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A new method of compressed air energy storage at sea developed by the company SEGULA technologies is presented. REMORA is a storage system based on the quasi isothermal compression of air carried out by liquid pistons in the compression chambers. The latter are supplied by reversible centrifugal pumps which also act as turbines. The global system consists of elements forming a reversible energy cascade that can store energy in the form of compressed air in the underwater reservoirs or to return energy in the form of electricity in the electricity grid. The operating principle of REMORA is to always work at the nominal operating point of the pumps. This is why pumps operate at variable speed to continuously approach its nominal operating point. To optimize the operating range, a low-pressure pump and a high-pressure pump will have to take turns to supply the compression chambers. In addition, hydraulic valves are present at the inlet of each compression chamber and are connected to each pump by pipes. These valves open and close successively over a very short time depending on the state of compression or expansion of the air in each chamber. These valve switching events occur at the same time as rapid accelerations and decelerations of pump rotation speed that can induce transient flow into the system. The ODySEA demonstrator of the REMORA project with a few kW average power was built. Its objective is to analyse and simulate the various functions of the circuit during transient period. The experimental results are analysed in order to observe transient phenomena related to the rapid dynamics of the system, to verify the reliability of the REMORA concept, to detect possible problems and to remove the technological barriers. CFD modelling of the low-pressure pump is performed using STAR ccm+ calculation code in order to analyse in details the fluid flow in both modes (pump and turbine). The CFD model makes it possible to set up an elaborate pump model taking into account the different losses in the pump intended for the bond graph model. Finally, a dynamic model of the operation of the ODySEA hydraulic system, using the Bond Graph code, is proposed. A partial model, built on a simplified hydraulic circuit with two pumps and two liquids pistons, was developed and validated using the experimental results., Une nouvelle méthode de stockage d’énergie par air comprimé basé en mer développé par l’entreprise Segula technologies est présentée. REMORA est un système de stockage basé sur la compression de l’air de manière quasi isotherme effectuée par des pistons liquides dans des chambres de compression. Ces dernières sont alimentées par des pompes centrifuges réversibles qui vont également travailler en mode récepteur en assumant le rôle de turbines. Le système global est composé d’éléments formant une cascade d’énergie réversible pouvant stocker de l’énergie sous forme d’air comprimé dans les réservoirs sous-marins ou de restituer l’énergie sous forme d’électricité dans le réseau électrique. Le principe de fonctionnement de REMORA est de toujours travailler au point de fonctionnement nominal des pompes. C’est pourquoi, les pompes fonctionnent à vitesse variable pour se rapprocher de manière continue de son point de fonctionnement nominal. Pour optimiser la plage de fonctionnement, une pompe basse pression et une pompe haute pression vont devoir se relayer pour alimenter les chambres de compression. De plus, des vannes hydrauliques sont présentes à l’entrée de chaque chambre de compression et sont reliées à chaque pompe par des conduites. Ces vannes s’ouvrent et se ferment successivement sur un temps très court en fonction de l’état de compression ou de détente de l’air dans chaque chambre. Ces commutations de vannes se produisent en même temps que des accélérations et des décélérations rapides de la vitesse de rotation des pompes pouvant induire l’apparition d’un écoulement transitoire dans le système. Le démonstrateur ODySEA du projet REMORA, d’une puissance de quelques kilowatts, a été construit. Son objectif est d’analyser et de simuler les différents fonctionnements du circuit en mode instationnaire. Les résultats expérimentaux sont analysés afin de d’observer les phénomènes instationnaires liés à la dynamique rapide du système, de vérifier la fiabilité du concept REMORA, de détecter les éventuels problèmes et de lever les verrous technologiques. Une modélisation CFD de la pompe basse pression est faite à l’aide du code de calcul STAR ccm+ dans le but d’analyser finement l’écoulement du fluide dans la pompe dans les deux modes (pompe et turbine). Le modèle CFD permet de mettre en place un modèle de pompe élaboré prenant en compte les différentes pertes dans la pompe destinée au modèle bondgraph. Enfin un modèle dynamique du fonctionnement du circuit hydraulique de ODySEA, à l’aide du code Bond Graph, est proposé. Un modèle partiel, construit sur un circuit simplifié comprenant deux pompes et deux pistons a été élaboré et validé à l’aide des résultats expérimentaux.

Experimental study of labyrinth seal aeroelastic instabilities Abstract In turbomachinery, labyrinth seals are used to control the leakage between high-pressure and low-pressure regions. Therefore, labyrinth seals are key components to reach high performance of the engine. These non-contact systems generate pressure drops, minimizing radial clearances between rotating and stationary parts of the structure. Moreover, manufacturers of sealing systems tend to reduce the thickness of structural parts to get lighter designs. These new designs could lead to aeroelastic instability issues, which entails fatigue cracks. To prevent such instability problems, an accurate prediction of the aeroelastic effective damping is necessary. Stability criteria used in the industry are mainly based on empirical observations and show limitations ; moreover, the lack of experimental data can’t allow to validate existing models. This work has a dual objective : firstly, the design and manufacturing of a specific experimental rig to study labyrinth seal aeroelastic instabilities and carry out test campaigns to provide a substantial database. The development of a new analytical model is also proposed. Comparison between numerical and experimental results are presented in the analyses of the simulations. The developed test rig is a redesign of a first experimental device dedicated to labyrinth seal instabilities study. The feedback, analyses and optimisations carried out, the technological solutions set up allowed to design and manufacture an operational and modular test rig for the observation and characterisation of the phenomenon. High vibration levels recorded were associated to aeroelastic instabilities. Test campaigns analyses allowed to highlight two parameters of influence : the mass flow rate and the mechanical damping of stator part. Fluid behavior is described by Navier-Stokes equations, using a one control-volume bulk flow model, and assuming temperature fluctuations. Stator dynamics equation is written using cylindrical shell theory. The resulting fluid-structure system is developped and linearized by a perturbation method. The problem resolution is carried out using a Galerkin approach. Simulations results, compared to experimental results obtained from test campaigns provide numerous perspectives to get better fidelity models and to perform new test campaigns., Dans les machines tournantes, les joints labyrinthes sont utilisés à plusieurs niveaux (turbine, compresseur) pour limiter les fuites et les phénomènes de recirculation entre les zones hautes pressions et les zones basses pressions. Ces composants sont donc critiques pour les performances du moteur. Ils opèrent sans contact, par perte de charge, en minimisant les jeux radiaux entre parties fixes et parties tournantes de la machine. De plus, l’épaisseur du stator est réduite pour obtenir des géométries légères. Ces contraintes de conception mènent à l’apparition d’instabilités aéroélastiques qui constituent un risque pour l’intégrité des parties internes du moteur (fissuration, rupture). Pour éviter ces problématiques, il est nécessaire de disposer de modèles prédictifs. Si des critères existent, peu de données expérimentales permettent de valider et recaler ceux-ci aujourd’hui. L’objet de ce travail est double : il s’agit d’abord de mettre en place un dispositif expérimental spécifique à l’étude d’instabilités aéroélastiques de joints labyrinthe et de réaliser des essais de stabilité pour constituer une base de données expérimentale suffisamment fournie. D’autre part, le développement d’un nouveau modèle numérique est proposé. Des premiers éléments de comparaison calculs-essais sont présentés avec les résultats des simulations. Le banc d’essais mis en place est une reconception d’un premier dispositif expérimental dédié aux instabilités de joints labyrinthe. Le retour d’expérience, les analyses et optimisations réalisées, les solutions technologiques choisies ont permis de concevoir et fabriquer un banc d’essais modulaire et opérationnel pour l’observation et la caractérisation du phénomène. Les forts niveaux vibratoires relevés pendant les essais ont pu être associés à des instabilités aéroélastiques. Les analyses des campagnes d’essais ont permis de mettre en évidence deux paramètres d’influence : le débit massique et l’amortissement structural du stator. Le modèle d’écoulement est basé sur les équations de Navier-Stokes et prend en compte les variations de température au sein du joint labyrinthe. La cinématique du stator est décrite par une théorie de coque cylindrique. Le système global fluide-structure obtenu est développé et linéarisé par la méthode de perturbation. La résolution du problème bidimensionnel (temps et espace) se fait par une approche de Galerkin. Les résultats des simulations, confrontés aux résultats expérimentaux issus des campagnes d’essais, fournissent de nouvelles perspectives pour l’amélioration et le recalage du modèle et pour des campagnes d’essais futures.

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).

For an aeroengine, fan flutter is an aeroelastic instability that may lead to the fatigue or the failure of the blades. Its modelling and simulation are complex because of the many phenomena involved from mechanics, aerodynamics and acoustics. In particular, the acoustic reflexion on the air intake is likely to stabilize or destabilize the fan critically. This work aims to study the acoustic interaction between the fan and the air intake to precise the coupling mechanism. A fan representative of the civil modern configurations is studied at partial speed for a transonic flow. The first bending mode is considered with 1, 2 and 3 nodal diameters. The air intake has a bellmouth geometry. The aeroelastic response of the fan is studied depending on the acoustic behavior of the modes for different operating points.Three methods with different fidelity levels are used: unsteady simulations (URANS) are done with the elsA solver and include the fan vibrating on an imposed mode and the whole air intake; acoustic linearized simulations are done with the Actran solver to characterize the acoustic response of the intake to a source imposed at the location of the fan; an analytical model from the literature is used to predict the waves propagation and reflection in the air intake. Several sensitivity studies to numerical parameters show that the variability of the URANS simulations is in the state of the art. Both methods with a lower fidelity are validated through comparison with the URANS results. The numerical results are consistent with experimental data and those from literature. The analyses show a strong correlation between the blade stability and the acoustic behavior of the excited mode, depending on its cut-on or cut-off condition upstream and downstream the fan. It depends also on the amplitude and the phase of the waves reflected on the air intake opening. That acoustic characterization allows to sort the operating points in different families that show also distinct local aeroelastic behaviors. The supersonic region on the suction side is the main receptor likely to respond to the interaction with the intake and that can change significally blade stability., Le flottement du fan d'un turboréacteur aéronautique est une instabilité aéroélastique qui peut entraîner la fatigue ou la rupture des aubes. Sa modélisation et sa simulation sont complexes en raison des nombreux phénomènes mécaniques, aérodynamiques et acoustiques impliqués. En particulier, la réflexion acoustique sur l’entrée d’air peut potentiellement stabiliser ou déstabiliser le fan de manière critique. L'objectif de ce travail est d'étudier l'interaction acoustique entre le fan et l'entrée d'air afin de préciser les mécanismes de ce couplage.L'étude porte sur un fan représentatif des configurations civiles modernes, opérant en écoulement transsonique à régime partiel. Le premier mode de flexion est considéré avec 1, 2 et 3 diamètres nodaux. L'entrée d'air est de type « bellmouth ». La réponse aéroélastique du fan est étudiée en fonction du comportement acoustique du mode pour différents points de fonctionnement.Trois méthodes avec différents niveaux de fidélité sont utilisées : des simulations instationnaires (URANS) sont réalisées avec le solveur elsA et incluent le fan vibrant sur un mode imposé et l'entrée d'air dans sa totalité ; des simulations acoustiques linéarisées sont réalisées avec le solveur Actran pour caractériser la réponse acoustique de l'entrée d'air à une source imposée au niveau du fan ; un modèle analytique issu de la littérature est utilisé pour prédire la propagation et la réflexion des ondes dans l'entrée d'air. Diverses études de sensibilité à des paramètres numériques montrent que la variabilité des résultats des simulations URANS est dans l'état de l'art. Les deux méthodes à plus basse fidélité sont validées en confrontation avec les résultats URANS.Les résultats obtenus numériquement sont en accord avec les données expérimentales et avec celles établies dans la littérature. Les analyses menées montrent une forte corrélation entre la stabilité de l'aube et le comportement acoustique du mode excité, selon qu'il soit cut-on ou cut-off en amont et en aval du fan, et selon l'amplitude et la phase des ondes réfléchies sur l'entrée d'air. Cette caractérisation acoustique permet de classer les points de fonctionnement en différentes familles, lesquelles montrent également des comportements aéroélastiques locaux distincts. La poche supersonique sur l'extrados est le principal récepteur susceptible de réagir à l'interaction avec l'entrée d'air et de modifier significativement la stabilité de l'aube.

In the digital age, almost all of a product’s development cycle is done on a computer. There is no longer a need to physically produce drafts. Their characteristics can be tested with precision that depends on the maturity of the simulation methods. Researchers in digital simulation therefore have the challenge of transferring their recent advances to industry. In fluid mechanics, the computer codes must gain in adaptability in order to take into account the morphology of the problem and the mesh.The configuration of advanced methods should be delegated by the non-expert user to the machine.This research work focused on the adaptability in space of a high order finite volume scheme (FV-MLS). The high order is an essential element in order to capture highly unsteady phenomena. To increase the order of precision, the FV-MLS scheme involves a high order polynomial reconstruction by Least Mobile Squares. MLS has great potential in terms of flexibility for handling complex geometries. It also has a large number of parameters that can be integrated into an optimization process.This work first provided answers concerning the sensitivity of the method regarding the MLS parameters. At a second level, a series of algorithms for the relevant choice of these parameters has been developed, while clearly improving the robustness, the precision and the calculation efficiency. The user’s load has therefore been reduced significantly, allowing him to focus on his core business. This methodology has been validated up to order 6. To improve the robustness of the numerical scheme vis-à-vis the anisotropy of the mesh, a new high-order local reconstruction framework has been defined. This local reconstruction makes it possible to reduce or even annihilate the effects of anisotropy. Several validation cases and examples of applications have been carried out in order to demonstrate the value of the proposed methods.; A l’ère du numérique, le cycle de développement d’un produit se fait dans sa quasi totalité sur ordinateur. Il n’est plus nécessaire de produire physiquement des versions préliminaires. Leurs caractéristiques peuvent être testées avec une précision dépendante de la maturité des méthodes de simulation. Les acteurs de la recherche en simulation numérique ont donc pour défi de transposer leurs récentes avancées vers l’industrie. En mécanique des fluides, les codes de calcul doivent gagner en adaptabilité afin de prendre en compte la morphologie du problème et du maillage. Le paramétrage des méthodes avancées doit pouvoir être délégué par l’utilisateur non-expert à la machine. Ce travail de recherche porte sur l’adaptabilité en espace d’un schéma volumes finis d’ordre élevé (FV-MLS). L’ordre élevé est un élément indispensable afin de capter les phénomènes fortement instationnaires.Pour augmenter l’ordre de précision, le schéma FV-MLS fait intervenir une reconstruction polynomiale d’ordre élevé par Moindres Carrés Mobiles. MLS affiche un fort potentiel en terme de flexibilité pour traiter des géométries complexes. Elle possède par ailleurs un nombre important de paramètres pouvant être intégrés dans un procédé d’optimisation. Ces travaux ont tout d’abord apporté des réponses concernant la sensibilité de la méthode vis-à-vis des paramètres MLS. À un second niveau, une série d’algorithmes de choix pertinent de ces paramètres a été mise au point, tout en améliorant nettement la robustesse, la précision et l’efficacité de calcul. La charge de l’utilisateur a ainsi été réduite de manière conséquente, lui permettant de se recentrer sur son cœur de métier. Cette méthodologie a été validée jusqu’à l’ordre 6. Pour améliorer la robustesse au schéma numérique vis-à-vis de l’anisotropie du maillage, un nouveau cadre de reconstruction locale d’ordre élevée a été défini.Cette reconstruction locale permet de réduire drastiquement les effets de l’anisotropie. Plusieurs cas de validation et exemples d’applications ont été réalisé afin de démonter l’intérêt des méthodes proposées.

The present study aims to quantify by means of an analytical modelling, experiments and numerical simulations, the impact of heterogeneous stator vanes on rotor-stator noise in axial turbomachines. This study starts from the first observations on an axial low-speed fan at École Centrale de Lyon, the LP3 stage. It has been observed that the first two blade passing frequencies were radiating at high levels while they were expected to be cut-off by the duct according to Tyler & Sofrin’s criterion. An experiment is then carried out with the heterogeneous fan configuration which makes it possible to characterize the spectral and modal contents. To ensure that no inflow distortion is present at the inlet, a turbulence control screen is used. Modal decomposition techniques are used on pseudo-random antennas to obtain the predominant acoustic modes. The results showed a strong acoustic radiation of the first two BPFs and evidenced some dominant modes. The same experiment is then simulated numerically using the lattice Boltzmann method. The comparison between a homogeneous and heterogeneous stator allows quantifying directly the impact of the heterogeneity. The heterogeneity is responsible for a level increase of more than 10 dB at the first two BPFs. The modal content from the numerical simulations on the heterogeneous configuration is also in good agreement with the experiment. In addition, the analysis of the flow in the inter-stage made it possible to highlight the impact of the heterogeneity on the potential field. Finally, the analytical modelling is focused on two dominant sources: the wake and potential interaction noise. The results put in evidence a minor contribution of the potential interaction noise compared to wake interaction noise. The same dominant modes are found in certain propagation directions in accordance with what is measured in the experiment. Finally, an optimization of the heterogeneous vanes angular position is carried out. One of the optimal configurations showing a great noise attenuation is numerically validated by the LBM. The numerical results show that the optimization of the azimuthal positioning of the heterogeneous vanes makes it possible to obtain a significant reduction of the levels at the first two BPFs. The comparison of all the study dimensions (analytical, experimental and numerical) allows achieving a better understanding of the noise mechanisms modification caused by the heterogeneity of the stator., La présente étude vise à quantifier par une modélisation analytique, des essais et des simulations numériques, l’impact des aubes de stator hétérogènes sur le bruit d’interaction rotor-stator dans les turbomachines axiales. Le travail développé s’appuie sur des premières observations sur un ventilateur axial à basse vitesse à l’École Centrale de Lyon, l’étage LP3. Il a été observé que les deux premières fréquences de passage des pales rayonnaient à des niveaux élevés alors qu’elles devaient être coupées par le conduit selon le critère de Tyler & Sofrin. Une campagne expérimentale est alors réalisée sur la configuration de ventilateur hétérogène qui permet la caractérisation des contenus spectral et modal. Afin de s’assurer qu’aucune distorsion d’entrée d’air n’est présente, un écran pour le contrôle de la turbulence est utilisé. Des techniques de décomposition modale sont utilisées sur des antennes pseudo-aléatoires afin d’obtenir les modes acoustiques prédominants. Les résultats montrent un fort rayonnement acoustique des deux premières fréquences de passage des pales et mettent en évidence des modes dominants. La même expérience est ensuite simulée numériquement en utilisant la méthode de Boltzmann sur réseau. La comparaison entre un stator homogène et hétérogène permet de quantifier directement l’impact de l’hétérogénéité. L’hétérogénéité est alors responsable d’une augmentation du niveau tonal de plus de 10 dB aux deux premières FPP. Le contenu modal mesuré sur la configuration hétérogène est bien retrouvé par les simulations numériques. En outre, l’analyse de l’écoulement dans l’espacement inter-rotor-stator a permis de mettre en évidence l’impact de l’hétérogénéité sur le champ potentiel. Finalement, la modélisation analytique est axée sur deux sources dominantes : le bruit d’interaction de sillage et le bruit d’interaction potentielle. Les résultats montrent une contribution mineure du bruit d’interaction potentielle comparé au bruit d’interaction de sillage. Les mêmes modes dominants sont retrouvés dans certaines directions de propagation en accord avec ce qui est observé expérimentalement. En dernier lieu, une étude d’optimisation de la position des bras support est présentée. Une des configurations optimale montrant une forte atténuation du niveau de bruit tonal est validée numériquement par des simulations numériques. Les résultats montrent que l’optimisation du positionnement angulaire des aubes hétérogènes permet d’obtenir une réduction significative des niveaux aux deux premières FPP. L’étude des différentes composantes (analytique, expérimentale et numérique) fourni ainsi une meilleure compréhension des mécanismes de bruit modifiés par l’hétérogénéité du stator.

