Etude du refroidissement par impact de jets à travers une paroi ...

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Submitted on 30 Mar 2010

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Etude du refroidissement par impact de jets traversune paroi mince et avec un coulement cisaillant amont :

application aux aubes de turbinesDaniel Thibault

To cite this version:Daniel Thibault. Etude du refroidissement par impact de jets travers une paroi mince et avec uncoulement cisaillant amont : application aux aubes de turbines. Sciences de lingnieur [physics].ISAE-ENSMA Ecole Nationale Suprieure de Mcanique et dArotechique - Poitiers, 2009. Franais.
https://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00468258https://hal.archives-ouvertes.fr

THSE

Pour lobtention du grade de

DOCTEUR DE LCOLE NATIONALESUPRIEURE DE MCANIQUE ETDAROTECHNIQUE DE POITIERS

(Diplme National - Arrt du 7 aot 2006)

cole doctorale: Sciences pour lIngnieur et Aronautique

Secteur de recherche : Mcanique des milieux fluides et nergie, Thermique, Combustion

Prsente par

Daniel THIBAULT

TUDE DU REFROIDISSEMENT PAR IMPACTDE JETS TRAVERS UNE PAROI MINCE ET

AVEC UN COULEMENT CISAILLANT AMONT :APPLICATION AUX AUBES DE TURBINES

Directeur de thse : va DORIGNAC

Soutenue le 4 Dcembre 2009Devant la Commission dExamen

JURY

M. J.-B. SAULNIER Professeur lENSMA Poitiers ExaminateurM. T. ARTS Professeur lInstitut von Karman Bruxelles RapporteurM. F. LEBUF Professeur lcole centrale de Lyon RapporteurM. L. DESCAMPS Ingnieur SNECMA Moteurs Villaroches ExaminateurMme. E. DORIGNAC Matre de Confrences lIUT de Poitiers ExaminateurM. M. FNOT Matre de Confrences lENSMA Poitiers Examinateur

Remerciements

Je tiens remercier le Laboratoire dtudes Thermiques de lcole Nationale Sup-

rieure de Mcanique et dArotechnique, et notamment Mr Daniel PETIT et Mr Denis

LEMONNIER, les directeurs de ce laboratoire qui mont acceuilli et mont offert la possi-

bilit deffectuer cette thse dans les meilleures conditions. Je remercie videmment Mme

va DORIGNAC, ma directrice de thse, ainsi que Mr Matthieu FNOT et Mr Gildas

LALIZEL pour mavoir encadr pendant ces trois annes et pour leur patience, leur dispo-

nibilit, leurs encouragements et surtout leur confiance. Merci Mr Christophe SCHOL-

TS et Mr Laurent DESCAMPS, ingnieurs la SNECMA Villaroche qui, durant ces

trois annes, ont fait preuve de beaucoup de comprhension et de confiance galement

pour mener bien cette tude. Je noublie pas Mr Jean-Jacques VULLIERME qui tait

prsent linitiation de ce projet et qui a fait normment pour sa ralisation.

Les membres de lquipe technique au grand complet mritent galement toute ma

reconnaissance pour mavoir soutenu dans ce projet avec une bonne humeur et un en-

thousiasme constant. Beaucoup des enseignements que jai reus pendant ces trois annes

sont dus leur capacit partager leur savoir-faire. Je voudrais remercier galement Mme

Catherine LAVALLADE, secrtaire du laboratoire, pour son efficacit unanimement re-

connue et sa bonne humeur galement constante. Toutes ces personnes ont permi le bon

droulement de ma thse quel que soit leur degr dinvestissement.

Je tiens remercier galement les nombreux chercheurs et enseignants-chercheurs avec

qui jai pu changer normment, et ce en toute simplicit. Ces remerciements sadressent

aussi aux doctorants du laboratoire qui ont fortement contribu la trs bonne ambiance

qui a rgn sur ces trois annes. Jespre vous laisser tous un souvenir aussi agrable

que celui que vous me laisser.

Enfin, je pense Cline, mon soutien au quotidien qui a vcu (support ?) cette thse

travers moi et qui a t mon moteur dans les moments les plus durs.

i

Table des matires

Table des figures vii

Liste des tableaux xiii

Liste des symboles xv

Introduction gnrale 1

Contexte industriel et problmatique . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1

Techniques de refroidissement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4

Contexte de ltude . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7

Organisation du mmoire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7

I tude bibliographique 9

1 Jet unique en impact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9

1.1 Structure du jet libre . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9

1.2 Structure du jet en impact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11

1.3 Transferts de chaleur . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

1.3.1 Distance dimpact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13

1.3.2 Gomtrie de linjection . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13

1.3.3 Confinement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14

1.3.4 Angle dincidence . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15

1.3.5 Autres paramtres . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

2 Courbure de la plaque dimpact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

2.1 Surface dimpact convexe . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

2.1.1 Aspects arodynamiques . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

2.1.2 Transferts de chaleur . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17

2.2 Surface dimpact concave . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

iii

Table des matires

2.2.1 Aspects arodynamiques . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

2.2.2 Transferts de chaleur . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

3 Cas de plusieurs jets en impact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

3.1 Aspects arodynamiques . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

3.1.1 Interaction entre jets contigus avant impact . . . . . . . . 22

3.1.2 Interaction entre jets muraux . . . . . . . . . . . . . . . . 23

3.1.3 Interaction avec recirculation . . . . . . . . . . . . . . . . 24

3.2 Transferts de chaleur . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

3.2.1 Petites distances dimpact . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

3.2.2 Grandes distances dimpact . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

4 Conclusion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

II Dispositifs dessais et mthodes exprimentales 29

1 tude de limpact dun jet unique sur plaque plane . . . . . . . . . . . . . 31

1.1 Montage exprimental . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31

1.1.1 Veine dessai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31

1.1.2 Contrle et mesure des dbits . . . . . . . . . . . . . . . . 35

1.1.3 Plaque dimpact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37

1.2 Mthode danalyse thermique . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38

1.2.1 Thermographie infrarouge . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38

1.2.2 Bilan de flux thermique . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

1.2.3 Dtermination des changes convectifs en face avant . . . 41

1.2.4 Incertitudes de mesures . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43

1.3 Mthode des plans dexpriences . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48

1.3.1 Choix du plan dexpriences . . . . . . . . . . . . . . . . . 48

1.4 Mesures de vitesse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54

2 tude dune range de jets en impact sur une paroi concave . . . . . . . . 58


2.1.1 Veine dessai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58


2.1.3 Plaque dimpact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62


2.3 Plan dexpriences . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66

3 Configuration schmatique dune aube de turbine . . . . . . . . . . . . . . 68


iv

Table des matires

3.1.1 Veine dessai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 68


3.1.3 Plaque dimpact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73


4 Conclusions intermdiaires . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77

III Rsultats exprimentaux 79

1 Jet unique en impact sur plaque plane . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80

1.1 Dispositif exprimental . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80

1.2 Analyse thermique . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80

1.2.1 Nombres de Nusselt moyen et local . . . . . . . . . . . . . 81

1.2.2 Distribution radiale du nombre de Nusselt . . . . . . . . . 92

1.2.3 Corrlations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102

1.2.4 Conclusions intermdiaires . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109

1.3 Analyse arodynamique . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109

1.3.1 Comparaison arothermique . . . . . . . . . . . . . . . . . 122

1.3.2 Conclusions intermdiaires . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126

2 Range de jets en impact sur une paroi concave . . . . . . . . . . . . . . . 127

2.1 Dispositif exprimental . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127

2.2 Plan dexpriences . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128


2.3.1 Dfnition des valeurs dintrt . . . . . . . . . . . . . . . . 129

3 Configuration schmatique dune aube de turbine . . . . . . . . . . . . . . 134

3.1 Veine dessai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134


Conclusion gnrale et perspectives 139

Rfrences bibliographiques 143

A Mthodologie des plans dexprience 149

B Cartographies et distributions du nombre de Nusselt 165

v

Table des matires

vi

Table des figures

Introduction gnrale 1

1 Prsentation dun turboracteur . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2

2 Consommation spcifique et pousse spcifique . . . . . . . . . . . . . . 2

3 volution des systmes de refroidissement . . . . . . . . . . . . . . . . . 3

4 Refroidissement par convection interne force . . . . . . . . . . . . . . . 4

5 Refroidissement par film . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5

6 Refroidissement par impact de jets . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6

7 Reprsentation dune aube et de ses systmes de refroidissement . . . . . 6

tude bibliographique 9

I.1 Structure gnrale du jet libre . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10

I.2 Schma dun jet en impact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11

I.3 Structures tourbillonnaires primaires et secondaires . . . . . . . . . . . . 12

I.4 Influence de la distance dimpact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13

I.5 Principe du confinement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14

I.6 Influence du confinement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15

I.7 Influence de langle dincidence . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15

I.8 Visualisation de lcoulement sur une paroi convexe . . . . . . . . . . . . 18

I.9 Visualisation de lcoulement sur une paroi concave . . . . . . . . . . . . 19

I.10 Influence de la courbure . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

I.11 Zones dinteraction entre plusieurs jets . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

I.12 Interaction entre jets muraux . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

I.13 Interaction avec recirculation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

I.14 change de chaleur avec plusieurs jets . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

vii

Table des figures

Dispositifs dessais et mthodes exprimentales 29

II.1 Aubage et chemise . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30

II.2 Schmas dune aube . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31

II.3 Schma de la veine dessai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32

