Thèse ou mémoire avec insertion d'articles / Le domaine des transports fait face à de nombreux défis tels que la réduction de la pollution sonore, la réduction de la pollution atmosphérique et la réduction de l'émission de gaz à effet de serre. Le domaine de l'aviation n'y fait pas exception. Dans ce contexte, l'électrification des transports est vue comme une solution potentielle à ces défis. Ce mémoire porte sur l'étude du réseau électrique des aéronefs à propulsion électrique. L'étude d'un tel réseau est faite à l'aide de deux approches complémentaires. La première est présentée sous la forme d'un article de synthèse donnant un aperçu des meilleures technologies et architectures à utiliser pour ce type de réseau. Cette première partie couvre le niveau tension de distribution, l'électronique de puissance, l'isolation électrique, les dispositifs de protection, la mise à la terre et les architectures générales du réseau des aéronefs à propulsion électrique. La deuxième approche est la modélisation de ce type de réseau pour un avion à propulsion hybride-électrique qui est étudié dans le cadre du projet HEPOS. La modélisation de la chaîne de traction électrique est principalement centrée autour de deux paramètres importants pour les applications aéronautiques : la masse et le rendement. Les composants de la chaîne de traction étudiées sont le convertisseur DC/DC, les câbles et l'onduleur. Des modèles pour les sous-composants inclus dans les composants principaux comme les modules de puissance et les inductances sont également développés et présentés. Les modèles de simulation sont développés pour permettre le processus d'optimisation du groupe motopropulseur de l'avion sur de longues missions. Ils combinent une exécution rapide à un haut niveau de précision pour estimer l'efficacité du groupe motopropulseur à tout moment de la mission. / The transportation sector faces challenges such as reduction of audible noise, pollutant emission and green house gas emission. As a part of the transportation sector, aviation is faced with those challenges. A potential solution for those problems is the electrification of transport. This master's thesis focuses on the study of the electrical grid of electrical propulsion-based aircraft. The study of such a grid is made using two complementary approaches. The first one is presented in the form of a review article giving insight on the best technologies and architectures to be used for this type of grid. This first part covers the voltage distribution level, power electronic, electrical insulation, protection devices, grounding, and global grid architectures of electrical propulsion-based aircraft. The second approach is the modeling of such a grid for the hybrid-electrical propulsion aircraft studied in the framework of HEPOS project. The modeling of the electrical propulsion powertrain is mainly centered on two important parameters for aircrafts applications: weight and efficiency. The main components of the powertrain studied are DC/DC converter, cables, and inverter. Models for subcomponents included in the main parts like power electronic devices and inductors are also developed and presented. The simulation models are developed to allow the optimization process of the aircraft's powertrain over long mission. They combine fast model execution with high level of precision to estimate the efficiency of the powertrain at any given time of the mission.

Le Canada est un pays extrêmement vaste et peu peuplé. Pour fonctionner de façon optimale, il doit pouvoir compter sur un réseau complexe de moyens de transport et de communication à la fine pointe de la technologie. Le Canada, inévitablement, devait s'intéresser aux choses de l'air et à l'aviation. L'implantation d'une industrie en terre canadienne ne date donc pas d'hier; des fabricants sont apparus très tôt, avant la Première Guerre mondiale. Depuis les tout débuts, le gouvernement fédéral et, en particulier, le ministère de la Défense ont joué un rôle très important dans l'évolution de ce secteur industriel. Dans cet exposé, nous voulons étudier le réseau de relations qui s'est créé entre l'état fédéral et les fabricants d'avions qui constituent le gros de l'industrie aéronautique au Canada, entre 1920 et 1965. En somme, nous voulons vérifier jusqu'à quel point une industrie aéronautique puissante peut exister, dans un pays comme le Canada, sans politiques à long terme et sans un afflux massif de capitaux gouvernementaux. Pour ce travail, nous avons choisi une approche chronologique qui s'inspire d'un schéma proposé par un historien américain spécialiste des questions militaires, Robin Higham. Chacune des deux périodes étudiées se rattache à un conflit majeur du vingtième siècle : la Seconde Guerre mondiale, et la guerre de Corée. Ce découpage met en lumière les politiques de développement de plus en plus élaborées de l'état fédéral. Ces projets n'ont pas donné les résultats prévus. Le Canada, en effet, n'a jamais eu de politique globale en aéronautique. La raison semble simple : le Canada n'est pas un pays neutre. Il fait partie d'alliances plus ou moins formelles qui limitent beaucoup sa liberté de manoeuvre. Ces contraintes, liées à une augmentation vertigineuse des coûts du matériel et à l'intégration économique et militaire du Canada et des Etats-Unis, expliquent le déclin progressif de l'industrie aéronautique au pays après 1959. / Québec Université Laval, Bibliothèque 2013