The present study aims to quantify by means of an analytical modelling, experiments and numerical simulations, the impact of heterogeneous stator vanes on rotor-stator noise in axial turbomachines. This study starts from the first observations on an axial low-speed fan at École Centrale de Lyon, the LP3 stage. It has been observed that the first two blade passing frequencies were radiating at high levels while they were expected to be cut-off by the duct according to Tyler & Sofrin’s criterion. An experiment is then carried out with the heterogeneous fan configuration which makes it possible to characterize the spectral and modal contents. To ensure that no inflow distortion is present at the inlet, a turbulence control screen is used. Modal decomposition techniques are used on pseudo-random antennas to obtain the predominant acoustic modes. The results showed a strong acoustic radiation of the first two BPFs and evidenced some dominant modes. The same experiment is then simulated numerically using the lattice Boltzmann method. The comparison between a homogeneous and heterogeneous stator allows quantifying directly the impact of the heterogeneity. The heterogeneity is responsible for a level increase of more than 10 dB at the first two BPFs. The modal content from the numerical simulations on the heterogeneous configuration is also in good agreement with the experiment. In addition, the analysis of the flow in the inter-stage made it possible to highlight the impact of the heterogeneity on the potential field. Finally, the analytical modelling is focused on two dominant sources: the wake and potential interaction noise. The results put in evidence a minor contribution of the potential interaction noise compared to wake interaction noise. The same dominant modes are found in certain propagation directions in accordance with what is measured in the experiment. Finally, an optimization of the heterogeneous vanes angular position is carried out. One of the optimal configurations showing a great noise attenuation is numerically validated by the LBM. The numerical results show that the optimization of the azimuthal positioning of the heterogeneous vanes makes it possible to obtain a significant reduction of the levels at the first two BPFs. The comparison of all the study dimensions (analytical, experimental and numerical) allows achieving a better understanding of the noise mechanisms modification caused by the heterogeneity of the stator.; La présente étude vise à quantifier par une modélisation analytique, des essais et des simulations numériques, l’impact des aubes de stator hétérogènes sur le bruit d’interaction rotor-stator dans les turbomachines axiales. Le travail développé s’appuie sur des premières observations sur un ventilateur axial à basse vitesse à l’École Centrale de Lyon, l’étage LP3. Il a été observé que les deux premières fréquences de passage des pales rayonnaient à des niveaux élevés alors qu’elles devaient être coupées par le conduit selon le critère de Tyler & Sofrin. Une campagne expérimentale est alors réalisée sur la configuration de ventilateur hétérogène qui permet la caractérisation des contenus spectral et modal. Afin de s’assurer qu’aucune distorsion d’entrée d’air n’est présente, un écran pour le contrôle de la turbulence est utilisé. Des techniques de décomposition modale sont utilisées sur des antennes pseudo-aléatoires afin d’obtenir les modes acoustiques prédominants. Les résultats montrent un fort rayonnement acoustique des deux premières fréquences de passage des pales et mettent en évidence des modes dominants. La même expérience est ensuite simulée numériquement en utilisant la méthode de Boltzmann sur réseau. La comparaison entre un stator homogène et hétérogène permet de quantifier directement l’impact de l’hétérogénéité. L’hétérogénéité est alors responsable d’une augmentation du niveau tonal de plus de 10 dB aux deux premières FPP. Le contenu modal mesuré sur la configuration hétérogène est bien retrouvé par les simulations numériques. En outre, l’analyse de l’écoulement dans l’espacement inter-rotor-stator a permis de mettre en évidence l’impact de l’hétérogénéité sur le champ potentiel. Finalement, la modélisation analytique est axée sur deux sources dominantes : le bruit d’interaction de sillage et le bruit d’interaction potentielle. Les résultats montrent une contribution mineure du bruit d’interaction potentielle comparé au bruit d’interaction de sillage. Les mêmes modes dominants sont retrouvés dans certaines directions de propagation en accord avec ce qui est observé expérimentalement. En dernier lieu, une étude d’optimisation de la position des bras support est présentée. Une des configurations optimale montrant une forte atténuation du niveau de bruit tonal est validée numériquement par des simulations numériques. Les résultats montrent que l’optimisation du positionnement angulaire des aubes hétérogènes permet d’obtenir une réduction significative des niveaux aux deux premières FPP. L’étude des différentes composantes (analytique, expérimentale et numérique) fourni ainsi une meilleure compréhension des mécanismes de bruit modifiés par l’hétérogénéité du stator.

In the digital age, almost all of a product’s development cycle is done on a computer. There is no longer a need to physically produce drafts. Their characteristics can be tested with precision that depends on the maturity of the simulation methods. Researchers in digital simulation therefore have the challenge of transferring their recent advances to industry. In fluid mechanics, the computer codes must gain in adaptability in order to take into account the morphology of the problem and the mesh.The configuration of advanced methods should be delegated by the non-expert user to the machine.This research work focused on the adaptability in space of a high order finite volume scheme (FV-MLS). The high order is an essential element in order to capture highly unsteady phenomena. To increase the order of precision, the FV-MLS scheme involves a high order polynomial reconstruction by Least Mobile Squares. MLS has great potential in terms of flexibility for handling complex geometries. It also has a large number of parameters that can be integrated into an optimization process.This work first provided answers concerning the sensitivity of the method regarding the MLS parameters. At a second level, a series of algorithms for the relevant choice of these parameters has been developed, while clearly improving the robustness, the precision and the calculation efficiency. The user’s load has therefore been reduced significantly, allowing him to focus on his core business. This methodology has been validated up to order 6. To improve the robustness of the numerical scheme vis-à-vis the anisotropy of the mesh, a new high-order local reconstruction framework has been defined. This local reconstruction makes it possible to reduce or even annihilate the effects of anisotropy. Several validation cases and examples of applications have been carried out in order to demonstrate the value of the proposed methods., A l’ère du numérique, le cycle de développement d’un produit se fait dans sa quasi totalité sur ordinateur. Il n’est plus nécessaire de produire physiquement des versions préliminaires. Leurs caractéristiques peuvent être testées avec une précision dépendante de la maturité des méthodes de simulation. Les acteurs de la recherche en simulation numérique ont donc pour défi de transposer leurs récentes avancées vers l’industrie. En mécanique des fluides, les codes de calcul doivent gagner en adaptabilité afin de prendre en compte la morphologie du problème et du maillage. Le paramétrage des méthodes avancées doit pouvoir être délégué par l’utilisateur non-expert à la machine. Ce travail de recherche porte sur l’adaptabilité en espace d’un schéma volumes finis d’ordre élevé (FV-MLS). L’ordre élevé est un élément indispensable afin de capter les phénomènes fortement instationnaires.Pour augmenter l’ordre de précision, le schéma FV-MLS fait intervenir une reconstruction polynomiale d’ordre élevé par Moindres Carrés Mobiles. MLS affiche un fort potentiel en terme de flexibilité pour traiter des géométries complexes. Elle possède par ailleurs un nombre important de paramètres pouvant être intégrés dans un procédé d’optimisation. Ces travaux ont tout d’abord apporté des réponses concernant la sensibilité de la méthode vis-à-vis des paramètres MLS. À un second niveau, une série d’algorithmes de choix pertinent de ces paramètres a été mise au point, tout en améliorant nettement la robustesse, la précision et l’efficacité de calcul. La charge de l’utilisateur a ainsi été réduite de manière conséquente, lui permettant de se recentrer sur son cœur de métier. Cette méthodologie a été validée jusqu’à l’ordre 6. Pour améliorer la robustesse au schéma numérique vis-à-vis de l’anisotropie du maillage, un nouveau cadre de reconstruction locale d’ordre élevée a été défini.Cette reconstruction locale permet de réduire drastiquement les effets de l’anisotropie. Plusieurs cas de validation et exemples d’applications ont été réalisé afin de démonter l’intérêt des méthodes proposées.

Icing has been identified as a serious issue since the start of aeronautics. The recent evolution of engine certification has extended the atmospheric domain to ice crystal. Under these conditions, aircraft engine manufacturers have to ensure a reliable in flight operability. Ice crystal accretion occurs at high altitude and with positive temperature, contrary to usual supercooled droplet icing issue. The mechanisms involved are complex with strong coupling between ice crystals, aerodynamics and thermics in the airflow as well as on the engine walls. The purpose of this thesis is to develop and validate means of simulation to predict the accretion generated by ice crystal ingestion. To meet this objective, an experimental database which was little studied was analysed, leading to the improvement of ice layer erosion and crystals sticking efficiency models developped during previous research. These new models enable a better agreement between numerical simulations and experimental observations, as well as an extension of simulation capacities. In the meantime, the developement were implemented in CEDRE, ONERA’s multiphysical calculation chain, and simulations of engine configurations were realised. Thus, CEDRE operability and capacity to predict accretion risk for some icing conditions were demonstrated. Furthermore, some limitations have been identified, opening research oulooks and future developments., Le givrage est un des phénomènes atmosphériques les plus sévères pour les aéronefs et les moteurs. Les évolutions récentes de la réglementation ont étendu les exigences de certification au cas des cristaux de glace. Pour ces conditions, les moteurs d’avion doivent démontrer un fonctionnement robuste en vol. Contrairement aux gouttes en surfusion rencontrées dans les conditions de givrage habituelles, les cristaux de glace peuvent s’accréter jusqu’à très haute altitude et à température positive à l’intérieur du moteur. Les mécanismes associés sont complexes car ils font intervenir des couplages forts entre le transport des cristaux, l’aérodynamique et la thermodynamique dans l’écoulement ainsi qu’à la paroi. L’objectif de cette thèse est de développer et valider des moyens de simulation numérique permettant de prévoir ces phénomènes. Pour remplir cet objectif, une base de données expérimentales peu étudiée précédemment a été analysée, conduisant à l’amélioration des modèles d’érosion de la couche de glace et d’efficacité de collage des cristaux développés lors de précédentes recherches. Ces nouveaux modèles permettent un meilleur accord entre les simulations numériques et les observations expérimentales, ainsi que l’extension des capacités de simulation. En parallèle, les développements ont été implémentés dans CEDRE, la chaine de calcul multiphysique 3D de l’ONERA, et des simulations ont été réalisées sur des configurations de moteurs. La capacité de l’outil à prévoir le risque d’accrétion dans certaines conditions givrantes a ainsi pu être démontrée. Des limitations ont également été mises en évidence, ouvrant des perspectives de recherche et de développement futurs.

This work deals with the solution of coupled aerothermal problems. The aim of the work is to improve the accuracy and robustness of the coupling techniques. The stability of the aerothermal coupling for steady state problems is first studied (weak coupling). A numerical Biot number is defined, which allows to evaluate the intensity of the fluid-structure thermal interaction. Several methods (Dirichlet-Robin, Neumann-Robin and Robin-Robin) are studied and their ranges of validity are defined. The Dirichlet-Robin method with a safety coefficient, which presents the easiest implementation, proves to be the most robust. Taking radiation into account implies a major destabilization of the aerothermal problem. Thus, the stabilization method is modified in order to be able to stabilize this type of calculation. In the second part, the solution of coupled aerothermal problems in the transient regime is studied using the quasidynamic partitioned algorithm. This is an iterative procedure (strong coupling) between the thermal problem in the solid solved in the transient regime and the flow field at the steady state, thus ensuring equal heat flux and temperature at each coupling time. The accuracy of this algorithm is analysed and improved. Finally, the quasi-dynamic algorithm is analysed on quasi-industrial aerothermal problems of aeronautical compressor and turbine discs.; Ces travaux s’inscrivent dans la résolution de problèmes couplés aérothermiques. Il s’agit notamment d’améliorer les méthodes de couplage en termes de précision et de robustesse. La stabilité du couplage aérothermique en régime permanent a été d’abord étudiée (couplage faible). Un nombre de Biot numérique a été défini ce qui permet d’évaluer l’intensité de l’interaction thermique fluide-structure. Plusieurs méthodes (Dirichlet-Robin, Neumann-Robin et Robin-Robin) ont été étudiées et leur domaine de validité a été défini. La méthode Dirichlet-Robin avec un coefficient de sécurité s’est avérée la plus robuste et simple à mettre en œuvre. La prise en compte du rayonnement implique une déstabilisation majeure du problème aérothermique. La méthode de stabilisation a donc été modifiée afin de pouvoir stabiliser ce type de calcul. Dans un deuxième temps, la résolution de problèmes couplés aérothermiques en régime transitoire a été étudiée via l’algorithme partitionné quasi-instationnaire. Il s’agit d’une procédure itérative (couplage fort) entre le solide en régime transitoire et des états fluides en régime stationnaire, assurant ainsi l’égalité des flux de chaleur et de la température à chaque instant de couplage. La précision de cet algorithme a été analysée et améliorée. Enfin, l’algorithme quasi-instationnaire a été analysé sur des problèmes aérothermiques quasi-industriels de disques de turbine et compresseur aéronautiques.

Aerospace turbopumps usually use labyrinth gas seals to prevent the gas driving the turbine to leak in the gap between the rotor and the stator parts. Current trends in turbopumps design focus on the minimization of the clearance, so as to optimise the efficiency, and on the reduction of the stator weight. However, these trends may lead to aeroelastic stability issues which can damage the structure, mainly static parts according to post-mortem observations.To tackle these new challenges, more predictive models must be devised in order to take the stator flexibility and the leakages into account. The purpose of this work is to carry out a numerical investigation on an advanced labyrinth gas seal model comprising a non-deformable rotor, and a flexible stator. The flexibility of the static part induces pressure and velocity fluctuations within the leakage flow. The model retains several cavities formed by the teeth located on the shaft. Eventually, a strong coupling between the fluid and the structure is assumed.The model governing the behaviour of the flow in a cavity is inspired by Childs analytical model and Navier-Stokes equations. The model of the flow is then coupled to a mechanical model corresponding to the stator. The structure can be supported on the low pressure side as well as on the high pressure side. Taking into account those boundary conditions allows a direct comparison with results given by Abbott.The coupled system obtained includes non linear differential equations. To overcome these non- linearities a perturbation method is used, as proposed by Childs. To solve this two-dimensional problem a Galerkin approach with a Fourier transform with respect to the space variables is used.This investigation takes into account a full coupling between the dynamics of the stator, including diameter modes, and the behavior of the labyrinth seal, providing new interesting insights on the dynamic of such system, especially in terms on aeroelastic stability.; Des joints labyrinthes sont utilisés dans les turbopompes spatiales pour limiter les fuites du gaz qui entraine la turbine dans l’interstice séparant le rotor du stator. Les tendances actuelles sont à la minimisation des jeux (pour optimiser le rendement) et à l’allègement du stator. Ces contraintes conduisent à l’apparition d’instabilités qualifiées d’aéroélastique qui peuvent mener à l’endommagement des structures internes de la turbine, notamment au niveau des partie statoriques selon des analyses post-mortem. Ces évolutions rendent nécessaires l’élaboration de modèles plus prédictifs au niveau de la prise en compte des fuites et de la souplesse du stator.L’objet de ce travail est de développer un modèle numérique avancé de joint labyrinthe prenant en compte un rotor non déformable et un stator flexible. La souplesse de la partie statorique induit des variations de pression et de vitesse au sein de l’écoulement. Le modèle peut comporter plusieurs cavités, le rotor peut être mis en rotation et les dents sont positionnées sur l’arbre.Le modèle d’écoulement développé est inspiré des travaux de Childs et utilise les équations simplifiées de Navier-Stokes. Le modèle de fluide est couplé à un modèle de dynamique des structures correspondant au stator (anneau ou cylindre). La structure peut être encastrée du côté des hautes pressions ou des basses pressions. La prise en considération de cette condition aux limites permet une confrontation précise des résultats avec les travaux d’Abbott. Le système fluide-structure obtenu comprend des équations non-linéaires aux dérivées partielles. Pour s’affranchir de ces non linéarités, une méthode de perturbation est utilisée. Pour résoudre ce problème à deux dimensions (en temps et en espace), une approche de Galerkin est utilisée.Ces développements prennent alors en considération un couplage fort entre le fluide et la structure, incluant les modes à diamètres et le comportement du joint labyrinthe. Les résultats obtenus apportent de nouvelles perspectives sur l’approche actuelle des instabilités aéroélastiques.