II.4 Photographies du dispositif exprimental . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33

II.5 Schma du dispositif exprimental . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34

II.6 Courbe dtalonnage des dbitmtres venturi . . . . . . . . . . . . . . . . 36

II.7 Plan de la plaque chauffante . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37

II.8 Bilan des diffrents flux thermiques sur la plaque dimpact . . . . . . . . 39

II.9 Coefficient dchange convectif arrire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40

II.10 Dtermination de hav et de Tadiab . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42

II.11 Exemples de cartographies des grandeurs hav/h0, Tadiab et r2 . . . . . . . 43

II.12 Histogramme des diffrents flux thermiques . . . . . . . . . . . . . . . . 45

II.13 Exemple des incertitudes des grandeurs en face avant . . . . . . . . . . . 46

II.14 Exemple de rgression linaire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47

II.15 Exemple de rgression linaire sur 2 lots de valeurs . . . . . . . . . . . . 53

II.16 Exemple darrangement exprimental dans une soufflerie . . . . . . . . . 55

II.17 Synchronisation de la camra avec le pulse laser . . . . . . . . . . . . . . 55

II.18 Familles de plans PIV . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57

II.19 Vue schmatique de la veine dessai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59

II.20 Vue CAO de la veine dessai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60

II.21 Photographie du dispositif exprimental (sans la plaque dimpact) . . . . 60



II.24 Positions de la camra pour les mesures infrarouge . . . . . . . . . . . . 63

II.25 Distribution du coefficient dchange en face arrire . . . . . . . . . . . . 64

II.26 Distributions de hav/h0, Tadiab, r2 et des incertitudes . . . . . . . . . . . 65

II.27 Schma du bloc dinjection . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69


II.29 Numrotation des orifices dinjection . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71

II.30 Rpartition des dbits dans les injecteurs . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72


II.32 Positions de la camra pour les mesures de temprature . . . . . . . . . 74

II.33 Distribution du coefficient dchange en face arrire . . . . . . . . . . . . 75

II.34 Distributions de hav/h0, Tadiab, r2 et des incertitudes . . . . . . . . . . . 76

viii

Table des figures

Rsultats exprimentaux 79

III.1 Schma de la veine dessai . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81

III.2 Coefficient dchange convectif avant . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83

III.3 Surface quivalente un disque de rayon 5D . . . . . . . . . . . . . . . . 84

III.4 Influence des diffrents paramtres . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87

III.5 Faiblesse et absence dinfluence de lcoulement secondaire . . . . . . . . 88

III.6 Rponses des paramtres influents . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90

III.7 Zone de contournement du jet par lcoulement secondaire . . . . . . . . 91

III.8 Influence de lcoulement principal sur le dveloppement du jet . . . . . 92

III.9 Rpartition des points de stagnation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93

III.10 Exemple de profil radial . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94

III.11 Paramtres caractristiques des profils moyens . . . . . . . . . . . . . . . 95

III.12 Influences pour Nu0, k, (r/D)1/2 et f . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98

III.13 Rponses des paramtres non influents . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100

III.14 Rponses des paramtres influents . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101

III.15 Schmatisation des diffrentes tapes pour lobtention de corrlations . . 103

III.16 Comparaison des distributions radiales du nombre de Nusselt . . . . . . 105

III.17 Comparaison des distributions radiales du nombre de Nusselt . . . . . . 106

III.18 Systmes dinjection tudis par Brevet [8] . . . . . . . . . . . . . . . . . 107

III.19 Comparaison des profils du nombre de Nusselt . . . . . . . . . . . . . . . 107

III.20 Cartographie et profils selon les axes x et y du nombre de Nusselt . . . . 108

III.21 Familles de plans PIV . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111

III.22 Plan chemiseXY . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112

III.23 Plan chemiseYZ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 113

III.24 Structure gnrale du jet libre . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114

III.25 Schma dun jet en impact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114

III.26 Caractrisation dun jet libre . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115

III.27 Caractrisation de la zone de stagnation . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116

III.28 Familles de plans PIV entreferXZ et entreferYZ . . . . . . . . . . . . . . 116

III.29 Plan entreferXZ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118

III.30 Plan entreferYZ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119

III.31 Plan enteferXY . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121

III.32 Nombre de Nusselt et composantes axiales de la vitesse . . . . . . . . . . 123

III.33 Schma dun jet aliment par un coulement cisaillant . . . . . . . . . . 124

III.34 Profils de la vitesse et de lintensit turbulente . . . . . . . . . . . . . . . 125

ix

Table des figures

III.35 Vue en coupe du dessus de la veine dessai . . . . . . . . . . . . . . . . . 127

III.36 Cartographie du nombre de Nusselt pour Reinj=5 000 et H/D=2 . . . . 129

III.37 Profils des nombres de Nusselt selon laxe y et labscisse s . . . . . . . . 131

III.38 Effets des influences principales et de linteraction entre facteurs . . . . . 133

III.39 Schma du bloc dinjection . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134

III.40 Rpartition du coefficient dchange convectif . . . . . . . . . . . . . . . 135

III.41 Rpartition du coefficient dchange convectif . . . . . . . . . . . . . . . 136

Mthodologie des plans dexprience 149

A.1 Exemple de plan classique . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151

A.2 Comparaison dun plan classique et dun plan dexpriences . . . . . . . 154

Cartographies et distributions du nombre de Nusselt 165

B.1 H/D=2, Rechem=20 000, e/D=0,8, Reent=0 et Reinj=5 000 . . . . . . . 166

B.2 H/D=2, Rechem=20 000, e/D=1, Reent=500 et Reinj=15 000 . . . . . . 166

B.3 H/D=2, Rechem=20 000, e/D=1,2, Reent=1 000 et Reinj=23 000 . . . . 166

B.4 H/D=2, Rechem=40 000, e/D=0,8, Reent=500 et Reinj=23 000 . . . . . 167

B.5 H/D=2, Rechem=40 000, e/D=1, Reent=1 000 et Reinj=5 000 . . . . . . 167

B.6 H/D=2, Rechem=40 000, e/D=1,2, Reent=0 et Reinj=15 000 . . . . . . 167


B.8 H/D=2, Rechem=60 000, e/D=1, Reent=0 et Reinj=23 000 . . . . . . . 168





B.13 H/D=4, Rechem=40 000, e/D=0,8, Reent=1 000 et Reinj=5 000 . . . . . 170









x

Table des figures





B.26 H/D=5, Rechem=60 000, e/D=1, Reent=1 000 et Reinj=15 000 . . . . . 174


B.28 H/D=6, Rechem=20 000, e/D=0,8, Reent=0 et Reinj=5 000 . . . . . . . 175


















B.46 H/D=10, Rechem=20 000, e/D=0,8, Reent=1 000 et Reinj=15 000 . . . 181





B.51 H/D=10, Rechem=40 000, e/D=1,2, Reent=1 000 et Reinj=15 000 . . . 182


B.53 H/D=10, Rechem=60 000, e/D=1, Reent=1 000 et Reinj=15 000 . . . . 183


xi

Table des figures

xii

Liste des tableaux

Dispositifs dessais et mthodes exprimentales 29

II.1 Caractristiques des dbitmtres . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36

II.2 Caractristiques de la camra . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38

II.3 Incertitudes estimes des grandeurs de mesure . . . . . . . . . . . . . . . 44

II.4 Table L27(3)13 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49

II.5 Plan dexpriences de ltude thermique . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51

II.6 Plan dexpriences de la deuxime tude . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66

II.7 Rpartition des dbits dans les injecteurs . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72

Rsultats exprimentaux 79

III.1 Plan dexpriences de ltude thermique . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82

III.2 Plan dexpriences pour Nu0 et Nu5D . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86

III.3 Rapport des variances pour les diffrents facteurs . . . . . . . . . . . . . 88

III.4 Plan dexpriences pour Nu0, k, (r/D)1/2 et f . . . . . . . . . . . . . . . 97

III.5 Rapport des variances pour les diffrents facteurs . . . . . . . . . . . . . 99

III.6 Plan dexpriences de la deuxime tude . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128

III.7 Rsultats de la deuxime tude . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132

Mthodologie des plans dexprience 149

A.1 Exemple de plan dexpriences complet . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152

A.2 Table L27(3)13 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156

A.3 Tableau des interactions de la table L27(3)13 . . . . . . . . . . . . . . . . 157

A.4 Extrait de la table de SNEDECOR aux risques 0,05 . . . . . . . . . . . . 163

xiii

Liste des tableaux

xiv

Liste des symboles

D (ou d, 2b) Diamtre de linjecteur m

e paisseur de la paroi dinjection m

h Coefficient dchange convectif h = q/(Tp Tref ) Wm2K1

H (ou Z, L) Distance dimpact m

Nu Nombre de Nusselt Nu = hDh/air

P Pression Pa

p Pas entre deux trous dune mme range m

Q Dbit massique kg.s1

r2 Coefficient de corrlation

Re Nombre de Reynolds Re = V Dh/

S Section m2

s Abscisse curviligne m

T Temprature K

u(a) Incertitude sur la variable a

U, V,W Vitesses suivant les axes x, y et z respectivement ms1

u, v, w Vitesses fluctuantes suivant les axes x, y et z respectivement ms1

x, y, z Coordonnes spatiales m

Lettres grecques

missivit

xv

Nomenclature

Conductivit thermique Wm1K1

Viscosit dynamique kgm1s1

q Densit de flux Wm2

Masse volumique kg.m3

Constante de Stefan-Boltzmann W.m.K4

Indices

adiab Paroi adiabatique

arr Arrire

chem Chemise

conv Convectif

ent Entrefer

av Avant

inj Injection

amb Ambiant

p Paroi

rad Radiatif

ref Rfrence

xvi

Introduction gnrale

Les objectifs damlioration des performances du turboracteur ont conduit la concep-

tion de composants dots de meilleurs rendements ainsi qu une augmentation des temp-

ratures de sortie de compresseur haute pression et de la temprature de sortie de chambre

de combustion. Ces volutions se sont traduites dans le domaine arothermique par des

objectifs damlioration de la qualit des simulations numriques, mais aussi damlio-

ration des performances des systmes de refroidissement. Limpact de jet est lune des

mthodes privilgie et trs rpandue dans diffrents processus industriels (dgivrage de

bord dattaque des ailes, refroidissement de composants lectroniques, . . .) car elle permet

des taux levs dchange de chaleur et de masse. Cette tude sintresse la technique

dimpact de jet dans le but de lappliquer au refroidissement des aubes de turbine.

