Étude aéroacoustique de rotors à faible nombre de Reynolds à l'aide de simulations de grandes turbulences

Aeroacoustic study of low Reynolds number rotors using Large Eddy Simulations

• Auteur / Autrice : Dhanush Vittal Shenoy
• Direction : Marc C. Jacob, Thierry Jardin
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Dynamique des fluides
• Date : Soutenance le 17/04/2023
• Etablissement(s) : Toulouse, ISAE
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Mécanique, énergétique, génie civil et procédés (Toulouse)
• Partenaire(s) de recherche : Equipe de recherche : Équipe d'accueil doctoral Énergétique et dynamique des fluides (Toulouse, Haute-Garonne)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Institut supérieur de l'aéronautique et de l'espace (Toulouse, Haute-Garonne). Département aérodynamique, énergétique et propulsion
• Jury : Président / Présidente : Stéphane Moreau
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Marc C. Jacob, Thierry Jardin, Damiano Casalino, Romain Gojon, William R. Wolf
• Jury : Rapporteur / Rapporteuse : Stéphane Moreau, Damiano Casalino

Mots clés

Mots clés contrôlés

Aérodynamique

Rotors

Drones

Acoustique

Mots clés libres

Acoustique

Rotor de drone

Aerodynamique

Drone rotor

Aerodynamics

Acoustic

Résumé

Au cours de la dernière décennie, l'emploi de drones de petite et moyenne dimension a connu une croissance marquée, à la fois dans les domaines militaire et civil. Dans un grand nombre d’applications, les drones sont opérés à proximité des zones habitées et le bruit qu’ils génèrent devient un problème pour la population, conduisant les agences compétentes à définir des réglementations plus restrictives en terme de nuisance sonore. De nombreuses études sur le bruit des drones ont montré que leurs hélices, qui fonctionnent dans des régimes d’écoulement à faible nombre de Reynolds, sont l'une des principales sources de bruit. À ces régimes, l’écoulement autour de la pale peut être sujet à un décollement laminaire, une transition d’un état laminaire vers un état turbulent, suivi d'un recollement, conduisant à la formation de structures connues sous le nom de bulbe de recirculation laminaire (LSB). Il est donc nécessaire de comprendre l'impact de ces phénomènes physiques sur la génération de bruit. Lors de cette thèse, des simulations aux grands échelles (SGS) des équations de Navier-Stokes sont réalisées en vue d’étudier les mécanismes générateurs de bruit dans les profils d'ailes et les rotors à faibles nombres de Reynolds, en régime d’écoulement transitionnel.D’abord, l'aéroacoustique d'un profil d'aile SD7003 est étudiée pour différents angles d'attaque et nombres de Mach à un nombre de Reynolds de 60000. Les résultats numériques montrent que le bulbe de recirculation laminaire se forme près du bord de fuite à un angle d'attaque de 0° et se rapproche du bord d'attaque avec l’augmentation de l’angle d’attaque. Les spectres de bruit mettent en évidence certains pics de fréquence liés à l'instabilité du bulbe lorsque le recollement se produit loin en amont du bord de fuite. Dans le cas où le bulbe est proche du bord de fuite, le spectre se caractérise par un pic tonal marqué. Par ailleurs, la fréquence de ce pic augmente de manière discontinue avec l’augmentation du nombre Mach, rappelant l’augmentation en « échelle » observée expérimentalement par Paterson (1973). Cette tendance est expliquée par la mise en place d'une boucle de rétroaction aéro-acoustique dans la couche de cisaillement décollée du bulbe, et est modélisée théoriquement.Ensuite, l'aéroacoustique d'un rotor bi pales avec profil NACA0012 à corde constante et sans vrillage, opéré à 6000 tour par minutes (RPM) est examinée. Pour us angle de calage 10o et le nombre de Mach de 0,23, les résultats numériques révèlent une topologie d'écoulement complexe sur l’extrados de la pale avec des régions distinctes de séparation, transition laminaire-turbulent et recollement dont l’occurrence dépend du nombre de Rossby local. Par ailleurs, l'écoulement côté intrados reste laminaire avec un décollement proche du bord de fuite. La décomposition orthogonale aux valeurs propres dans l’espace spectral (SPOD) du champ de pression autour de la pale du rotor permet de localiser les sources de bruit ; les fréquences moyennes (10-20 fois la fréquence de passage de pale) proviennent de l'interaction de la pale avec le sillage de la pale précédente, et les hautes fréquence (>20 fois la fréquence de passage de pale) proviennent du passage au niveau du bord de fuite des structures tourbillonnaires formées dans la couche cisaillée décollée. Lorsque l'angle de calage du rotor est réduit à 5o, la topologie de l'écoulement présente une zone de transition laminaire-turbulent réduite à l’extrados et une augmentation de la taille de la zone décollée à l’intrados, conduisant à une contribution accrue du bruit émis au bord de fuite. Enfin, lorsque le nombre de Mach de bout de pale augmente la topologie du bulbe de recirculation laminaire est légèrement modifiée avec un décollement plus précoce et un recollement plus tardif. La SPOD révèle que la majorité des pics tonaux à des fréquences supérieures à 6 fois la fréquence de passage de pale proviennent du bord de fuite.

