Etude des instationnarités sur le profil OALT25

Etude des instationnarités sur le profil OALT25

Résultats expérimentaux

L’objet de cette section est de résumer les résultats expérimentaux obtenus par Brion et al. [20] dans le cadre du projet BUTERFLI. Des résultats supplémentaires venant de la même expérience, non encore publiés, seront aussi présentés pour servir de support à l’étude de stabilité. 

Configuration expérimentale

Cette expérience a eu lieu dans la soufflerie S3Ch de l’ONERA de Meudon. Cette soufflerie peut atteindre des nombres de Mach allant de 0.1 à 1.2 permettant ainsi de faire des études d’écoulements transsoniques. Le Mach dans la veine de test est maintenu constant par un col sonique placé à l’aval de celle-ci permettant d’avoir ∆M = 10−3 . La soufflerie opère à pression atmosphérique et à une température d’arrêt maintenue constante à Ti = 316K. Le nombre de Reynolds basé sur le corde de la maquette est alors de Re = 3.106 . La veine a une section rectangulaire avec une hauteur de 0.763m et une largeur de 0.804m. La longueur de la veine est de 2.2m. Les parois du dessus et du dessous sont déformables dans le but de reproduire des conditions d’écoulements en condition non confinée, minimisant ainsi les nuisances dues à la présence des parois en garantissant un nombre de Mach et une incidence constants au niveau de la maquette.  Figure 7.1 Section du profil OALT25 (ligne continue) comparée à celle du profil OAT15A (ligne pointillée) utilisé par Jacquin et al. [62]. Sur le profil OALT25 sont placés les capteurs de pression statique (en trait vertical bleu) et les capteurs de pression instationnaire (en croix rouge). La maquette est le profil OALT25 (ONERA). Il s’agit d’un profil laminaire d’épaisseur relative 12.18% de corde avec un culot d’épaisseur 0.5% de corde. La corde est de 230mm. L’aile est fixée dans la veine par l’extérieur, il n’y a donc pas de support dans la zone de test. Les supports extérieurs permettent de changer l’incidence de l’aile par incrément de 0.5 ◦ . Lors des tests, l’angle d’incidence a été changé entre [0.5 ◦ , 4 ◦ ]. A chaque angle d’incidence le nombre de Mach a été varié entre [0.69, 0.8]. Différentes prises de pression ont étés placées sur la maquette entre x/c = 0.2 et x/c = 1. Des capteurs de pression sont également implantés pour x/c > 0.3. La pression des capteurs kulite est mesurée à une fréquence de 10kHz pendant 40s et filtrée pour ne laisser que les fréquences inférieures à 4kHz. La Figure 7.1 montre la position des différents capteurs. Une photo de la veine est montrée dans la figure 7.2. Elle montre que l’aile (notée (a) sur l’image) est fixée par les cotés. Elle montre aussi des hublots sur les cotés qui permettent les accès optiques (b). L’écoulement est suivi par des visualisations Schlieren acquises à 6000Hz. Afin de vérifier que la couche limite était bien laminaire avant l’interaction avec le choc, des caractérisations par thermographie infrarouge ont été faites grâce à la hublot IR (d) et en utilisant l’image de l’extrados par réflexion sur la paroi haute de la veine. Cette arrangement permet de voir environ un quart de la section du profil comme indiqué sur la figure 7.2 (e). La caméra infrarouge est le modèle SC5000 de FLIR. La résolution du capteur est de 640 par 512 pixels et de 20mK en température. Elle est sensible aux longueurs d’ondes comprises entre 2.5 et 5.1µm. Cette caméra filme à une fréquence de 100Hz avec un temps d’exposition de 1µs. Pour augmenter l’émissivité de la maquette celle-ci a été peinte en noire. Enfin, des tests ont également été faits en déclenchant la turbulence avant l’interaction avec le choc à x/c = 0.07 donnant deux configurations de couche limite différentes (laminaire ou turbulente). Les rubans de rugosités ont une épaisseur de 0.1mm. Il est aussi à noter que la transition est déclenchée à l’intrados dès x/c = 0.07 pour tous les tests.