Contexte industriel et problmatique

Le fonctionnement dun turboracteur peut tre prsent de manire relativement

simple (figure 1). De grandes quantits dair sont aspires par un compresseur qui va

graduellement augmenter sa pression. Lair comprim est ensuite envoy dans une chambre

de combustion o il est mlang du krosne de manire constituer un mlange explosif.

Ce mlange, aprs combustion, produit une grande quantit de gaz chauds violemment

jects vers la tuyre. Ces gaz entranent simultanment une turbine qui actionne les

compresseurs grce un axe central qui les lie.

Les performances dun moteur sont notamment values au travers de deux paramtres

primordiaux et interdpendants :

la pousse spcifique (Specific Thrust - ST) qui reprsente la pousse par unit de

dbit masse dair qui traverse le moteur,

la consommation spcifique (Thrust Specific Fuel Consumption - TSFC) qui reprs-

sente la consommation massique de carburant par unit de pousse et de temps.

1

Introduction gnrale

Compresseur basse pression

Fan

Chambre de combustion

Turbine basse pression

Turbine haute pression

Compresseur haute pression

Figure 1 Prsentation dun turboracteur

Il sagit de dimensionner un systme en trouvant le meilleur compromis entre une pous-

se spcifique maximale et une consommation spcifique minimale. Pour cela on dispose

de deux variables caractristiques du moteur :

la temprature dentre turbine (TET, Turbine Inlet Temperature - TIT) qui repr-

sente la temprature des gaz de combustion lentre du distributeur haute pression

de la turbine,

le taux de compression du compresseur (Compressor pressure ratio).

Il apparat que la pousse spcifique est fortement dpendante de la TET. Augmenter

la TET permet dobtenir une pousse spcifique plus leve, mais la consommation sp-

cifique augmente elle aussi en contrepartie. Il existe un point dutilisation optimal selon

le taux de compression comme illustr en figure 2. Lamlioration des performances dun

moteur passe donc par laugmentation de la temprature lentre de la turbine et du

taux de compression. Comme indiqu sur la figure 3, cette temprature a constamment

0.10

0.12

M=0.8

alt.=9000m

TSF

C[k

g/hN

]

0.08

500

0.14

0.16Compressor

pressureratio

Turb

ineinl

ettem

pera

tureT

[K]

600 700 800 900 1000

5

Specific thrust [Ns/kg]

1200

1400

1600

1800

10

15

25

Fan pressure ratio

Turbine inlet temperature increasing

TS

FC

Sp

ecifi

cth

rust

Figure 2 Consommation spcifique et pousse spcifique [12]

2
Introduction/figures/moteur.psIntroduction/figures/variation.psIntroduction/figures/variationbis.ps

Introduction gnrale

augment au cours des dernires dcenies et poursuit encore cette tendance. Ce progrs a

t rendu possible notament grce aux efforts de recherche dans le domaine des matriaux

et des alliages plus rsistant aux hautes tempratures. Ainsi, la temprature de fonction-

nement des aubes est passe de 1080C 1180C. Paralllement ces amliorations,

les techniques de refroidissement ont t introduites et ont volu vers des systmes plus

complets et plus complexes. Dune aube pleine et non refroidie, nous avons vu apparatre

successivement des systmes de convection interne force, des dispositifs de protection

par film dair, ou encore des mthodes de traitements de surface jouant le rle de barrire

thermique. De nombreux efforts ont t faits en vue doptimiser ces diffrentes techniques.

Full blade

Convection

In 100DS

Single XTBC

Single X

TBC +

Material usable limit(sufficiant life)

Reinforced convetion + Film + T.B.

Wall cooling +

Thermal Barrier

900

1000

1100

1200

1300

1400

1500

1600

1700

1800

1900

2000

1960 1970 1980 1990 2000 2010

Turb

ine

inle

tte

mp

erat

ure

()

Year

Figure 3 Augmentation de la temprature des gaz admissible lentre de turbines HP et vo-lution des systmes de refroidissement [3]

Les aubes de turbine peuvent donc tre exposes des tempratures de gaz de com-

bustion trs leves, voisines de 1850C en pointe, soit des niveaux de tempratures

suprieurs la temprature maximale dutilisation des meilleurs alliages rfractaires dis-

ponibles (de lordre de 1100C). Il est par consquent ncessaire de les refroidir afin de les

maintenir une temprature maximale acceptable et de limiter les gradients de tempra-

tures locaux de faon garantir leur intgrit pendant toute la dure de vie du moteur,

quel que soit le mode dendommagement. Lair de refroidissement disponible provient g-

nralement des derniers tages du compresseur. Un prlvement aprs compression permet

3
Introduction/figures/evolution.ps

Introduction gnrale

en effet dassurer une pression gnratrice propre compenser la perte de charge des cir-

cuits de refroidissement. Cela impose toutefois une temprature dair de refroidissement

assez leve (de lordre de 700K). Un refroidissement excessif nest donc pas souhaitable

car lair prlev au niveau du compresseur utilis pour le refroidissement ne le sera pas

pour la combustion et limitera les performances du moteur. Un refroidissement efficace

est donc un refroidissement qui permet de supporter la temprature de sortie de chambre

la plus leve possible en prlevant le moins dair possible au niveau du compresseur.

Techniques de refroidissement

Plusieurs techniques ont t mises en uvre au cours de ces dernires annes et les

technologies qui y sont lies ont volu en fonction des performances vises. Ces techniques

rencontres dans les aubages sont dcrites dans les lignes suivantes.

Convection interne force

Cest la plus ancienne des techniques de refroidissement. Il sagit de faire circuler de

lair frais par des canaux lintrieur de laube (cf figure 4). Cette technique a progressive-

ment volu vers des systmes multi-passes, quips de dispositifs comme des aillettes, des

perturbateurs ou des picots dans le but dengendrer un pompage thermique et damliorer

les transferts par laugmentation de la turbulence.

Canauxlisses Perturbateurs

Air de refroidissement

Figure 4 Refroidissement par convection interne force

4
Introduction/figures/convection.ps

Introduction gnrale

Film-cooling

Cela consiste crer un film dair frais protgeant la paroi externe de laube. La

cration de ce film est gnralement ralise par injection de lair au travers de plusieurs

ranges dorifices de petit diamtre et inclins dans le sens de lcoulement (cf figure 5).

On rencontre aussi des films crs par transpiration travers des matriaux poreux et

par effusion travers plusieurs couches de paroi multiperfores. Linconvnient majeur

du film-cooling est quil est fortement dgrad par le dpt des particules de suies et de

rsidus de combustion qui viennent obstruer les perforations et compromettre lefficacit

du refroidissement. Cette technique, bien quoffrant une bonne protection thermique, est

pnalisante en terme de rendement arodynamique car elle vient fortement perturber

lcoulement externe autour des aubes et reste lobjet de nombreuses tudes.

Air chaud

Air chaud

Air chaud

Air frais

Air frais

Air frais

Film cooling

Effusion cooling

Transpiration

Figure 5 Refroidissement par film

Impact de jets

La technique de limpact de jet consiste chemiser laube et percer plusieurs orifices

dans cette chemise. La chemise est alimente en air frais et des jets dair se forment ainsi

la sortie des orifices et viennent refroidir la paroi interne des aubes de turbine (cf figure 6).

Les coefficients dchange obtenus avec cette mthode sont trs levs ce qui la rend trs

efficace. Cest pour cela quelle est notamment utilise sur le bord dattaque des aubes,

en impact dit concentr, car cette partie est particulirement expose au flux de chaleur

extrieur. Un impact rparti (matrice de jets) est souvent introduit galement sur la partie

amont de lintrados et de lextrados de laube. Lobjet du travail prsent dans ce mmoire

porte sur cette technique de refroidissement particulire.

5
Introduction/figures/filmcooling.ps

Introduction gnrale


Intrados

Extrados

Borddataque

Bord defuite

Evacuation

Figure 6 Refroidissement par impact de jets

Couplages des mthodes de refroidissement

Souvent ces mthodes sont couples pour optimiser le refroidissement des aubes de

turbines (figure 7). Cela rend complexe la conception de ces lments et de nombreux

paramtres gomtriques et arodynamiques entrent alors en ligne de compte. Les ing-

nieurs chargs de la conception de ces lments doivent donc trouver le meilleur compro-

mis entre cot de fabrication, protection thermique, rendement arodynamique, rsistance

mcanique et dure de vie.

