Topic description
Dans les industries spatiale et aéronautique, les configurations dans lesquelles une onde de choc oblique vient impacter une couche limite sont très courantes (tuyère, rampe de compression, corps de fusée…). Sous certaines conditions (grand nombre de Mach, angle de rampe ou d'onde de choc élevé…), cette interaction choc-couche limite est suffisamment forte pour créer une bulle de recirculation. Celle-ci est soumise à des oscillations basse-fréquence dans le sens de l'écoulement qui peuvent entrainer de gros dommages au niveau de la structure. Leur compréhension et leur contrôle sont donc primordiaux. A l'heure actuelle, si la cause exacte de ces oscillations n'est pas encore parfaitement connue, deux phénomènes physiques ont pu être reliés à leur apparition :
1) Les structures tourbillonnaires dans la couche limite incidente, et 2) le lâcher tourbillonnaire dans la zone cisaillée en aval du point de décollement. Dans la littérature, la grande majorité des études se consacrent à la couche limite turbulente pour des raisons industrielles évidentes. Cependant, dans ce cas, il est extrêmement compliqué de décorréler les deux causes possibles. Le but de l'étude menée depuis 10 ans au LMEE est donc de considérer des couches limites laminaires, dans lesquelles les structures tourbillonnaires sont absentes, afin de voir si les oscillations de la zone de recirculation sont retrouvées.
Les résultats DNS ainsi obtenus ont fait l'objet de différentes analyses modales en collaboration avec les laboratoires EM2C (Spectral POD) et DynFluid (Bi Spectral Mode Decomposition) dans le cadre de l'interaction choc-couche limite sur une plaque plane. Celles-ci ont montré que des perturbations à basse et moyenne fréquences sont créées au niveau de la couche de cisaillement en amont du point de recollement. Elles sont ensuite convectées vers l'amont, dans la partie subsonique de la couche limite, créant un forçage de la couche cisaillée au niveau du décollement qui pourrait être responsable des oscillations longitudinales de la bulle de décollement.
L'objectif de la thèse est de mener une grande campagne de Simulations Numériques Directes sur des géométries plus complexes (rampe de compression, portion de tuyères…) et d'autres régimes d'écoulements (hypersoniques, turbulent) afin de mener une analyse fine des phénomènes dans les différentes configurations, mais surtout de créer une base de données complète pour les analyses SPOD et BSMD. A terme, des techniques de contrôle fluidique (jets, jets synthétiques…) seront également appliqués pour réduire les oscillations de la bulle de recirculation.
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In the aerospace and aeronautical industries, the flow configurations where an oblique shock wave impinges upon a boundary layer are very common (nozzle, compression ramp, rockets…). Under certain circumstances (High Mach number, large shock angle...), this shock-boundary layer interaction is strong enough to create an unsteady separation bubble. This bubble is subjected to a low-frequency streamwise motion that can yield enormous structural damages. Their understanding and control are therefore of major interest. The origin of those oscillations, however still unclear, has been related either to the shedding of vortices in the mixing layer downstream of the separation or to the turbulent structures in the incoming boundary layer. For obvious industrial reasons, most of the studies in the literature dealt with turbulent boundary layers. In that configuration however, it is difficult to decorrelate the effects of the two potential sources of oscillations. The aim of this study, that has been running for around 10 years at LMEE, is to reduce the possible causes of unsteadiness to the sole vortex shedding by considering laminar boundary layer and see if the streamwise motion still appears.
The DNS results obtained in the framework of the interaction between an oblique shockwave and a boundary layer developing over a flat plate have been used as a database for two kinds of modal analyses: Spectral POD (in collaboration with EM2C) and Bi Spectral Mode Decomposition (In collaboration with DynFluid). Those analyses have strongly suggested a mechanism underlying the breathing motion of the separation bubble involving the nonlinear saturation of the convective instabilities of the shear layer, creating energy at low and medium frequencies in the downstream part of the separation bubble. These perturbations are then transported upstream inside the bubble and force the shear layer in the upstream part of the separation bubble. Such a feedback loop could participate in the onset of the low-frequency breathing of the bubble and, therefore, the low-frequency unsteadiness of the SWBLI.
The main objective of the proposed PhD scholarship is to run a large campaign of Direct Numerical Simulations on more complex geometries (compression ramp, part of nozzles…) and for different flow regimes (hypersonic flows, turbulent boundary layer) in order to thoroughly analyse the physical phenomena involved in the different configurations but mostly to create a complete database that could be used for the SPOD and BSMD analyses. Eventually, fluidic control techniques such as jets and synthetic jets will be applied to assess their effectiveness on the oscillations of the recirculation bubble.
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Début de la thèse : 01/10/
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