Aerospace turbopumps usually use labyrinth gas seals to prevent the gas driving the turbine to leak in the gap between the rotor and the stator parts. Current trends in turbopumps design focus on the minimization of the clearance, so as to optimise the efficiency, and on the reduction of the stator weight. However, these trends may lead to aeroelastic stability issues which can damage the structure, mainly static parts according to post-mortem observations.To tackle these new challenges, more predictive models must be devised in order to take the stator flexibility and the leakages into account. The purpose of this work is to carry out a numerical investigation on an advanced labyrinth gas seal model comprising a non-deformable rotor, and a flexible stator. The flexibility of the static part induces pressure and velocity fluctuations within the leakage flow. The model retains several cavities formed by the teeth located on the shaft. Eventually, a strong coupling between the fluid and the structure is assumed.The model governing the behaviour of the flow in a cavity is inspired by Childs analytical model and Navier-Stokes equations. The model of the flow is then coupled to a mechanical model corresponding to the stator. The structure can be supported on the low pressure side as well as on the high pressure side. Taking into account those boundary conditions allows a direct comparison with results given by Abbott.The coupled system obtained includes non linear differential equations. To overcome these non- linearities a perturbation method is used, as proposed by Childs. To solve this two-dimensional problem a Galerkin approach with a Fourier transform with respect to the space variables is used.This investigation takes into account a full coupling between the dynamics of the stator, including diameter modes, and the behavior of the labyrinth seal, providing new interesting insights on the dynamic of such system, especially in terms on aeroelastic stability., Des joints labyrinthes sont utilisés dans les turbopompes spatiales pour limiter les fuites du gaz qui entraine la turbine dans l’interstice séparant le rotor du stator. Les tendances actuelles sont à la minimisation des jeux (pour optimiser le rendement) et à l’allègement du stator. Ces contraintes conduisent à l’apparition d’instabilités qualifiées d’aéroélastique qui peuvent mener à l’endommagement des structures internes de la turbine, notamment au niveau des partie statoriques selon des analyses post-mortem. Ces évolutions rendent nécessaires l’élaboration de modèles plus prédictifs au niveau de la prise en compte des fuites et de la souplesse du stator.L’objet de ce travail est de développer un modèle numérique avancé de joint labyrinthe prenant en compte un rotor non déformable et un stator flexible. La souplesse de la partie statorique induit des variations de pression et de vitesse au sein de l’écoulement. Le modèle peut comporter plusieurs cavités, le rotor peut être mis en rotation et les dents sont positionnées sur l’arbre.Le modèle d’écoulement développé est inspiré des travaux de Childs et utilise les équations simplifiées de Navier-Stokes. Le modèle de fluide est couplé à un modèle de dynamique des structures correspondant au stator (anneau ou cylindre). La structure peut être encastrée du côté des hautes pressions ou des basses pressions. La prise en considération de cette condition aux limites permet une confrontation précise des résultats avec les travaux d’Abbott. Le système fluide-structure obtenu comprend des équations non-linéaires aux dérivées partielles. Pour s’affranchir de ces non linéarités, une méthode de perturbation est utilisée. Pour résoudre ce problème à deux dimensions (en temps et en espace), une approche de Galerkin est utilisée.Ces développements prennent alors en considération un couplage fort entre le fluide et la structure, incluant les modes à diamètres et le comportement du joint labyrinthe. Les résultats obtenus apportent de nouvelles perspectives sur l’approche actuelle des instabilités aéroélastiques.

Organic Rankine Cycles (ORC) are a promising technology used for energy extraction from low-temperature heat sources. Unlike classical Rankine cycles, they use a low-boiling, dense organic fluid instead of water, leading to more compact and efficient expanders. The molecular complexity of organic working fluids induces, for thermodynamic conditions close to the liquid/vapor coexistence curve and temperatures and pressures of the order of magnitude of the critical point, considerable real gas effects, which need to be modelled by means of advances equations of state and transport-property laws. For medium to high power ORC, the expander is generally a turbine, caracterized by a small number of highly loaded stages working in the supersonic or transonic flow regimes. In order to improve ORC turbine design, it is essential to understand and predict loss mechanisms due to the formation of shock waves and to their interaction with the transitional or turbulent surrounding boundary layers. In this work we carry out large eddy simulations (LES) of transonic and supersonic dense gas flows through turbine cascades. For that purpose, we first set-up a suitable numerical strategy, with focus on efficient time interation schemes for flows dominated by the advective time step. The proposed methodology is validated for test cases of increasing difficulty, including the LES of the VKI LS-89 high-pressure turbine cascade. In the past, such a configuration has been extensively investigated both experimentally and numerically, using a perfect gas as the working fluid. Afterwards, LES of the VKI LS-89 configuration and of a supersonic turbine guide vane specifically design for ORC applications are carried out at various operating conditions by using working fluids leading to strong non-ideal effects, namely, the heavy fluorocarbon PP11 and the refrigerant r245fa. The results show up the influence of dense gas effects on shock wave formation and laminar-to-turbulent transition. Comparisons with simulations based on Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations supplemented by a turbulence model, the workhorse of ORC turbine design, show significant discrepancies due to the transitional nature of turbine flows, pointing out the importance of using advanced models in turbine design.; Les cycles organiques de Rankine (ORC) sont une technologie prometteuse utilisée pour l'extraction d'énergie à partir de sources de chaleur à basse température. Contrairement aux cycles de Rankine classiques, ils utilisent un fluide organique dense à faible point d'ébullition à la place de l'eau, cela permet d'obtenir des détendeurs plus compacts et plus performants. Pour des conditions thermodynamiques proches de la courbe de coexistence liquide/vapeur et des températures et pressions de l'ordre de grandeur du point critique, la complexité moléculaire des fluides de travail organiques induit des effets de gaz réel considérables qui doivent être modélisés à l'aide de lois d’état et de variation des propriétés de transports avancées. Pour les ORC de moyenne à forte puissance, le détendeur est généralement une turbine, caractérisée par un petit nombre d’étages très chargés fonctionnant dans les régimes d’écoulement transsoniques ou supersoniques. Afin d’améliorer la conception des turbines ORC, il est essentiel de comprendre et prévoir les mécanismes de perte dus à la formation d’ondes de choc et à leur interaction avec les couches limites environnantes transitoires ou turbulentes. Dans ce travail, nous réalisons des simulations aux grandes échelles (LES) d’écoulements transsoniques et supersoniques de gaz dense à travers des grilles d’aubes de turbines. À cette fin, nous avons d’abord mis au point une stratégie numérique appropriée, étudiant notamment des schémas d’intégration temporelle efficaces pour des écoulements dominés par le pas de temps convectif. La méthodologie proposée est validée pour des cas tests de difficulté croissante, y compris la LES de la turbine haute pression VKI LS-89. Dans le passé, cette configuration a fait l’objet de nombreuses recherches expérimentales et numériques, en utilisant un gaz parfait comme fluide de travail. Ensuite, la configuration VKI LS-89 ainsi qu'un injecteur de turbine supersonique spécialement conçu pour les applications ORC sont étudiés à l’aide de LES dans plusieurs conditions de fonctionnement, en utilisant plusieurs fluides de travail entraînant de forts effets de gaz réel, à savoir le fluorocarbure lourd PP11 et le réfrigérant r245fa. Les résultats montrent l'influence des effets de gaz dense sur la formation d'ondes de choc et sur la transition laminaire-turbulent. Des comparaisons avec des simulations basées sur les équations RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes) complétées par un modèle de turbulence, l’outil principal pour le design de turbines ORC, montrent des écarts importants dus à la nature transitionnelle des écoulements dans des turbines, soulignant l’importance de l’utilisation de modèles avancés.

Organic Rankine Cycles (ORC) are a promising technology used for energy extraction from low-temperature heat sources. Unlike classical Rankine cycles, they use a low-boiling, dense organic fluid instead of water, leading to more compact and efficient expanders. The molecular complexity of organic working fluids induces, for thermodynamic conditions close to the liquid/vapor coexistence curve and temperatures and pressures of the order of magnitude of the critical point, considerable real gas effects, which need to be modelled by means of advances equations of state and transport-property laws. For medium to high power ORC, the expander is generally a turbine, caracterized by a small number of highly loaded stages working in the supersonic or transonic flow regimes. In order to improve ORC turbine design, it is essential to understand and predict loss mechanisms due to the formation of shock waves and to their interaction with the transitional or turbulent surrounding boundary layers. In this work we carry out large eddy simulations (LES) of transonic and supersonic dense gas flows through turbine cascades. For that purpose, we first set-up a suitable numerical strategy, with focus on efficient time interation schemes for flows dominated by the advective time step. The proposed methodology is validated for test cases of increasing difficulty, including the LES of the VKI LS-89 high-pressure turbine cascade. In the past, such a configuration has been extensively investigated both experimentally and numerically, using a perfect gas as the working fluid. Afterwards, LES of the VKI LS-89 configuration and of a supersonic turbine guide vane specifically design for ORC applications are carried out at various operating conditions by using working fluids leading to strong non-ideal effects, namely, the heavy fluorocarbon PP11 and the refrigerant r245fa. The results show up the influence of dense gas effects on shock wave formation and laminar-to-turbulent transition. Comparisons with simulations based on Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations supplemented by a turbulence model, the workhorse of ORC turbine design, show significant discrepancies due to the transitional nature of turbine flows, pointing out the importance of using advanced models in turbine design.; Les cycles organiques de Rankine (ORC) sont une technologie prometteuse utilisée pour l'extraction d'énergie à partir de sources de chaleur à basse température. Contrairement aux cycles de Rankine classiques, ils utilisent un fluide organique dense à faible point d'ébullition à la place de l'eau, cela permet d'obtenir des détendeurs plus compacts et plus performants. Pour des conditions thermodynamiques proches de la courbe de coexistence liquide/vapeur et des températures et pressions de l'ordre de grandeur du point critique, la complexité moléculaire des fluides de travail organiques induit des effets de gaz réel considérables qui doivent être modélisés à l'aide de lois d’état et de variation des propriétés de transports avancées. Pour les ORC de moyenne à forte puissance, le détendeur est généralement une turbine, caractérisée par un petit nombre d’étages très chargés fonctionnant dans les régimes d’écoulement transsoniques ou supersoniques. Afin d’améliorer la conception des turbines ORC, il est essentiel de comprendre et prévoir les mécanismes de perte dus à la formation d’ondes de choc et à leur interaction avec les couches limites environnantes transitoires ou turbulentes. Dans ce travail, nous réalisons des simulations aux grandes échelles (LES) d’écoulements transsoniques et supersoniques de gaz dense à travers des grilles d’aubes de turbines. À cette fin, nous avons d’abord mis au point une stratégie numérique appropriée, étudiant notamment des schémas d’intégration temporelle efficaces pour des écoulements dominés par le pas de temps convectif. La méthodologie proposée est validée pour des cas tests de difficulté croissante, y compris la LES de la turbine haute pression VKI LS-89. Dans le passé, cette configuration a fait l’objet de nombreuses recherches expérimentales et numériques, en utilisant un gaz parfait comme fluide de travail. Ensuite, la configuration VKI LS-89 ainsi qu'un injecteur de turbine supersonique spécialement conçu pour les applications ORC sont étudiés à l’aide de LES dans plusieurs conditions de fonctionnement, en utilisant plusieurs fluides de travail entraînant de forts effets de gaz réel, à savoir le fluorocarbure lourd PP11 et le réfrigérant r245fa. Les résultats montrent l'influence des effets de gaz dense sur la formation d'ondes de choc et sur la transition laminaire-turbulent. Des comparaisons avec des simulations basées sur les équations RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes) complétées par un modèle de turbulence, l’outil principal pour le design de turbines ORC, montrent des écarts importants dus à la nature transitionnelle des écoulements dans des turbines, soulignant l’importance de l’utilisation de modèles avancés.

Dans le présent travail, des modèles d’ordre réduits (ROM) indépendant des modèles ́eléments finis d’haute fidélité (FOM) ont ́eté d ́eveloppés pour l’etude de la dynamique non linéaire des structures en rotation. Les vibrations de la structure autour de l’équilibre précontraint induit par la rotation sont considérées comme non linéaires, améliorant l’approche linéarisée classique. Les forces généralisées non linéaires sont approximées par un polynôme d’ordre trois obtenu avec la procédure Stiffness Evaluation Procedure (STEP). Ici, une approche originale est proposée pour corriger les forces non linéaires à l’aide d’une base de forces non linéaires obtenue avec une décomposition orthogonale aux valeurs propres (POD). Ce modèle est nommé STEP avec Correction (StepC). Différents types de base réduite sont présentés et testés. Certaines de ces bases sont paramétrées en fonction de la vitesse de rotation, ce qui réduit considérablement le temps de construction du modèle réduit. Les résultats obtenus avec le modèle StepC ROM sont en bon accord avec le FOM et sont capables de reproduire le couplage en déplacement entre les dégrés de liberté de la structure. De plus, elles sont plus précises que les solutions ROM linéarisées classiques et que le modèle STEP ROM sans correction. Le modèle StepC ROM proposé offre le meilleur compromis entre précision et temps de construction du ROM., In the present work reduced order models (ROM) that are independent from the full order finite element models (FOM) considering geometrical non linearities are developed and applied to the dynamic study of rotating structures. The structure is considered to present nonlinear vibrations around the pre-stressed equilibrium induced by rotation enhancing the classical linearised approach. The reduced nonlinear forces are represented by a polynomial expansion obtained by the Stiffness. Evaluation Procedure (STEP) and then corrected by means of an original procedure by means of a Proper Orthogonal Decomposition (POD) that filters the full order nonlinear forces before projection. The latter model is named STEP with Correction (StepC). Different types of reduced basis are presented and tested. Some of these bases are parametrised with respect to the rotating velocity reducing considerably the construction of the ROM. The results obtained with the StepC ROM are in good agreement with the solutions of the FOM and are capable of reproducing the coupled motion of the structure. Furthermore they are more accurate than the classsical Linearised ROM solutions and than the STEP ROM without correction. The proposed StepC ROM provides the best compromise between accuracy and time consumption of the ROM.

Due to the energetic challenges faced by aeronautical engine manufacturers, a better understanding of the flows governing their gas turbines is required. Numerical simulations through Large-Eddy Simulation (LES) approach is well suited to this quest for innovation. However, its computational cost is prohibitive in the case of boundary layers at Reynolds numbers encountered in aeronautics. One way to tackle this limitation is to use a WMLES (Wall-Modeled LES) approach: near-wall turbulence is modeled thanks to a wall-model. Nonetheless, this approach is still an open issue for industrials flows. Therefore, a new suited wall-model is developed in this study: the iWMLES (integral WMLES). The velocity and temperature profiles are parameterized, and unknown coefficients are determined by matching boundary conditions obeying the integral boundary layer equations. It allows compressibility, temperature and pressure gradients effects to be taken into account at a low computational cost. The proposed wall-model is then assessed on academic flows. First, adiabatic and isothermal plane channel flows at several friction Reynolds and Mach numbers are simulated. In all cases, mean profiles, wall fluxes, and turbulent fluctuations are in agreement with direct numerical simulation data. Especially, the supersonic flow cases show that the iWMLES has a wider domain of validity than standard wall-models. Second, an experimental boundary layer under adverse pressure gradient is considered. The iWMLES is shown to predict correctly the one-point turbulence statistics. Finally, the iWMLES is applied to an axial compressor stage, proving its robustness, and results are compared with LES data., Les défis énergétiques rencontrés par les motoristes aéronautiques requiert une compréhension plus fine des écoulements régissant leurs turbomachines. La simulation aux grandes échelles (LES) peut combler ce besoin. Cependant, dans le cas de couches limites à des nombres de Reynolds typiques de ceux rencontrés en aéronautique, son coût de calcul devient prohibitif. Une manière d'éviter cet écueil est de recourir à une approche WMLES (Wall-Modeled LES) : la turbulence en proche paroi est modélisée par un modèle de paroi. Toutefois, l'utilisation d'une WMLES sur des géométries industrielles reste une question ouverte. Ainsi, un modèle de paroi adapté aux écoulements de turbomachines est ici développé : l'iWMLES (integral WMLES). Les profils de vitesse et de température sont paramétrisés et les paramètres inconnus sont déterminés pour respecter des conditions aux limites issues des équations de couche limite intégrales. L'iWMLES peut alors prendre en compte les effets de compressibilité, de gradients de température et de pression à un faible coût de calcul. Sa validation est réalisée sur des écoulements académiques : des cas de canal plan isothermes et adiabatiques à différents nombres de Reynolds et de Mach sont considérés, ainsi qu'une couche limite soumise à un gradient de pression adverse. À chaque fois, les moments statistiques jusqu'à l'ordre un sont en accord avec les données de référence. Ces différentes simulations montrent que l'iWMLES a un domaine de validité plus étendu que les modèles de paroi classiques. Enfin, l'iWMLES est appliqué sur un étage de compresseur axial, démontrant sa robustesse, et les résultats sont comparés avec ceux d'une LES résolue en paroi.

