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The entropy noise in modern engines is mainly originating from two types of mechanisms.First, chemical reactions in the combustion chamber lead to unsteady heat releasewhich is responsible of the direct combustion noise. Second, hot and cold blobsof air coming from the combustion chamber are advected and accelerated throughturbine stages, giving rise to the so-called entropy noise (or indirect combustionnoise). In the present work, numerical characterization of indirect combustion noiseof a Nozzle Guide Vane passage was assessed using three-dimensional Large EddySimulations. The study was conducted on a simplified topology of a real turbinestator passage, for which experimental data were available in transonic operatingconditions. First, a baseline case was reproduced to validate a numerical finite volumesolver against the experimental measurements. Then, the same solver is used toreproduce the effects of incoming entropy waves from the combustion chamber andto characterize the additional generated acoustic power. Periodic temperature fluctuationsare imposed at the inlet, permitting to simulate hot and cold packets of aircoming from the unsteady combustion. The incoming waves are characterized bytheir characteristic wavelength; therefore, a parametric study has been conductedvarying the inlet temperature of the passage, generating entropy waves of greaterwavelengths. The study proves that the generated indirect combustion noise canbe significant. Moreover, the generated indirect combustion noise increases as thewavelength of the incoming disturbances increases. Finally, the present work suggeststhat, in transonic conditions, there might be flow features which enhance theindirect combustion noise generation mechanism.

L’objectif de la thèse est le développement d'une stratégie pour quantifier expérimentalement le bruit indirect et le séparer du bruit direct, puisque le bruit direct et indirect co-existent dans la plupart des applications. La configuration retenue pour l'étude est un banc expérimental avec une tuyère et la stratégie proposée a pour l’objectif de mesurer les fonctions de transfert de la tuyère. Le premier chapitre définit les fonctions de transfert de la tuyère utilisée dans l'étude comme référence pour la validation de la stratégie. Le deuxième chapitre présente une configuration originale qui génère simultanément le bruit direct et indirect sans introduire la combustion. Le troisième chapitre détaille les méthodes pour évaluer les ondes acoustiques et d'entropie à partir des mesures de température et de pression. Le quatrième chapitre termine la première partie de la thèse en décrivant la stratégie avant de la tester avec les signaux expérimentaux et numériques de haute fidélité. La deuxième partie se concentre sur l'utilisation de la stratégie dans les simulations à grandes échelles d'un brûleur à combustion turbulente. Les simulations sont validées par des données expérimentales tandis que les signaux sont traités à quantifier le bruit direct et indirect de combustion dans la chambre. / The objective of the thesis is the development of a practical strategy to quantify experimentally indirect noise and to discriminate it from direct noise as they co-exist in most practical conditions. The configuration retained for the study is a test bench with a nozzle and the proposed the strategy relies on nozzle transfer functions. The first chapter defines the nozzle transfer functions used in the study as references for the validation of the strategy. The second chapter introduces an original setup that generates simultaneously direct and indirect noise without handling combustion. The third chapter details the methods to evaluate the acoustic and entropy waves from raw temperature and pressure signals. The fourth chapter closes the first part of the study by describing the strategy then testing it on high-fidelity simulation and experimental signals. The second part focuses on the use of the strategy in Large Eddy Simulations of a turbulent combustion test bench. Simulations are validated by experimental data then raw signals are processed to quantify the direct and indirect noise sources as well as the direct and indirect noise contributions.

