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Other titre : Amélioration de loi de paroi de Simulation aux Grands Échelles pour des applications aéroacoustiques

dc.contributor.advisorMoreau, Stéphane
dc.contributor.authorZhang, Chaofanfr
dc.date.accessioned2019-04-24T15:42:21Z
dc.date.available2019-04-24T15:42:21Z
dc.date.created2019fr
dc.date.issued2019-04-24
dc.identifier.urihttp://hdl.handle.net/11143/15299
dc.description.abstractLe bruit de train d’atterrissage, généré par l’interaction de l’écoulement turbulent avec des corps solides et le décollement de la couche limite, sont les sources principales de bruit d’un avion en phase d’atterrissage. Les données expérimentales existantes ne sont pas suffisantes pour fournir les informations détaillées sur ces mécanismes de génération du bruit, et, depuis des années, les simulations numériques ont prouvé être un moyen efficace pour la prévision du bruit de ce type. Comparée à la Simulation Numérique Directe et aux modèles à moyenne de Reynolds, la Simulation aux Grandes Échelles (SGE), est un compromis efficace entre la précision des résultats et le coût de calcul. Cependant, la prévision de l’écoulement dans la couche limite turbulente reste un défi en SGE. En effet, les simulations existantes résolvent souvent les plus petites échelles aux parois, nécessitant alors un maillage très raffiné proche des surfaces, augmentant considérablement le coût de calcul. Par conséquent, un modèle de paroi qui est capable de reconstituer la contrainte de ci- saillement à la paroi sur la base de données extraites à une certaine distance au-dessus du paroi est nécessaire pour réduire les coûts. La revue de litérature met en évidence le modèle analytique proposé par Afzal [6] qui considère les effets de gradient de pression défavorables avec un surcoût négligeable. Outre les effets de gradient de pression, la couche limite lami- naire dans la partie amont du cylindre avant la transition vers la turbulence pose un autre problème. L’utilisation des lois de paroi pour la couche limite turbulente peut être imprécise et même changer complètement le régime d’écoulement. Pour surmonter cet obstacle, un modèle a été proposé dans ce travail pour estimer la contrainte de cisaillement de la paroi dans la couche limite laminaire lorsque le gradient de pression est important. Un capteur de transition basé sur le modèle de sous-maille a été utilisé pour déclencher l’utilisation de la loi de paroi turbulente. L’écoulement d’un cylindre circulaire dans le régime critique a été considérée comme une première validation de la loi d’Afzal et son extension. La valeur du nombre de Reynolds choisi correspond à la configuration de l’écoulement qui se trouve sur la jambe principale du train d’atterrissage LAGOON. L’écoulement complexe du cylindre est examiné par une SGE résolue, qui a ensuite été utilisée extensivement comme base de données de validation intense pour la loi d’Afzal et son extension. Tous les modèles de paroi sont capables de prédire correctement la moyenne et le RMS de la pression pariétale de la simulation de référence. L’utilisation des lois turbulentes sur toute la surface du cylindre entraîne une contrainte de cisaillement de la paroi inférieure dans la région laminaire et supérieure dans la région turbulente par rapport à la simulation résolue. L’extension de la loi d’Afzal fournit une prédiction améliorée dans les régions laminaires et turbulentes. Comme dans les systèmes du train d’atterrissage réels, il existe des interactions entre ses composants cylindriques, tels que la barre de traction avec la jambe principale. L’expérience canonique de barreau-profil pour une telle interaction, est donc sélectionnée comme deuxième cas de validation. Les simulations avec loi de paroi montrent des résultats acoustiques en champ lointain en bon accord avec les messures. Enfin, des SGE avec ces modèles de paroi ont été effectuées sur la configuration LA- GOON#1. En général, toutes les simulations prédisent précisément la pression moyenne pariétale. Cependant, l’application d’un modèle pour la couche limit turbulente partout prévoient des valeurs RMS et des spectres de pression plus élevés sur le périmètre de la roue depuis la première position de mesure expérimentale. Une transition plus précoce se produit systématiquement. L’extension de la loi d’Afzal retarde la transition et permet de mieux prédire le spectre de pression des parois, à la fois sur la surface de la roue et sur la jambe principale. Toutes les simulations sont capables de récupérer les spectres de pres- sion des parois dans la région séparée. Malgré ces divergences sur le développement de la couche limite, toutes les simulations prédisent une valeur OASPL acceptable dans le champ lointain, avec une amélioration notable de l’extension de la loi d’Afzal.fr
