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This paper shows the application of the aerodynamics exergy analysis preliminary formulation developed for unsteady flows for adiabatic and fixed bodies under low subsonic flow conditions (no shock-waves). The numerical implementation for URANS CFD cases of the presented formulation is explained. The test case is a circular cylinder in vortex shedding regime at Reynolds number 140, at low subsonic flow, with no movement with respect to the reference frame. The validation of the developed formulation is done by comparing the drag coefficient computed by the presented unsteady exergy formulation versus the near field drag coefficient taken as reference.

In 2020, ISAE-SUPAERO has released the first version of Epsilon: an open source tool for the aerodynamic analysis of CFD data with Paraview [1]. Several methods were available: near-field, far-field, Lamb vector and exergy. In the original release, CFD data could be fully analyzed but the analysis of wind tunnel data was very limited. That is why a development effort was undertaken in order to improve the posttreatment capabilities of wind tunnel data. Several tools were created to properly perform an aerodynamic analysis from PIV and 5HP data. These developments were implemented and verified in a recent wind tunnel campaign and the resulting feedback was used to perform a further upgrade to the software. The resulting new version of Epsilon is released to the public along with this conference paper.

The aerodynamic analysis by the exergy method is a powerful approach which allows establishing the theoretical limits of the aerodynamic performance of a given body, based on an aero-thermodynamic approach. The most used formulation is the Arntz’s method [1], which is well suited for the analysis of CFD data. This formulation was widely applied and validated for plenty of test cases but all of them were high-aspect ratio configurations. Then, the objective of this work is to study a test case with low aspect ratio: a delta wing with 74° of sweep angle, which is characterized by extreme flow features like strong vortices. It was found that the exergy formulation behaves well even under such challenging conditions. However, the related extreme flowfield allows identifying some hard points like the wake-reduced exergy analysis of the vortex breakdown, the impact of the solver setting on the final assessment, the viscous anergy generation, among other topics.

The aerodynamic analysis by the exergy method is reviewed. The existing formulations are analyzed for an external flow test case (NACA 0012 airfoil). This lead to the detection of some discrepancies between the CFD-based formulation and the wind-tunnel-based formulation, as well as other inconsistencies. Hence, a new harmonized formulation (based on the original Arntz’s work [1]) is proposed, providing consistent results for both, CFD and wind-tunnel approaches.

This paper presents the open source code called “Epsilon”. It is a tool suited for the aerodynamic analysis of CFD and wind tunnel data by using the exergy method. Other methods are also provided (near-field, far-field, Lamb vector). The architecture of the code is presented as well as a qualitative description of the analysis capabilities provided by the tool. Some reference test cases are presented and an accuracy assessment of the exergy analysis is performed. The software is released to the public along with this conference paper.

This paper aims to provide a prediction method for the transverse exergy of the wing’s trailing vortices. It relates the transverse exergy at each point of the entire downstream survey plane to the vorticity inside the wake. This allows reducing the survey area to the wake region only, leading to a useful expression for the calculation of the transverse exergy from wind tunnel measurements. The proposed equation offers a significant improvement respect to the Maskell method especially at high-angle of attack condition. CFD analyses of a NACA 0012 rectangular wing at subsonic and transonic conditions were used as test cases to present the concept.