Accurate secondary and transitional flows predictions are essential to turbomachinery improvements. They cause additional losses and operating domain reduction. For example tip-leakage vortex flow or corner separation flow in H.P. compressor lead to total pressure losses and promote axial instabilities (surge). Various laminar-turbulent transition processes regulate turbine blade thermal load and thus turbine blades life. Usual CFD turbulence modellings (RANS method) fail to cope with such strongly fluctuating, separated and transitional flows. In response to these challenges, one solution relies in the hybrid RANS/LES method called ZDES (Zonal Detached Eddy Simulation (Deck 2012)) in its operating modes 0, 1 and 2 : boundary layers are modelled following a RANS method in their whole thickness for avoiding their expensive resolution following an LES method (resolution of the large turbulence scales) which is only used - if needed - far from the wall for high fidelity prediction of separated flows thanks to continuous RANS/LES interfaces. In view to allow ZDES method to be compatible with the majority of laminar-turbulent transition models applied for internal flows, this work proposes numerous ZDES’s variants no more based on Spalart et Allmaras turbulence model (ZDES SA method) but on Menter k − ω SST turbulence model (ZDES SST method). With regards to a deconstruction of their performances in major issues, this work demonstrates the behavioral similarity of those two methods on common flow test cases (mixing layer, backward-facing step, circular cylinder) undemanding for their underlying turbulence model in RANS regions. This work also demonstrates the advantage of ZDES SST over ZDES SA for an industrial relevant test case (high-pressure axial compressor rotor) much more demanding. It assesses various ways of improvement for ZDES method. Finally, it supplements this validation process with a new common test case (axisymetric hill) allowing to isolate the issue of turbulent boundary layer separation prediction in the absence of geometrical singularity., Afin d’améliorer les caractéristiques d’une turbomachine, il est capital de prévoir correctement les écoulements secondaires et/ou transitionnels s’y développant. Ces écoulements peuvent être à l’origine de la réduction de ses performances et de son domaine de fonctionnement. À titre d’exemple la présence de tourbillons de jeu ou de décollements de coin sur les aubages de compresseur H.P. engendre des pertes de pression totale favorisant l’apparition d’instabilités axiales (pompage). Les multiples processus de transition laminaire-turbulent modulent la charge thermique subie par les aubes de turbine et conditionnent donc leur durée de vie. La nature généralement fortement instationnaire, décollée et transitionnelle de ces écoulements rend leur prévision délicate voire imprécise avec les modélisations de la turbulence utilisées en conception (approche RANS). En réponse à ces défis une solution est l’approche hybride RANS/LES dite ZDES (Zonal Detached Eddy Simulation (Deck 2012)) dans ses modes de fonctionnement 0, 1 et 2 : les couches limites sont traitées par une approche RANS dans leur entière épaisseur afin de s’y affranchir du coût excessif d’une approche LES (résolution des grandes échelles de la turbulence) qui est seulement utilisée - si nécessaire - sur le reste du domaine de calcul pour une prévision haute fidélité des écoulements décollés, l’interface entre les deux approches étant continue. Afin que cette approche soit compatible avec la majorité des modèles de transition laminaire-turbulent, en particulier en aérodynamique interne, ces travaux en proposent diverses variantes non plus basées sur le modèle de turbulence de Spalart et Allmaras (approche ZDES SA) mais sur le modèle k − ω SST de Menter (approche ZDES SST). Au regard d’une décomposition en problématiques majeures de leurs performances, ils démontrent la similitude comportementale de ces deux approches sur des cas d’écoulement génériques (couche de mélange, marche descendante, barreau cylindrique) peu exigeants vis-à-vis de leur modèle de turbulence sous-jacent au sein des régions RANS. Ils démontrent également l’avantage de la ZDES SST sur la ZDES SA sur un cas d’intérêt industriel (rotor de compresseur axial H.P.) autrement plus exigeant et évaluent diverses voies d’amélioration pour l’approche ZDES. Enfin ils enrichissent cette démarche d’évaluation d’un nouveau cas générique d’écoulement (bosse axisymétrique) permettant d’isoler la problématique de la prévision des décollements de couche limite turbulente en l’absence de singularité géométrique.

Accurate secondary and transitional flows predictions are essential to turbomachinery improvements. They cause additional losses and operating domain reduction. For example tip-leakage vortex flow or corner separation flow in H.P. compressor lead to total pressure losses and promote axial instabilities (surge). Various laminar-turbulent transition processes regulate turbine blade thermal load and thus turbine blades life. Usual CFD turbulence modellings (RANS method) fail to cope with such strongly fluctuating, separated and transitional flows. In response to these challenges, one solution relies in the hybrid RANS/LES method called ZDES (Zonal Detached Eddy Simulation (Deck 2012)) in its operating modes 0, 1 and 2 : boundary layers are modelled following a RANS method in their whole thickness for avoiding their expensive resolution following an LES method (resolution of the large turbulence scales) which is only used - if needed - far from the wall for high fidelity prediction of separated flows thanks to continuous RANS/LES interfaces. In view to allow ZDES method to be compatible with the majority of laminar-turbulent transition models applied for internal flows, this work proposes numerous ZDES’s variants no more based on Spalart et Allmaras turbulence model (ZDES SA method) but on Menter k − ω SST turbulence model (ZDES SST method). With regards to a deconstruction of their performances in major issues, this work demonstrates the behavioral similarity of those two methods on common flow test cases (mixing layer, backward-facing step, circular cylinder) undemanding for their underlying turbulence model in RANS regions. This work also demonstrates the advantage of ZDES SST over ZDES SA for an industrial relevant test case (high-pressure axial compressor rotor) much more demanding. It assesses various ways of improvement for ZDES method. Finally, it supplements this validation process with a new common test case (axisymetric hill) allowing to isolate the issue of turbulent boundary layer separation prediction in the absence of geometrical singularity.; Afin d’améliorer les caractéristiques d’une turbomachine, il est capital de prévoir correctement les écoulements secondaires et/ou transitionnels s’y développant. Ces écoulements peuvent être à l’origine de la réduction de ses performances et de son domaine de fonctionnement. À titre d’exemple la présence de tourbillons de jeu ou de décollements de coin sur les aubages de compresseur H.P. engendre des pertes de pression totale favorisant l’apparition d’instabilités axiales (pompage). Les multiples processus de transition laminaire-turbulent modulent la charge thermique subie par les aubes de turbine et conditionnent donc leur durée de vie. La nature généralement fortement instationnaire, décollée et transitionnelle de ces écoulements rend leur prévision délicate voire imprécise avec les modélisations de la turbulence utilisées en conception (approche RANS). En réponse à ces défis une solution est l’approche hybride RANS/LES dite ZDES (Zonal Detached Eddy Simulation (Deck 2012)) dans ses modes de fonctionnement 0, 1 et 2 : les couches limites sont traitées par une approche RANS dans leur entière épaisseur afin de s’y affranchir du coût excessif d’une approche LES (résolution des grandes échelles de la turbulence) qui est seulement utilisée - si nécessaire - sur le reste du domaine de calcul pour une prévision haute fidélité des écoulements décollés, l’interface entre les deux approches étant continue. Afin que cette approche soit compatible avec la majorité des modèles de transition laminaire-turbulent, en particulier en aérodynamique interne, ces travaux en proposent diverses variantes non plus basées sur le modèle de turbulence de Spalart et Allmaras (approche ZDES SA) mais sur le modèle k − ω SST de Menter (approche ZDES SST). Au regard d’une décomposition en problématiques majeures de leurs performances, ils démontrent la similitude comportementale de ces deux approches sur des cas d’écoulement génériques (couche de mélange, marche descendante, barreau cylindrique) peu exigeants vis-à-vis de leur modèle de turbulence sous-jacent au sein des régions RANS. Ils démontrent également l’avantage de la ZDES SST sur la ZDES SA sur un cas d’intérêt industriel (rotor de compresseur axial H.P.) autrement plus exigeant et évaluent diverses voies d’amélioration pour l’approche ZDES. Enfin ils enrichissent cette démarche d’évaluation d’un nouveau cas générique d’écoulement (bosse axisymétrique) permettant d’isoler la problématique de la prévision des décollements de couche limite turbulente en l’absence de singularité géométrique.

The behavior of work-absorbing turbomachines (pumps, compressors) operating at off design conditions, and especially at partial flow rates, is subject to instability phenomena that could affect their performance and can be dramatic for the machines or their environment. This study is focused on the rotating stall in the vaneless diffuser, the objective is to propose a theoretical model to fast predict the characteristics of such an instability. An experimental study is performed first to obtain those characteristics of rotating stall in a transparent vaneless diffuser of a radial impeller. The effect of rotating stall on the diffuser performance is discussed based on the static pressure measurements. The result shows rotating stall improved the diffuser pressure recovery, and the reasons are proposed. Based on the experimental setup, a linear stability analysis which is constructed by the continuity equation, momentum equation and vorticity equations, is proposed. The experimental characteristics of rotating stall: number and propagation velocity of stall cells, are theoretical calculated. The growth rate in the linear model, is proposed to determine the critical stall condition, and the dominant stall mode when different stall modes exist intermittently. The theoretical velocity and pressure fluctuations are also plotted to show the diffuser flow at stall condition. The abilities and limits of the linear stability analysis are concluded through the comparisons between theoretical and experimental results. Based on the linear model, a nonlinear stability analysis is extended to consider the nonlinear combinations which are neglected in the linear model, the aim is to give corrections (from nonlinear terms) to the linear results of rotating stall, the conclusions and discussions are made at the end.; Résumé: Le comportement des turbomachines (pompes, compresseurs) fonctionnant à des conditions hors conception, et particulièrement aux débits partiels, est sujet à des phénomènes d'instabilité qui pourraient affecter leur performance et peuvent être dramatiques pour les machines ou leur environnement. Cette étude se concentre sur la décrochage tournant dans un diffuseur lisse radial. L'objectif est proposer un modèle théorique pour prédire rapidement les caractéristiques de décrochage tournant. Une étude expérimentale est effectuée en premier pour obtenir les caractéristiques de décrochage tournant dans un transparent diffuseur lisse d’une roué radiale. L'effet de décrochage tournant sur la performance du diffuseur est discuté basé sur les mesures de pression statique. Le résultat montre que décrochage tournant amélioré la récupération de la diffuseur pression, et les raisons sont proposes. Basé sur la configuration expérimentale, une analyse de stabilité linéaire qui est construit par l'équation de continuité, l'équation de la quantité de mouvement et les équations de vorticité, est propose. Les caractéristiques expérimentales de décrochage tournant: le nombre et la vitesse de propagation des cellules de décrochage tournant, sont calculés théoriquement. Le taux de croissance dans le modèle linéaire, est proposé pour déterminer la critique condition de décrochage tournant, et le dominant mode de décrochage tournant lorsque différents modes existent par intermittence. La théorique vitesse et pression fluctuations sont tracées pour décrire le débit du diffuseur à l'état de décrochage. Les capacités et les limites de la linéaire stabilité analyse sont conclues par la comparaison entre les résultats théoriques et expérimentaux. Ensuit, une non linéaire stabilité analyse est étendue pour considérer les non linéaires combinaisons qui sont négligées dans le modèle linéaire. L'objectif est donner des corrections (par termes non linéaires) aux résultats linéaires, les conclusions et les discussions sont faites à la fin.

The behavior of work-absorbing turbomachines (pumps, compressors) operating at off design conditions, and especially at partial flow rates, is subject to instability phenomena that could affect their performance and can be dramatic for the machines or their environment. This study is focused on the rotating stall in the vaneless diffuser, the objective is to propose a theoretical model to fast predict the characteristics of such an instability. An experimental study is performed first to obtain those characteristics of rotating stall in a transparent vaneless diffuser of a radial impeller. The effect of rotating stall on the diffuser performance is discussed based on the static pressure measurements. The result shows rotating stall improved the diffuser pressure recovery, and the reasons are proposed. Based on the experimental setup, a linear stability analysis which is constructed by the continuity equation, momentum equation and vorticity equations, is proposed. The experimental characteristics of rotating stall: number and propagation velocity of stall cells, are theoretical calculated. The growth rate in the linear model, is proposed to determine the critical stall condition, and the dominant stall mode when different stall modes exist intermittently. The theoretical velocity and pressure fluctuations are also plotted to show the diffuser flow at stall condition. The abilities and limits of the linear stability analysis are concluded through the comparisons between theoretical and experimental results. Based on the linear model, a nonlinear stability analysis is extended to consider the nonlinear combinations which are neglected in the linear model, the aim is to give corrections (from nonlinear terms) to the linear results of rotating stall, the conclusions and discussions are made at the end.; Résumé: Le comportement des turbomachines (pompes, compresseurs) fonctionnant à des conditions hors conception, et particulièrement aux débits partiels, est sujet à des phénomènes d'instabilité qui pourraient affecter leur performance et peuvent être dramatiques pour les machines ou leur environnement. Cette étude se concentre sur la décrochage tournant dans un diffuseur lisse radial. L'objectif est proposer un modèle théorique pour prédire rapidement les caractéristiques de décrochage tournant. Une étude expérimentale est effectuée en premier pour obtenir les caractéristiques de décrochage tournant dans un transparent diffuseur lisse d’une roué radiale. L'effet de décrochage tournant sur la performance du diffuseur est discuté basé sur les mesures de pression statique. Le résultat montre que décrochage tournant amélioré la récupération de la diffuseur pression, et les raisons sont proposes. Basé sur la configuration expérimentale, une analyse de stabilité linéaire qui est construit par l'équation de continuité, l'équation de la quantité de mouvement et les équations de vorticité, est propose. Les caractéristiques expérimentales de décrochage tournant: le nombre et la vitesse de propagation des cellules de décrochage tournant, sont calculés théoriquement. Le taux de croissance dans le modèle linéaire, est proposé pour déterminer la critique condition de décrochage tournant, et le dominant mode de décrochage tournant lorsque différents modes existent par intermittence. La théorique vitesse et pression fluctuations sont tracées pour décrire le débit du diffuseur à l'état de décrochage. Les capacités et les limites de la linéaire stabilité analyse sont conclues par la comparaison entre les résultats théoriques et expérimentaux. Ensuit, une non linéaire stabilité analyse est étendue pour considérer les non linéaires combinaisons qui sont négligées dans le modèle linéaire. L'objectif est donner des corrections (par termes non linéaires) aux résultats linéaires, les conclusions et les discussions sont faites à la fin.

For years now, gas bearings are successfully used over a large panel of turbo-machineries. Some of these systems are bound to be run in controlled environments such as refrigerating gas. In this work we present a theoretical and numerical model which takes into account the vapor/liquid lubricant transition, the laminar/turbulent flow transition and both temperature and viscosity 3D variations in the fluid and the solids for both static and dynamic situations. This model involves: the resolution of the generalized Reynolds equation for compressible fluids with 3D variable viscosity, the description of the turbulence effects by the phenomenological approach of Elrod, using a 3D eddy viscosity field, the resolution of a non-linear equation of state for the lubricant, able to describe the vapor/liquid transition and a local thermal approach to obtain a 3D estimation of the fluid temperature, thanks to the thin-film energy equation. The thermal effects in solids are also taken into account. In this study, we showed the importance of an accurate description of the film parameters, which variations largely influence the bearing behaviour. Among the principal theories, there are: compressible lubricant, with an appropriate non-linear behaviour when close to the vapor/liquid transition, vapor/liquid transition and calculation of the mixture equivalent parameters, turbulent flow for high-speed GFBs with a 3D eddy viscosity mode, a 3D behaviour for viscosity, particularly the cross-film variations, (temperature dependent)and a 3D behaviour for temperature, particularly in cross-film direction in order to be consistent with viscosity, but also in the axial direction in order to account for potential temperature gradient which considerably modifies the bearing 3D temperature profile. Both static and dynamic behaviours of GFBs are analysed., Depuis plusieurs années à nos jours, les paliers à gaz sont utilisés avec succès sur une large gamme de turbo-machines. Certains de ces systèmes sont utilisés dans des environnements de contrôle de l’environnement par gaz réfrigérant. Dans ce travail, nous présentons un modèle théorique et numérique qui tient compte de la transition du lubrifiant vapeur / liquide, la transition de l’écoulement laminaire / turbulent et les variations 3D de la viscosité et de la température dans le fluide et les solides pour les deux situations statiques et dynamiques. Ce modèle comporte : la résolution de l'équation de Reynolds généralisée pour les fluides compressibles à viscosité variable en 3D, la description des effets de la turbulence en utilisant l'approche phénoménologique de Elrod, en utilisant un champ de viscosité turbulente 3D, la résolution de l’équation d’état non linéaire du lubrifiant, capable de décrire la transition vapeur / liquide et une approche thermique local afin d'obtenir une estimation 3D de la température du fluide, grâce à l'équation d'énergie pour film mince. La prise en compte également des effets thermiques dans les solides. Dans cette étude, nous avons montré l'importance d'une description précise des paramètres du film fluide, dont les variations influencent largement le comportement du palier. Parmi les principales théories, il y a: lubrifiant compressible, avec un comportement non-linéaire près de la transition vapeur / liquide, la transition vapeur / liquide et le calcul des paramètres équivalents du mélange, un écoulement turbulent du fluide pour le palier GFB à grande vitesse en utilisant un modèle 3D de la viscosité turbulente, un comportement 3D pour la viscosité, en particulier les variations inter-films (dépendant de la température), et un comportement 3D pour la température, en particulier dans le sens transversal du film afin d'être compatible avec la viscosité, mais également dans la direction axiale afin de tenir en compte du gradient de température potentiel qui modifie considérablement le profil 3D de la température du palier. Ces deux comportements statiques et dynamiques du palier compliant GFB sont analysés.

