Insights into transitional supersonic boundary layers : DNS investigations and streak control strategies

Transition dans les couches limites supersoniques : simulations numériques directes et contrôle par stries

• Auteur / Autrice : Muhittin Celep
• Direction : Abdellah Hadjadj, Mostafa Safdari Shadloo
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Mécanique des fluides, énergétique, thermique, combustion, acoustique
• Date : Soutenance le 01/07/2024
• Etablissement(s) : Normandie
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale physique, sciences de l’ingénieur, matériaux, énergie (Saint-Etienne du Rouvray, Seine Maritime)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Complexe de recherche interprofessionnel en aérothermochimie (Saint-Etienne-du-Rouvray, Seine-Maritime ; 1967-....)
• Partenaire(s) de recherche : Établissement co-accrédité : Institut national des sciences appliquées Rouen Normandie (Saint-Etienne-du-Rouvray ; 1985-....)
• Jury : Président / Présidente : Luc Vervisch
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Abdellah Hadjadj, Mostafa Safdari Shadloo, Guillaume Lehnasch, Olivier Chazot, Taraneh Sayadi
• Jury : Rapporteurs / Rapporteuses : Guillaume Lehnasch, Olivier Chazot

Mots clés

Mots clés contrôlés

Écoulement laminaire

Simulation numérique directe

Écoulement instationnaire (dynamique des fluides)

Couche limite -- Contrôle

Aérodynamique supersonique

Mots clés libres

Analogie de Reynolds

Analyse de stabilité linéaire

Emploi de stries

Nombre de Stanton

Boundary layer instabilities

Direct numerical simulation

Laminar breakdown

Linear stability analysis

Stanton number

Supersonic boundary layer

Reynolds analogy

Transition

Transition control

Streak employment

Résumé

Dans les écoulements à haute vitesse, une traînée visqueuse élevée et des charges thermiques importantes sont des conséquences inhérentes sur les corps aérodynamiques. Ces effets augmentent de manière significative pendant la phase de transition lorsque la couche limite devient turbulente. Afin de réduire les risques de dommages mécaniques et de défaillances liées à la fatigue, des systèmes de protection thermique sont intégrés aux véhicules, ajoutant de la complexité aux aspects techniques et économiques de la conception. La solution réside dans l’acquisition d’une compréhension approfondie des mécanismes de transition et le développement de systèmes de contrôle pour prolonger la couche limite laminaire le long de la surface du véhicule. De nombreuses techniques de contrôle actives et passives peuvent être utilisées pour le contrôle de la transition, parmi lesquelles la méthode de l’emploi de stries émerge comme une approche particulièrement prometteuse. Cette méthode consiste à générer des stries étroitement espacées dans la direction de l’envergure, créant des zones alternées de haute et basse vitesse dans le champ d’écoulement. Bien que la méthode ait été testée récemment dans des écoulements supersoniques, démontrant son efficacité pour retarder la transition, sa pertinence doit être évaluée plus avant. Dans ce travail de recherche, des cas de DNS sont réalisés dans des régimes supersoniques et près-hypersoniques. Les stries sont introduites à l’aide d’une bande de soufflage/aspiration placée sur la paroi avant celle de la perturbation qui est utilisée pour déclencher la transition de manière “contrôlée”, forcée par une perturbation à une seule fréquence et longueur d’onde. L’enquête à Mach 2.0 confirme que les stries avec cinq fois la longueur d’onde fondamentale sont les plus bénéfiques pour le contrôle de la transition. De plus, le refroidissement améliore l’efficacité de la méthode, tandis que le chauffage détériore considérablement la capacité de contrôle des stries. La condition murale isotherme n’altère pas l’impact stabilisateur comparable de la déformation du flux moyen (DFM) et de la partie 3D du contrôle à Mach 2.0. Cependant, à Mach 4.5, tant le type d’instabilité que les caractéristiques des stries changent de manière significative. L’impact stabilisateur de la DFM devient presque absent, et la partie 3D du contrôle prédomine, les caractéristiques des stries n’étant plus considérées comme indépendantes de leur amplitude de perturbation initiale.

In high-speed flows, elevated viscous drag and thermal loads are inherent outcomes over aerodynamic bodies. These effects escalate substantially during the transition phase when the boundary layer becomes turbulent. To mitigate potential mechanical damage and fatigue-related failures, thermal protection systems are integrated into vehicles, adding complexity to the technical and economic aspects of design. The solution lies in gaining a comprehensive understanding of transition mechanisms and developing control systems to prolong laminar boundary layer along the vehicle’s surface. Numerous active and passive control techniques can be employed for transition control, with the streak employment method emerging as a particularly promising approach. This method involves generating narrowly spaced streaks in the spanwise direction, creating alternating high and low-speed regions in the flow field. Although the method has only recently been tested in supersonic flows, demonstrating its effectiveness in delaying transition, its suitability needs to be assessed further. In this research work, direct numerical simulations are performed in supersonic and near-hypersonic regimes. Streaks are introduced through a blowing/suction strip placed at the wall prior to that of the perturbation which is used to trigger transition in a “controlled” fashion, forced by a single frequency and wavenumber disturbance. The investigation at Mach 2.0 confirms that streaks with five times the fundamental wavenumber are most beneficial for transition control. Additionally, cooling enhances the method’s effectiveness, while heating severely deteriorates the capability of control streaks. The isothermal wall condition does not alter the comparable stabilizing impact of the mean flow deformation (MFD) and the 3-D part of the control at Mach 2.0. However, at Mach 4.5, both the type of instability and the characteristics of the streaks change significantly. The stabilizing impact of the MFD becomes nearly absent, and the 3-D part of the control predominates, with the characteristics of the streaks no longer considered independent of their initial disturbance amplitude.