Étude numérique des effets de la compressibilité sur le transfert de chaleur dans un système antigivre à air chaud

Les constructeurs d’avions sont tenus par la réglementation de certifier leurs avions contre la formation du givre en vol. Parmi les systèmes de protection contre la formation de glace en vol, il y a les systèmes d’antigivrage à air chaud dans les avions à turboréacteurs. En général, un tube piccolo assure la circulation de l’air chaud à l’intérieur du bord d’attaque des ailes. Dans les systèmes antigivre à air chaud qui utilisent le tube piccolo, une série de buses percées dans un tube principal permet de distribuer l’air chaud le long de l’envergure de l’aile. Le débit d’air dans le jet est limité par l’onde de choc qui se forme au niveau des buses. Le jet est subsonique, mais compressible. Ce mémoire présente l’effet de la compressibilité sur le transfert de chaleur dans un système antigivre à air chaud. Le code commercial ANSYS-CFX version 11 est utilisé dans le présent mémoire pour le calcul du coefficient de convection sous forme de nombres de Nusselt local et moyen. Le code est d’abord validé à l’aide d’un écoulement permanent laminaire en 2D. La géométrie est un jet confiné dans un canal rectangulaire et puisque la géométrie est simple, un maillage structuré est utilisé. Le calcul du coefficient de friction permet de comparer les résultats avec les résultats d’autres codes et méthodes numériques. La deuxième étape consiste à valider l’écoulement en régime permanent pour un écoulement turbulent, toujours avec la même géométrie. La comparaison des résultats obtenus avec les quelques différents modèles de turbulence a permis d’opter pour le modèle ω−k selon Wilcox (1993). La discrétisation de la couche limite au niveau du mur impacté est crucial. La couche limite est représentée par des éléments très fins et ils sont choisis de telle sorte à avoir un y+ dans un intervalle acceptable pour ne pas appliquer de loi de paroi au mur. Les courbes du nombre de Nusselt local obtenues concordent bien avec les autres courbes expérimentales et numériques trouvées dans la littérature. Une fois les paramètres de simulation établis pour un écoulement turbulent en 2D, ANSYS-CFX est testé pour un écoulement 2D compressible en subsonique. L’effet de la compressibilité sur le transfert de chaleur dans le cas d’un jet d’air chaud impactant une paroi peut donc être établie et servira de référence pour nos calculs en 3D. Les valeurs des courbes du nombre de Nusselt tendent à augmenter avec le nombre de Mach, tout en gardant la même distribution. L’effet du nombre de Mach et différent de l’effet du nombre de Reynolds en incompressible. Les étapes précédentes nous ont permis d’entamer la dernière phase de ce mémoire. Les données de validation utilisées en 3D sont basées sur l’expérience de Bunker et Metzger (1990), qui modélisent une ligne de jets circulaires impactants une géométrie semblable à un bord d’attaque d’une aile d’avion. Le domaine de calcul est discrétisé en éléments non structurés tétraédrique. La couche limite est représentée par des éléments prismatiques de manière à avoir un y+ inférieur à 2,5. Le nombre de Nusselt moyenné dans la direction de l’envergure est utilisé pour la comparaison. Les contours du nombre de Nusselt sur le bord d’attaque montrent que le Nusselt local maximum se trouve au point d’impact du jet. Les courbes du nombre de Nusselt moyen permettent de constater qu’il n’y a pas de maximum secondaire puisque la distance entre le bord d’attaque et la plaque est grande. L’étude des effets de compressibilité permet de constater que le maximum au point de stagnation augmente avec le nombre de Mach comme dans le cas de l’écoulement 2D. Les effets de compressibilité sont cependant limités à la zone d’impact. Le nombre de Mach chute rapidement dans le cône du jet, avant l’impact du jet sur le bord d’attaque. Par conséquent, les valeurs de Nusselt sont pratiquement indépendantes du nombre de Mach loin de cette zone. L’influence du nombre de Reynolds est plus importante que l’effet du nombre de Mach. Le cas 3D s’avère très complexe et présente plusieurs vortex dans toutes les directions. Comparativement aux résultats expérimentaux, nos résultats ne correspondent pas parfaitement à la courbe expérimentale. Mais la prédiction numérique d’ANSYS-CFX11 reste acceptable pour un tel écoulement subsonique et compressible en 3D.

Level thesis:degree_level

masters

Grantor dc:publisher

École de technologie supérieure

Year dc:date

2009

Author dc:creator

• Hannat, Ridha

• Chaleur Transmission. Compressibilité. Générateurs d'air chaud. Turbulence. ansys-cfx11, antigivre, avion, cfx, compressible, glace, jet, systeme, vol

Language dc:language

fr

Identifier

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