Nowadays, centrifugal fans are widely used in many industrial applications such as automotive, aeronautic, vacuum cleaner, etc. Due to their high adaptability, they can operate over a wide flow range especially with high speed rotation. In order to reduce the impact on environment, centrifugal fan as other energy conversion system has to display a high efficiency. However, a better understanding of their working and of the rotor-stator interaction is required to enhance their design and to make them widely integrated in current applications. The purpose of this study is to analyze and to quantify the influence of the solidity vaned diffusers on the performance of a centrifugal fan. A computational study has been conducted to analyze the performance of a centrifugal fan under various levels of impeller-diffuser interactions. The objective was to understand the pressure recovery phenomena in each diffuser. Different geometries were proposed to reduce both separation flow phenomenon and viscous losses. The geometries are all composed with the same impeller and return channel, only the vaned diffusers differ; the trailing edges are maintained at the same position while the leading edges have different radial positions. The characterization of the fan has been realized by an experimental setup designed and built in agreement to the standards ISO 5801 and 516, Le développement de turbomachines à faible vitesse spécifique suscite actuellement une forte demande dans de nombreux domaines industriels. De nos jours, les ventilateurs centrifuges constituées d'une roue, d'un diffuseur et d'un canal de retour sont largement utilisés dans de nombreuses applications telles que l'automobile, l'aéronautique, appareils domestiques, etc. En raison de leur grande adaptabilité, ils peuvent fonctionner sur une large plage de débit en particulier avec une vitesse de rotation importante. Cependant, leur utilisation nécessite une meilleure compréhension de leur fonctionnement et notamment de l'interaction rotor-stator pour mieux les concevoir. L'objectif de cette étude est d'analyser et de quantifier l'influence de la solidité des aubes du diffuseur (ou serrage des profils) sur les performances aérauliques du ventilateur centrifuge. Une étude numérique et expérimentale a été menée pour analyser les performances d'un ventilateur centrifuge avec différents niveaux d'interaction rotor-stator. Différentes géométries de diffuseur ont été proposées dans le but de réduire les dissipations énergétiques liées aux phénomènes de recirculation et aux forces de viscosité. L'étude approfondie de la norme ISO 5801 et ISO 5167 a permis de dimensionner et réaliser le banc d'essai et les organes de mesures. Ces normes proposent des calculs et des spécifications qui nous ont permis de fixer des critères quant au choix des éléments du banc d’essai AERO2VACCUM.

The aerospace engine manufacturers wish to rely on the most accurate description of their propulsion systems in order to continuously improve their performance levels. Therefore, numerical models must include as much as possible geometrical details likely to impact the physics of the flow under study. Taking into account such technological effects turns out to be a difficult task when working with available structured solvers. A hybrid strategy takes advantage of structured and unstructured zones within the same computational domain in order to efficiently describe technological effects. Geometrically complex local details are easily accounted for thanks to the flexibility of unstructured grid generation while keeping structured zones in the remainder of the flow domain allows to benefit from the tried and tested structured solver efficiency. The present work contributes to the development of such a hybrid strategy in ONERA elsA solver and enhances accuracy and robustness with respect to the solver initially developed to establish the feasibility and interest of hybridization. Following a review of the space discretization techniques available in the initial solver, several improvements (least square techniques, quasi-Green approach, computation of face gradients) have been analysed, then implemented and validated for academic test-cases. The choice of a hybrid strategy with coincident matching between structured and unstructured zones leads to highly deformed cells in the structured / unstructured interface region, requiring the development of supplementary robustness improvement techniques (physics- or geometry-based limiters). The hybrid solver gathering these various options allows to successfully compute isolated blade geometries including technological effects such as blade fillet, cooling holes, trailing edge cutbacks, internal coolant supply channel. Finally, a structured / unstructured strategy has been proposed and applied to the hybrid simulation of a rotor/stator interaction for the steady and unsteady, Les motoristes aéronautiques souhaitent disposer de la représentation la plus fidèle possible du fonctionnement des propulseurs, dans une perspective d'amélioration continue de leurs performances. Les modèles numériques doivent donc intégrer au maximum les détails géométriques susceptibles d'influencer la physique de l'écoulement analysé. La prise en compte de tels effets technologiques s'avère difficile dans le contexte des solveurs structurés disponibles.Une stratégie hybride de prise en compte des effets technologiques fait coexister au sein d'un même domaine de calcul des zones structurées et non structurées. La flexibilité de génération d'un maillage non structuré permet une prise en compte aisée des détails géométriquement complexes tandis que la préservation de zones structurées dans une majeure partie du domaine de calcul permet de bénéficier de l'efficacité d'un solveur structuré. La présente thèse contribue au développement de cette stratégie hybride au sein du solveur elsA de l'ONERA en proposant des gains de précision et de robustesse par rapport à la version initialement développée pour établir la faisabilité et l'intérêt de l'approche. Après un état de l'art des techniques de discrétisation spatiale disponibles dans cette version initiale, différentes améliorations (techniques de moindres carrés, approche dite quasi-Green, méthode d'estimation des gradients aux faces) ont été analysées puis implémentées et validées sur des cas académiques. Le choix d'une stratégie hybride avec raccords coïncidents entre zones structurées et non-structurées conduit à des déformations de maillage dans la zone d'interface structuré / non-structuré qui ont exigé le développement supplémentaire de techniques d'amélioration de la robustesse (limiteurs physiques ou géométriques). Le solveur hybride rassemblant ces différentes fonctionnalités a permisde simuler avec succès des géométries d'aubes isolées dotées d'effets technologiques tels que congé de raccordement, trous de refroidissement, fentes de bord de fuite, cheminées internes d'alimentation. Enfin, une stratégie permettant l'utilisation de l'approche hybride en étage complet a été proposée et appliquée à la simulation hybride de l'interaction rotor/stator pour la configuration VKI-BRITE CT3, en stationnaire et en instationnaire, respectivement via une condition de plan de mélange et une condition de chorochronicité.

The aerospace engine manufacturers wish to rely on the most accurate description of their propulsion systems in order to continuously improve their performance levels. Therefore, numerical models must include as much as possible geometrical details likely to impact the physics of the flow under study. Taking into account such technological effects turns out to be a difficult task when working with available structured solvers. A hybrid strategy takes advantage of structured and unstructured zones within the same computational domain in order to efficiently describe technological effects. Geometrically complex local details are easily accounted for thanks to the flexibility of unstructured grid generation while keeping structured zones in the remainder of the flow domain allows to benefit from the tried and tested structured solver efficiency. The present work contributes to the development of such a hybrid strategy in ONERA elsA solver and enhances accuracy and robustness with respect to the solver initially developed to establish the feasibility and interest of hybridization. Following a review of the space discretization techniques available in the initial solver, several improvements (least square techniques, quasi-Green approach, computation of face gradients) have been analysed, then implemented and validated for academic test-cases. The choice of a hybrid strategy with coincident matching between structured and unstructured zones leads to highly deformed cells in the structured / unstructured interface region, requiring the development of supplementary robustness improvement techniques (physics- or geometry-based limiters). The hybrid solver gathering these various options allows to successfully compute isolated blade geometries including technological effects such as blade fillet, cooling holes, trailing edge cutbacks, internal coolant supply channel. Finally, a structured / unstructured strategy has been proposed and applied to the hybrid simulation of a rotor/stator interaction for the steady and unsteady; Les motoristes aéronautiques souhaitent disposer de la représentation la plus fidèle possible du fonctionnement des propulseurs, dans une perspective d'amélioration continue de leurs performances. Les modèles numériques doivent donc intégrer au maximum les détails géométriques susceptibles d'influencer la physique de l'écoulement analysé. La prise en compte de tels effets technologiques s'avère difficile dans le contexte des solveurs structurés disponibles.Une stratégie hybride de prise en compte des effets technologiques fait coexister au sein d'un même domaine de calcul des zones structurées et non structurées. La flexibilité de génération d'un maillage non structuré permet une prise en compte aisée des détails géométriquement complexes tandis que la préservation de zones structurées dans une majeure partie du domaine de calcul permet de bénéficier de l'efficacité d'un solveur structuré. La présente thèse contribue au développement de cette stratégie hybride au sein du solveur elsA de l'ONERA en proposant des gains de précision et de robustesse par rapport à la version initialement développée pour établir la faisabilité et l'intérêt de l'approche. Après un état de l'art des techniques de discrétisation spatiale disponibles dans cette version initiale, différentes améliorations (techniques de moindres carrés, approche dite quasi-Green, méthode d'estimation des gradients aux faces) ont été analysées puis implémentées et validées sur des cas académiques. Le choix d'une stratégie hybride avec raccords coïncidents entre zones structurées et non-structurées conduit à des déformations de maillage dans la zone d'interface structuré / non-structuré qui ont exigé le développement supplémentaire de techniques d'amélioration de la robustesse (limiteurs physiques ou géométriques). Le solveur hybride rassemblant ces différentes fonctionnalités a permisde simuler avec succès des géométries d'aubes isolées dotées d'effets technologiques tels que congé de raccordement, trous de refroidissement, fentes de bord de fuite, cheminées internes d'alimentation. Enfin, une stratégie permettant l'utilisation de l'approche hybride en étage complet a été proposée et appliquée à la simulation hybride de l'interaction rotor/stator pour la configuration VKI-BRITE CT3, en stationnaire et en instationnaire, respectivement via une condition de plan de mélange et une condition de chorochronicité.

Aircraft engine components necessitate extensive dynamical analyses in order to obtain life cycle prediction. In order to lighten the structure, turbomachinery stator bladed disks, called stator vanes, are designed as a set of multiple blades clusters. This architecture implies a loss of cyclic symmetry condition and prevents the use of numerical methods using it. Moreover, geometric dispersions and materials defaults generate an involuntary mistuning involving high modal density areas, in which is observed an amplification of the vibratory response, enhanced by the monobloc character - and hence low damped - of stator vanes. A statistical methodology for predicting the vibratory level of a randomly mistuned industrial stator vanes is developed here. Uncertainties modelization is based on a parametric approach of the probability theory : material random parameters following a uniform distribution are associated with different cluster's parts. A Karhunen-Loeve expansion reduces the stochastic field to a small number of random variables and therefore reduces the computation time. Stochastic modes are then projected on these random spaces through two non-intrusive methods of interpolation. The first is based on a projection on a polynomial chaos basis while the second is non-parametric regression method (MARS method). In order to implement both numerical methods to an industrial model, a double modal synthesis method is applied to divide the calculation time of modes by a factor around 300. The sub-structuring way adopted fits the uncertainties modelization method and is robust towards mistuning. Moreover, both methods yield predictive results in terms of statistical moments while reducing computation time. Finally, the methodology is experimentally validated because the numerical vibratory envelope frames the experimental frequency response at the area of the modes of interest. A positioning strategy of strain gauges is proposed based on a statistical distribution of the maximum displacements in vein halfway over a given frequency range.; Les différentes structures composant les moteurs aéronautiques requièrent des analyses dynamiques afin de prédire leur durée de vie. Pour des raisons d'allègement, les roues aubagées fixes de turbomachines, appelées redresseurs, sont conçus comme des ensembles de secteurs comportant plusieurs aubes. Cette architecture rompt la symétrie cyclique empêchant l'application des méthodes numériques l'exploitant. De plus, les dispersions géométriques et matériaux génèrent un désaccordage involontaire impliquant des zones de forte densité modale, dans lesquelles est observée une amplification de la réponse vibratoire, accrue par le caractère monobloc, et donc peu amorti, des secteurs. Une méthodologie statistique de prédiction du niveau vibratoire d'un secteur de redresseur désaccordé aléatoirement est développée ici. La modélisation des incertitudes est basée sur une approche paramétrique de la théorie probabiliste : des paramètres matériaux aléatoires suivant une loi uniforme sont associés à différentes parties du secteur. Une expansion de Karhunen-Loève permet de réduire le champ stochastique à un petit nombre de variables aléatoires et donc de diminuer les temps de calcul. Les modes stochastiques sont ensuite projetés sur ces espaces aléatoires par le biais de deux méthodes d'interpolation non-intrusives. La première est basée sur une projection sur une base du chaos polynomial tandis que la deuxième est une méthode de régression non-paramétrique (méthode MARS). Afin d'appliquer les deux méthodes de calcul à un modèle industriel, une méthode de double synthèse modale est appliquée permettant de diviser le temps de calcul des modes par un facteur d'environ 300. La sous-structuration adoptée s'adapte à la méthode de modélisation des incertitudes et s'avère robuste vis-à-vis du désaccordage. De plus, les deux méthodes permettent d'obtenir des résultats prédictifs en termes de moments statistiques tout en réduisant les temps de calculs. Enfin, la méthodologie est validée expérimentalement puisque l'enveloppe vibratoire numérique encadre la réponse fréquentielle expérimentale au niveau de la zone des modes d'intérêt. Une stratégie de positionnement des jauges de déformation est proposée à partir d'une distribution statistique des déplacements maximaux à mi-hauteur de veine sur une plage fréquentielle donnée.

The goal of this thesis is to enhance laminar-turbulent transition modeling on high-lift lowpressure turbine blades. The presented transition modeling method relies on the Menter and Langtry transition model used in a RANS framework in the elsA solver.Once the model’s limits were clearly identified through a parametric study, we moved on to modification of the model. To do so, an optimization method was developed that allows recalibration of the model’s inner correlation functions. This new version of the model allows us to obtain modeling gains of about 20% on the VKI T106C cases through better capture of the separation-induced transition process.These previous computations correspond to ideal cases, for which surfaces may be considered as being smooth. However, we also have the need to consider more realistic surfaces for which roughness may influence the flow. Indeed, among those effects, is the potential influence of surface roughness on transition. In particular, if surface roughness induces transition up-stream of the smooth separation point, the separation bubble will be suppressed. Considering our efforts on modeling separation-induced transition with the Langtry model, it seemed natural to add roughness-induced transition modeling capacities to it. To do so, we implemented in the Langtry model a method developed by Stripf et al. to take into account surface roughness.Finally, the use of the Langtry transition model was extended to the k-l of Smith turbulence model. Indeed, this turbulence model is widely used in turbomachinery. In order that our works on transition modeling over turbine blades be more widely usable, we have completed this thesis by proposing an evolution of the transition model so that it may be used alongside the k-l model.; L'objectif de cette thèse est de faire progresser la modélisation de la transition de couche limite sur des aubes de turbines basse-pression fortement chargées. Cette modélisation repose sur l'utilisation du modèle de transition de Menter et Langtry utilisé pour des calculs RANS dans le code elsA. Une fois les limitations du modèle de transition clairement identifiées par une étude sur la mise en données des calculs, nous avons entrepris de modifier ce dernier. Pour cela, un processus d'optimisation a été développé afin de permettre la recalibration des fonctions de corrélation internes au modèle de transition. Cette nouvelle version du modèle nous permet d'obtenir des gains sur la modélisation d'environ 20 % sur les cas T106C du VKI en capturant mieux la transition au sein du bulbe de décollement. Ces précédents calculs correspondent à des cas idéaux, où l'on peut considérer les surfaces comme étant lisses. Cependant, nous avons aussi un besoin de se rapprocher de surfaces plus réalistes pour lesquelles les rugosités peuvent avoir un impact sur l'écoulement. En effet, les rugosités de surface peuvent notamment avoir un effet sur la transition. En particulier, si les rugosités entraînent le déclenchement de la transition en amont du point de décollement laminaire théorique en surface lisse, ce décollement sera supprimé. Vu nos efforts pour améliorer la prévision de la transition par bulbe de décollement par le modèle de Langtry, il parait intéressant que celui-ci puisse prendre en compte l'état des surfaces. Pour cela, nous avons implanté une méthode de prévision de la transition sur surfaces rugueuses développée par Stripf et al. au sein du modèle de Langtry.Enfin, l'utilisation du modèle de transition de Langtry a été étendue au modèle de turbulence k-l de Smith. En effet, ce modèle est largement utilisé en turbomachine. Afin que nos travaux d'amélioration du modèle de transition pour les cas de turbine soit largement utilisables, nous avons complété cette thèse par une évolution du modèle de transition permettant son utilisation avec le modèle k-l de Smith.

A high-order and conservative method is developed for the numerical treatment of interface conditions in patched grids, based on the use of a ctitious grid methodology. The proposed approach is compared with a non-conservative interpolation of the state variables from the neighbouring domain for selected internal fow problems.; Les travaux de cette thèse, réalisés au sein de l’équipe CLEF/DMFN de l’ONERA (Office National d’ Etudes et de Recherches Aérospatiales) en partenariat avec le laboratoire DynFluid et le CIRT (Consortium Industrie-Recherche en Turbomachines) s’inscrivent dans une demarche d’amélioration des outils de simulations pour les turbomachines. Compte tenu de ce contexte, l’objectif de cette étude est de développer de nouvelles méthodes pour le traitement des raccords non coincidents dans les turbomachines qui soit à la fois d’ordre elevé et conservatifs. Les développements proposés sont validés et composés de configurations de difficulté croissante.

The goal of this thesis is to enhance laminar-turbulent transition modeling on high-lift lowpressure turbine blades. The presented transition modeling method relies on the Menter and Langtry transition model used in a RANS framework in the elsA solver.Once the model’s limits were clearly identified through a parametric study, we moved on to modification of the model. To do so, an optimization method was developed that allows recalibration of the model’s inner correlation functions. This new version of the model allows us to obtain modeling gains of about 20% on the VKI T106C cases through better capture of the separation-induced transition process.These previous computations correspond to ideal cases, for which surfaces may be considered as being smooth. However, we also have the need to consider more realistic surfaces for which roughness may influence the flow. Indeed, among those effects, is the potential influence of surface roughness on transition. In particular, if surface roughness induces transition up-stream of the smooth separation point, the separation bubble will be suppressed. Considering our efforts on modeling separation-induced transition with the Langtry model, it seemed natural to add roughness-induced transition modeling capacities to it. To do so, we implemented in the Langtry model a method developed by Stripf et al. to take into account surface roughness.Finally, the use of the Langtry transition model was extended to the k-l of Smith turbulence model. Indeed, this turbulence model is widely used in turbomachinery. In order that our works on transition modeling over turbine blades be more widely usable, we have completed this thesis by proposing an evolution of the transition model so that it may be used alongside the k-l model., L'objectif de cette thèse est de faire progresser la modélisation de la transition de couche limite sur des aubes de turbines basse-pression fortement chargées. Cette modélisation repose sur l'utilisation du modèle de transition de Menter et Langtry utilisé pour des calculs RANS dans le code elsA. Une fois les limitations du modèle de transition clairement identifiées par une étude sur la mise en données des calculs, nous avons entrepris de modifier ce dernier. Pour cela, un processus d'optimisation a été développé afin de permettre la recalibration des fonctions de corrélation internes au modèle de transition. Cette nouvelle version du modèle nous permet d'obtenir des gains sur la modélisation d'environ 20 % sur les cas T106C du VKI en capturant mieux la transition au sein du bulbe de décollement. Ces précédents calculs correspondent à des cas idéaux, où l'on peut considérer les surfaces comme étant lisses. Cependant, nous avons aussi un besoin de se rapprocher de surfaces plus réalistes pour lesquelles les rugosités peuvent avoir un impact sur l'écoulement. En effet, les rugosités de surface peuvent notamment avoir un effet sur la transition. En particulier, si les rugosités entraînent le déclenchement de la transition en amont du point de décollement laminaire théorique en surface lisse, ce décollement sera supprimé. Vu nos efforts pour améliorer la prévision de la transition par bulbe de décollement par le modèle de Langtry, il parait intéressant que celui-ci puisse prendre en compte l'état des surfaces. Pour cela, nous avons implanté une méthode de prévision de la transition sur surfaces rugueuses développée par Stripf et al. au sein du modèle de Langtry.Enfin, l'utilisation du modèle de transition de Langtry a été étendue au modèle de turbulence k-l de Smith. En effet, ce modèle est largement utilisé en turbomachine. Afin que nos travaux d'amélioration du modèle de transition pour les cas de turbine soit largement utilisables, nous avons complété cette thèse par une évolution du modèle de transition permettant son utilisation avec le modèle k-l de Smith.