Microperages(film-cooling)

Microperages(impact de jets)

Perturbateurs

Picots

Figure 7 Reprsentation dune aube et de ses systmes de refroidissement

6
Introduction/figures/vane.psIntroduction/figures/complet.ps

Introduction gnrale

Contexte de ltude

La technique de refroidissement par impact de jets dpend de nombreux paramtres

gomtriques et arodynamiques. La prdiction des changes de chaleur devient vite diffi-

cile de part la complexit du systme mis en place. Cest pourtant une donne essentielle

pour dterminer les tempratures atteintes dans le mtal. Un rsultat important [17, 76]

est quune incertitude de 10% sur les coefficients dchanges thermiques sur la paroi in-

terne entrane une incertitude de 15 % sur la temprature de surface de laube et que

cette incertitude peut affecter la dure de vie de laube dun facteur deux. Les tudes

numriques ont besoin de rsultats exprimentaux sur lesquels se baser pour amliorer la

prcision de leurs prvisions. Lobjectif de notre tude est donc double :

Amliorer la comprhension des phnomnes physiques influenant les transferts de

chaleur par impact de jets,

Fournir une base de donnes exprimentales arodynamiques et thermiques pour les

tudes numriques

Elle se place dans le cadre dun partenariat entre le Laboratoire dtudes Thermiques

et la SNECMA et fait suite notament aux travaux de P. Brevet qui stait intress

linfluence du nombre de Mach, du confinement et de la temprature du jet sur les

transferts de chaleur dun jet unique en impact, et aux travaux de M. Fnot qui stait

intress galement linfluence dune range de jets en impact sur des parois planes et

courbes ainsi qu une gomtrie simulant une aube de turbine basse pression. La prsente

tude va poursuivre ces efforts de recherche sur les transferts de chaleur par impact de jets

et a pour particularit de considrer une alimentation par un coulement amont cisaillant

afin de se rapprocher encore de la gomtrie relle dune aube de turbine basse pression.

Organisation du mmoire

Ce mmoire est consitu de trois chapitres principaux en dehors de cette introduction

et de la conclusion gnrale. Il sagit dun chapitre prsentant une tude de la bibliographie

existante, puis dun chapitre expliquant les montages exprimentaux de cette tude ainsi

que les mthodes exprimentales utilises, et enfin un chapitre sur les rsultats et leurs

analyses.

La partie biliographique de ce mmoire va sattacher regrouper et organiser les

lments de la littrature sur limpact de jet. On se limitera dans cette partie aux rsultats

exprimentaux les plus pertinents pour notre tude. Nous nous intresserons ltude

7

Introduction gnrale

dun jet unique en impact et des diffrents paramtres influents, puis au cas de plusieurs

jets en impact. Parmi les paramtres que nous retiendrons nous pouvons compter par

exemple la distance dimpact, la gomtrie de linjection, le confinement et la courbure de

la plaque dimpact. Nous expliquerons galement pourquoi considrer une alimentation

par un coulement amont cisaillant rend notre tude originale.

Notre tude exprimentale se partage en trois bancs dessais. Le premier consiste en un

jet unique sur plaque plane et se veut reprsentatif de la zone intrados/extrados dune aube

de turbine. Des mesures de vitesse et de temprature vont nous permettre de dterminer

les caractristiques de ce type de jet. La deuxime exprience sintresse limpact dune

range de jets sur une paroi concave afin de reprsenter la zone de bord dattaque. Ensuite

nous prsenterons le dernier montage exprimental utilis qui a pour but de simuler une

gomtrie complte daube de turbine avec un rseau de jets. Nous exposerons finalement

les mthodes de mesures et de calcul utilises pour obtenir les valeurs auxquelles nous

nous intressons.

Les rsultats exprimentaux obtenus seront mis en regard de ceux exposs dans la

partie bibliographique. Nous comparerons galement les diffrents rsultats de nos trois

expriences afin de pouvoir diffrencier indpendamment les diffrents effets. Ceci nous

fournira une base de rflexion afin de former une analyse des diffrents phnomnes phy-

siques qui entrent en jeu. Nous finirons par un bilan gnral sur les conclusions, les enjeux,

les limites et les perspectives de notre tude.

8

Chapitre I

tude bibliographique

La technique de limpact de jet trouve de nombreuses applications industrielles et les

rsultats de sa mise en place dpendent de nombreux paramtres. Ainsi de nombreuses

tudes exprimentales et numriques ont t menes dans le but dune meilleure compr-

hension des phnomnes physiques intervenant et rgissant limpact de jet. tant donn

le nombre important de paramtres prendre en compte, il aurait sembl prfrable de

sonder linfluence de ces paramtres avec loutil numrique. Or, les modles numriques

actuels doivent encore gagner en prcision [73] et pour cela les donnes exprimentales

restent ncessaires. Nous allons prsenter ici une partie de la littrature sur les tudes

exprimentales menes sur limpact de jet qui semblent ncessaires la comprhension

de notre cas dtude. On sinteressera donc dans un premier temps larodynamique et

aux transferts thermiques dun jet unique en impact sur une plaque plane, puis sur une

plaque courbe et enfin plusieurs jets en impact.

1 Jet unique en impact

Pour comprendre les structures propres au jet en impact, il convient dabord de sin-

tresser au cas du jet libre.

1.1 Structure du jet libre

Une dcomposition classique propose pour le jet libre est de distinguer trois zones (cf

figure I.1) :

La zone de corps potentiel Elle se caractrise par une vitesse en sortie de buse conser-

ve sur laxe central du jet lintrieur de ce qui sappelle alors le corps potentiel.

9

Chapitre I. tude bibliographique

Figure I.1 Structure gnrale du jet libre [7]

Lair environnant est entran par le jet et rduit ainsi progessivement la vitesse dans

le jet jusqu atteindre la ligne centrale. Lentranement de lair environnant cre une

rgion de mlange et de fort cisaillement. La longueur du corps potentiel est gn-

ralement value entre 4 et 7 fois le diamtre hydraulique de linjecteur [25, 44, 66],

mais ce rsultat dpend fortement des profils de vitesse et des taux de turbulence

en sortie dinjecteur. La gomtrie de linjecteur influence ncessairement ces deux

paramtres. Par exemple, pour un jet issu dun tube long circulaire, la longueur du

corps potentiel est de lordre de 4,5 5 fois le diamtre hydraulique [39, 59].

La zone de transition Cette zone commence lorsque les couches de mlange se re-

joignent au centre du jet. On observe alors une baisse de la vitesse axiale due aux

fortes contraintes de cisaillement dans cette zone.

La zone dveloppe Les profils de vitesse sont dsormais autosemblables et peuvent

donc tre dduits des profils amont par similitude. Diffrents auteurs placent le

dbut de cette zone partir de 8 fois jusqu 20 fois le diamtre hydraulique de

linjecteur.

La turbulence dans le jet a deux origines qui sont la turbulence initiale en sortie

de buse, et la turbulence gnre par les contraintes de cisaillement dans la couche de

mlange entre lair environnant et le jet. Ainsi Cornaro et al. [15] ainsi que Popiel et

Boguslawski [58] ont observ des structures tourbillonnaires cohrentes en bordure de jet.

Ces structures napparaitraient que pour une couche limite fine et laminaire linjection.

Seules des traces de ces structures sont observes lorsque la couche limite linjection

devient turbulente. De plus, le jet devient instable partir denviron 1,5 fois le diamtre

hydraulique et un phnomne de battement du jet commence apparatre.

10
Chapitre1/figures/freejet.eps

I.1 Jet unique en impact

1.2 Structure du jet en impact

Une fois explicite la structure du jet libre, il apparait que les caractristiques dun

jet en impact peuvent se rvler trs diffrentes selon la distance dimpact et donc selon

la zone dans laquelle se situe limpact. Trois rgions distinctes sont considres dans la

structure dun jet en impact (cf figure I.2).

DNOZZLE

FREE ROUND JET

IMPINGEMENT REGION

RADIAL WALL JET

U

H

y=1.2D

r/D

STAGNATION POINT

Figure I.2 Schma dun jet en impact [60]

La zone de jet libre Il sagit de la zone qui possde les caractristiques nonces pr-

cedement. Cette rgion nest pas affecte par la paroi dimpact et se comporte donc

comme le jet libre. Cependant sa longueur va varier selon la distance dimpact.

La zone dimpact Elle se caractrise principalement par une baisse de la vitesse axiale

au profit dune augmentation de la vitesse radiale. On note galement que la pression

prs de la paroi dcrot radialement depuis le point de stagnation. Lcoulement le

long de la plaque dimpact est donc acclr depuis le point de stagnation. La fin de

cette zone peut tre dfinie comme tant lendroit o la vitesse radiale est maximale.

Lorsque la distance dimpact est petite (H/D 4), les structures tourbillonairesissues du jet libre stirent et grossissent [57] (cf figure I.3). Pour de plus grandes

distances dimpact, Cornaro et al. [15] et Mola et al. [49] observent une oscillation

dans la zone dimpact du jet qui disloque les structures tourbillonnaires issues du

jet libre.

La zone de jet parital Lcoulement possde maintenant les caractristiques dun jet

parital. La couche limite se dveloppe le long de la surface dimpact et la vitesse

radiale diminue. Les structures tourbillonnaires observes pour de petites distances

dimpact se disloquent dans la zone de jet parital [49].

