Les constructeurs d’avions sont tenus par la réglementation de certifier leurs avions contre la formation du givre en vol. Parmi les systèmes de protection contre la formation de glace en vol, il y a les systèmes d’antigivrage à air chaud dans les avions à turboréacteurs. En général, un tube piccolo assure la circulation de l’air chaud à l’intérieur du bord d’attaque des ailes. Dans les systèmes antigivre à air chaud qui utilisent le tube piccolo, une série de buses percées dans un tube principal permet de distribuer l’air chaud le long de l’envergure de l’aile. Le débit d’air dans le jet est limité par l’onde de choc qui se forme au niveau des buses. Le jet est subsonique, mais compressible. Ce mémoire présente l’effet de la compressibilité sur le transfert de chaleur dans un système antigivre à air chaud.

Le code commercial ANSYS-CFX version 11 est utilisé dans le présent mémoire pour le calcul du coefficient de convection sous forme de nombres de Nusselt local et moyen. Le code est d’abord validé à l’aide d’un écoulement permanent laminaire en 2D. La géométrie est un jet confiné dans un canal rectangulaire et puisque la géométrie est simple, un maillage structuré est utilisé. Le calcul du coefficient de friction permet de comparer les résultats avec les résultats d’autres codes et méthodes numériques.

La deuxième étape consiste à valider l’écoulement en régime permanent pour un écoulement turbulent, toujours avec la même géométrie. La comparaison des résultats obtenus avec les quelques différents modèles de turbulence a permis d’opter pour le modèle k − ω selon Wilcox (1993). La discrétisation de la couche limite au niveau du mur impacté est crucial. La couche limite est représentée par des éléments très fins et ils sont choisis de telle sorte à avoir un y⁺ dans un intervalle acceptable pour ne pas appliquer de loi de paroi au mur. Les courbes du nombre de Nusselt local obtenues concordent bien avec les autres courbes expérimentales et numériques trouvées dans la littérature.

Une fois les paramètres de simulation établis pour un écoulement turbulent en 2D, ANSYS-CFX est testé pour un écoulement 2D compressible en subsonique. L’effet de la compressibilité sur le transfert de chaleur dans le cas d’un jet d’air chaud impactant une paroi peut donc être établie et servira de référence pour nos calculs en 3D. Les valeurs des courbes du nombre de Nusselt tendent à augmenter avec le nombre de Mach, tout en gardant la même distribution. L’effet du nombre de Mach et différent de l’effet du nombre de Reynolds en incompressible.

Les étapes précédentes nous ont permis d’entamer la dernière phase de ce mémoire. Les données de validation utilisées en 3D sont basées sur l’expérience de Bunker et Metzger (1990), qui modélisent une ligne de jets circulaires impactants une géométrie semblable à un bord d’attaque d’une aile d’avion. Le domaine de calcul est discrétisé en éléments non structurés tétraédrique. La couche limite est représentée par des éléments prismatiques de manière à avoir un y+ inférieur à 2,5.

Le nombre de Nusselt moyenné dans la direction de l’envergure est utilisé pour la comparaison. Les contours du nombre de Nusselt sur le bord d’attaque montrent que le Nusselt local maximum se trouve au point d’impact du jet. Les courbes du nombre de Nusselt moyen permettent de constater qu’il n’y a pas de maximum secondaire puisque la distance entre le bord d’attaque et la plaque est grande.

L’étude des effets de compressibilité permet de constater que le maximum au point de stagnation augmente avec le nombre de Mach comme dans le cas de l’écoulement 2D. Les effets de compressibilité sont cependant limités à la zone d’impact. Le nombre de Mach chute rapidement dans le cône du jet, avant l’impact du jet sur le bord d’attaque. Par conséquent, les valeurs de Nusselt sont pratiquement indépendantes du nombre de Mach loin de cette zone. L’influence du nombre de Reynolds est plus importante que l’effet du nombre de Mach.

Le cas 3D s’avère très complexe et présente plusieurs vortex dans toutes les directions. Comparativement aux résultats expérimentaux, nos résultats ne correspondent pas parfaitement à la courbe expérimentale. Mais la prédiction numérique d’ANSYS-CFX11 reste acceptable pour un tel écoulement subsonique et compressible en 3D.

Aircraft manufacturers are required by regulation to certify their aircrafts against in flight icing. Among the means of protection against in flight icing, there are anti-icing systems using hot air extracted from aircraft jet engines. A piccolo tube ensures the hot air flow inside the wing leading edge. In these anti-icing systems, hot air is distributed along the span wise direction by a series of nozzles on a main tube. The jet air flow is limited by the shock wave that forms at the nozzles. The jet is subsonic, but compressible. This work presents the effect of compressibility on the heat transfer in a hot air anti-icing system.

The commercial code ANSYS-CFX version 11 is used in this report for calculating the coefficient of convection in the form of local and means Nusselt numbers. The code is first validated with a 2D steady laminar flow. The geometry is a jet confined in a rectangular channel and because the geometry is simple, a structured mesh is used. The calculation of the friction coefficient allows us to compare the results with results from other codes and numerical methods.

The second step is to validate the code with a 2D steady turbulent flow, keeping the same geometry. Comparison between results from different turbulence models allowed us to choose the Wilcox k − ω turbulent model. A proper discretization of the boundary layer at the impinged wall is crucial. The boundary layer is represented by very fine elements and have been selected to have an acceptable y⁺, sufficiently low to avoid applying the law of the wall to first elements near the wall. The curves of local Nusselt numbers obtained agree well with other experimental and numerical curves found in the literature.

Once the simulation parameters are established for a 2D turbulent flow, ANSYS-CFX11 is tested for a 2D compressible flow in subsonic. The compressibility effect on the heat transfer from a hot air jet impacting a wall can be established and serve as a reference for our 3D calculations. The values of the Nusselt number tend to increase with the Mach number, while keeping the same distribution. The Mach number effect is different from the Reynolds number effect in incompressible flow.

The previous steps allowed us to begin the final phase of this master’s thesis. The validation data is used in 3D based on the experience of Bunker and Metzger (1990), which model a line of circular jets impacting a geometry similar to a leading edge of an airplane wing. The computational domain is discretized with unstructured tetrahedral elements. The boundary layer is represented by prismatic elements in order to have a y+ less than 2,5.

The span wise averaged Nusselt number is used for comparison. The contours of the Nusselt number on the leading edge show that the Nusselt local maximum is at the jet impact point. The curve of the averaged Nusselt numbers shows that there is no secondary maximum as the distance between the nozzle and the plate is large.

The compressibility effects study allows us to notice that the maximum at stagnation point increases with the Mach number in the case of 2D flow. In 3D, the compressibility effects are limited to the impact zone. The Mach number is dropping rapidly in the impinging jet cone before impact occurs on the leading edge. Therefore the values of Nusselt are practically independent of Mach number downstream of this zone. The influence of Reynolds number is larger than the effect of Mach number.

The 3D case is very complex and presents several vortices in all directions. Compared to experimental results, our results do not correspond perfectly to the experimental curve. But the numerical predictions of ANSYS-CFX11 are still acceptable for such a subsonic and compressible 3D flow.