Numerical simulation of compressible flows with application to rocket nozzles.
Analyse physique et simulation numérique des écoulements compressibles. Application aux tuyères de propulseurs
Résumé
This thesis is devoted to the numerical simulation of physical phenomena with application to aeronautics and aerospaces domain. It deals with the numerical simulation of flow separation in overexpanded rocket nozzle, the aircraft afterbody flow and the shock/shock interaction in 2D supersonic nozzle. The main objective of the present work is to bring a better understanding of some physical aspects poorly understood from direct physical experimentation. The introduction is presented in the first chapter. The second chapter develops the Favre-averaged Navier-Stokes equations. The closure problem of these equations together with different turbulence models, ranging from simple models to complex ones are presented. The numerical method used is explained in the third chapter, while the boundary condition traitment is presented in the fourth chapter. The numerical simulation of flow separation in overexpanded rocket nozzle is studied in the fifth chapter.
A particular attention is made to the nozzle start-up process (separation point location, formation and development of turbulence structure, starting shock with vortex rings formation). In chapter 6, the performances of the previous turbulence models are compared and
analyzed critically for afterbody configuration for which detailed measurements are available. The chapter 7 concerns the numerical investigation of shock wave reflections in steady flows. The transition between regular and Mach wave configurations is particularly studied. The conclusions and prospects constitute the content of the last chapter.
A particular attention is made to the nozzle start-up process (separation point location, formation and development of turbulence structure, starting shock with vortex rings formation). In chapter 6, the performances of the previous turbulence models are compared and
analyzed critically for afterbody configuration for which detailed measurements are available. The chapter 7 concerns the numerical investigation of shock wave reflections in steady flows. The transition between regular and Mach wave configurations is particularly studied. The conclusions and prospects constitute the content of the last chapter.
Cette thèse étudie essentiellement des phénomènes touchant au domaine aéronautique et spatial. Elle traite l'examen par simulations numériques des écoulements dans les tuyères de moteur fusée, les écoulements d'arrière-corps, et les écoulements dans les entrées d'air supersoniques. La motivation principale de ce travail a été de comprendre les différents facteurs qui gouvernent ces écoulements. Le mémoire est organisé en huit chapitres et aborde successivement les modèles mathématiques, leur intégration numérique et l'exploitation des résultats obtenus dans un but de compréhension des phénomènes physiques rencontrés dans des configurations d'écoulements pratiques. Faisant suite au chapitre 1, introductif au contenu de la thèse, le chapitre 2 est consacré au développement des modèles physiques et mathématiques. Le chapitre 3 décrit la méthode numérique utilisée. Le chapitre 4 traite le problème délicat des conditions aux limites. Le chapitre 5, quant à lui, étudie le décollement de jets dans les tuyères de moteurs fusées. L'attention est portée sur les phénomènes apparaissant à l'intérieur de la tuyère (position du point de décollement, développement des structures tourbillonnaires à l'amorçage de la tuyère, apparition du phénomène de réflexion de Mach). Le chapitre 6 est consacré à l'étude détaillée des écoulements d'arrière-corps. Le chapitre 7 concerne les interactions de chocs, en particulier les transitions possibles entre réflexion régulière et réflexion de Mach. Le document se termine par une conclusion générale qui fait l'objet du chapitre 8 et reprend les objectifs du travail et les principaux résultats obtenus.