La température des gaz chauds dans une chambre de combustion aéronautique atteint des valeurs supérieures à la température de fusion de ses parois. Ces dernières doivent donc être refroidies pour assurer le bon fonctionnement du moteur. La solution actuelle consiste à injecter de l’air froid au travers des parois par des milliers de perforations d’un diamètre inférieur au millimètre (refroidissement par multiperforation). Le nombre élevé de perforations dans une chambre rend une simulation numérique détaillée inenvisageable aujourd'hui, c'est pourquoi il est nécessaire d’utiliser des modèles thermiques de paroi multiperforée. Or, les études précédentes sur le sujet souffrent d’un manque de données expérimentales, en particulier dans le cas des motifs de perçage à dilution giratoire. Ainsi, l’objectif de cette thèse a été de développer un nouveau modèle thermique de paroi multiperforée, valable pour tout type de motif de perçage, en particulier pour ceux à dilution giratoire. Ce modèle s’est appuyé sur les essais SAPHIR (spécifiés par Safran et réalisés à l’ONERA). La reproduction numérique de ces essais par simulations RANS a permis de définir une méthodologie de calcul pour construire une base de données numérique dont l’exploitation a conduit au développement d’un nouveau modèle thermique de type homogène reposant sur les caractéristiques d’un film moyen. Par ailleurs, une simulation instationnaire LES a été menée avec le code YALES2, afin d’apporter des éléments de comparaison avec les simulations RANS. Cette simulation montre l’apport de la LES dans l’estimation de l’efficacité adiabatique en aval de la zone perforée. |
The temperature of the hot gas inside an aeronautical combustion chamber is greater than the melting temperature of its walls. Thus, they need to be cooled down in order to maintain the integrity of the engine. The current solution consists in injecting cold air through the wall thanks to thousands of submillimetric holes (effusion cooling). The high number of holes in a chamber makes a fully detailed numerical simulation difficult, that’s why it is necessary to use thermal models for effusion cooling. However, the previous studies on the topic lack experimental data, especially when the hole pattern involves a compound angle. Therefore, the goal of this thesis was to develop a new thermal model, valid for any hole pattern, especially for those involving a compound angle. This model is based on the experimental test campaign SAPHIR (designed by Safran and performed by ONERA). A calculation methodology has been defined based on the numerical restitution of the tests with RANS simulations, and a numerical database has been built, enabling to develop a new homogeneous thermal model, relying on an average film concept. In addition, an unsteady LES simulation has been conducted with YALES2 in order to make comparisons with the RANS simulations. This simulation reveals an improved description of the adiabatic effectiveness downstream the effusion area, compared to a RANS approach. |