11
Chapitre1/figures/jetimpact.ps


2.8 0.612 r/DReattachment Acceleration

z/D

0.6

secondary vortex rings

primary vortexrings

Figure I.3 Structures tourbillonnaires primaires et secondaires observes par PIV [11]

Ces zones sont sujettes linfluence de plusieurs paramtres comme les conditions de

vitesse en sortie dinjecteur, la distance dimpact et la gomtrie globale du systme. Il

convient donc dtudier les effets de ces paramtres sur les changes de chaleur.

1.3 Transferts de chaleur

Beaucoup de paramtres peuvent influer sur les transferts de chaleur lis limpact

dun jet. Il est donc logique de rencontrer beaucoup dtudes diffrentes sur le sujet selon

lapplication vise. Les principaux effets sont exposs ci-aprs. Avant cela, il convient de

donner quelques dfinitions essentielles. Le coefficient de transfert convectif local h est

dfini par la loi de Newton de la manire suivante :

h =q

Tp Tref(I.1)

avec q la densit de flux de chaleur (W/m2), Tp la temprature de paroi et Tref la tem-

prature de rfrence. Le choix de cette temprature de rfrence et sa dfinition est une

question encore discute et nous exposerons la dfinition adopte pour cette tude lors

de la prsentation de nos mthodes de mesure. On exprimera par la suite le coefficient h

sous sa forme adimensionne par lintermdiaire du nombre de Nusselt Nu.

Nu =hD

(I.2)

o D est la dimension caractristique de linjecteur et la conductivit thermique du

fluide (W/mK).

12
Chapitre1/figures/vortex.ps


0102030405060708090

100110120130140150160170

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

Nu

r/D

H/D2

6

10

14

0

20

40

60

80

-4 -2 0 2 4 6

LO

CA

LH

EA

TT

RA

NS

FE

RC

OE

FF

ICIE

NT

S,

h(B

tu/h

ft2d

egF

)

DISTANCE FROM STAGNATION POINT, x/D

D = 1/4 in

ZN/D = 2

Re

28000

20000

14000

100007000500026002500

Figure I.4 Distribution radiale du nombre de Nusselt pour diffrentes distances dimpact [4, 23]

1.3.1 Distance dimpact

La distance dimpact conditionne les caractristiques de lcoulement entrant dans la

zone dimpact. Ainsi pour des distances dimpact faibles (H/D 4), la zone de jet libreest limite la zone de corps potentiel. Les vitesses et taux de turbulence prs de la

paroi dimpact sont fortement pilots par les conditions initiales en sortie dinjecteur. Les

transferts de chaleur en paroi prsentent une distribution radiale non monotone [36, 45].

Un minimum local est observ au point dimpact et deux maxima locaux pour des positions

radiales respectives de r/D 0, 5 et r/D 2 (cf figure I.4). Ces maxima peuvent treexpliqus de diffrentes manires. Le premier maximum est suppos li lacclration

subie par lcoulement depuis le point de stagnation [11, 45] ou il peut tre aussi expliqu

par une augmentation de la turbulence [36, 49]. Le deuxime maximum semble li la

dsagrgation des structures tourbillonnaires, dsagrgation correspondant alors une

lvation de lintensit turbulente [53]. Dautres auteurs attribue ce pic une transition

de la couche limite du rgime laminaire vers la turbulence. Pour de plus grandes distances

dimpact, la rpartition des changes de chaleur devient monotone avec un maximum au

point de stagnation (cf figure I.4). Lorsque lon sintresse au nombre de Nusselt au point

de stagnation, on constate que celui-ci atteint une valeur maximale lorsque la distance

dimpact correspond approximativement la longueur du corps potentiel du jet libre.

1.3.2 Gomtrie de lajutage et taux de turbulence en sortie de buse

Obot et al. [56] expliquent la diversit des rsultats des diffrentes tudes par des

variations dans les conditions aux limites concernant les taux de turbulence en sortie

dinjecteur et les gomtries utilises pour ces injecteurs. Les profils de vitesse en sortie

13
Chapitre1/figures/shimizu.epsChapitre1/figures/profil.eps


de buse peuvent tre affects et donc modifier le comportement des structures tourbillon-

naires et le taux de turbulence gnr dans la couche de mlange. Lentranement de lair

ambiant par le jet est galement modifi. Linfluence de ces conditions sur le coefficient

dchange de chaleur convectif nest pas nulle et se fait particulirement sentir dans la

zone proche du point de stagnation et pour des distances dimpact faibles. Pour des dis-

tances dimpact suprieures H/D = 6, cette influence est moindre puisque les taux de

turbulence initiaux ont t en quelque sorte effacs par la turbulence gnre dans les

couches de mlange.

1.3.3 Confinement

Figure I.5 Principe du confinement

Le confinement consiste positionner une plaque en sortie dinjecteur (cf figure I.5). La

gomtrie de linjection et donc le confinement joue un rle significatif sur les vitesses et la

turbulence dans la couche de mlange. Ainsi, la longueur du corps potentiel est plus grande

denviron 10% lorsque le jet est confin car lentranement massique et lexpansion du jet

sont limits [1, 2]. En effet, lair ambiant doit longer toute la paroi de confinement avant

dtre mlang au jet. En ce qui concerne la rpartition locale du nombre de Nusselt,

certains rsultats semblent contradictoires entre les diffrentes tudes. Ainsi, Ashforth-

frost et Jambunathan [1] constatent une diminution du nombre de Nusselt au point de

stagnation due au confinement alors que Brevet [8] observe au contraire une augmentation

des changes de chaleur au point de stagnation, augmentation nanmoins suivie dune

diminution partir de r/D = 2. Obot et al. [56] relvent un dplacement vers le point

de stagnation des extrema des changes de chaleur (cf figure I.6). Aucune influence ne

semble persister partir dune certaine distance dimpact. Cette distance est value

H/D = 12 pour certains [56] et H/D = 3 pour dautres [8]. Dune manire gnrale, les

changes moyens diminuent faiblement avec la prsence dune plaque de confinement.

14
Chapitre1/figures/convection.eps


UNCONFINEDSEMI CONFINED

0

50

100

150

0 2 4 6 8

NU

SSE

LT

NU

MB

ER

,N

u

RADIAL DISTANCE, X

TABLE

Ren = 10 120dn = 20mmT = 20 H = 2

LEGEND

Figure I.6 Distribution radiale du nombre de Nusselt pour des configurations confine et nonconfine [56]

1.3.4 Angle dincidence

Lorsque lon sinteresse un jet qui nest pas perpendiculaire la surface dimpact, la

distribution du nombre de Nusselt sen trouve affecte. La position du point de stagnation

reste inchange ainsi que le niveau moyen des changes de chaleur, mais une dissymtrie

est observe de part et dautre du point de stagnation (cf figure I.7).

Figure I.7 Distribution du nombre de Nusselt pour diffrentes incidences de jet [27]

15
Chapitre1/figures/confinement2.psChapitre1/figures/angle.eps


1.3.5 Autres paramtres

Dautres paramtres ont t tudis dans le but de se rapprocher de la situation relle

laquelle on veut appliquer la mthode dimpact de jet. Ainsi, linfluence de la rotation

de la plaque dimpact [9, 10] et son tat de surface [51, 52] ont t tudis. Il est noter

que certains auteurs notamment au sein de lquipe arothermique du LET [21] se sont

galement penchs sur le cas de problmes trois tempratures. Il sagit de situations o

la temprature du jet est diffrente de celle de la paroi dimpact mais galement diffrente

de lair ambiant. Lentranement dans les couches de mlange devient non seulement

massique mais aussi thermique. La dtermination dune temprature de rfrence pour la

dfinition du coefficient dchange devient un peu plus problmatique.

2 Courbure de la plaque dimpact

Parmi les paramtres les plus pertinents pour notre tude se trouve la courbure de

la plaque dimpact. En effet, visant le refroidissement dune aube de turbine, nous nous

intressons galement aux changes de chaleur au bord dattaque de laube, et donc

une situation dimpact de jet sur paroi courbe. Diffrentes tudes se sont donc attaches

comparer les transferts thermiques sur des parois concaves ou convexes en faisant varier la

courbure relative, cest--dire le rapport entre la dimension caractristique de linjecteur et

le diamtre de la courbure de la paroi dimpact. Des diffrences commencent apparatre

entre le cas courbe et le cas plan partir dune courbure relative trs faible environ gale

0,022 pour une paroi concave comme pour une paroi convexe [24]. Nous allons prsenter

larodynamique et les transferts de chaleur pour ces deux configurations.

2.1 Surface dimpact convexe

Nous allons nous intresser dans un premier temps larodynamique et aux transferts

de chaleur dun jet en impact sur une paroi convexe.

2.1.1 Aspects arodynamiques

Dans la zone de jet libre, on observe le rapprochement des structures tourbillonnaires

pour des nombres de Reynolds dinjection faibles [15]. Ce phnomne napparat plus

pour des nombres de Reynolds plus importants et on observe mme une dissymtrie de

ces structures dans le cas de grandes distances dimpact. Comme dans la situation dun

16

I.2 Courbure de la plaque dimpact

jet en impact sur une paroi plane, la prsence des structures tourbillonnaires dveloppes

dans la couche de mlange dans la zone de jet libre dpend de la distance dimpact.

