Étude et simulation d’un écoulement compressible dans une tuyère de Laval

Abstract

En aérodynamique supersonique, les phénomènes d'interactions choc/choc et choc/couche limite imposent des problèmes physiques cruciaux dans les configurations d'écoulements pratiques. Ils sont rencontrés dans les entrées d'air supersoniques, les tuyères de moteurs fusés et les prises d'air supersonique. Dans ce travail, plusieurs calculs numériques ont été réalisés touchants directement au fond de ces phénomènes d'interactions dans les configurations citées ci-dessus. Ils sont basés sur la résolution des équations de Navier-Stokes stationnaires d'écoulements supersoniques compressibles, turbulents et laminaires, en utilisant le code de calcul Fluent. Ces calculs numériques ont été faits pour plusieurs configurations à des nombres de Mach et des taux de pression NPR différents. Ces derniers paramètres influent directement sur les phénomènes d’interaction de chocs. Les résultats montrent des configurations de chocs différentes suivant les paramètres cités ci-dessus. Ces résultats sont généralement conformes à ceux trouvés expérimentalement et numériquement. In supersonic aerodynamics, the interaction phenomena shock/shock and shock/boundary layer, impose physical crucial problems in practical flow configurations. They are encountered in the intakes supersonic air, nozzle Rocket engines and supersonic air inlets. In this work, several numerical calculations were made touching directly the bottom of those interaction phenomena in the above-mentioned configurations. They are based on solving stationary Navier-Stokes equations and quasi-stationary compressible supersonic flows, laminar and turbulent, using the FLUENT commercial. These numerical calculations were conducted for multiple configurations at different Mach numbers and pressure ratios (NPR).These parameters are directly affecting shock interaction phenomena. The results show different shock configurations according to the parameters mentioned above.