L'étude porte sur le contrôle actif du phénomène de tremblement transsonique sur une voilure supercritique par l'utilisation de deux stratégies de contrôle : thermique et pneumatique. Des simulations numériques de l'écoulement naturel obtenues par résolution des équations de Navier-Stokes moyennées ont permis la restitution des différents régimes (avec ou sans tremblement) en bonne cohérence avec les données expérimentales. Les observations des champs moyens, des champs turbulents et des signaux de pression permettent d'établir le principe de fonctionnement et les performances des actionneurs. Le tremblement transsonique est alors soit repoussé soit supprimé autorisant ainsi l'élargissement du domaine de vol des aéronefs. L'étude paramétrique des deux actionneurs est réalisée aussi bien en mode de fonctionnement continu que rétroactif. Une campagne d'essai consolide et approfondie les résultats obtenues avec la stratégie pneumatique.

Afin de concevoir des systèmes de propulsion innovants, l'amélioration des performances des prises d'air supersonique constitue un enjeu majeur. En particulier, les écoulements intervenant au sein des entrées d'air et/ou de diffuseurs supersoniques mettent en jeu des phénomènes complexes associés aux diverses échelles spatiales et temporelles: dynamique de la turbulence pariétale, interaction entre une onde de choc et une couche limite turbulente, décollements tridimensionnels et effets de coins. Malgré les contributions significatives et récentes des simulations numériques de haute fidélité sur les instationnarités de l'interaction onde de choc/couche limite sans paroi latérales, peu d'études numériques ont été menées sur l'influence des coins dans la dynamique de l'écoulement. En présence de parois latérales et à des nombres de Mach suffisamment élevés, l’interaction se modifie et un train de choc se forme dans le diffuseur. Dans le cadre de cette thèse, les équations de Navier-Stokes en régime compressible sont résolues à l'aide de schémas d'ordre élevé. Des simulations en régime supersonique de l'écoulement dans des diffuseurs rectangulaires de largeurs différentes sont effectuées. L'étude permet la mise en évidence de l'influence du confinement et des effets de coins. Une deuxième partie de l’étude est consacrée à la compréhension des instationnarités générées par un train de choc dans un diffuseur rectangulaire à l'aide d'outils de post-traitement avancés: décomposition modale dynamique et périodogramme. Les résultats montrent la présence d'un possible phénomène de résonance du diffuseur à des fréquences proches de celles émises par l'écoulement. / To design innovative propulsion systems, improving the performance of supersonic air intakes is a major issue. In particular, the flows through the air intakes and/or supersonic diffusers involve complex unsteady phenomena associated with various spatial and temporal scales such as: wall-bounded turbulence dynamics, interaction between a shock-wave and a turbulent boundary layer, three-dimensional separated flows and corners effects. Despite the significant contributions from recent high-fidelity simulations of unsteady shock-wave boundary layer interaction in the absence of side walls, few numerical studies were conducted with secondary flows due to corner effects. In the presence of side walls and at Mach numbers large enough, the topology of the interaction is modified and a shock-train forms in the diffuser. In this thesis, the Navier-Stokes compressible equations are solved using high-order schemes. Simulations of supersonic flows in rectangular diffusers of different widths are carried out. The study allows to highlight the influence of confinement and corners effects on the mean flow. A second part of the study is devoted to the understanding of the unsteadiness associated with a shock-train in a rectangular supersonic diffuser. For that purpose, advanced post-processing tools have been developed such as: dynamic mode decomposition and Fourier analysis. The results show the presence of a possible resonance phenomenon in the diffuser at frequencies close to those associated with the flow.