Dans la rgion dimpact, on observe pour des faibles distances dimpact (H/D 4 longueur du corps potentiel) une oscillation suivant laxe du jet. Cette oscillation selon

laxe du jet diminue lorsque la distance dimpact augmente, au profit dune oscillation

radiale qui apparat progressivement. Dans le cas dune injection par une fente, Gau et

Chung [24] observent des tourbillons tridimensionnels et contrarotatifs prs du point de

stagnation. Ces tourbillons ont une taille caractristique qui augmente avec la courbure

relative et leur prsence serait due une instabilit de lcoulement qui se dvelopperait

dans la zone dimpact.

Pour des grandes distances dimpact (H/D 4), on note une trs forte oscillation ra-diale dans la zone de stagnation qui a pour effet de disloquer les structures tourbillonnaires

issues de la couche de mlange ainsi que les tourbillons tridimensionnels contrarotatifs.

Lcoulement dans la zone de jet parital dpendant fortement de ce qui se passe dans

les zones en amont, la distance dimpact y joue aussi un rle dterminant. Ainsi, dans

le cas de trs faibles distances dimpact, on observe des oscillations de lcoulement qui

soprent perpendiculairement la paroi. Ces oscillations disparaissent ensuite lorsque la

distance dimpact augmente. Des tourbillons issus de la zone dimpact sont observs le long

de la paroi et prsentent une stabilit augmentant lorsque la distance dimpact diminue.

Laccroissement de la courbure relative retarde la transition vers la turbulence et maintient

les structures tourbillonnaires en place (cf figure I.8). Cet effet semble d la croissance

des forces centrifuges avec laugmentation de la coubure relative. Cependant, dans le cas

de trs petites distances dimpact (H/D 1), loscillation axiale de lcoulement devientprpondrante dans la zone dimpact et seuls de petits tourbillons apparaissent dans la

zone de paroi.

Pour de grandes distances dimpact (H/D 4), loscillation de lcoulement perpen-diculaire la paroi nest pas perceptible. Les structures stables disparaissent, dissipes

par loscillation radiale du jet.

2.1.2 Transferts de chaleur

Au niveau des transferts de chaleur, la distribution du nombre de Nusselt selon laxe

longitudinal reste la mme que dans le cas dun jet en impact sur une plaque plane,

mais certaines diffrences sont noter selon labscisse curviligne. Ainsi, pour des petites

distances dimpact, la distribution du nombre de Nusselt selon labscisse curviligne pr-

17

Ch

apit

reI.

tu

de

bib

lio

gra

ph

iqu

e

Figure I.8 Visualisation de lcoulement dun jet en impact sur une paroi convexe [15]

18
Chapitre1/figures/convexe.eps

I.2

Co

urb

ure

de

lap

laq

ue

di

mp

act

Figure I.9 Visualisation de lcoulement dun jet en impact sur une paroi concave [15]

19
Chapitre1/figures/concave.eps


sente un maximum au point de stagnation dans le cas dune injection circulaire [42] ou

par fente [24] (cf figure I.10). Ce maximum peut sexpliquer par loscillation axiale de

lcoulement du jet et qui a pour effet daugmenter les changes de chaleur au point dim-

pact. Lapparition de structures contrarotatives tridimensionnelles dans la zone dimpact

peut galement expliquer laugmentation des transferts de chaleur dans cette zone. Ce

maximum augmente avec la courbure en mme temps que la taille des structures tour-

billonnaires. En sloignant du point de stagnation on retrouve le mme comportement

que dans le cas plan.

10

20

30

40

50

60

70

0 5 10 15 20 25 30

Nu

X/b

0

10

20

30

40

50

60

70

80

Nu

30

40

50

60

Nu

Dv/b45.726.71610.78

convex

Re = 11000

Z/b = 4

Z/b = 8

Z/b = 12

10

20

30

40

50

60

0 5 10 15 20 25 30

Nu

X/b

0

10

20

30

40

50

60

70

80

Nu

30

40

50

60

Nu

Dc/b45.726.71610.78

concave

Re = 11000

Z/b = 4

Z/b = 8

Z/b = 12

Figure I.10 Distribution radiale du nombre de Nusselt pour des parois courbes convexes etconcaves [24]

Pour de plus grandes distances dimpact, la variation des nombres de Nusselt reste

similaire celle rencontre dans le cas dun jet en impact sur une plaque plane. On

observe toutefois une augmentation des changes de chaleur au point de stagnation et

une dcroissance plus forte que dans le cas plan.

2.2 Surface dimpact concave

Dans notre tude, nous nous intressons notamment larodynamique et aux trans-

ferts de chaleur dun jet en impact sur une paroi concave.

20
Chapitre1/figures/nuconvexe.epsChapitre1/figures/nuconcave.eps

I.2 Courbure de la plaque dimpact

2.2.1 Aspects arodynamiques

Dans le cas dune plaque dimpact concave, beaucoup dauteurs [15, 26, 42] ont pu

observer une zone de recirculation (cf figure I.9). Cette zone est due lcoulement quittant

la surface dimpact et qui se retrouve entran par lcoulement de la zone de jet libre.

Marchand et al. [47] observent galement une rduction de la longueur du corps potentiel

par rapport au cas plan.

La distance dimpact joue encore une fois un rle important sur lcoulement dans la

rgion dimpact. Une oscillation axiale est perceptible pour de faibles distances dimpact

et diminue lorsque la distance dimpact augmente et une oscillation radiale apparat dans

le mme temps. Les structures tourbillonaires observes dans le cas convexe napparaissent

plus.

Dans la zone dcoulement parital, des structures tourbillonnaires sont visibles pour

les petites distances dimpact et disparaissent lorsque cette dernire augmente. Cependant,

la stabilit de lcoulement de paroi diminue avec laugmentation de la courbure relative.

Gau et Chung [24] suggrent que les forces centrifuges, gnres par leffet de courbure

de la paroi dimpact provoquent linstabilit de lcoulement et crent des structures

tourbillonnaires de Taylor-Grtler sur lensemble de la surface concave. Ces structures

sont des tourbillons dont laxe est dans la direction de lcoulement.

2.2.2 Transferts de chaleur

En ce qui concerne les changes de chaleur, on retrouve un change maximum au point

dimpact et des maxima locaux entre 1,5 et 2 pour les petites distances dimpact. Leffet

dstabilisant de la paroi concave sur lcoulement provoque lapparition des tourbillons

de Taylor-Grtler et entrane une hausse des transferts de masse. Pour le cas dune paroi

dimpact convexe, la courbure un effet stabilisant grce aux forces centriptes gnres et

donc entrane des transferts de masse moindres. Cependant, on remarque que les changes

de chaleur sont plus faibles denviron 10% dans le cas dune paroi concave que dans le cas

dun paroi convexe. Ceci sexplique par la recirculation de lcoulement qui existe dans

le cas dune paroi concave et entraine une hausse de la temprature du fluide prs de la

paroi. Les coefficients dchange tant calculs partir de la temprature dans le jet, on

assiste une baisse des coefficients dchange.

Linfluence de la courbure relative sur les transferts de chaleur est nulle selon Yang et

al. [75]. Selon dautres auteurs [24, 43], le nombre de Nusselt dans la zone de stagnation

augmente proportionnellement avec la courbure relative. Cette augmentation est attri-

21


bue une rduction de lpaisseur de couche limite pour certains et lapparition des

structures de Taylor-Grtler pour dautres. Lhypothse privilgie est que laugmenta-

tion des transferts de chaleur est due la rduction du corps potentiel par laccroissement

de la taille du jet, expliquant que les structures de Taylor-Grtler ne peuvent apparatre

dans la zone de stagnation. Dans la zone dcoulement parital, les transferts de chaleur

augmentent avec la courbure relative car la taille des tourbilons de Taylor-Grtler grandit

avec la courbure relative.

3 Cas de plusieurs jets en impact

Dans lapplication que nous visons, nous considrons plusieurs jets en impact sur

des parois plus ou moins courbes. Les paramtres influents sur les changes de chaleur

deviennent donc plus nombreux. On peut citer ainsi le nombre de jets, leur espacement,

leur disposition gomtrique et leur rapport de dbit dinjection respectifs. Ici encore nous

allons prsenter quelques considrations arodynamiques et leurs effets sur les transferts

de chaleur.

3.1 Aspects arodynamiques

Lorsque plusieurs jets viennent en impact sur une mme paroi, des interactions se

produisent entre les diffrents coulements issus des diffrents jets. Dune manire gnrale,

la dcomposition arodynamique dun jet unique en trois rgions (zone de jet libre, zone

dimpact et zone dcoulement parital) reste applicable chacun des jets pris sparment.

Cependant, des interactions entre deux jets voisins deviennent possibles. Ces interactions

peuvent se traduire diffrement selon la zone dans laquelle elles se produisent. On distingue

gnralement trois zones dinteraction (cf figure I.11) qui interviennent plus ou moins tt

dans lcoulement :

la zone dinteraction entre jets contigus avant impact (zone 1),

la zone dinteraction entre jets muraux (zone 2),

la zone dinteraction entre un jet avant impact et lcoulement d leffet fontaine

(zone3 ).

3.1.1 Interaction entre jets contigus avant impact

La premire interaction possible entre deux jets voisins a lieu dans la region de jet

libre, avant quil ne vienne en impact. Cette interaction se produit lorsque la distance

22

I.3 Cas de plusieurs jets en impact

Interaction entrejets contigusavant

Zone 2 : Interaction entre jetscontigus apres impact

Zone 3 : Interaction entre un jetet lcoulement apres impact

impact

Zone 1 :

Figure I.11 Zones dinteraction entre plusieurs jets

entre les jets est faible compare leur dimension caractristique. Les coulements issus

des deux jets se mlangent avant limpact et on note alors une rduction plus rapide du

corps potentiel [23, 28]. Ceci sexplique par une turbulence plus leve dans la couche de

mlange qui spaissie au dtriment du corps potentiel [62]. Cependant, Yan et Saniei [74]

nobservent pas cette rduction de la longueur du corps potentiel.