Improving the performance of current aeronautical turbines is an important issue in a context of severe economical and environmental constraints. In a turbofan, the inter-turbine channel which is located between the High-Pressure (HP) turbine and the first Low Pressure (LP) vane is characterized by a complex flow. Therefore aerodynamic structures coming from the HP turbine (wakes, vortices and showkwaves) strongly interact between each other and affect the LP vane flow field. This generates efficiency losses of the overall configuration. This PhD thesis aims at studying the aerodynamic phenomena between a HP turbine and the first LP vane and at analyzing the mechanisms creating aerodynamic losses. A previous experimental campaign, which was carried out on a facility including a HP turbine coupled to a LP vane, enabled to gather flow field measurements in planes located in the inter-turbine channel and downstream of the LP vane. In comparison with these experimental data, the numerical simulations done with elsA software intend to reproduce accurately the 3D, unsteady and turbulent nature of the flow within this configuration. The work can be divided into three mains steps. As a first step, steady simulations with a sliding mesh treatment enable to understand the general aspects of the flow. An assessment of the effects of RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes) turbulent predictions and of spatial numerical schemes on the aerodynamic structures present in the configuration is carried out. As a second step, the advanced turbulence approach ZDES (Zonal Detached-Eddy Simulation) is considered for the LP vane flow prediction. The unsteady aerodynamic structures coming from the upstream HP rotor are set as an inlet boundary condition of the computational domain. The ZDES approach is compared to a URANS (Unsteady RANS) approach on the same computational domain. The generation and dissipation of the wakes and vortices are significantly different on the two simulations, and thus impact the creation of aerodynamic losses. Finally, URANS simulations enable to better understand the interaction effects between the different blade rows. First, the unsteady phase-lagged approaches that take into account a single rotor and stator assess the important unsteady effects in the inter-turbine channel. They finally lead to the implementation of a multipassages phase-lagged computation that takes into account the two stators and the rotor in order to model all the existing determinist interactions. In order to quantify them accurately, a modal decomposition of the unsteady flow field is set up. The interaction levels linked to the different blade rows are therefore quantified and the impact of the aerodynamic losses is evaluated., L’amélioration des performances des turboréacteurs actuels est un enjeu crucial dans un contexte de contraintes économiques et environnementales fortes. Au sein du turboréacteur, le canal inter-turbines, localisé à l’interface entre la turbine Haute Pression (HP) et le premier distributeur Basse Pression (BP), est le siège d’écoulements très complexes. Ainsi, les structures aérodynamiques issues de la turbine HP (sillages, tourbillons et ondes de choc) interagissent fortement entre elles et impactent l’écoulement du distributeur BP, engendrant ainsi des pertes de rendement de l’ensemble de la configuration. Ce travail de thèse s’attache à étudier les phénomènes d’interactions aérodynamiques entre une turbine HP et le premier distributeur BP et à analyser les mécanismes à l’origine des pertes aérodynamiques dans le distributeur BP. Une campagne expérimentale antérieure, réalisée sur un banc d’essai comprenant une turbine HP couplée à un distributeur BP, avait permis de recueillir des mesures de l’écoulement dans des plans situés dans le canal inter-turbines et à l’aval du distributeur BP. En lien avec ces résultats expérimentaux, les simulations numériques menées dans cette étude avec le logiciel elsA s’attachent à restituer précisément la nature tridimensionnelle, instationnaire et turbulente de l’écoulement au sein de cette même configuration. Ces travaux se développent alors en trois étapes principales. Dans un premier temps, une étude stationnaire avec traitement plan de mélange permet de comprendre et quantifier les aspects généraux de l’écoulement. Une évaluation de l’effet de la modélisation turbulente RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes) et du schéma numérique spatial sur les structures aérodynamiques présentes dans la configuration est réalisée. Dans un deuxième temps, une modélisation turbulente avancée de type ZDES (Zonal Detached-Eddy Simulation) est employée pour la résolution de l’écoulement dans le distributeur BP. Les structures aérodynamiques instationnaires issues de la roue HP amont sont modélisées par une condition limite à l’entrée du domaine de calcul. L’approche ZDES est comparée à une approche Unsteady RANS (URANS) sur la même configuration. La formation et la dissipation des sillages et des tourbillons est significativement différente entre les deux modélisations, ce qui impacte de manière importante la génération des pertes aérodynamiques. Enfin, des simulations URANS de plusieurs configurations permettent de mieux comprendre les effets d’interaction entre les différentes rangées d’aubes. Ainsi, les approches instationnaires chorochroniques prenant en compte un seul rotor et un seul stator évaluent des effets instationnaires importants dans le canal inter-turbines. Ces approches conduisent à la mise en oeuvre d’un calcul sur une configuration multipassages-chorochronique prenant en compte les deux stators et le rotor afin de modéliser complètement les interactions déterministes existantes. Afin de quantifier celles-ci avec précision, une décomposition modale du champ instationnaire est mise en place. Les niveaux d’interactions liées aux différentes roues sont alors quantifiés et l’impact sur les pertes aérodynamiques est évalué.

The purpose of this PhD thesis is to provide a better understanding of the forced response phenomena of turbomachinery bladings in resonance conditions. The study will use 3D U-RANS calculations relying on experimental results obtained on the ERECA test case, dedicated to the forced response phenomenon. In order to predict the vibrating amplitudes of aerodynamically excited bladings, the most commonly used prediction methodology consists in separated calculations for the prediction of the aerodynamic excitation and damping ; it is the decoupled method. The predictions of these two components have been compared to the experiment individually. For this, a special signal treatment analysis has been developed so as to extract the damping and excitation from the experimental amplitude/frequency signal. The analysis of the results presented hereafter has provided a better understanding of the mechanisms involved in the aerodynamic damping and excitation. The results obtained match very closely the experiment. However, this procedure requires two different unsteady calculations and is therefore hardly usable within the design process of an engine. In order to simplify and improve the quality of the forced response analysis, the time marching method has been developed and analyzed. With this method, the blade responses freely to the aerodynamic solicitations. Once the transient regime is evacuated, the blade oscillates on its permanent regime. In order to enable access to this methodology on an industrial level, several speed-up methodologies have been implemented and the results are very encouraging. To the knowledge of the author, this thesis is the first comparison between the decoupled and the time marching methods that relies on test results from an experiment dedicated to the forced response phenomenon., L'enjeu de cette thèse est d'améliorer la compréhension et la prédiction du phénomène de réponse forcée des aubages de turbomachines en situation de résonance. L'étude a été menée au moyen de simulations numériques U-RANS 3D et en s'appuyant sur le compresseur d'essai ERECA, dédié au phénomène de réponse forcée. Pour prédire les amplitudes de vibration des aubages excités aérodynamiquement, la méthode de prédiction la plus répandue consiste à effectuer séparément un calcul d'excitation et un calcul d'amortissement aérodynamique ; on parle alors de calcul découplé. C'est cette méthode qui a été mise en œuvre dans un premier temps. Les calculs d'excitation et d'amortissement aérodynamiques ont été comparés individuellement aux résultats d'essais. Pour cela une méthode de traitement du signal fréquence/amplitude a été développée dans le but d'extraire l'amortissement et l'excitation des résultats d'essais. Les analyses des simulations ont permis de mieux comprendre les mécanismes d'excitation et d'amortissement aérodynamique. On a ainsi pu montrer que le phénomène d'interaction rotor/stator s'apparente par son caractère discontinu à une percussion périodique. Quant au phénomène d'amortissement, il se caractérise par le bilan des contributions de chaque zone d'échange d'énergie sur la paroi de l'aubage. En outre, les amplitudes vibratoires calculées à partir de cette méthode sont très proches des valeurs d'essais. Toutefois, cette procédure de calcul requiert la mise en œuvre de 2 calculs instationnaires différents et ne permet pas à l'heure actuelle d'être utilisée dans un cycle de conception. Dans le but de simplifier et d'améliorer la qualité de prédiction des analyses de réponse forcée, la méthode du couplage dynamique a été mise en œuvre et évaluée. Avec cette méthode, l'aubage répond librement aux sollicitations engendrées par le fluide. Une fois le régime transitoire évacué, l'aubage oscille en régime permanent. Cette méthode permet donc de prédire une amplitude vibratoire à partir d'un seul calcul instationnaire. En revanche, le calcul s'avère bien plus onéreux que la méthode découplée de par l'existence du régime transitoire. Dans le but de rendre accessible cette méthode à un niveau industriel, deux méthodes d'accélération du calcul ont été mises en place. Les résultats obtenus sont très encourageants et devraient permettre de réduire drastiquement les temps de restitution des analyses de réponse forcée. A la connaissance de l'auteur, cette thèse constitue une étude inédite de comparaison entre méthode découplée et couplage dynamique, qui par ailleurs s'appuie sur des résultats d'essais dédiés exclusivement au phénomène de réponse forcée.

The design of fan systems at Valeo Thermal Systems and the prediction of their aerodynamic performances rely mainly on virtual development methods, i.e. computer-aided-design and computational fluid dynamics. Within this context, this dissertation develops a methodology for predicting and minimizing the tonal noise of a fan system. The hybrid approach is used, thus separating noise generation and propagation. The free-field propagation is computed via an integral formulation of the Ffowcs-Williams and Hawkings analogy. In a first step, the source terms located at the surfaces of the rotor and the stator are extracted from an unsteady numerical simulation. The compactness of the blade and the influence of the acoustic mesh on the prediction are then investigated. Finally, the computational results are compared to the experimental ones. In a second step, the acoustic sources at the surface of the stator are computed with Sears' model. Its inputs are extracted from a steady simulation of the whole rotor. Before proceeding to the acoustic prediction, the influence of the turbulence model on the final results is assessed via a comparison between LES and RANS simulations of the flow around airfoils. Finally, minimizing tonal noise is formulated as an optimization problem. The shape of a stator-blade is parametrized and the optimization is conducted with a genetic algorithm. The resulting stator is less noisy and adapted to the flow downstream of the studied rotor.; La conception des groupes moto-ventilateurs au sein de Valeo Systèmes Thermiques et la prédiction de leurs performances aérauliques reposent majoritairement sur les méthodes de développement virtuel, i.e. la conception assistée par ordinateur et la simulation numérique de la mécanique des fluides. Dans ce cadre, le présent travail propose une méthodologie de prédiction et de minimisation de la composante tonale du bruit d'un groupe moto-ventilateur. L'approche adoptée est hybride et dissocie la génération et la propagation du bruit. La propagation en champ libre est calculée avec une formulation intégrale de l'analogie de Ffowcs-Williams et Hawkings. Dans un premier temps, les termes-sources à la surface du rotor et du stator sont calculés par une simulation numérique instationnaire. La compacité de la pale ainsi que l'influence du maillage acoustique sur la prédiction sont ensuite investiguées. Finalement, les résultats sont comparés aux mesures expérimentales. Dans un deuxième temps, les sources acoustiques à la surface du stator sont calculées avec le modèle de Sears enrichi avec des données extraites d'une simulation stationnaire du rotor complet. Avant de procéder à la prédiction acoustique, l'influence du modèle de turbulence sur les résultats finaux est évaluée à travers une comparaison entre LES et RANS pour l'écoulement autour de profils extrudés. Enfin, la problématique de minimisation du bruit tonal est traitée en tant que problème d'optimisation où la géométrie d'une aube est paramétrée et où la recherche de l'optimum est conduite par un algorithme génétique. Cette optimisation a permis de concevoir un stator moins bruyant et adapté à l'écoulement en aval du rotor étudié.

The design of fan systems at Valeo Thermal Systems and the prediction of their aerodynamic performances rely mainly on virtual development methods, i.e. computer-aided-design and computational fluid dynamics. Within this context, this dissertation develops a methodology for predicting and minimizing the tonal noise of a fan system. The hybrid approach is used, thus separating noise generation and propagation. The free-field propagation is computed via an integral formulation of the Ffowcs-Williams and Hawkings analogy. In a first step, the source terms located at the surfaces of the rotor and the stator are extracted from an unsteady numerical simulation. The compactness of the blade and the influence of the acoustic mesh on the prediction are then investigated. Finally, the computational results are compared to the experimental ones. In a second step, the acoustic sources at the surface of the stator are computed with Sears' model. Its inputs are extracted from a steady simulation of the whole rotor. Before proceeding to the acoustic prediction, the influence of the turbulence model on the final results is assessed via a comparison between LES and RANS simulations of the flow around airfoils. Finally, minimizing tonal noise is formulated as an optimization problem. The shape of a stator-blade is parametrized and the optimization is conducted with a genetic algorithm. The resulting stator is less noisy and adapted to the flow downstream of the studied rotor., La conception des groupes moto-ventilateurs au sein de Valeo Systèmes Thermiques et la prédiction de leurs performances aérauliques reposent majoritairement sur les méthodes de développement virtuel, i.e. la conception assistée par ordinateur et la simulation numérique de la mécanique des fluides. Dans ce cadre, le présent travail propose une méthodologie de prédiction et de minimisation de la composante tonale du bruit d'un groupe moto-ventilateur. L'approche adoptée est hybride et dissocie la génération et la propagation du bruit. La propagation en champ libre est calculée avec une formulation intégrale de l'analogie de Ffowcs-Williams et Hawkings. Dans un premier temps, les termes-sources à la surface du rotor et du stator sont calculés par une simulation numérique instationnaire. La compacité de la pale ainsi que l'influence du maillage acoustique sur la prédiction sont ensuite investiguées. Finalement, les résultats sont comparés aux mesures expérimentales. Dans un deuxième temps, les sources acoustiques à la surface du stator sont calculées avec le modèle de Sears enrichi avec des données extraites d'une simulation stationnaire du rotor complet. Avant de procéder à la prédiction acoustique, l'influence du modèle de turbulence sur les résultats finaux est évaluée à travers une comparaison entre LES et RANS pour l'écoulement autour de profils extrudés. Enfin, la problématique de minimisation du bruit tonal est traitée en tant que problème d'optimisation où la géométrie d'une aube est paramétrée et où la recherche de l'optimum est conduite par un algorithme génétique. Cette optimisation a permis de concevoir un stator moins bruyant et adapté à l'écoulement en aval du rotor étudié.

La prise en compte de la transition laminaire-turbulent dans les codes Navier-Stokes demeure problématique d’un point de vue numérique dès lors qu’on s’intéresse à des géométries complexes tridimensionnelles tel qu’un étage de turbomachine. Le modèle à équations de transport Re se propose de résoudre ces difficultés et d’ouvrir la voie à la modélisation automatique du phénomène pour des simulations RANS. Le travail exposé dans ce mémoire de thèse a consisté à développer dans le code elsA le modèle de transition Re et à évaluer l’aptitude de ce modèle à capturer avec précision le phénomène de la transition laminaire-turbulent dans le cadre de simulations RANS en turbomachine. Après une étude bibliographique, l’implémentation du modèle dans le code elsA est décrite ainsi que des premières simulations validant les développements réalisés. Par la suite, des cas documentés relatifs à des applications en aérothermique sont traités. Les prévisions par CFD des flux de chaleur à la paroi sont en bon accord avec l’expérience, démontrant ainsi la capacité du modèle à capturer avec précision la nature de la couche limite. Dans une dernière partie, le modèle est appliqué à la prévision de la transition par bulbe de décollement sur des aubages de turbine basse pression. Les résultats obtenus indiquent que le modèle doit être amélioré afin de modéliser correctement le phénomène de transition par bulbe de décollement. Ces travaux ont permis de valider l’utilisation du modèle de transition Re dans le code elsA pour une large gamme d’applications en turbomachine, et laissent entrevoir la perspective d’utiliser ce modèle. The modelisation of laminar to turbulent transition is still difficult in RANS computations while dealing with three dimensional computational domains like turbomachinery domains. The laminar to turbulent transition model Re has been proposed to solve these issues and permit the automatic modeling of laminar to turbulent transition in RANS codes. The Re model has been introduced into the code elsA and evaluated thanks to several computations relative to turbomachinery. After a bibliographical study, the implementation of the model into the code elsA and the inital results are described in this document. In a third part, aerothermal issues in turbomachinery are investigated. The estimations of the heat fluxes by CFD are in good agreement with the experimental data which demonstrate the capability of the model to capture laminar and turbulent regions. In a last part the phenomenon of separation induced transition occuring on low pressure turbine blade is studied. The results obtained while employing the Re model show that the model need to be refined for these applications. The studied performed have permited the validation the use of the laminar to turbulent transition model Re with the code elsA for very different applications in turbomachinery.