L’étude effectuée au cours de cette thèse a permis de caractériser numériquement les instabilités d’origine aérodynamique rencontrées dans un compresseur centrifuge dessiné par Turbomeca. Ce compresseur est composé d’une roue directrice d’entrée, d’un rouet centrifuge, d’un diffuseur radial et de redresseurs axiaux. Le module expérimental, dénommé Turbocel, sera accueilli au LMFA courant 2016. Le contenu de cette étude repose donc exclusivement sur des résultats numériques dont certains sont cependant comparés à des résultats expérimentaux partiels obtenus par Turbomeca sur une configuration proche. _ Le fonctionnement du compresseur est analysé à différentes vitesses de rotation, à partir de simulations RANS et URANS menées avec le code elsA. Du point de vue de la méthodologie, deux points importants sont à retenir :- Du fait du caractère transsonique de l’écoulement dans le rouet et le diffuseur radial à haut régime de rotation, les simulations RANS stationnaires ne permettent pas d’accéder à une description satisfaisante des phénomènes physiques. Cela est dû à l’utilisation d’un plan de mélange aux différentes interfaces rotor-stator qui a pour effet d’empêcher les ondes de choc de remonter à l’amont, et qui affecte tant la physique de l’écoulement que l’étendue de la plage de fonctionnement stable.- En-dessous d’un certain débit, les calculs URANS sur période machine révèlent que le comportement de l’étage n’obéit plus à la périodicité spatio-temporelle mono-canal. Une plage instable est alors obtenue à toutes les iso-vitesses simulées. A bas régime de rotation, une autre plage stable existe lorsque le compresseur est suffisamment vanné. L’étage retrouve alors une périodicité spatio-temporelle, à condition d’étendre le domaine de calcul dans le stator à deux canaux inter-aubes. En ce qui concerne les limites de stabilité de Turbocel, différentes évolutions sont décrites selon la vitesse de rotation considérée :- A haut régime de rotation, une basse fréquence commence à émerger près du point de rendement maximal et son intensité ne fait qu’augmenter jusqu.au pompage.- A bas régime, une signature basse fréquence comparable se manifeste près du point de rendement maximal mais disparaît passé un certain vannage, et n’est donc présente que sur une plage de débit délimitée. La seconde zone stable peut alors être numériquement parcourue jusqu.au pompage proprement dit. La signature basse fréquence est imputée à l’instauration d’une recirculation dans l’inducteur qui une fois établie est quasi-stationnaire. Les résultats numériques mettent en évidence que la source d’instabilité sévère sur Turbocel provient du diffuseur aubé. En fonction du point de fonctionnement, ce composant adopte des comportements différents, entre lesquels une certaine continuité existe, et ses performances chutent progressivement lorsque le débit diminue. Au final, les domaines de stabilité de l’étage de compression peuvent être reliés au type d’écoulement qui se développe dans le diffuseur radial, et apparaissent dictés par le diffuseur semi-lisse à haut régime de rotation. Enfin, afin d’étendre les plages de fonctionnement stable, une stratégie de contrôle basée sur l’aspiration de couche limite dans le diffuseur aubé a également été déterminée dans le cadre de cette thèse. Son évaluation fera l’objet d’études ultérieures sur Turbocel. / The present study aims at characterizing the aerodynamic instabilities involved in a centrifugal compressor designed by Turbomeca, by means of numerical simulation. This compressor is composed of inlet guide vanes, a centrifugal impeller, a radial vaned diffuser and axial outlet guide vanes. The test module, named Turbocel, will be delivered to the LMFA in 2016. Thus, the results presented in this manuscript are only based on CFD, although some of them are compared to experimental results obtained by Turbomeca on a close configuration.RANS and URANS simulations are performed for several rotational speeds, using the elsA software.Two methodological key points are to be emphasized:- As the flow in both the impeller and the radial diffuser is transonic at high rotational speed, steady RANS simulations cannot provide a satisfactory description of the physical phenomena taking place. This can be explained by the use of the mixing plane approach which prevents shock waves to extend upstream the rotor-stator interfaces, and which impacts the flow field predicted as well as the prediction of the stable operating range.- Below a given massflow rate, URANS simulations covering the spatial period of the compressor prove that the stage behavior does not obey to the single passage spatio-temporal periodicity anymore. An unstable operating range then appears at all the simulated rotational speeds. At low rotational speed, another stable range is however obtained if the compressor is further throttled’ A new periodicity arises on this massflow range, provided that the stator domain is extended to two neighboring blade passages. Concerning the stability domains of Turbocel, different evolutions are obtained depending on the rotational speed:- At high rotational speed, a low frequency phenomenon starts to develop near the peak efficiency point and its intensity keeps increasing until surge happens.- At low rotational speed, a low frequency signature also appears near the peak efficiency point, but it then vanishes when the compressor is further throttled, so that only a restricted operating range exhibits this instability. It then gives rise to a second stable operating range which can be described numerically, ending with surge itself. The low frequency signature is attributed to the enhancement of a flow recirculation in the inducer which, once fully established, is quasi-steady. The numerical results underline that the source of severe instability in the compressor comes from the vaned diffuser. Depending on the operating point, this component can adopt different behaviors, between which a relative continuity exists, and its performances decrease when the massflow rate decresases. The overall stage performances prove that at high rotational speed, the global stability is driven by the semi-vaneless diffuser and depends on the flow developing in the radial diffuser. Finally, in order to extend the stable operating range of the compressor, a flow control strategy based on boundary layer suction has also been determined in the diffuser. Its impact on the performances of Turbocel will be deeply studied later on.