Colloque avec actes et comité de lecture. Internationale.; International audience; Afin d'atteindre les objectifs FlightPath 2050 imposés par l'ACARE sur la réduction des émissions polluantes, l'hybridation voire l'électrification complète des systèmes propulsifs des aéronefs offrent des perspectives d'optimisation intéressantes. La masse des moteurs électriques étant proportionnelle au couple qu'ils délivrent, la minimisation de la masse de l'avion passe nécessairement par la limitation du couple des moteurs et donc de la charge des rotors. Par conséquent, afin d'assurer une puissance propulsive viable, il est indispensable d'augmenter la vitesse de rotation des moteurs tout en veillant à maintenir un fonctionnement subsonique le long des pales du rotor. Ces contraintes imposent donc une réduction du diamètre des modules propulsifs qu'il sera nécessaire de multiplier afin d'atteindre les spécifications de poussée. De plus, la densité énergétique des batteries électriques étant plus faible que celle du fuel, à iso-masse embarquée la quantité d'énergie disponible sur un système électrique est fatalement plus faible. Ce dernier point impose la recherche de rendements propulsifs plus élevés sur les systèmes électriques. Une piste envisagée pour atteindre cet objectif pour des rotors de faible diamètre est la limitation de l'impact des tourbillons en bout de pale par l'ajoutd'une carène. La contrepartie de ce carénage est l'apport d'une trainée supplémentaire. Une solution pour limiter cette trainée est la génération d'une poussée additionnelle passive au niveau du bord d'attaque de la carène. Pour ce faire, une entrée d'air convergente doit être envisagée. Enfin, afin de palier l'augmentation du nombre de Mach au plan rotor conséquente à cette géométrie d'entrée d'air et maintenir un fonctionnement subsonique du rotor, une diminution du Mach de vol est préconisée. Les points exposés plus haut montrent comment l'hybridation et l'électrification des aéronefs impliquent la distribution de la propulsion à travers la multiplication de rotors carénés de faible diamètre d'une part, et la diminution du Mach de vol d'autre part. Actuellement, la modélisation simple de ce type de système « rotor-carène » se fait soit au point fixe pour les drones, soit à vitesse de vol d'avance importante (Mach ? 0,8) en adaptant des modèles de calcul de turboréacteurs. Cet article présente les bases théoriques d'une modélisation quasi-bidimensionnelle des rotors carénés possédant un domaine de validité élargi quant aux vitesses d'avance, et notamment pour les vitesses d'avance intermédiaires. Ce modèle se base sur l'idée introduite par Jardin et al. d'une surface de captation curviligne iso-cinétique dont la forme est dépendante de la vitesse d'avance et de la charge du rotor. Cette surface permet une meilleure prédiction du débit massique induit dans la machine et par conséquent des performances du système. Au point fixe et à faible charge du rotor, la surface de captation est projetée à l'infini amont de la carène et peut être apparentée au champ lointain. Dans le cas d'un Mach de vol important et/ou d'un fort chargement du rotor, cette surface est plaquée contre l'entrée d'air et devient équivalente à la section d'entrée géométrique du système. Ces deux cas extrêmes permettent de simplifier le problème qui sera bien résolu par les modèles cités plus haut (drone point fixe ou turboréacteur). Cependant, dans le cas des rotors carénés faiblement chargés préconisés pour la propulsion distribuée et en raison du Mach de vol plus faible, la surface iso-cinétique prend une forme intermédiaire entre les deux cas extrêmes précédents. Il sera donc nécessaire de déployer une modélisation plus fine de cette surface afin de permettre la prédiction des performances du système. En premier lieu, l'extension du modèle incompressible au point fixe de Jardin et al. au domaine compressible et au vol d'avancement est développée. Ensuite, une description analytique de la surface iso-cinétique est proposée. Enfin, une comparaison des résultats aux modèles existants permettra de mettre en avant les apports de cette nouvelle approche.

The objective of this paper is development and application of a methodology for preliminary analysis of variable pitch fan (VPF), both as a separate component and as a module integrated into a short-medium range geared turbofan engine developed within European FP7 project ENOVAL. For this purpose, a high bypass ratio two spool geared turbofan engine model was constructed in software PROOSIS. A VPF performance modelling methodology was then developed using 3D steady RANS CFD produced fan maps as baseline; the CFD maps characterised five discrete fan pitch angle settings. In order to represent those maps in PROOSIS and add the pitch angle as a degree of freedom, they were transformed into the Map Fitting Tool (MFT) reference frame. Once the complete VPF turbofan model was in place, engine mission optimisation experiments were carried out. The resulting performance is characterised by a good capability to control the fan surge margin, without degrading the engine fuel consumption.

Reaching the mid/long-term air transport emission reduction goals imposed by both European and American standards impose increasing the propulsive systems’ adaptability to various operating conditions, in order to maximize the aircraft overall efficiency all along the flight mission. This implies the enlargement of the design space of propulsive systems such that it can even be operated equally as a compressor or turbine, which leads to rethink the paradigm of designing turbomachines. The continuity in the definition and characterization of different types of turbomachines should be restored which is proposed through this contribution. Analytical relationships allowing to switch between compressor map, propeller map and map are developed. To minimize the inputs of the maps’ conversion relations, a methodology to extract mean flow features from any characterization map is presented, namely the rotor outlet relative flow angle and mean streamline radius. The application of the characterization maps’ conversion relations on a turbofan’s single-stage axial fan and on a propeller allowed their validation through the physical coherence of the results. The flow features extraction methodology also showed very satisfying results with comparison to experiments. Eventually, the ability of the formalism as a powerful performance analysis tool for all kind of turbomachines is stressed out, which makes it the best candidate for the unified treatment of turbomachines.