Despite the progress made in the last decades in CFD, the unsteady RANS techniques for multistage turbomachines are still very costly in computation time. Thanks to Fourier analysis, the unsteady Navier-Stokes equations can be seen as 2N + 1 equations coupled by a source term. This approach efficiently computes unsteady flows and showed significant savings in computation time. However, the source term of the method is algebraic, thus entailing some difficulties in the computation of the inverse of the direct Fourier transform. In order to enhance the robustness and the precision of the HBT, non-uniformly sampled time levels are chosen. To reduce the computational domain to a single blade passage, phaselag boundary conditions are developped. First, a rotor and a stator configuration with a wake injection at the inlet (accounting for an inlet guide vane) is modelled. Thus, two fundamental frequencies are seen by the rotor. The influence of the spectrum in the rotor is addressed. The results are validated against classical unsteady RANS simulations. Then the method is applied to two industrial : the transonic compressor ECL4 and the study compressor CREATE., Malgré les progrès faits dans les dernières décennies en CFD, les techniques RANS instationnaires pour les turbomachines multi-étages sont toujours très couteuses en temps de calcul, réduisant leur intérêt en conception industrielle. Grâce à une analyse de Fourier, les équations instationnaires de Navier-Stokes peuvent être considérées comme 2N+1 équations stationnaires couplées par un terme source. Cette approche calcule efficacement les écoulements instationnaires périodiques et montre de forts gains en terme de temps de calcul. Cependant, l'expression du terme source est algébrique, ce qui provoque des difficultés dans le calcul de l'inverse de la transformée de Fourier directe. Afin d'améliorer la robustesse et la précision de la méthode, une approche basée sur un échantillonnage temporel non-uniforme est adoptée. Pour réduire le domaine de calcul à un unique passage inter-aube des conditions aux limites de chrochronicité sont développées. Dans un premier temps, un rotor et un stator sont simules avec en une entrée du domaine de calcul une injection qui modélise le sillage de la roue directrice d'entrée. Ainsi, deux fréquences fondamentales sont vues par le rotor. L'influence du contenu fréquentiel dans le rotor (i.e. le nombre d'harmoniques de la fréquence de passage des roues et leurs combinaisons) est analysée. Les résultats sont valides contre ceux obtenus avec des simulations instationnaires classiques. Ensuite, la méthode est appliquée a deux compresseurs industriels, le compresseur transsonique ECL4 et le compresseur d'étude CREATE.

The design and optimization process of high efficiency turbomachinery has become a major challenge and a topical issue at both industrial and research levels. Performance improvement has motivated the use of multi-shaft architecture in engines. In the context of dual-shaft aircraft engines, the interaction between dynamics occurring within shafts and bladed disks seems to play an important role at the design stage. The present research work deals with the coupling of these components involving several unbalances in the dynamic response of blades. Within this framework, a simplified analytical model of a bladed dual-shaft developed in the rotating frame is presented. The dual-shaft is modelled by spring - mass- beam systems and connected to a bladed disk composed of a set of flexible blades modelled by Euler-Bernoulli beams clamped in a rigid disk. Nonlinearities coming from bearings are also considered and modelled as a radial clearance and contact stiffness. Considering nonlinearities requires the implementation of dedicated algorithms and specific resolution techniques in the frequency domain as well as the computation of nonlinear forces in the time domain. The nonlinear response of blades subjected to unbalances excitations is investigated and analysed. To have a finer description of the bladed disk dynamics, a specific coupling method is proposed allowing to connect a bladed disk finite element model with the simplified dual-shaft model. A cyclic symmetry approach well-suited to the nonlinear dynamics of bladed disks is developed in order to consider blade tip contact nonlinearities. Performances of the proposed method are illustrated through an academic example and validated in both linear and nonlinear settings. Eventually, the coupling technique is applied to a complex industrial case involving a classical simplified dual-shaft model and a finite element model of the low pressure turbine bladed disk. Numerical results clearly demonstrate the coupling between dynamics and enable to predict the nonlinear response of low pressure turbine blades to several unbalances, for both co-rotating and counter-rotating engines.; La prise en compte des couplages dynamiques entre les différents organes constituant une turbomachine s'inscrit dans le processus d'optimisation des designs moteur. L'amélioration des performances des turboréacteurs passe souvent par l'utilisation d'architectures multi-rotors. Dans le contexte des moteurs avec une architecture bi-rotor, des résultats d'essais expérimentaux montrent qu'il est nécessaire de considérer, dès la conception, l'influence de la dynamique de l'arbre Haute Pression (HP) sur les aubages de l'arbre Basse Pression (BP). Dans ce cadre d'étude, un premier modèle simplifié de bi-rotor aubagé est développé dans le repère tournant lié au rotor BP. Ce modèle est composé de deux rotors modélisés par des équivalents poutres - masses - ressorts et d'une roue aubagée constituée d'aubes souples modélisées par des poutres encastrées sur un disque rigide. Desnon-linéarités de type jeu radial avec contact au niveau des paliers sont également considérées et la réponse des aubes soumises à des excitations multi-fréquentielles de type balourd BP et HP est analysée. La présence de non-linéarités dans le système conduit à mettre en oeuvre des algorithmes adaptés, basés sur des techniques de résolution dans le domaine fréquentiel avec l'évaluation des efforts non-linéaires dans le domaine temporel. Afin d'avoir une meilleure description de la dynamique de la roue aubagée, une méthode spécifique de couplage est proposée, permettant de coupler un modèle réduit de roue aubagée 3D à un modèle simplifié de bi-rotor. Une démarche adaptée à la modélisation de la roue aubagée en symétrie cyclique est implémentée afin de considérer des non-linéarités de type contact en tête d'aube. La méthode de couplage proposée est ensuite illustrée sur un exemple simple puis validée dans un cadre linéaire et non-linéaire. Enfin, cette méthode de couplage est appliquée au cas d'une structure industrielle, constituée d'un modèle d'ensemble simplifié représentatif d'un moteur et d'un modèle éléments finis d'une roue de turbine BP. Les résultats obtenus mettent en évidence le couplage entre la dynamique d'ensemble et la dynamique de la roue aubagée et permettent de prédire la réponse non-linéaire des aubes de turbine BP en présence d'une excitation multi-fréquentielle, dans des configurations de co-rotation et de contra-rotation.

Today, manufacturers are confronted with deal of designing turbomachinery with both high performance and low noise level. It is therefore necessary to accurately predict the sound field generated by these machines. The purpose of this work is to develop 2D-solver able to predict effectively the propagation of acoustics waves (noise) generated by subsonic turbomachinery, the studied machine is a centrifugal fans made up of an impeller and a diffuser. According to this challenge, development of higher order methods is requested, the finite volume method is used with application of Moving Last Square reproducing Kernel approximation to solve Linearized Euler Equations around a known stationary mean flow, here a pseudo mass matrix is defined and used to preserve the residuals order and a fully implicit time integration procedure is employed with suite of nonlinear and differential/Algebraic equation solvers using preconditioned matrix GMRES (Generalized Minimal RESidual) methods. The proposed method allows the direct reconstruction of fluxes using compact stencils, without introducing new degrees of freedom, which is a real advantage over the most popular existing high-order methods., De nos jours, les fabricants font face à un nouveau défit : concevoir des turbomachines à la fois performantes et à faible niveau sonore. Il convient donc de prévoir avec précision le champ sonore généré par le fonctionnement de ces machines. Le but de ce travail est de développer un solveur-2D capable de prédire efficacement la propagation des ondes acoustiques (bruit) générées par les turbomachines à écoulement subsonique, la machine étudiée est un ventilateur centrifuge composé d'un rotor et d'un stator. Afin de relever ce défit, le développement d'une méthode numérique d'ordre élevé est plus que nécessaire. La démarche retenue est basée sur la méthode des volumes finis avec approximation par moindres carrés mobiles (FV-MLS) pour résoudre les Equations d'Euler Linéarisées autour d'une solution stationnaire. Une matrice masse est définie afin de préserver l'ordre de notre méthode, une procédure d'intégration du temps implicite est employée avec un solveur de résolution des équations algébriques basé sur la méthode GMRES préconditionnée. La méthode ainsi proposée permet la reconstruction directe des flux en utilisant des pochoirs (stencil) compacts, sans introduire de nouveaux degrés de liberté, ce qui est un réel avantage par rapport aux méthodes déjà existantes.

Noise pollution is one of the most significant environ mental concerns. The increase in comfort requirements and rigorous of European and global regulations make the noise reduction one of the most important issues for several industries. The main objective of this work is the development of modeling tools for broadband noise component radiated by axial fans in order to include it as an optimization criterion during their design process. Sweep is known to be influent on the noise radiated by a fan. Three fans with different sweep are compared in this report. A test bench able to carry out mean and unsteady pressure on the blade of the fans is designed and built. These data are needed as input in a trailing edge noise prediction model. Measured pressures spectra are compared with those obtain from models, and then used to obtain the far field acoustic spectra. Amiet's trailing edge noise model is used. This model is developed for airfoil, so it is adapted for fans. A RANS numerical simulation with a second order turbulence model is carried out on the three fans to get: overall efficiency at different flow rates, downstream velocities components profiles, components of the Reynolds stress tensor, pressure field on a blade and boundary layer data. Ali these data are compared with several experiments performed in a standard test bench allowing the air flow rate measurement., Les nuisances sonores sont devenues une importante préoccupation environnementale. L'accroissement des exigences de confort et le durcissement des réglementations tant européennes que mondiales ont rendu la réduction du bruit aérodynamique des turbomachines un enjeu primordial pour de nombreuses industries. Ce travail a pour objectif principal le développement d'outils de modélisation de la composante à large bande du bruit des ventilateurs de façon à l'intégrer comme critère d'optimisation dès leur phase de conception. L'empilement (dévers) étant connu pour avoir une influence sur les émissions acoustiques des ventilateurs, trois ventilateurs à empilements différents seront comparés tout au long de ce mémoire. Un banc d'essai permettant l'acquisition des pressions moyennes et instationnaires sur les pales des ventilateurs est conçu puis fabriqué. Ces données sont nécessaires comme entrées d'un modèle de prévision du bruit de bord de fuite. Les spectres de pressions mesurés sont comparés à différents modèles puis utilisés pour obtenir le spectre acoustique en champ lointain à partir du modèle d'Amiet de bord de fuite. Ce modèle prévu pour un profil fixe est adapté pour un ventilateur. Puis une simulation numérique RANS avec modèle de turbulence du deuxième ordre, de ces trois ventilateurs, est réalisée afin d'obtenir : les performances globales des ventilateurs à différents débits, la morphologie de l'écoulement notamment les profils des vitesses aval, les composantes du tenseur des contraintes de Reynolds, les champs de pression sur les pales et les variables de la couche limite. Toutes ces données sont comparées avec différentes mesures sur un banc normalisé permettant la mesure du débit de fonctionnement

In the conventional turbomachines, calculations are done assuming adiabatic flow. But, the negative influence of external and internal heat exchange on the performance of small turbomachines at low loads and low speeds have been shown by many studies in the literature. Then, this assumption is no longer admissible. The main objective of this thesis is to help remove the assumption of adiabaticity.A study of the state of art has identified the different kinds of heat transfer and defined the limits of our investigations.Afterwards, a generalized exergy analysis whose main goal is to take into account the two principles of thermodynamics has been made and the variation of exergy performance versus heat transfer has been studied.The maps currently used are made with the assumption of adiabaticity. The laws of similarity in turbomachines working with compressible fluid studied propose new dimensionless coordinates that can be used in any operating condition (adiabatic or not).Finally, we present a measurement protocol and a numerical model for calculating heat transfer in a turbocharger.Some results from our work indicate that the performance of thermal turbomachinery announced regardless of thermal heat exchanges are found to be overestimated.The new laws of similarity proposed generalize the Rateau’s theorem to compressible fluid flow in any operating condition and can be used to calculate heat transfer from adiabatic test results. Supplementary information is still required for the complete prediction of performance and heat transfer.The numerical model for calculating heat transfer gives some results that are in agreement with those expected. But actual data from test bench are required for complete validation., Dans les turbomachines conventionnelles, l’estimation des performances (rendement, puissance et rapport de pression) se fait en général en admettant l’adiabaticité de l’écoulement. Mais, de nombreuses études ayant montré l’influence négative des échanges thermiques internes et externes sur les performances des petites turbomachines dans les faibles charges et aux bas régimes, cette hypothèse ne peut plus être recevable. L’objectif principal de cette thèse est de contribuer à lever l’hypothèse d’adiabaticité.Une étude préalable de l’état de l’art a permis de relever les différents types de transferts thermiques dans les turbomachines et de circonscrire notre étude.Puis, une analyse exergétique généralisée, ayant pour but la prise en compte des deux principes de la thermodynamique, a été effectuée et l’évolution de l’indice de performance caractérisant le niveau d’énergie récupérable en fonction des échanges thermiques est étudiée.Les performances des turbomachines à fluide compressible sont généralement représentées sous forme graphique dans des systèmes de coordonnées adimensionnelles établies avec l’hypothèse d’adiabaticité. Ces cartographies couramment utilisées par les exploitants et constructeurs ne conviennent pas aux machines fonctionnant avec transferts thermiques. L’étude de la similitude des turbomachines thermiques à fluide compressible présentée dans ce travail, propose de nouvelles coordonnées adimensionnelles pouvant être utilisées aussi bien en adiabatique que dans les écoulements avec transferts thermiques.Enfin, nous proposons un protocole de mesures et un modèle numérique pour l’évaluation des transferts thermiques dans un turbocompresseur.Certains résultats obtenus montrent que les performances calculées avec l’hypothèse d’adiabaticité de l’écoulement du fluide sont surestimées. Les nouvelles lois de la similitude proposées généralisent le théorème de Rateau au fluide compressible fonctionnant dans n’importe quelle condition et permettent de calculer les échanges thermiques à chaud à partir des résultats d’essai à froid. Une donnée supplémentaire (température de refoulement) est néanmoins nécessaire pour la prédiction complète des performances et des échanges thermiques.Le modèle numérique de calcul des échanges thermiques proposé donne des résultats en accord avec ceux attendus, mais nécessite des données réelles issues de mesure sur banc pour une validation complète.

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.

This study deals with non-linear damping solutions for turbomachinery bladed disks. Structural dynamics is a major issue in the aircraft engine industry since vibratory phenomena are responsible for fatigue and failure risks. The use of damping technologies is quite common and among these, the friction devices are probably the most popular. Here, we are interested in circular friction dampers, called rings, for single piece structures.Numerical methods have been developed in this view; these are mainly non-linear frequency domain methods adapted to cyclic structures such as the ones we are interested in. The modelling of contact interfaces and its influence on these methods are also addressed. Furthermore, a modal approach to deal with non-linear system is proposed. It makes it possible to calculate the modal parameters (eigenfrequency and modal damping ratio) of a non-linear system as a function of its energy (or vibratory amplitude). This method has several advantages among which the capabilities to evaluate directly the performances of a damping device and to address several types of dynamical responses (forced or free) in a unified manner.These methods are then applied to study two types of damping devices. First, the damping of friction rings for single piece structures is investigated numerically on industrial case studies. The phenomenological aspects are described in details which allows the performances and limits of this technology to be estimated. Second, a study of energy pumping is proposed. Energy pumping consists in using a small, strongly non-linear, vibration absorber for the damping of a main (generally linear) structure. Here, the use of an absorber with hysteretic behaviour is investigated. Illustrated on a simple phenomenological system, the energy pumping phenomena - that is to say, an irreversible one-way energy transfer from the main system to the absorber - are studied by means of dedicated numerical methods.Apart from the damping issues, we were also interested in the modelling and analysis of multi-stage bladed disks systems. This issue is quite new but tends to become a major one for the design of turbomachinery. In particular, existing methods to analyse the dynamics of such systems are currently of limited use. An original and efficient modelling approach of multi-stage cyclic symmetry is here proposed; a multi-stage assembly of cyclic structures can be modelled using one elementary sector of each stage and analysis can be performed on separated spatial harmonics. A non-linear application of this method is also proposed.Finally, the first results of an experimental study of damping using friction rings are presented. The test rig, its design and associated technological features are presented in details. Following some experimental results obtained during the preliminary studies, a comparison with predictions from numerical simulations is proposed.; Ce travail porte sur l'étude d'amortisseurs non-linéaires pour les roues aubagées de turbomachines. Les problèmes vibratoires sont de première importance pour les motoristes aéronautiques puisqu'ils sont à l'origine des phénomènes de fatigue et des risques de défaillance associés. L'usage de technologies d'amortissement est donc assez répandu et, parmi celles-ci, les dispositifs non-linéaires de type frottement tiennent une place importante. Ici, on s'intéresse à l'étude de frotteurs circulaires, appelés joncs, pour l'amortissement des structures monoblocs tournantes.Des méthodologies numériques ont été développées dans cet objectif; il s'agit principalement de méthodes d'analyse non-linéaire dans le domaine fréquentiel adaptées aux structures à symétrie cyclique telles que celles qui nous intéressent. La modélisation des interfaces de contact et son influence sur ces méthodes sont aussi abordées. En outre, une approche modale, permettant l'étude des paramètres modaux (fréquence propre et taux d'amortissement) d'un système non-linéaire en fonction de son énergie (ou de son niveau vibratoire) est proposée. Cette méthode présente plusieurs avantages parmi lesquels la possibilité de quantifier, de façon directe, l'efficacité d'un dispositif d'amortissement non-linéaire ou encore la possibilité de traiter plusieurs types de problèmes (réponses libres ou forcées) de façon unifiée.Ces méthodes sont ensuite appliquées à l'étude de deux types de dispositif d'amortissement. En premier lieu, l'amortissement par joncs de friction des structures monoblocs est étudié d'un point de vue numérique sur des structures industrielles. La phénoménologie du système non-linéaire est décrite en détails ce qui permet d'évaluer les performances de cette technologie ainsi que ses limites. Ensuite, l'étude d'une solution d'amortissement par pompage énergétique est proposée. Le principe du pompage énergétique consiste à utiliser un absorbeur de vibration de faible masse et de caractéristique fortement non-linéaire pour l'amortissement d'une structure principale (généralement linéaire). Ici, l'usage d'un absorbeur à caractéristique hystérétique est envisagé. Sur un système simple, les phénomènes de pompage énergétique - c'est à dire un transfert irréversible et unilatéral de l'énergie vibratoire du système principal vers l'absorbeur - sont étudiés à l'aide de méthodes numériques adaptées.En parallèle des problématiques liées à l'amortissement, nous nous sommes intéressés à la modélisation et l'analyse dynamique des ensembles multi-étages de roues aubagées. Bien que récente, cette problématique est aujourd'hui majeure pour la conception des turbomachines et les méthodes existantes d'analyse en dynamique s'avèrent mal adaptées au problème. Une méthode innovante et efficace de modélisation en symétrie cyclique multi-étage est ici proposée; elle permet de modéliser un ensemble de structures cycliques par un secteur élémentaire de chaque étage et les analyses peuvent se faire par harmoniques spatiales. Une application non-linéaire de cette méthode est aussi proposée.Enfin, les premiers résultats d'une étude expérimentale de caractérisation de l'amortissement par joncs de friction sont présentés. Le banc d'essais, sa conception et les choix technologiques sont présentés en détails. Suivent les premiers résultats expérimentaux obtenus lors de la phase de déverminage ainsi qu'une comparaison avec les prédictions de simulations numériques.

