Résumé:
Une des contraintes majeures intervenant dans la conception de la protection thermique d’engin spatial hypersonique est liée à l’échauffement de la paroi. Elle est dû principalement à la
présence de chocs forts au sein de l’écoulement, à la dissipation visqueuse dans les couches limites et aux effets de thermochimie. L’importance de la différence de température entre la paroi
et l’écoulement est source de flux de chaleur internes, transmis en partie à la paroi à travers la couche limite
Le jet contre-courant s’est avéré être une stratégie réalisable pour éloigner le choc et réduire le chauffage aérodynamique dans les véhicules hypersoniques. En vol réel, l'efficacité de réduction
du flux de chaleur du jet contre-courant doit être améliorée au maximum pour réduire la taille du système d'alimentation en liquide de refroidissement, qui occupe un espace et un poids
considérables. Pour cela, On considère l’étude sur la simulation d’un écoulement bidimensionnel et visqueux en déséquilibre chimique avec la prise en compte des modèles de turbulence en utilisant
ANSYS Fluent 19.0. On exécute dans un premier temps une simulation sur le corps émoussé de Lobb pour maitriser
le code de calcul et déterminer les différents paramètres à savoir le nombre de mach, le champ de pression et de température ainsi les fractions massiques des espèces.
La réduction du chauffage aérodynamique par application d’un jet contre-courant est étudiée dans la deuxième cas sphère de Lobb modélisé le nez d’une navette spatiale. Les résultats trouvés
sont en accord avec la littérature scientifique et ils présentent une bonne concordance.
