Large Eddy Simulation of Aircraft Engine Ignition under Relevant Operating Conditions and Application to the Spinning Combustion Technology
Simulation à grandes échelles de l'allumage des moteurs d'avion dans des conditions d'exploitation pertinentes et application à la technologie de la combustion giratoire
Résumé
SAFRAN Helicopter Engines has recently developed the spinning combustion technology in which the burnt gases from one injector travel tangentially along the combustor annulus towards the neighboring injectors. Compared to a conventional design, this arrangement modifies the ignition process, which is a critical phase for aeroengines. In addition to that, few ignition studies in literature feature actual aeronautical igniters. This thesis aims to numerically reproduce the kernel formation and flame propagation at conditions occurring in spinning combustion engines fitted with aeronautical igniters at relevant operating conditions. For this objective, the in-house code AVBP has been used together with models for the energy addition from the igniter, semi-detailed chemistry and a recent version of the thickened flame model using a generic sensor and a static and dynamic formulation for the subgrid chemistry-turbulence closure term. The results have been compared to experiments from partner laboratories and show that the Large-Eddy Simulation calculations are able to reproduce the kernel formation and propagation in spinning combustion technology engines. An average error of 10% in the time for complete chamber ignition was obtained when using a dynamic formulation of the subgrid chemistry-turbulence closure term. As a conclusion, this thesis gives further support to the use of LES as a tool for the design of combustion chamber systems in aircraft engines, in particular in novel configurations such as the spinning combustion technology.
SAFRAN Helicopter Engines a récemment développé la technologie de combustion giratoire dans laquelle les gaz brûlés d'un injecteur se déplacent tangentiellement le long de l'anneau de la chambre de combustion vers les injecteurs voisins. Par rapport à une conception classique, cet arrangement modifie le processus d'allumage, qui est une phase critique pour les moteurs d'avion. De plus, peu d'études sur l'allumage dans la littérature présentent des allumeurs aéronautiques réels. Cette thèse a pour but de reproduire numériquement la formation du noyau et la propagation de la flamme aux conditions rencontrées dans les moteurs à combustion giratoire équipés d'allumeurs aéronautiques aux conditions de fonctionnement réelles. Pour cet objectif, le code AVBP a été utilisé avec des modèles pour l'addition d'énergie de l'allumeur, une chimie semi-détaillée et une version récente du modèle de flamme épaissie utilisant un senseur générique et une formulation statique et dynamique pour le terme d'interaction chimie-turbulence de sous-maille. Les résultats ont été comparés aux expériences des laboratoires partenaires et montrent que les calculs de la simulation à grande échelle sont capables de reproduire la formation et la propagation du noyau dans les moteurs à technologie de combustion giratoire. Une erreur moyenne de 10% dans le temps pour l'allumage complet de la chambre a été obtenue en utilisant une formulation dynamique du terme de chimie-turbulence de sous-maille. En conclusion, cette thèse apporte un soutien supplémentaire à l'utilisation de la simulation à grande échelles comme outil pour la conception des systèmes de chambres de combustion dans les moteurs d'avion, en particulier pour les nouvelles configurations telles que la technologie de combustion giratoire.
Origine | Version validée par le jury (STAR) |
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