dc.description.abstractAbstract: Airframe noise, generated through the interaction of turbulent flow with solid bodies such as landing gears becomes the main contributor to the airplane noise during approach and landing phases, since significant progress has been made on the noise reduction of turbo-jet engines. The existing experimental data haven’t been able to provide sufficiently detailed information on airframe noise mechanism and numerical simulations have been considered as an effective method in understanding both aerodynamic and noise generation mechanisms. Among different numerical methods, Large Eddy Simulation (LES) is considered as the best trade-off between predictive accuracy and computational cost. However, wall-bounded flows at high Reynolds number remain the most crucial challenge for LES since the resolution of the boundary layer dominates the computational cost which is close to Direct Numerical Simulations. One solution to overcome this difficulty is the use of wall models to provide boundary conditions for the LES simulation. The classical logarithmic-law is not suitable in simulations of landing gear flows in which the longitudinal adverse pressure gradient have significant effects. A new analytical wall model (proposed by Afzal [6]) which accounts for the adverse pressure gradient effect has been considered to tackle the noise prediction of a realistic landing gear. Another challenge of such flows is the presence of the laminar state boundary layer. The use of wall models for the turbulent boundary layer can be inaccurate and even change completely the flow regime. To overcome this obstacle, a model has been proposed in this work to approximate the wall-shear stress in the laminar boundary layer when important pressure gradient effects are present. A transition sensor based on the subgrid-scale model has been used to trigger the use of wall law for the turbulent boundary layer. The benchmark of the circular cylinder flow in the critical regime has been considered as a first validation for the above wall models. The flow at such a critical Reynolds number combines complex features: large favorable and adverse pressure gradient, separation and turbulence transition and flow reattachment. This flow regime is also the most relevant for landing gear flow applications because of the Reynolds number range involved on its components. The complex cylinder flow has been investigated by a wall-resolved LES which has then been used extensively as validation database for Afzal’s law and its extension. All the wall-models are able to predict the mean and the RMS wall pressure distributions of the reference simulation. The use of a turbulent wall model on the entire surface results in lower wall-shear stress in the laminar region and higher in the turbulent region compared with the resolved simulation. The extended model shows improved prediction of the shear stress in both laminar and turbulent regions. All of the models recover the dipole pattern with similar OASPL levels as in the wall-resolved simulation. Since in actual landing gear systems, there are actually interaction between various cylindrical components such as the tow bar with the main strut for instance. The canonical experiment for such an interaction, the rod-airfoil interaction is therefore selected as a second validation case. These models show reasonable aerodynamic and acoustic results compared with the experimental references. Finally, wall-modeled LES has been performed on a modeled landing gear configuration. In general, the mean wall pressure profiles are accurately predicted by all the simulations. However, turbulent wall models predict higher rms and spectra of pressure on the wheel perimeter since the first experimental measurement position. Earlier transition systematically occurs. The extended Afzal’s law delays the transition and shows improved prediction of the wall pressure spectra both on the wheel surface and on the main leg. All the models are able to recover the wall-pressure spectra in the separated region. Despite these discrepancies on the boundary layer development, all the simulations predict satisfactory OASPL in the far-field with a significant improvement from the extended Afzal’s law.fr
dc.language.isofrefr
dc.language.isoengfr
dc.publisherUniversité de Sherbrookefr
dc.rights© Chaofan Zhangfr
dc.rightsAttribution - Partage dans les Mêmes Conditions 2.5 Canada*
dc.rights.urihttp://creativecommons.org/licenses/by-sa/2.5/ca/*
dc.subjectAéroacoustiquesfr
dc.subjectLanding Gearfr
dc.subjectLarge Eddy Simulationfr
dc.subjectBruit de cellulefr
dc.subjectSimulation aux Grandes Échellesfr
dc.subjectLoi de paroisfr
dc.subjectGradient de pression adversefr
dc.subjectTrain atterrissagefr
dc.subjectAeroacousticfr
dc.subjectAirframe noise predictionfr
dc.subjectWall treatmentfr
dc.subjectAdverse pressure gradientfr
dc.titleImprovement of wall treatment in Large Eddy Simulation for aeroacoustic applicationsfr
dc.title.alternativeAmélioration de loi de paroi de Simulation aux Grands Échelles pour des applications aéroacoustiquesfr
dc.typeThèsefr
tme.degree.disciplineGénie mécaniquefr
tme.degree.grantorFaculté de géniefr
tme.degree.levelDoctoratfr
tme.degree.namePh.D.fr


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