Bienvenue à l'Onera, le centre français de recherche aérospatiale
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 Modèles pour l'aérodynamique et l'énergétiqueEtude d'écoulements relatifs à l'avion de transport supersonique
Ce projet pluridisciplinaire a pour but de mener un certain nombre d'actions sur le plan fondamental, mais en faisant en sorte que les résultats puissent déboucher sur une amélioration puis une validation des outils appliqués. La complémentarité entre calculs et expériences est recherchée. Cinq thèmes majeurs ont été identifiés :
résultatsMoyens d'essai et de mesureDes améliorations ont été apportées à la soufflerie supersonique R1Ch (nombre de Mach égal à 3) pour la rendre silencieuse. Des mesures le long du circuit ont montré que le problème principal résidait dans le fonctionnement du dispositif d'aspiration en amont du col (voir figure sur la page de présentation). Des calculs Navier-Stokes et des visualisations au tunnel hydrodynamique TH1 ont permis d'optimiser la lèvre d'aspiration, de sorte que, pour la première fois, la couche limite a pu rester laminaire sur une partie de la tuyère. Pour augmenter l'étendue laminaire, une nouvelle tuyère a été fabriquée en 2003, avec un état de surface nettement meilleur que celui de la tuyère originale. Des qualifications du nouveau montage, mis en place au début de 2004, seront effectuées de façon directe par des mesures de fluctuations de pression dans la soufflerie et de façon indirecte par repérage de la transition laminaire-turbulent sur une plaque plane. D'autre part, dans le cadre des actions sur la métrologie, une plaque plane équipée de divers dispositifs de mesures instationnaires à la paroi a été fabriquée et testée. Elle a permis de sélectionner les outils de mesure les plus appropriés pour le régime supersonique. Transition et laminaritéEn ce qui concerne le problème de la transition laminaire-turbulent, des critères et des méthodes de calcul pratiques développés pour les écoulements à basse vitesse ont été étendus au régime supersonique. Sur le plan expérimental, l'effort a porté sur les points suivants : analyse des instabilités transversales sur un cylindre en flèche à Mach 3 (expériences réalisées en 2001), étude des effets d'une aspiration sur la couche limite d'une plaque plane (expériences réalisées en 2002) et sur la contamination de bord d'attaque (maquette fabriquée en 2001, mesures prévues en 2004), mesures sur une aile en flèche permettant d'étudier les instabilités transversales (expériences en 2002 et 2003). Les deux campagnes d'essai réalisées sur ce dernier montage, dont une vue est présentée ci-dessous, ont montré que les transitions de type transversal étaient surtout sensibles à l'état de surface de la maquette. L'ensemble des résultats a conduit à l'élaboration d'un critère de transition en écoulement supersonique tridimensionnel.
Turbulence à grands nombres de ReynoldsLe problème de la modélisation de la turbulence à grand nombre de Reynolds a été abordé par une étude bibliographique approfondie, qui a permis de tester un certain nombre de modèles de turbulence. En parallèle, on a procédé à la définition d'une expérience fondamentale dans la soufflerie S2MA. La maquette est un corps ogivo-cylindrique équipé de divers dispositifs de mesure. Elle a été fabriquée par DERM en 2001 et testée en avril 2002 à des nombres de Mach de 1.6, 2 et 2.5. Le dépouillement, commencé en 2003, se terminera en 2004. La photographie ci-dessous montre la maquette en cours de montage dans la veine de S2MA.
Une grande quantité de résultats expérimentaux originaux a été obtenue. Leur analyse a d'ores et déjà permis de procéder à une étude critique des méthodes de calcul du frottement turbulent pour les écoulements supersoniques à grand nombre de Reynolds. Interaction onde de choc - couche limiteDes montages expérimentaux ont été conçus et fabriqués pour étudier l'interaction onde de choc - couche limite. Deux aspects du problème sont considérés : le contrôle de l'interaction par aspiration et l'interaction tridimensionnelle dans un écoulement de coin. Les expériences, prévues dans la soufflerie S5Ch à un nombre de Mach de 2, ont malheureusement été retardées à cause de l'indisponibilité de cette installation. On espère pouvoir les réaliser en 2004. Une approche numérique est menée simultanément pour reproduire le fonctionnement d'un piège à couche limite dans une entrée d'air supersonique. La simulation numérique de l'expérience sur l'écoulement de coin a également été entreprise. Bruit de jetLes premiers essais pour quantifier le bruit de jet dans le cadre du PRF ont utilisé le code MSD avec un modèle de turbulence k-
référencesD. ARNAL F. VUILLOT, G. RAHIER, N. LUPOGLAZOFF, J. PRIEUR, A. BIANCHERIN D. ARNAL, B. CHANETZ, G. CARRIER, E. COUSTOLS, R. BUR, F. VUILLOT J.P. ARCHAMBAUD, F. LOUIS, A. SERAUDIE, D. ARNAL, G. CARRIER R. BENAY, B, CHANETZ |
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Mis à jour le 6 juillet 2005 - © ONERA 2009 - Crédits et conditions d'utilisation |
; le spectre de bruit déduit de ces calculs RANS a mis en évidence l'influence de la modélisation de la turbulence. Dans une deuxième étape, le code MSD a été utilisé pour effectuer des calculs tridimensionnels instationnaires. L'exploitation des résultats à l'aide de la méthode de Kirchhof a révélé une surestimation des niveaux acoustiques, mais une très bonne prévision de la directivité. Les travaux actuels consistent à utiliser le code 
