Au cours des 12 dernières années, le trafic aérien mondial a enregistré une croissance de plus de 94% (exprimée en kilomètres-passagers payants (RPK)) et les prévisions de croissance d'ici 2020 sont de même ampleur. Face à l’enjeu de la pollution, de nombreuses réglementations visant à réduire les émissions de gaz à effet de serre ont été adoptées par les organisations internationales (dont une forte réduction des émissions de NOx et CO2). Pour ce faire, les motoristes considèrent la combustion à pré-mélange pauvre (Lean Premixed Combustion) comme la seule solution envisageable. Étant donné qu’un mélange pauvre requiert un flux d’air plus grand pour la même quantité de carburant, la quantité d’air disponible pour le refroidissement est plus limitée.
Dans la chambre de combustion, les températures auxquelles les parois sont soumises sont bien supérieures aux températures de fusion des matériaux qui les constituent. Afin de protéger les parois des fortes températures, une partie de l’air froid provenant du compresseur est injectée par des milliers de perforations. L'optimisation de ce système de refroidissement par multiperforation s'avère capital. Récemment, les industriels ont considéré la technique de refroidissement par multiperforation giratoire comme un axe très prometteur de recherche pour atteindre les objectifs d’optimisation d’air de refroidissement dans certaines parties de la chambre de combustion. Néanmoins, la très petite taille des perforations rendant les simulations numériques détaillées inenvisageables, les modèles homogènes équivalents ont progressivement gagné de l’importance. De plus, la multiperforation giratoire, plus récente, reste très peu étudiée de nos jours.
Cette thèse se propose, d'une part de développer un modèle adapté à la multiperforation en giratoire et d'autre part de contribuer à sa meilleure compréhension.
Pour atteindre ces objectifs, dans un premier temps, une base de données numérique des écoulements de type paroi multiperforée à motif axial et giratoire a été générée au moyen d’une approche RANS. Le post-traitement de cette base de données a servi comme point de départ pour le développement du modèle. Le modèle de plaque multiperforée permet de reproduire les effets de la paroi multiperforée à la fois sur l’écoulement avoisinant et sur l’état thermique de paroi en s’affranchissant du maillage des perforations. Ensuite, ce modèle a été confronté à plusieurs cas-test. Sa capacité à reproduire l’effet de la paroi multipercée sur l’écoulement avoisinant et vice-versa a été mise en évidence et les faiblesses du modèle, notamment l'absence des flux tangentiels dans le solide, ont été identifiées.
Dans l'optique l'étudier la multiperforation giratoire, une étude instationnaire au moyen d’une prise en compte hybride (ZDES) de la turbulence a été menée. Cette étude nous a permis à la fois de montrer les bonnes capacités de la ZDES comme outil permettant de capter les phénomènes instationnaires présents dans ce type de configurations. Les résultats ont permis également l'identification des structures caractérisant ces écoulements. |
In recent years, cooling system optimization has become a central issue for jet engine manufacturers. Air traffic has increased substantially since 2000 (more than 94% in terms of Revenue Passenger Kilometre, RPK) and it is expected to grow at the same rate for the next 20 years, raising growing concerns regarding pollutant emissions. Increasingly strict environmental legislation has led to the necessity of improving current combustion systems in order to reduce the generation of NOx and C02. Many major jet-engine manufactures consider lean-burn technology as the most promising solution to meet these targets. As in such technique additional air is mixed with the fuel, less air is available for the cooling of the combustion chamber and the turbine blades. Indeed, lean burn combustors may require more than twice the flow rate needed by conventional combustors.
In the combustion chamber, temperatures up to 2000K are reached, which exceeds by far the melting point of liner materials. In order to prevent the liner from thermal damage, state-of-the-art effusion cooling techniques are used. Effusion cooling systems consist of a large number of sub-millimeter closely-spaced holes. Cool air from the combustion chamber outer casing is injected into the combustor through the holes. The cooling system must be carefully designed to fulfill the coolant consumption and the wall protection requirements. Recently, jet engine manufacturers have shown an increased interest in the use of compound angle effusion holes, considering it as a promising way of reducing coolant consumption while maintaining similar levels of liner protection. However, detailed numerical simulations of the entire combustion chamber are still unaffordable given the number of tiny holes in the liner. Thus, accurate aero-thermal models are needed to describe the effects of effusion cooling liners(also known as multi-perforated liners). In addition, so far there has been few studies that have investigated compound angle effusion cooling applied to combustor liners. The aim of this dissertation is twofold: to establish an effusion cooling model and to investigate the flow field of compound angle effusion cooling.
In order to meet the aforementioned targets, a numerical RANS database of compound angle and streamwise oriented effusion cooling plates was generated. Post-processing of this database is a starting point for the model development. This model describes the main flow-liner interaction and wall temperature prediction without any hole mesh. Then, a comparison was carried out in order to validate the model. Its ability to reproduce main flow-liner interaction was shown. In addition, several model weaknesses were identified such as the absence of non-perpendicular conduction.
With the aim of analyzing compound angle effusion cooling, unsteady simulations were conducted by means of a hybrid unsteady method (ZDES). This study showed that ZDES is suitable and reliable for predicting compound angle flows. Finally, an in-depth analysis of the film structure was carried out. The principal structures were identified (an asymmetric main vortex and a counter rotating vortex pair) and the film formation mechanisms were presented. |