3.1.2 Interaction entre jets muraux

Le second type dinteraction se situe dans la zone dcoulement parital, aprs limpact

des jets. Deux coulements paritaux se rencontrent et interagissent. La force de cette

interaction semble dpendre de lnergie cintique des coulements paritaux car les effets

sont plus forts lorsque la vitesse des coulements est grande, lorsque la distance entre les

jets est faible et lorsque la distance dimpact est faible [14, 28, 41, 61, 74]. Dans cette zone,

on observe une augmentation de la turbulence et on peut noter une augmentation de la

pression prs de la paroi [23]. Ceci favorise le dtachement de lcoulement sur la paroi

et provoque un effet fontaine. Il sagit de lapparition dune grande zone de recirculation

entre le jet et lair ambiant lorsquon se place dans une configuration confine. Ainsi,

Cho et Rhee [14] ont pu observer deux grandes structures tourbillonnaires. Carcasci [13]

a galement observ deux structures tourbillonnaires prs de la paroi dimpact et deux

autres structures prs de la paroi dinjection (cf figure I.12).

23
Chapitre1/figures/zoneinterjet.ps


UpperAdverseVortexes

LowerAdverseVortexes Main

Vortexes

Figure I.12 Interaction entre jets muraux [13]

Slayzak et al. [64] notent que la position de cette zone dinteraction oscille. La position

moyenne dpend des dbits respectifs des jets et se dplace vers le jet de moindre dbit.

Les oscillations autour de cette position sont importantes lorsque les vitesses en jeu sont

faibles et la position devient stable pour de plus grandes vitesses de jet. Lorsque la zone

dinteraction se dplace vers le jet, cela a pour effet de crer une recirculation de lcou-

lement. Lorsque la zone dinteraction se dplace dans la direction oppose, lcoulement

parital est recoll la paroi dimpact.

Un effet de bord est observ lorsque lon sapproche des bords dune range de jets.

La zone dinteraction se dplace vers les jets externes et cet effet semble accentu par des

grandes vitesses dinjection et des distances dimpact faibles [18, 31].

3.1.3 Interaction entre un jet avant impact et un coulement de recirculation

Cette zone dinteraction se situe dans la zone de jet libre, zone non perturbe par

la paroi dimpact. Elle se caractrise par un coulement issu de la recirculation d

leffet fontaine qui vient interfrer avec un jet avant impact (cf figure I.13). Cette inter-

action augmente lorsque la distance entre les jets est faible et que la distance dimpact

est faible [41]. Elle est essentiellement observable pour des configurations confines avec

plaque dinjection et lorsque leffet fontaine a lieu [63]. Elle a pour effet de diminuer la

longueur du corps potentiel en augmentant la turbulence dans la couche de mlange ainsi

que son paisseur [29]).

24
Chapitre1/figures/interjet1.ps

I.3 Cas de plusieurs jets en impact

UpperAdverseVortexes

LowerAdverseVortexes

MainVortexes

Figure I.13 Interaction entre un jet avant impact et un coulement de recirculation [13]

3.2 Transferts de chaleur

Lorsque lon considre plusieurs jets en impact, on cherche comparer les distributions

obtenues avec celle dun jet unique en impact. Ainsi, on observe plusieurs diffrences

entre les configurations de jets multiples et de jet unique, principalement selon la distance

dimpact.

3.2.1 Petites distances dimpact

Koopman et Sparrow [41] se sont intresss une range de jets et aux variations

du coefficient dchange selon laxe y (axe perpendiculaire la range de jet) dans la

rgion dimpact. Ils montrent que, pour des petites distances dimpact (H/D 4), cesvariations sont proches de celles rencontres dans le cas dun jet unique. Le coefficient

dchange augmente depuis le point de stagnation jusqu un maximum en y/D = 0, 5.

San et Lai [63] nobservent ce phnomne que pour des nombres de Reynolds dinjection

levs et pour des distances entre les jets infrieures quatre diamtres de jet. Le maximum

local sexpliquerait de la mme manire, soit par une acclration du fluide depuis le point

darrt, soit par un amincissement de la couche limite.

On remarque galement que les changes de chaleur au point de stagnation varient

avec la distance entre les jets. Ainsi, les changes de chaleur augmentent avec la distance

entre les jets, passent par un maximum puis diminuent (cf figure I.14). La position de ce

maximum selon la distance entre les jets dpend de la distance dimpact. Cette influence

est attribue leffet fontaine qui vient perturber les jets avant limpact.

25
Chapitre1/figures/interjet2.eps


Pour des nombres de Reynolds sufffisament levs ( 10 000) et pour des distancesentre les jets suprieures quatre fois le diamtre de linjecteur, on retrouve galement un

second maximum local pour y/D = 1, 5, comme dans le cas de limpact dun jet unique.

On constate galement la prsence dun troisime maximum local pour y/D = 2. La valeur

de ce troisime maximum augmente avec le nombre de Reynolds de linjection et diminue

avec la distance entre les jets. Ce pic dpasse mme la valeur au point de stagnation dans

certains cas (petites distances entre les jets et faibles distances dimpact). Ce maximum

trouve son origine dans la zone dinteraction entre les jets paritaux qui entranent un

brassage important de lcoulement. Certains auteurs [64] prcisent que ce maximum nest

observ que lorsque linteraction entre les jets a lieu avant la transition vers la turbulence

de lcoulement parital et que les oscillations de la zone dinteraction augmentent les

transferts de chaleur.

20

40

60

80

100

0 4 8 12 16

Nu

sg

s/d

Re = 10000Re = 20000Re = 30000

H/d = 2

20

30

40

50

60

70

0 4 8 12 16

Nu

sg

s/d

Re = 10000Re = 20000Re = 30000

H/d = 5

Figure I.14 Distribution du nombre de Nusselt avec plusieurs jets en impact [63]

3.2.2 Grandes distances dimpact

Dans le cas des grandes distances dimpact (H/D 4), Koopman et Sparrow [41] ainsique Goldstein et Timmers [29] ne constatent plus de minimum local au point de stagna-

tion. Cette absence peut sexpliquer par linteraction entre les jets avant impact. Ainsi, la

turbulence de la couche de mlange se dveloppe plus facilement et rduit la longueur du

corps potentiel. De plus, pour des distances dimpact trs grandes, les changes de chaleur

dans la rgion dimpact sont plus faibles pour une range de jets en impact que pour un

jet unique. Cette diminution sexplique par linteraction entre les jets avant impact. On

note aussi la disparition du deuxime maximum local.

26
Chapitre1/figures/nuinterjet1.epsChapitre1/figures/nuinterjet2.eps

I.4 Conclusion

Dong et al. [18] observent galement lapparition dun minimum local du coefficient

dchange entre deux jets qui diminue lorsque la distance entre les jets augmente. Lin-

teraction entre deux jets avant impact se produisant plus tt avant limpact, son effet est

limit ce qui expliquerait la prsence de ce minimum la place du maximum observ pour

les petites distances dimpact (cf figure I.14).

De manire gnrale, lorsque la distance dimpact augmente, les niveaux observs des

changes de chaleur diminuent et sont plus uniformes. Ceci sexplique par les interactions

entre jets avant impact qui augmentent lorsque la distance dimpact augmente et lorsque

la distance entre les jets augmente. La variation du coefficient dchange de chaleur en

fonction de la distance entre les jets volue de faon particulire. Lorsque la distance

entre les jets augmente, linteraction entre les jets avant impact diminue et les changes

de chaleur augmentent. Puis, lorsque cette interaction nexiste plus, cest linteraction

entre les coulements paritaux qui augmente leffet fontaine. Ceci a pour effet de venir

perturber les jets avant impact et de faire chuter les changes de chaleur. Enfin leffet fon-

taine diminue avec laugmentation de la distance entre les jets et les coefficients dchange

augmentent car les jets sont moins soumis aux interactions entre les coulements.

4 Conclusion

Dans le cas industriel duquel nous essayons de nous rapprocher, la gomtrie est trs

complexe. Des coulements transverses dus lalimentation et lvacuation de lair sont

crs. Ainsi, les jets ne sont pas issus de longs tubes et ne possdent pas ncssairement les

mmes caractristiques. Une injection courte est plus reprsentative de lalimentation du

cas rel. De mme, le jet dbouche gnralement dans un coulement transversal cisaillant.

Ce dernier aspect est trs largement trait notamment dans les problmatiques de

film-cooling. Nammoins, les quantits de mouvement mises en jeu pour ces coulements

transversaux dans les configurations de film-cooling sont comparables avec celles du jet d-

bouchant. Dans lapplication que nous visons ici, les coulements tranversaux sont faibles

compars au jet dbouchant. De manire gnrale, plus lcoulement transversal est im-

portant, plus le jet est dvi et plus les transferts de chaleur augmentent.