Noise pollution is one of the most significant environmental concerns. The increase in comfort requirements and rigorous of European and global regulations made of noise reduction one of the most important issues for several industries. The main objective of this work is the development of modeling tools for broadband noise component radiated by axial fans in order to include it as an optimization criterion during their design process. This study is concentrated on two sources recognized for their significant contributions in the radiated noise: interaction of the blades with the turbulent inflow and scattering of the turbulent boundary layer eddies when convected past trailing edge. Firstly, an approach based on Amiet's analytical formulation for noise prediction of an isolated airfoil placed in a turbulent flow is carried out. Thickness effect is not taken into account in the initial Amiet's formulation. A Gaussian correction was proposed based on Gershfeld studies which improved significantly the computational results. An extension towards turbomachinery is then proposed and validated experimentally. An axial fan is placed downstream of various incident turbulent flows generated by five turbulence controlling devices. Incident turbulence is characterized by the von Kármán spectral model which is fed with hot wire measurements. Comparison of the calculated sound power spectra with the experimental ones yields a reasonable or even satisfying agreement over a large range of the audible frequency. In the second part, a hybrid model combining of Large Eddy Simulations with an integral solution in time domain of Ffowcs Willimas \& Hawkings equation is developed. A validation completed by a study of numerical errors of the acoustic code based on Formulation 1A of Farassat with a permeable surface of Di Francescontonio was performed. Two-dimensional LES of the turbulent flow around an airfoil NACA0012 reproduced the boundary layer transition and the vortex shedding. Wall-pressure spectra analysis revealed that the inflow conditions have a strong effect on the airfoil response.; Les nuisances sonores sont devenues une importante préoccupation environnementale. L'accroissement des exigences de confort et le durcissement des réglementations européennes et mondiales ont rendu la réduction du bruit aérodynamique des turbomachines un enjeu primordial pour plusieurs industries. Ce travail a pour objectif principal le développement d'outils de modélisation de la composante à large bande du bruit des ventilateurs de façon à l'intégrer comme critère d'optimisation dès leur phase de conception. L'étude est concentrée sur les deux sources reconnues pour leurs contributions significatives dans le bruit rayonné : l'interaction des pales avec l'écoulement turbulent amont et la diffraction de la couche limite turbulente au niveau du bord de fuite. Dans un premier temps, une approche reposant sur la formulation analytique d'Amiet pour la prédiction du bruit d'un profil isolé disposé dans un écoulement turbulent est mise en oeuvre. L'effet de l'épaisseur n'est pas pris en compte dans la formulation initiale d'Amiet. Une correction gaussienne a été proposée sur la base des travaux de Gershfeld améliorant ainsi considérablement les résultats de calculs. Une extension vers la turbomachine est ensuite proposée et validée expérimentalement. Un ventilateur axial est disposé à l'amont de différents écoulements incidents turbulents générés par cinq dispositifs de contrôle de turbulence. La turbulence incidente est caractérisée par le modèle spectral de von Kármán à partir des mesures à fils chauds. La confrontation des spectres de puissance acoustique calculés à ceux mesurés donne un accord satisfaisant sur une large bande fréquentielle audible. Dans la deuxième partie, une modélisation hybride combinant des Simulations des Grandes Echelles avec une solution intégrale dans le domaine temporel de l'analogie de Ffowcs Willimas & Hawkings est développée. Une validation complétée par une étude des erreurs numériques du code acoustique développé sur la base de la formulation intégrale 1A de Farassat avec une surface perméable de Di Francescontonio a été réalisée. Les simulations LES bidimensionnelles de l'écoulement turbulent autour d'un profil ont reproduit la transition de la couche limite turbulente et le détachement tourbillonnaire au bord de fuite. L'analyse des spectres de pression pariétale a révélé que l écoulement amont a un important effet sur les fluctuations de pression pariétale et leurs localisations.

Noise pollution is one of the most significant environmental concerns. The increase in comfort requirements and rigorous of European and global regulations made of noise reduction one of the most important issues for several industries. The main objective of this work is the development of modeling tools for broadband noise component radiated by axial fans in order to include it as an optimization criterion during their design process. This study is concentrated on two sources recognized for their significant contributions in the radiated noise: interaction of the blades with the turbulent inflow and scattering of the turbulent boundary layer eddies when convected past trailing edge. Firstly, an approach based on Amiet's analytical formulation for noise prediction of an isolated airfoil placed in a turbulent flow is carried out. Thickness effect is not taken into account in the initial Amiet's formulation. A Gaussian correction was proposed based on Gershfeld studies which improved significantly the computational results. An extension towards turbomachinery is then proposed and validated experimentally. An axial fan is placed downstream of various incident turbulent flows generated by five turbulence controlling devices. Incident turbulence is characterized by the von Kármán spectral model which is fed with hot wire measurements. Comparison of the calculated sound power spectra with the experimental ones yields a reasonable or even satisfying agreement over a large range of the audible frequency. In the second part, a hybrid model combining of Large Eddy Simulations with an integral solution in time domain of Ffowcs Willimas \& Hawkings equation is developed. A validation completed by a study of numerical errors of the acoustic code based on Formulation 1A of Farassat with a permeable surface of Di Francescontonio was performed. Two-dimensional LES of the turbulent flow around an airfoil NACA0012 reproduced the boundary layer transition and the vortex shedding. Wall-pressure spectra analysis revealed that the inflow conditions have a strong effect on the airfoil response.; Les nuisances sonores sont devenues une importante préoccupation environnementale. L'accroissement des exigences de confort et le durcissement des réglementations européennes et mondiales ont rendu la réduction du bruit aérodynamique des turbomachines un enjeu primordial pour plusieurs industries. Ce travail a pour objectif principal le développement d'outils de modélisation de la composante à large bande du bruit des ventilateurs de façon à l'intégrer comme critère d'optimisation dès leur phase de conception. L'étude est concentrée sur les deux sources reconnues pour leurs contributions significatives dans le bruit rayonné : l'interaction des pales avec l'écoulement turbulent amont et la diffraction de la couche limite turbulente au niveau du bord de fuite. Dans un premier temps, une approche reposant sur la formulation analytique d'Amiet pour la prédiction du bruit d'un profil isolé disposé dans un écoulement turbulent est mise en oeuvre. L'effet de l'épaisseur n'est pas pris en compte dans la formulation initiale d'Amiet. Une correction gaussienne a été proposée sur la base des travaux de Gershfeld améliorant ainsi considérablement les résultats de calculs. Une extension vers la turbomachine est ensuite proposée et validée expérimentalement. Un ventilateur axial est disposé à l'amont de différents écoulements incidents turbulents générés par cinq dispositifs de contrôle de turbulence. La turbulence incidente est caractérisée par le modèle spectral de von Kármán à partir des mesures à fils chauds. La confrontation des spectres de puissance acoustique calculés à ceux mesurés donne un accord satisfaisant sur une large bande fréquentielle audible. Dans la deuxième partie, une modélisation hybride combinant des Simulations des Grandes Echelles avec une solution intégrale dans le domaine temporel de l'analogie de Ffowcs Willimas & Hawkings est développée. Une validation complétée par une étude des erreurs numériques du code acoustique développé sur la base de la formulation intégrale 1A de Farassat avec une surface perméable de Di Francescontonio a été réalisée. Les simulations LES bidimensionnelles de l'écoulement turbulent autour d'un profil ont reproduit la transition de la couche limite turbulente et le détachement tourbillonnaire au bord de fuite. L'analyse des spectres de pression pariétale a révélé que l écoulement amont a un important effet sur les fluctuations de pression pariétale et leurs localisations.

The aim of the optimization of a well-pump is to maximize the pressure gain per length unit in the pump by designing its blades and hub, while taking into account some geometrical constraints. The 3D representation of the geometry of the pump is generated thanks to 2D parametric and cubic B-splines. We lead the optimization with a classical gradient method. Fluent, a computational fluid dynamics (CFD) "black box" software, is used and therefore we chose to compute an incomplete gradient of the cost function. We calculate the exact analytical expression of the gradient thanks to an integration formula on variable boundaries. Only the terms we can calculate or compute numerically are then kept. The terms we generally omit are the derivatives of the solutions of the state equations with respect to the displacement of the control points. An optimization program for the single hub of the pump has first been developed and we present its results. We use an optimization method without constraints though linear equality constraints are taken into account by reducing the problem. After a first decreasing phase, the cost function does not converge to a minimum value. We suggest some tests so as to analyze this result. Among these, the use of finite differences confirms that the incomplete gradient is not systematically a descent direction. Some ideas are finally given in order to explain this phenomenon.; L'objectif de l'optimisation de forme d'une pompe générique de fond de puits est de maximiser le gain de pression par unité de longueur de la pompe, en redessinant ses aubes et son moyeu, tout en respectant un certain nombre de contraintes géométriques. On génère la représentation de la géométrie 3D de la pompe grâce à des B-splines paramétriques cubiques 2D. Pour l'optimisation on utilise une méthode de gradient classique. On emploie Fluent, un logiciel de modélisation de mécanique des fluides "boîte noire" et on procède par conséquent à un calcul de gradient incomplet de la fonction coût. Pour cela on écrit l'expression analytique exacte du gradient à l'aide d'une formule d'intégration sur les bords variables puis on ne prend en compte que les termes que l'on peut calculer ou déterminer numériquement. Les termes généralement écartés sont les dérivées des solutions de l'équation d'état par rapport au déplacement d'un point de contrôle. On a d'abord développé un code d'optimisation pour le moyeu de la pompe seul, sans aubages, et on présente les résultats obtenus. On utilise une méthode d'optimisation sans contrainte et on prend en compte par réduction du problème des contraintes d'égalité linéaires. On constate qu'après une première phase de décroissance, la fonction coût ne converge pas vers un minimum. On propose alors quelques tests de façon à analyser ce résultat. Parmi ceux-là, l'emploi des différences finies confirme que le gradient incomplet n'est pas systématiquement une direction de descente. Enfin quelques pistes sont évoquées pour l'expliquer.

The aim of the optimization of a well-pump is to maximize the pressure gain per length unit in the pump by designing its blades and hub, while taking into account some geometrical constraints. The 3D representation of the geometry of the pump is generated thanks to 2D parametric and cubic B-splines. We lead the optimization with a classical gradient method. Fluent, a computational fluid dynamics (CFD) "black box" software, is used and therefore we chose to compute an incomplete gradient of the cost function. We calculate the exact analytical expression of the gradient thanks to an integration formula on variable boundaries. Only the terms we can calculate or compute numerically are then kept. The terms we generally omit are the derivatives of the solutions of the state equations with respect to the displacement of the control points. An optimization program for the single hub of the pump has first been developed and we present its results. We use an optimization method without constraints though linear equality constraints are taken into account by reducing the problem. After a first decreasing phase, the cost function does not converge to a minimum value. We suggest some tests so as to analyze this result. Among these, the use of finite differences confirms that the incomplete gradient is not systematically a descent direction. Some ideas are finally given in order to explain this phenomenon.; L'objectif de l'optimisation de forme d'une pompe générique de fond de puits est de maximiser le gain de pression par unité de longueur de la pompe, en redessinant ses aubes et son moyeu, tout en respectant un certain nombre de contraintes géométriques. On génère la représentation de la géométrie 3D de la pompe grâce à des B-splines paramétriques cubiques 2D. Pour l'optimisation on utilise une méthode de gradient classique. On emploie Fluent, un logiciel de modélisation de mécanique des fluides "boîte noire" et on procède par conséquent à un calcul de gradient incomplet de la fonction coût. Pour cela on écrit l'expression analytique exacte du gradient à l'aide d'une formule d'intégration sur les bords variables puis on ne prend en compte que les termes que l'on peut calculer ou déterminer numériquement. Les termes généralement écartés sont les dérivées des solutions de l'équation d'état par rapport au déplacement d'un point de contrôle. On a d'abord développé un code d'optimisation pour le moyeu de la pompe seul, sans aubages, et on présente les résultats obtenus. On utilise une méthode d'optimisation sans contrainte et on prend en compte par réduction du problème des contraintes d'égalité linéaires. On constate qu'après une première phase de décroissance, la fonction coût ne converge pas vers un minimum. On propose alors quelques tests de façon à analyser ce résultat. Parmi ceux-là, l'emploi des différences finies confirme que le gradient incomplet n'est pas systématiquement une direction de descente. Enfin quelques pistes sont évoquées pour l'expliquer.

In the general framework of the European project VIVACE, whose aim consists in improving the collaboration between aircraft companies and optimize the different aspects related to aircraft design and manufacturing, the results of a turbomachinery blade design optimization are presented. They are obtained thanks to MAX, an optimization code based on genetic algorithms accelerated by the use of a surrogate model. Futhermore, an aeromechanical simulation chain has also been developed, including a geometrical modeller for blade profiles, a CFD code (TRAF) and a structural analysis software (SAMCEF). Applied on an industrial case, the proposed methodology brought a significative gain of efficiency, while keeping a good aerodynamic and mechanical behaviour of the blade., Dans le contexte général du projet européen VIVACE, visant à accroître la collaboration entre entreprises aéronautiques et optimiser les différents aspects liés à la conception et à la réalisation d'un avion, les résultats d'un calcul d'optimisation d'aubes de turbomachines sont présentés. Ils se basent sur MAX, un code d'optimisation basé sur des algorithmes génétiques accélérés par l'utilisation d'un modèle approché. En outre, une chaîne de simulation aéromécanique a également été mise au point, reprenant modeleur géométrique pour profils d'aubes, calculs CFD (TRAF) et mécaniques (SAMCEF). Les résultats obtenus sur une application industrielle apportent un gain significatif en rendement, tout en garantissant le bon comportement aérodynamique et mécanique de l'aube.

Faced with the problem of design in the pump industry, the main difficulty of manufacturers is to have fast, reliable and accurate methods. This research work involving, both theory and experiments deals, with this topic. We have developed a complete procedure for design, performance analysis and optimization of centrifugal and mixed incompressible flow turbomachinery. First of all, the definition of the pump geometry as well as the analysis of its global performance are carried out starting from the mean streamline method (1D), based on both ideal models and experimental correlations. A second stage of optimization is achieved from a quasi 3D method, by studying the meridional flow and blade to blade flow, using REMIX software developed by LEMFI. Finally, a three-dimensional flow study is performed by CFD tools from AEA-Technology group (CFX). The three-dimensional study provides the means to complete and validate the established procedure. To illustrate this procedure, a centrifugal machine with a volute was studied used. First, the analysis of the existing impeller was carried out to develop the various steps of the procedure. Then, the whole impeller-volute pump, was studied and compared with the previous trial runs. Special attention was paid to unsteady effects, resulting from impeller volute interaction. The results obtained are satisfactory. Finally, the integral method was applied to optimize a mixed flow pump equipped with a deswirl. As it is a badly dimensioned pump, it is a good example of what this method can do., Confrontés au problème de tracé (design) des machines, le souci des constructeurs est de disposer de méthodes rapides, fiables et suffisamment précises. Le présent travail de recherche à caractère théorique et expérimental, sinscrit dans cette direction. Ainsi, nous avons mis au point une démarche complète de dimensionnement et doptimisation dans la conception et lanalyse des performances des turbomachines centrifuges et hélico-centrifuge à fluide incompressible. Partant dun cahier de charges, la définition géométrique de la roue ainsi que lanalyse de ses performances globales sont réalisées à partir dune méthode dite ligne moyenne (1D) basée sur des modèles théoriques et des corrélations expérimentales. Une deuxième étape, basée sur létude des écoulements méridien et aube à aube (méthode dite quasi-3D), est réalisée à laide du logiciel REMIX développé au LEMFI. Ce code permet la résolution des équations dynamiques moyennées régissant lécoulement interne stationnaire et non visqueux dans le repère relatif. Létape finale de la démarche consiste en létude tridimensionnelle de lécoulement à laide des logiciels de la CFD du groupe AEA-Technology (CFX), permettant de compléter et de valider la procédure établie. Pour illustrer cette démarche, une machine centrifuge à volute a servi de support. Dans un premier temps, létude de la roue existante a été réalisée pour la mise au point et la validation des différents éléments de la démarche. Lensemble roue-volute est étudié et comparé, par la suite, aux résultats expérimentaux. Une attention spéciale est portée sur les effets instationnaires, conséquence de linteraction roue-volute. Les résultats obtenus semblent très cohérents. Finalement, la démarche intégrale est appliquée pour loptimisation dune pompe hélico-centrifuge équipée dun redresseur. Sagissant dune pompe mal dimensionnée, loptimisation de lensemble est une bonne illustration.