Abstacct : The start-up of rocket engine turbopumps is generally performed in a few seconds only. It implies that these pumps reach their nominal operating conditions after only a few rotations. During these first rotations of the blades, the flow evolution in the pump is governed by transient phenomena, based mainly on the flow rate and rotation speed evolution. The pump transient behavior induces significant pressure fluctuations which may result in partial flow vaporization, i.e. cavitation. The present study focuses on cavitation induced during the pump start-up with two objectives : i) to analyze the cavitating behavior of the pump during fast start-up, ii) to take into account the cavitation phenomena in the prediction of pump behavior during fast start-up. An existing experimental test rig has been updated in the LML laboratory (Lille, France) for the start-ups of a centrifugal pump. Instantaneous measurements of torque, flow rate, inlet and outlet unsteady pressures, and pump rotation velocity enable to characterize the pump behavior during rapid starting periods. Visualizations with high speed camera are also included in the experimental device. A functional model devoted to the prediction of the pump behavior during fast start-up in non cavitating conditions has been developed previously in the LML laboratory, and it has been modified in the present study by taking into account the stationary head drop due to cavitation. The calibration of the transient terms in cavitating conditions requires the determination of the local density within the impeller. For that purpose, X-rays measurements have been performed during fast starts-up with the collaboration of CEA (French nuclear agency). These results will enable to optimize the prediction.; Résumé : Sur les moteurs des lanceurs spatiaux comme Ariane V, le démarrage des turbopompes est effectué en quelques secondes. Par conséquent, ces pompes atteignent leurs conditions de fonctionnement nominales après seulement quelques rotations de la roue. Au cours de ces premières rotations, l'écoulement du fluide dans la roue est gouverné par des phénomènes transitoires, basés principalement sur l'augmentation du débit et de la vitesse de rotation. Ce comportement transitoire de la pompe se traduit par des fluctuations de pressions significatives qui peuvent provoquer la vaporisation partielle du fluide, c'est à dire la cavitation. L'étude réalisée porte sur les effets de la cavitation sur les performances d'une pompe centrifuge durant des démarrages rapides avec deux objectifs : i) analyser le comportement cavitant de la pompe durant le transitoire, ii) intégrer l'influence de la cavitation dans un modèle existant de prédiction des transitoires de démarrages. Un banc d'essais existant au LML (Laboratoire de Mécanique de Lille) a été adapté pour permettre l'étude des démarrages rapides en cavitation. Des mesures instantanées de couple, de vitesse de rotation, de débit et des pressions à l'aspiration et au refoulement ont permis de caractériser le fonctionnement transitoire de la pompe en fonction des conditions de cavitation. Des visualisations, effectuées à l'aide d'une caméra rapide, ont complété le dispositif expérimental. Le modèle fonctionnel de transitoire de pompe a été amélioré par la prise en compte, à chaque instant du démarrage, de l'atténuation de la performance due à la cavitation, et mesurée dans les mêmes conditions de fonctionnement en stationnaire. Pour tenir compte également des variations de densité locale qui interviennent de façon significative dans les termes transitoires, des mesures par rayons X dans la pompe ont été effectuées en collaboration avec le CEA (Commissariat à L'Energie Atomique). Elles permettent de déterminer localement la fraction volumique de vapeur dans la roue au cours des démarrages rapides en cavitation. Ces résultats pourront à l'avenir être intégrés dans le modèle fonctionnel afin d'optimiser la prédiction du comportement transitoire et cavitant de la pompe.

International audience; The start-up of rocket engine turbopumps is generally performed only in a few seconds. It implies that these pumps reach their nominal operating conditions after only a few rotations. During these first rotations of the blades, the flow evolution in the pump is governed by transient phenomena, based mainly on the flow rate and rotation speed evolution. These phenomena progressively become negligible when the steady behaviour is reached. The pump transient behaviour induces significant pressure fluctuations which may result in partial flow vaporization, i.e. cavitation. An existing experimental test rig has been updated in the LML laboratory (Lille, France) for the start-ups of a centrifugal pump. The study focuses on cavitation induced during the pump start-up. Instantaneous measurement of torque, mass flow rate, inlet and outlet unsteady pressures, and pump rotation velocity enable to characterize the pump behaviour during rapid starting periods.