Th. doct.--Paris 6, 2002. / Bibliogr. p. 261-268. Résumé en français et en anglais. L'ouvrage porte par erreur : ISSN 0078-3780.

Thesis (Ph.D.)--RAND Graduate School, 1993. / Includes bibliographical references. Also available on the Internet.

Mémoire (M.Eng.)--Université du Québec à Chicoutimi, 1995. / Document électronique également accessible en format PDF. CaQCU

Mémoire (M.Eng.)--Université du Québec à Chicoutimi, 1997. / Document électronique également accessible en format PDF. CaQCU

Mémoire (M.Eng.)--Université du Québec à Chicoutimi, 1999. / Document électronique également accessible en format PDF. CaQCU

Thesis (Ph. D.)--RAND Graduate School, 1993. / At head of title: Dissertation. "RGSD-106." Includes bibliographical references.

Ce mémoire présente une étude sur des montages redresseurs polyphasés ayant des performances convenables pour le réseau d’alimentation électrique des avions. Les redresseurs considérés comportent 6 phases, 9 phases et 12 phases. Les caractéristiques de ces montages redresseurs sont étudiées théoriquement et des modèles ont été développés utilisant le logiciel SimPowerSystems (SPS) afin de déterminer la performance de ces redresseurs sous différentes conditions de fonctionnement. Les résultats de simulation sont évalués et comparés avec les normes de l’avionique MIL-STD-704F et RTCA-DO-160G. Une étude expérimentale a été effectuée sur un redresseur commercial à 6 phases dans le but de valider le modèle SPS développé pour ce montage redresseur. Les mesures ont été effectuées sur le montage expérimental à différents niveaux de charge et les résultats sont comparés avec ceux donnés par le modèle SPS. La concordance entre les deux résultats est très bonne, ce qui assure l’exactitude du modèle développé. / This paper presents a study of polyphase rectifier circuits with suitable performance for power network of aircrafts. The study has been conducted on 6, 9 and 12-phases rectifiers. The characteristics of these rectifying circuits are studied theoretically and models have been developed using the software SimPowerSystems (SPS) to determine the performance of these rectifiers in different operating conditions. The simulation results are evaluated and compared with the avionics standards MIL-STD-704F and RTCA-DO-160G. An experimental study was conducted on a 6-phase commercial rectifier in order to validate the SPS model developed for this rectifier circuit. The measurements were performed on the experimental circuit with different charge levels and the results are compared with those given by the SPS model. The concordance between results is very good, which ensures the accuracy of the model developed.

