Simulation directe du bruit de bord de fuite d’un profil par une méthode multi domaines

Direct computation of airfoil trailing edge noise with a multi-domain approach

• Auteur / Autrice : Thomas Le Garrec
• Direction : Christophe Corre, Xavier Gloerfelt
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Mécanique
• Date : Soutenance en 2008
• Etablissement(s) : Paris, ENSAM

Mots clés

Mots clés contrôlés

Aéronautique

Simulation par ordinateur

Pression de radiation acoustique

Résumé

L’analyse des mécanismes de génération de bruit pour des tronçons d’aile placés dans des écoulements à grand nombre de Reynolds s’inscrit dans le cadre de la réduction du bruit de cellule des avions. Afin d’améliorer la compréhension des phénomènes mis en jeu, nous proposons de développer un code aéroacoustique permettant d’obtenir directement le bruit d’un profil. Nous détaillons en particulier le développement de méthodes numériques minimisant les erreurs de dispersion et de dissipation afin de préserver la nature des ondes acoustiques. Une stratégie de calcul multi échelles multi pas de temps permet la réalisation de raffinements locaux en maillage structuré et ainsi la réduction du coût de calcul. Ce code est mis en oeuvre pour simuler le bruit rayonné par un profil NACA0012 en 2D à faible nombre de Reynolds et étudier l’influence de l’angle d’attaque. Parmi les mécanismesde génération de bruit, le mécanisme de bruit tonal peut se rencontrer dans des configurations avec des nombres de Reynolds modérés. Une discussion sur l’existence de ce mécanisme par un profil NACA0012 à Reynolds 2×105 est proposée. Nous menons aussi une étude numérique 3D de l’influence du confinement expérimental, créé par les parois d’une soufflerie, sur les champs aérodynamique et acoustique autour d’un profil NACA0018 à Reynolds 2×105. Enfin, le bruit de bord de fuite d’un profil NACA0012 tronqué à grand nombre de Reynolds (2. 32×105) est calculé par simulation des grandes échelles. Une première comparaison des résultats est effectuée avec la base de données expérimentale. EXAVAC. Les principaux mécanismes de génération sonore sont bien reproduits par notre approche multi domaine.

Abstract : The study of the mechanisms of noise generation by the flow over an airfoil is essential to reduce the airframe noise. A direct aeroacoustic solver has been developed to shed some light on these mechanisms. Low dissipation and low dispersion numerical schemes are designed to preserve the weak acoustic waves. A multi-size mesh multi-time step algorithm has been developed to realize local grid refinements on a structured mesh and to reduce the calculation cost of the direct noise computation. The present solver is used to compute the noise generated by a 2-D NACA0012 airfoil at a low Reynolds number and to study the effect of the angle of attack on both flow and acoustic fields. Furthermore, the presence of the tonal noise from a NACA0012 airfoil at a moderate Reynolds number of 2×105 is investigated. A numerical insight into the effect of the experimental confinement due to the wind tunnel walls is then given for a 3-D NACA0018 airfoil at Reynolds 1. 6×105. Finally,a direct computation of the flow over a 3-D truncated NACA0012 airfoil at a high Reynolds number (2. 32 × 106) is performed by large eddy simulation. The solution is compared with an experimental database named EXAVAC. The main noise generation mechanisms are well reproduced with the multi-domain approach.