Simulation aux grandes échelles d'une vanne papillon en régime transsonique de pressurisation de cabine d'avion

Abstract

Ce projet de thèse porte sur la compréhension et l'identification des mécanismes de bruit dans les vannes papillons de pressurisation de cabines d'avions à un point de fonctionnement représentatif d'une altitude en vol de 5182 m à l'aide de méthodes numériques. Une première étude numérique consiste à faire des simulations stationnaires de type RANS afin d'avoir une idée préliminaire sur l'écoulement à travers la vanne. Pour les forts ratios de pression simulés, des jets pariétaux supersoniques avec de grandes zones de décollement ont été captés. Pour le ratio de pression d'intérêt de cette thèse, l'écoulement, de nature transsonique, présente des caractéristiques assez complexes avec notamment plusieurs cellules de choc ainsi qu'une zone d'interaction choc/couche limite en début de marche du côté de la lèvre supérieure du papillon. Cette interaction est traduite par deux chocs en lambda successifs. Afin de rendre possible l'étude numérique de ces vannes d'un point de vue acoustique, des simulations instationnaires de type LES à ordre élevé ont pris le relais dans le but de capter le bruit tonal à StD=4.5. En partant du modèle numérique de la vanne proposé par les anciens travaux, plusieurs améliorations topologiques ont été introduites avec notamment l'ajout du réservoir et le raffinement du maillage permettant la propagation acoustique au delà du nombre de Strouhal d'intérêt de 4.5. Une boucle de rétroaction mettant en oeuvre le choc en lambda, la couche de cisaillement et le train de choc a été identifiée. Des ondes de pression fuient de façon périodique la couche de cisaillement à la position de la zone d'interaction choc/couche limite et remontent en amont pour se mélanger à nouveau dans l'écoulement à la position du train de chocs excitant la couche de mélange qui se déstabilise par l'instabilité de Kelvin-Helmholtz. Le calcul acoustique en champ lointain est quant à lui effectué à l'aide de l'analogie de Ffowcs Williams et Hawkings (FW-H). Cependant, la tranche d'épaisseur simulée n'était pas suffisante pour mettre en avant les effets 3D et un blocage en terme de remontée d'information en amont a été recensé à l'aide d'une analyse de cohérence temporelle. Ceci a donc motivé la dernière étape de cette thèse qui consiste à simuler une épaisseur plus réaliste du domaine. Cette dernière configuration a mis en avant les différentes phases de la couche de mélange selon l'envergure ainsi que le comportement non uniforme du deuxième choc en lambda. D'autre part, l'importance des effets 3D sur l'amplification du bruit tonal a été ressentie sur les spectres de bruit en champ lointain avec l'apparition du pic tonal à StD=4.5 et des niveaux à large bande plus élevés. L'analyse modale basée sur la décomposition spectrale en modes propres orthogonaux (SPOD) est venue confirmer ce dernier constat.

This thesis deals with the understanding and identification of noise mechanisms in outflow butterfly valves at a representative operating point of a flight altitude of 5182 m using numerical methods. A first numerical study consists in doing stationary RANS type simulations in order to have a preliminary idea on the flow through the valve. For the high simulated pressure ratios, unstable supersonic wall-jets with large separation zones were captured. For the interest pressure ratio, the transonic flow has fairly complex characteristics with in particular several shock cells as well as a zone of shock/boundary layer interaction at the upstream part of the sealing step on the upper lip side of the butterfly. This interaction is translated by two successive lambda shocks. In order to make possible the numerical study of these valves from an acoustic point of view, unsteady high order LES type simulations took over in order to capture the tonal noise at StD = 4.5. Starting from the numerical model of the valve proposed by previous studies, several topological improvements have been introduced with the addition of the tank and mesh refinement allowing the acoustic propagation beyond the Strouhal number interest of 4.5. A feedback loop implementing the lambda shock, the shear layer and the shocks train has been identified. Pressure waves periodically leak the shear layer at the position of the shock / boundary layer interaction zone and travel upstream to mix again in the flow at the position of the shocks train exciting the mixing layer which become unstable due to the Kelvin-Helmholtz instability. The far-field acoustic calculation is carried out using the Ffowcs Williams and Hawkings (FW-H) analogy. However, the simulated thickness was not sufficient to highlight the 3D effects and a blockage in terms of upstream information feedback was identified using a temporal coherence analysis. Therefore, this motivated the last step of this thesis which consists in simulating a fairly real thickness of the domain. This last configuration highlighted the different phases of the shear layer and the non-uniform behaviour of the second lambda shock. On the other hand, the importance of 3D effects on the amplification of the tonal noise was highlighted in the far field noise spectra with the appearance of the tonal peak at StD = 4.5 alongside with higher overall broadband levels. The modal analysis based on Spectral Proper Orthogonal Decomposition has come to confirm this last observation.