Amélioration de la condition frontière de face de soufflante pour la conception de l'admission d'air sous distorsion

La conception d'une prise d'air pour une turbine à gaz implique des calculs de dynamique des fluides (CFD) suivis d'évaluations expérimentales sur banc d'essai. Dans les deux cas, le moteur est pris en compte comme un puits de masse imposé à quelques rayons de pales de distance après le plan de la soufflante réelle. En général, cette approche est suffisante pour concevoir la géométrie d'admission d'air pour une faible distorsion de l'écoulement au niveau de la face de la soufflante. En réalisant ce type de modélisation, on ne prend pas en compte l'effet de l'interaction entre l'aube et l'écoulement sous distorsion. En réalité, la soufflante fait l'effort de compenser la distorsion de l'écoulement et le rendement de compresseur est influencé par la distorsion. Ces phénomènes ne sont pas considérés par l'imposition d'une condition frontière uniforme à la sortie de la prise d'air. À l'avenir, le positionnement des moteurs d'avion à réaction engendrera de nombreuses situations avec des niveaux de distorsion plus élevés en entrée de la soufflante. Dans ces cas, ne pas prendre en compte les pales de la soufflante conduit à des solutions CFD inexactes dans la prise d'air. Cette prise en compte lors de la phase conception de la prise d'air exigerait des calculs intensifs et coûteux, par exemple une modélisation 3-D instationnaire de l'aube. La solution proposée dans ce document pour le calcul CFD est la conception d'une nouvelle condition frontière appliquée sur le plan de la soufflante qui pourrait mieux représenter l'effet des pales de la soufflante sur l'écoulement dans la prise d'air en présence de distorsion. Cette nouvelle condition aux limites est une composition de plusieurs compresseurs en parallèle dont chacun influence l'écoulement d'une manière à atténuer la distorsion. La méthode est définie et validée selon le fonctionnement de soufflantes existantes.