Le développement des turbines à gaz d’aviation actuelles et futures est principalement axé sur la sécurité, la performance, la minimisation de la consommation de l’énergie, et de plus en plus sur la réduction des émissions d’espèces polluantes. Ainsi, les phases de design de moteurs sont soumises auxaméliorations continues par des études expérimentales et numériques. La présente thèse se consacre à l’étude numérique des phases transitoires et stationnaires de la combustion au sein d’une turbine à gaz d’aviation opérant à divers modes de combustion. Une attention particulière est accordée à la précision des résultats, aux coûts de calcul, et à la facilité de manipulation de l’outil numérique d’un point de vue industriel. Un code de calcul commercial largement utilisé en industrie est donc choisi comme outil numérique. Une méthodologie de Mécanique des Fluides Numériques (MFN) constituée de modèles avancés de turbulence et de combustion jumelés avec un modèle d’allumage sous-maille, est formulé pour prédire les différentes phases de la séquence d’allumage sous différentes conditions d’allumage par temps froid et de rallumage en altitude, ainsi que les propriétés de la flamme en régime stationnaire. Dans un premier temps, l’attention est focalisée sur le régime de combustion stationnaire. Trois méthodologies MFN sont formulées en exploitant trois modèles de turbulence, notamment, le modèle basé sur les équations moyennées de Navier-Stokes instationnaires (URANS), l’adaptation aux échelles de l’écoulement (SAS), et sur la simulation aux grandes échelles (LES). Pour évaluer la pertinence de l’incorporation d’un modèle de chimie détaillée ainsi que celle des effets de chimie hors-équilibre, deux différentes hypothèses sont considérées : l’hypothèse de chimie-infiniment-rapide à travers le modèle d’équilibre-partiel, et l’hypothèse de chimie-finie via le modèle de flammelettes de diffusion. Pour chacune des deux hypothèses, un carburant à une composante, et un autre à deux composantes sont utilisés comme substituts du kérosène (Jet A-1). Les méthodologies MFN résultantes sont appliquées à une chambre de combustion dont l’écoulement est stabilisé par l’effet swirl afin d’évaluer l’aptitude de chacune d’elle à prédire les propriétés de combustion en régime stationnaire. Par la suite, les rapports entre le coût de calcul et la précision des résultats pour les trois méthodologies MFN formulées sont explicitement comparés. La deuxième étude intermédiaire est dédiée au régime de combustion transitoire, notamment à la séquence d’allumage précédant le régime de combustion stationnaire. Un brûleur de combustibles gazeux, muni d’une bougie d’allumage, et dont la flamme est stabilisée par un accroche-flamme, est utilisé pour calibrer le modèle MFN formulé. Ce brûleur, de géométrie relativement simple, peut aider à la compréhension des caractéristiques d’écoulements réactifs complexes, en l’occurrence l’allumabilité et la stabilité. La méthodologie MFN la plus robuste issue de la précédente étude est reconsidérée. Puisque le brûleur fonctionne en mode partiellement pré-mélangé, le modèle de combustion paramétré par la fraction de mélange et la variable de progrès est adopté avec les hypothèses de chimie-infiniment-rapide et de chimie-finie, respectivement à travers le modèle de Bray-Moss-Libby (BML) et un modèle de flammelettes multidimensionnel (FGM). Le modèle d’allumage sous-maille est préalablement ajusté via l’implémentation des propriétés de la flamme considérée. Par la suite, le modèle d’allumage est couplé au solveur LES, puis successivement aux modèles BML et FGM. Pour évaluer les capacités prédictives des méthodologies résultantes, ces dernières sont utilisées pour prédire les évènements d’allumage résultant d’un dépôt d’énergie par étincelles à diverses positions du brûleur, et les résultats sont qualitativement et quantitativement validés en comparant ceux-ci à leurs homologues expérimentaux. Finalement, la méthodologie MFN validée en configuration gazeuse est étendue à la combustion diphasique en la couplant au module de la phase liquide, et en incorporant les propriétés de la flamme de kérosène dans le modèle d’allumage. La méthodologie MFN résultant de cette adaptation, est préalablement appliquée à la chambre de combustion étudiée antérieurement, pour prédire la séquence d’allumage et améliorer les prédictions antérieures des propriétés de la flamme en régime stationnaire. Par la suite, elle est appliquée à une chambre de combustion plus réaliste pour prédire des évènements d’allumage sous différentes conditions d’allumage par temps froid, et de rallumage en altitude. L’aptitude de la nouvelle méthodologie MFN à prédire les deux types d’allumage considérés est mesurée quantitativement