Résultats expérimentaux Position moyenne du choc

Les mesures de pression prises sur la maquette permettent d’estimer la position du choc grâce au saut de pression que celui-ci implique. La position du choc en fonction de Mach pour une incidence de 4 ◦ dans le cas où la transition se fait naturellement peut être vue sur la figure 7.3 (a) et dans le cas où la transition est déclenchée à x/c = 0.07 sur la figure 7.3 (b). On remarque qu’à cette incidence le choc est présent dès M = 0.71. Dans le cas turbulent (c’est à dire quand la transition est déclenché à x/c = 7%), on observe d’abord un plateau de pression puis une baisse brutale de Cp représentative de la position du choc. Enfin, la pression augmente (la courbe baisse) continument jusqu’au bord de fuite. Dans le cas de la transition naturelle, on constate un plateau suivit d’une légère baisse avant une partie où Cp est presque constant. Il survient alors une chute brutale de la courbe représentant la position du choc. Cette forme du Cp est caractéristique d’une séparation laminaire. On remarque que dans le cas de faible Mach (M = 0.71), le Cp remonte légèrement avant de redescendre jusqu’au bord de fuite. Les différences principales entre le cas laminaire et turbulent sont : • Le choc est beaucoup plus proche du bord d’attaque dans le cas turbulent (xs ∼ 0.4) que dans le cas laminaire (xs ∼ 0.6). 1Figure 7.3 Pression moyenne autour du profil à incidence 3.5 ◦ . (a) dans le cas laminaire, (b) dans le cas où la transition est déclenchée à x/c = 0.07. • Le plateau de pression avant le choc est plus élevé dans le cas laminaire que dans le cas turbulent. Ceci indique une plus forte accélération de l’écoulement à l’extrados dans le cas laminaire que dans le cas turbulent. Cela s’explique par la présence d’une couche limite plus fine. • L’écoulement subit une petite compression en amont du choc dans le cas laminaire qui est inexistante dans le cas turbulent, • L’écoulement est plus détaché au niveau du bord de fuite dans le cas turbulent que dans le cas laminaire comme l’indique la plus faible pression présente dans cette configuration. • On remarque que dans le cas turbulent, la position du choc est presque constante en fonction du Mach. En revanche, dans le cas laminaire, le choc se déplace vers le bord de fuite quand le Mach augmente. Il apparaît qu’à partir de M = 0.74 le choc ne bouge presque plus en fonction du Mach. Mouvement du choc On s’intéresse maintenant au mouvement du choc en fonction du temps pour M = 0.735 et à 4 ◦ d’incidence. La séquence d’environs 15ms est montrée dans la figure 7.4 pour le cas turbulent. Ces images sont centrées sur la zone x/c ∈ [0.2, 1.1]. Dans le cas turbulent, on constate que le choc se dirige vers le bord d’attaque entre les images 1 à 4. Sur la figure 4, on observe que le choc est à sa position la plus proche du bord de fuite et qu’il est à son maximum d’intensité. Sur les images 4 et 5 on remarque que l’écoulement se sépare avant le choc alors que dans les autres images la séparation se fait au pied du choc. Cette séparation massive a pour conséquence de réduire la portance de l’aile et 7.1 Résultats expérimentaux 145 Figure 7.4 Séquence temporelle des Schlieren sur une période de 15ms montrant la dynamique du choc dans le cas turbulent à M = 0.735 et à incidence 4 ◦ . La taille de la grille est d’environ 8% de corde. L’image est issue de Brion et al. [20]. agit comme si on avait diminué l’incidence. C’est pourquoi le choc se déplace vers l’amont. La séparation restant importante (image 5 à 8). Aux images 7 et 8, le choc est revenu à sa position initiale. Il a perdu en intensité, le gradient de pression est donc plus faible, ce qui entraine le ré-attachement de la couche limite. L’écoulement se caractérise à nouveau par la configuration de l’image 1 et part dans un cycle périodique avec une fréquence d’environ 70Hz. On constate aussi que si la dynamique semble essentiellement 2D, il existe tout de même des petites variations transverses quand l’écoulement est massivement séparé. Ceci n’est pas surprenant puisqu’un écoulement massivement séparé est intrinsèquement 3D. Par comparaison de la dynamique décrite ci-dessus avec la littérature présentée dans le chapitre 2, on constate que l’on est dans le cas d’un buffet de Type IIA (voir Tijdeman [119]) puisque le choc a un mouvement sinusoïdal, mais qu’il ne disparaît pas et ne sort pas du profil. De plus le fait que le choc avance en s’intensifiant jusqu’à provoquer une séparation massive, point où il commence à reculer en s’affaiblissant, est en accord avec les observations de Pearcey et al. [92]. La fréquence de 70Hz est dans la gamme typique du buffet (voir, par exemple, Jacquin et al. [62]) .