In the past ten years, the use of small- and medium-size unmanned-air vehicles (UAVs) has rapidly increased to encompass both military and civilian applications. Because most civilian applications are situated close to populated areas, noise is becoming an increasing problem, and as a result, the noise regulations are getting stringent. Numerous studies on UAV noise have shown that the rotor blades, which typically operate at low Reynolds numbers, is one of the main sources of noise. In these flow regimes, large portions of the rotor blade may experience laminar boundary layer separation, transition to turbulence and reattachment, leading to the formation of so-called laminar separation bubbles (LSB). To provide relevant designs of low-noise rotor blades, it is thus necessary to understand the impact of these phenomena on noise generation mechanisms. Large Eddy Simulation (LES), a Navier-Stokes based scale-resolving approach, has the ability to capture the aforementioned phenomena. The goal of the thesis is thus to perform highly resolved LES to identify the sources of noise in 2D airfoils and hovering rotors.First, the aerodynamics and acoustics of a transitional airfoil SD7003 is investigated at various angles of attack and Mach numbers, for a constant Reynolds number of 60,000 using wall-resolved LES. The numerical results show that the LSB exists near the trailing edge (TE) at zero degree angle of attack, but moves closer to the leading edge at higher angles. The far-field noise spectra revealed certain frequency peaks related to the unsteadiness of the LSBs when the LSB reattachment occurred on the surface of the airfoil, away from the trailing edge. In the far-field, the case with LSB near the trailing edge revealed a pure tone. When the Mach number increases at constant Reynolds number, the primary tone frequency appears to scale with velocity, similar to Paterson's ''ladder type'' pattern (1973). This is addressed by the idea of an aero-acoustic feedback loop that exists in the separated shear layer of the LSB, and the analytical expression derived from the theory successfully predicted the primary tone.Then, the aerodynamics and acoustics of a hovering two-bladed NACA0012 rotor at 6000RPM is examined using wall-resolved LES at various angles of attack and Mach numbers, for a constant Reynolds number. The near acoustic field is directly computed using LES while the Ffowcs Williams & Hawkings acoustic analogy is applied to the blade surface to predict far-field noise spectra. For constant pitch angle of 10 degrees with blade tip Mach number of 0.23, the numerical data reveal a complex flow topology over the blade with distinct regions of flow separation, transition and reattachment on the suction side, depending on the local Rossby number. On the other hand, the flow remains laminar with flow separation near the trailing edge on the pressure side. Spectral Proper Orthogonal Decomposition (SPOD) of the pressure field around the rotor blade helped in localizing the noise sources, with mid frequencies (10-20 times the blade passing frequency) arising from the blade interacting with the wake of the preceding blade, and high frequencies (>20 the blade passing frequency) arising from vortical structures developing in the separated shear layer passing the trailing edge. When the pitch angle is reduced from 10 to 5 degrees, the flow topology reveals a reduced area of transitional flow on the suction side and an increase in the size of the separated flow on the pressure side, resulting in an increased contribution from the trailing edge noise. Furthermore, when the Mach number at the blade tip is increased the topology of the separation bubble slightly varies and features earlier separation and delayed reattachment. SPOD revealed that the majority of the tonal peaks at frequencies higher than 6 times the blade passing frequency are radiated by the trailing edge.