et qualitativement en confrontant les résultats des simulations numériques avec les enveloppes d’allumage expérimentales et les images d’une séquence d’allumage enregistrée avec une caméra infrarouge. / The development of current and future aero gas turbine engines is mainly focused on the safety, the performance, the energy consumption, and increasingly on the reduction of pollutants and noise level. To this end, the engine’s design phases are subjected to improving processes continuously through experimental and numerical investigations. The present thesis is concerned with the simulation of transient and steady combustion regimes in an aircraft gas turbine operating under various combustion modes. Particular attention is paid to the accuracy of the results, the computational cost, and the ease of handling the numerical tool from an industrial standpoint. Thus, a commercial Computational Fluid Dynamics (CFD) code widely used in industry is selected as the numerical tool. A CFD methodology consisting of its advanced turbulence and combustion models, coupled with a subgrid spark-based ignition model, is formulated with the final goal of predicting the whole ignition sequence under cold start and altitude relight conditions, and the main flame trends in the steady combustion regime. At first, attention is focused on the steady combustion regime. Various CFD methodologies are formulated using three turbulence models, namely, the Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS), the Scale-Adaptive Simulation (SAS), and the Large Eddy Simulation (LES) models. To appraise the relevance of incorporating a realistic chemistry model and chemical non-equilibrium effects, two different assumptions are considered, namely, the infinitely-fast chemistry through the partial equilibrium model, and the finite-rate chemistry through the diffusion flamelet model. For each of the two assumptions, both one-component and two-component fuels are considered as surrogates for kerosene (Jet A-1). The resulting CFD models are applied to a swirl-stabilized combustion chamber to assess their ability to retrieve the spray flow and combustion properties in the steady combustion regime. Subsequently, the ratios between the accuracy of the results and the computational cost of the three CFD methodologies are explicitly compared. The second intermediate study is devoted to the ignition sequence preceding the steady combustion regime. A bluff-body stabilized burner based on gaseous fuel, and employing a spark-based igniter, is considered to calibrate the CFD model formulated. This burner of relatively simple geometry can provide greater understanding of complex reactive flow features, especially with regard to ignitability and stability. The most robust of the CFD methodologies formulated in the previous configuration is reconsidered. As this burner involves a partially-premixed combustion mode, a combustion model based on the mixture fraction-progress variable formulation is adopted with the assumptions of infinitely-fast chemistry and finite-rate chemistry through the Bray-Moss-Libby (BML) and Flamelet Generated Manifold (FGM) models, respectively. The ignition model is first customized by implementing the properties of the flame considered. Thereafter, the customized ignition model is coupled to the LES solver and combustion models based on the two above-listed assumptions. To assess the predictive capabilities of the resulting CFD methodologies, the latter are used to predict ignition events resulting from the spark deposition at various locations of the burner, and the results are quantitatively and qualitatively validated by comparing the latter to their experimental counterparts. Finally, the CFD methodology validated in the gaseous configuration is extended to spray combustion by first coupling the latter to the spray module, and by implementing the flame properties of kerosene in the ignition model. The resulting CFD model is first applied to the swirl-stabilized combustor investigated previously, with the aim of predicting the whole ignition sequence and improving the previous predictions of the combustion properties in the resulting steady regime. Subsequently, the CFD methodology is applied to a scaled can combustor with the aim of predicting ignition events under cold start and altitude relight operating conditions. The ability of the CFD methodology to predict ignition events under the two operating conditions is assessed by contrasting the numerical predictions to the corresponding experimental ignition envelopes. A qualitative validation of the ignition sequence is also done by comparing the numerical ignition sequence to the high-speed camera images of the corresponding ignition event.