Ce travail présent le développement d’une formulation exergétique réduite au sillage, adaptée à l’analyse aérodynamique de configurations ayant un fort couplage aéro-propulsif. Cette formulation est basée sur le travail d’Arntz (formulation exergétique utilisant un plan de sondage de taille infinie qui est bien adaptée pour l’analyse des simulations aérodynamique computationnelles par CFD) et combinée avec des méthodes classiques de champ lointain afin de réduire la zone d’étude au sillage. L’intérêt de cette réduction de la zone d’étude est double : d’un part, cela autorise une validation expérimentale de l’étude aéro-propulsif. D’autre part, cette réduction au sillage offre une compréhension très puissante de la physique et permet aussi de décomposer tous les mécanismes de génération de pertes aérodynamique. Ainsi, cette décomposition permet d’établir une comptabilité des phénomènes aéro-propulsifs pour des configurations avion complexes, ayant un fort couplage, ce qui est très outil pour le design d’un avion.La deuxième partie de la thèse vise à récolter des donnés expérimentaux (essais en soufflerie) d’une configuration avion type multifan, ayant un très fort couplage aéro-propulsif. Une maquette simplifiée de cet avion a été testée, tout en réalisant des mesures de sillage par PIV et sonde cinq trous, ainsi que des mesures de balance. Cette base de données a été utilisée pour valider expérimentalement la nouvelle formulation exergétique. Aussi, elle a été utilisé pour établir une modèle aéro-propulsif en utilisant une analyse aérodynamique classique, suivi d’une analyse exergétique complémentaire qui a fourni information de design très outil et qu’aucune méthode existante permet de le faire. This work presents the development of a wake-reduced exergy formulation suited for the aerodynamic analysis of close-coupled aero-propulsive aircraft configurations. It is based on the original work from Arntz (Exergy formulation requiring an infinite survey plane, that is well suited for the analysis of computational aerodynamic simulations by CFD), combined with several far-field methods in order to reduce the computation region to the wake. The interest behind the wake reduction is twofold: on one hand, it allows an experimental verification of the aero-propulsive assessment by the exergy method (by performing wake measurements in a wing tunnel testing). One the other hand, and even more important, this wake-reduction procedure provides a powerful insight into the physics and allows performing a breakdown of all the loss-generating mechanisms. This deeper breakdown enables a more comprehensive bookkeeping of the aero-propulsive phenomena involved in complex cases, which is key for design purposes.The second part of the PhD work aimed to gather experimental data (wind tunnel testing) of a highly-coupled aero-propulsive configuration: the Multifan aircraft. A simplified model was tested and its wake was measured by PIV and 5HP, along with balance data. Then, an experimental verification of the new wake-reduced formulation was carried out. Finally, the experimental data was exploited to build an aero-propulsive model of this complex configuration by using classical aerodynamic analysis. Then, this model was re-analyzed by using the new wake-reduced exergy formulation, revealing additional key information that couldn’t be obtained by other means, thereby showing the power of the method.