Certains auteurs [8] ont tudi une injection courte et observent peu de diffrences

avec un jet issu dun tube long si ce nest une lgre augmentation des changes de

chaleur dans la rgion dimpact. Cependant, la direction principale de lcoulement en

amont de linjection est la mme que la direction du jet. Dautres auteurs ont considr

27


plusieurs jets avec une alimentation amont perpendiculaire laxe des injecteurs. Dans

ces configurations, la totalit de lcoulement amont passe par les injecteurs et de grandes

zones de recirculation existent en amont des injecteurs. De plus, aucune mesure de vitesse

nest disponible et il est trs difficile de connatre le rapport de dbit entre chaque jet.

Dans la prsente tude, lessentiel de notre travail se concentre sur un jet unique,

circulaire, avec une injection courte, en impact sur une plaque plane. Lalimentation de

ce jet est perpendiculaire linjecteur et seule une partie de cet coulement est prleve

pour linjection afin de limiter les ventuels effets de bord. Le jet dbouche dans un es-

pace confin dans lequel est prsent un coulement transversal plus faible. Nos mesures

exprimentales sont des mesures de vitesse et de temprature pour cette configuration.

Les rsultats attendus, en se basant sur les observations faites dans ce chapitre, prsen-

teront donc une influence certaine due au confinement et lcoulement transversal sur

la topologie du jet. Les observations attendues sont donc un jet avec un corps potentiel

plus long et dvi par lcoulement transversal, et une topologie caractristique selon la

distance dimpact. Les changes de chaleur devraient prsenter une lgre baisse et une

distribution semblable celle observe par les diffrents auteurs, soit, par exemple, une

distribution non-monotone pour le petites distances dimpact. Seul leffet de lcoulement

cisaillant en amont de linjection reste imprvisible.

Nous considrons galement plusieurs jets en impact sur surface plane et concave

en se basant sur le principe dune alimentation des jets par coulement cisaillant en

amont de linjection. Nous nous intressons uniquement aux changes de chaleur pour ces

configurations. Les effets de courbure et dinteractions entre les jets sur la distribution

des coefficients dchanges de chaleur seront trs prsents et cette fois encore linfluence

de linjection par coulement cisaillant demeure inconnue.

28

Chapitre II

Dispositifs dessais et mthodes

exprimentales

Le refroidissement des aubes de turbine par impact de jet est influenc par de nom-

breux facteurs gomtriques et arodynamiques, comme nous venons de le voir dans la

partie bibliographique de cette tude. Les changes thermiques sont en effet fortement

pilots par la topologie des coulements mis en cause. Dans des cas complexes, il devient

difficile de distinguer les diffrentes influences et de les quantifier. Nous cherchons cepen-

dant reprsenter une gomtrie complexe proche du cas industriel, cest pourquoi nous

allons nous intresser trois configurations de jet(s) en impact. Nous allons prsenter ces

configurations et les mthodes exprimentales que nous avons utilises pour les mesures

de coefficients dchange thermique et pour les mesures de vitesse. Nous avons galement

introduit la mthodologie des plans dexpriences dans le but de pouvoir sonder les diff-

rentes influences de cette tude et de rduire le nombre de mesures raliser dans cette

tude multifactorielle.

Nous voulons donc nous rapprocher de la gomtrie relle rencontre dans le refroidis-

sement des aubes de turbine basse pression par impact de jets (cf figure II.1). Il sagit dun

dispositif comprenant une chemise interne laube (en rouge sur la figure II.1), chemise

perce de plusieurs trous sur le bord dattaque ainsi que sur lintrados et lextrados, et

alimente en air frais par un coulement principal (en bleu sur la figure II.1). Les jets issus

des trous vont venir en impact sur la paroi interne de laube pour la refroidir. Lespace

situ entre la paroi externe de la chemise et la paroi interne de laube correspond len-

trefer. Lair issu des jets va ensuite tre vacu en parcourant lentrefer du bord dattaque

au bord de fuite (en rouge sur la figure II.1).

29

Chapitre II. Dispositifs dessais et mthodes exprimentales

Air chaud

Air frais

Figure II.1 Aubage et chemise (en rouge)

Nous dcomposons notre tude en trois parties (cf figure II.2). Dans un premier temps,

nous nous intresserons limpact dun jet unique sur plaque plane avec coulement ci-

saillant amont et aval (zone 1 sur la figure II.2). Ce travail correspond la configuration

intrados/extrados de laube. Limpact dune range de jets sur plaque courbe occupe la

deuxime partie de ltude et se veut plus proche de la gomtrie rencontre au bord dat-

taque de laube (zone 2 sur la figure II.2). Enfin, la troisime partie consiste reprsenter

un aubage complet (zone 3 sur la figure II.2). La majorit des tudes bibliographiques se

concentrent principalement sur des jets issus dun tube long. Or, la volont de notre tude

est de se rapprocher de la gomtrie relle dune aube de turbine refroidie par impacts de

jets. Nous dcidons alors de considrer dans les trois parties de notre tude, une injection

travers une paroi mince. Lalimentation de cette injection se fait par prlvement sur un

coulement cisaillant en amont des trous dinjection. Cet coulement simule lalimentation

en air frais. Cest l le caractre original de notre tude que nous mettons en avant dans

les trois configurations tudies. Nous avons galement reprsent dans la premire partie

de ltude, lcoulement de lvacuation de lair aprs impact du bord dattaque au bord

de fuite.

30
Chapitre2/figures/snecma2.ps

II.1 tude de limpact dun jet unique sur plaque plane


Borddattaque

Bord defuite

Evacuation

Intrados

Extrados Zone 1

Zone 2

Zone 3

Figure II.2 Schmas dune aube

1 tude de limpact dun jet unique sur plaque plane

aliment par un coulement cisaillant

La premire partie de notre tude porte donc sur limpact dun jet unique sur une

plaque plane. Nous allons y ajouter linfluence dun coulement cisaillant en amont et en

aval de linjection pour se rapprocher le plus possible de la configuration industrielle. Les

paramtres de ltude et leur domaine de validit sont eux aussi cibls pour reprsenter

le mieux possible le cas industriel.

1.1 Montage exprimental

Larchitecture et la gomtrie complexes lies au refroidissement des aubes de turbine

nous amnent considrer un nombre important de paramtres gomtriques et fluidiques.

Nous allons dans un premier temps dcrire le dispositif exprimental utilis dans cette

partie pour prsenter ces diffrents paramtres et les moyens de mesure utiliss.

1.1.1 Veine dessai

La veine dessai de ce montage exprimental se compose dune chemise de section

12x60 mm2 perce dun trou dinjection unique de diamtre D de 10 mm (cf figure II.3).

La paroi perce sappelle la plaque dinjection (en gris clair). Elle est dpaisseur variable e

de lordre du diamtre D du trou de linjection. Lcoulement dans la chemise, allant du

haut vers le bas selon laxe vertical y et que nous appelerons aussi coulement principal

(en vert), se caractrise par un nombre de Reynolds Rechem. Une partie de cet coulement

31
Chapitre2/figures/vane2.ps

Chapitre II. Dispositifs dessais et mthodes exprimentales

Rechem = (UD/)chem

Reent = (UD/)ent

coulement secondaire

Distance dimpact H

Injecteur dediamtre D

coulementprincipal

Reinj = (UD/)inj

zo

xy

Plaque dimpact

Figure II.3 Schma de la veine dessai

passe par le trou dinjection et forme un jet suivant laxe z (en bleu). Ce jet est caractris

par un nombre de Reynolds Reinj et vient en impact sur une paroi plane chauffante de

300x300 mm2 (en rose). Lespace entre la plaque dinjection et la plaque dimpact forme

lentrefer. Il sagit dun conduit lentre duquel nous pouvons imposer un coulement

suivant laxe y caractris par le nombre de Reynolds Reent. Lcoulement dans lentrefer,

que nous appelerons galement coulement secondaire (en rouge), a pour but de simuler

lvacuation de lair aprs impact du bord dattaque au bord de fuite, observe dans le cas

rel. Lentrefer a une section rectangulaire de 300xH mm2 avec H la distance dimpact

(distance entre la plaque dinjection et la plaque dimpact) donne en millimtre. Les

paramtres de notre tude sont les suivants :

H/D couvrant la gamme 0 H/D 10, Rechem se basant sur la vitesse moyenne du fluide lentre de la chemise et le

diamtre hydraulique de la section de la chemise, et allant jusqu Rechem = 60 000,

e/D que lon fait varier en utilisant des plaques dinjection dpaisseur diffrente,

Reent se basant sur la vitesse moyenne du fluide lentre de lentrefer et le diamtre

hydraulique de la section de lentrefer, et pouvant aller jusqu Reent = 1 000,

Reinj se basant sur la vitesse moyenne dans le trou dinjection et son diamtre D,

et pouvant aller jusqu Reinj = 23 000.

32
Chapitre2/figures/basesection.ps


Ventilateur

Veinedessai

Venturi no 1

Capteursde pression

Figure II.4 Photographies du dispositif exprimental

33
Chapitre2/figures/photolot1.pstex

Ch

apit

reII

.D

isp

osi

tifs

de

ssai

set

mt

ho

des

exp

rim

enta

les

Injection

dessaiVeine

eauchangeur Ventilateur

BypassVanne

Venturi 2

Venturi 1

Vanne

Venturi 4Vanne

Venturi 3Vanne

x

y

Figure II.5 Schma du dispositif exprimental

34
Chapitre2/figures/dispositiflot1.ps


1.1.2 Contrle et mesure des dbits

La veine dessai comprend donc deux entres (une pour la chemise et une pour len-

trefer) qui sont alimentes par un ventilateu

Etude du refroidissement par impact de jets à travers une paroi ...

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