obtenus permet de mieux comprendre l'effet du confinement de la chambre sur la topologie de l'écoulement ainsi que de sa dynamique. L'examen de la combustion met en évidence différents mécanismes d'allumage et de stabilisation pour les différents régimes étudiés.

Ramjets feature good performances at moderate flight Mach numbers. These performances are significantly altered for hypersonic regimes (beyond Mach 6). To maintain a satisfactory propulsive capacity, scramjets (ramjets in which the combustion takes place in supersonic regime) are better suited. The characteristic flows in these combustion chambers can be studied using numerical simulation. These must then be able to reproduce the physical phenomena specific to these regimes. The work presented in this manuscript is devoted to the improvement of simulation methodologies for reactive supersonic flows,in particular by taking into account the characteristics of the chamber walls. The modeling of the wall roughness used in the present work allows to faithfully reproduce, for RANS and LES simulations, several experimental bursts recorded on the LAERTE bench of ONERA. The analysis of the obtained results allows to better understand the effect of the confinement of the combustion chamber on the topology of the flow as well as its dynamics. The examination of the combustion development highlights different ignition and stabilization mechanisms for the different regimes studied.