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.