Dans le contexte de la propulsion aéronautique hybride/électrique, le coût de masse lié aux moteurs [Anderson et al. 2018] impose la distribution de la propulsion sur de multiples modules propulsifs. Ces modules présentent des rotors faiblement chargés, tournant à haute vitesse, et de diamètre assez faible pour assurer un régime subsonique sur les pales. La bibliographie présentée dans cette thèse démontre que l’ajout d’une carène permettrait d’atteindre le double objectif de compacité et de diminution de la charge des rotors. La carène peut en effet servir à diminuer la charge du rotor sans augmenter le diamètre du système, à l’aide d’une géométrie spécifique appelée tuyère de Kort (convergente en entrée et divergente en sortie) [Black et al. 1968]. Les modèles simplifiés habituels de rotors carénés capturent mal le couplage aérodynamique fort entre les deux éléments (rotor et carène) [Sacks and Burnell 1959] et négligent donc l’apport de la carène aux performances du système [Pereira 2008]. Toutefois, il existe des modèles spécifiquement adaptés aux rotors carénés donnant des résultats assez précis pour le vol d’avance, avec ou sans incidence [Ohanian et al. 2012, Jardin et al. 2015]. Ces modèles restent descriptifs car contiennent des variables non fermées qui restent à déterminer à l’aide de simulations numériques. Une fermeture de ces variables est proposée dans cette thèse, afin de pouvoir utiliser ces modèles dans une approche de design. Un travail préliminaire sur la représentation des performances des rotors carénés est nécessaire afin de proposer la fermeture des modèles. En effet, le recours direct au diagramme de l’hélicier ne permet pas la mise en évidence des spécificités du rotor caréné telles la contribution de la carène aux performances du système et ses interactions avec le rotor. De manière plus générale, cela revient à remettre en question le positionnement du rotor caréné dans le continuum de classification des turbomachines [Japikse and Baines 1997], qui se situe entre les machines à écoulement interne et externe. Les rotors carénés doivent être considérés comme une famille de turbomachine à part entière telles les machines à écoulement interne et externe [Dixon and Hall 2014, Rebu_et 1969]. Une proposition sur ce dernier point est présentée dans ce manuscrit, ainsi que dans le papier Turbo Expo 2019.Une méthodologie de design des rotors carénés est développée dans cette thèse. Cette approche de design nécessite l’utilisation de divers outils numériques dans lesquels des développements spécifiques ont été implémentés : le solver d’écoulement potentiel DFDC [Drela and Youngren 2005] est associé à la suite de logiciel FINE/Turbo10.2TMde Numeca pour la simulation des effets de viscosité. A partir de cela, un banc d’essai a été entièrement développé (design, conception, fabrication, montage, instrumentation). L’instrumentation embarquée a permis la caractérisation du rotor caréné dans le nouveau champ caractéristique proposé, à travers les différentes campagnes d’essai menées (performance, écoulement interne via sonde 5-trous, écoulement externe via PIV).Les résultats numériques et expérimentaux permettent une large exploration de l’espace des paramètres du problème. Cette exploration démontre la pertinence du formalisme proposé qui permet l’analyse des contributions isolées du rotor et de la carène aux performances du système, et permet ainsi l’amélioration des modèles derotors carénés. Enfin, un traitement analytique du nouveau champ caractéristique proposé permet de prédire l’évolution des performances du système avec la variation de l’angle de calage des pales du rotor. Cette approche est par la suite généralisée aux différents types de turbomachines axiales (cf. papier ISAIF 13). In the context of the hybrid/electrical aircraft propulsion, the mass considerations [Anderson et al. 2018] favor distributed propulsion with multiple lightly loaded propulsive modules with high rotational speed and a diameter low enough to ensure subsonic operation of the rotors. The literature review proposed in this thesis demonstrates that, for a fixed thrust level, the compactness challenge associated with the loading decrease ofthe rotors is diffcult to achieve without adding a shroud. In this context, it is possible to take advantage of the shroud to decrease the rotor loading. The use of so-called Kort nozzles (convergent intake and divergent outlet nozzle) allows that [Black et al. 1968]. Applying the usual free rotor simple models to shrouded rotor fails to entirely catch the shroud input [Pereira2008] due to the strong aerodynamic coupling between the two elements (shroud and rotor) [Sacks and Burnell 1959]. However, quite accurate descriptive models exist either for forward flight [Jardin et al. 2015] or side wind operation [Ohanian et al. 2012]. But for design purposes, these shrouded rotor models must be improved from descriptive to predictive ability by proposing a closure to their unclosed variables, which is done in this thesis.In order to propose such a closure to the models, a preliminary work is required to adapt the formalism used for the representation of the performance. Actually, the straightforward usage of the free propeller operating charts conceals the specific features of the shrouded rotor operations such as the shroud input and its interactions with the rotor. From a more general point of view, it leads to reconsider the position of the shrouded rotors in the turbomachinery classification continuum [Japikse and Baines 1997], which are situated in betweenthe internal and external flow machines. Shrouded rotors should be considered as a turbomachine family itself, with its own formalism, such as internal or external families have theirs [Dixon and Hall 2014, Rebu_et 1969]. A proposition is made in the manuscript, which had also been detailed in a Turbo Expo 2019 paper. A shrouded rotor design methodology is developed. This design approach needs the integration of differentnumerical tools in which specific developements are implemented : the potential flow solver DFDC [Drela and Youngren 2005] is used along with the Numeca’s FINE/Turbo10.2TMsuite for viscous flow simulations. Based on this, an experimental test bench is completely developed from scratch. The different performed wind tunnel test campaigns (performance, internal flow 5-hole probe crossing, external flow PIV) and the embedded instrumentation allow the proper characterization of the shrouded rotor in the newly defined characteristic map. The numerical results as well as the experiments permit a large screening of the parametric space of the problem. This screening demonstrates the relevance of the proposed characteristic map and allows the analysisof the isolated contributions of both rotor and shroud, which leads to the improvement of the models dedicatedto shrouded rotors. Finally, an analytical treatment of the developed characteristic map allows predicting theevolution of the performance for different settings of the blade’s pitch angle. This approach is also extended tothe different axial turbomachines (cf. ISAIF 13 paper).