Une part importante du bruit généré par les moteurs d'avion est liée à la combustion. Afin de réduire cette source de bruit, une compréhension fine des phénomènes associés est nécessaire. Deux mécanismes générateurs de bruit, et ayant pour origine la combustion, ont été identifié dans les moteurs d'avions dans les années 1970: un premier mécanisme dit direct, qui est lié directement à un dégagement de chaleur instationnaire, et l'autre dit indirect qui est lié aux interactions entre les étages de turbine et les fluctuations de température en sortie de chambre, également produites par la combustion. Des méthodes analytiques et des simulations numériques sont utilisées ici à la fois pour montrer l'importance du bruit de combustion indirect par rapport au bruit direct, et pour donner des limites de validité des approches analytiques qui sont basées sur l'hypothèse de tuyère compacte. Trois configurations différentes sont étudiées dans un premier temps: une tuyère quasi-1-D, une tuyère axi-symétrique 2-D, ainsi qu'une aube de turbine 2-D. Finalement, un secteur de chambre de combustion 3-D réelle (SNECMA) est calculé à l'aide de la Simulation aux Grandes Echelles. Les fluctuations en sortie du brûleur sont utilisées pour évaluer le bruit total généré par la combustion (direct et indirect) à l'aide des approches analytiques précédemment étudiées. / An important part of the noise generated by aero-engines is caused by the combustion. To decrease this source of noise, a precise comprehension of the underlying phenomenon is required. Two different mechanisms generating noise in aero-engines because of the combustion have been identified in the 1970’s: the direct mechanism that is directly related to the unsteady heat release, and the indirect one that is caused by the interactions between the turbine stages and the temperature fluctuations also produced by the combustion. Analytical methods and numerical simulations are used here both to show the importance of the indirect combustion noise compared with the direct one, and to provide some validity limits of compact nozzles analytical approaches. Three different configurations dealing with indirect noise are investigated: quasi-1- D nozzle, axisymmetric 2-D nozzle and 2-D turbine blade. Finally, an actual 3-D combustion chamber sector (SNECMA) is addressed with Large-Eddy Simulation. Fluctuations at the outlet of the combustor are used to compute the overall noise caused by the combustion (direct and indirect), by means of the investigated analytical models.

Avec la réduction du bruit de jet et de soufflante dans les moteurs aéronautiques modernes, la contribution relative du bruit de combustion (BC) a augmenté de manière significative au cours des dernières décennies. Deux mécanismes ont été identifiés comme étant du BC dans les années 70 : le bruit de combustion direct (BCD) et le bruit de combustion indirect (BCI). Le coeurde la thèse est axé sur le BCI avec le développement d’un modèle semi-analytique 2D axisymétrique prenant en compte la distorsion des ondes entropiques afin de prédire le BCI dans des écoulements de tuyère. L’état de l’art réalisé dans le premier chapitre met en évidence la nécessité d’améliorer la prédiction du BCI des modèles 1D en introduisant la distorsion radiale des ondes entropiques dans la tuyère. Le second chapitre du manuscrit détaille les outils disponibles à l’ONERA pour l’étude du BCI. Le modèle 2D est développé dans le troisième chapitre où les équations d’Euler sont réécritesen 2D pour la partie entropique et en 1D pour les perturbations acoustiques. Le quatrième chapitre décrit les simulations numériques réalisées pendant la thèse sur la configuration retenue (la tuyère DISCERN) : un calcul RANS et deux simulations des grandes échelles (SGE) sont effectués respectivementpour l’utilisation et la validation du modèle 2D. Dans le dernier chapitre, l’application du nouveau modèle utilisant le champ moyen RANS est accompli, les résultats sont comparés au modèle 1D et validés par confrontation avec les prédictions SGE. / Due to the reduction of jet mixing noise and fan noise in modern aero engines, the relative contribution of combustion noise (CN) has significantly increased over the last few decades. Two mechanisms have been identified as CN in the 70’s: direct combustion noise (DCN) and indirect combustion noise (ICN). A focus is made on the ICN in this thesis with the development of a twodimensionalaxisymmetric semi-analytical model taking into account the distortion of the entropy waves in order to predict the ICN for nozzle flows. The state of the art performed in the first chapter highlights the necessity to improve the prediction of ICN of 1D models by introducing the radial distortion of the entropy waves inside the nozzle. The second chapter of the manuscript details the ONERA’s tools for studying ICN. The 2D model is developed in the third chapter where the Euler equations are rewritten in 2D formfor the entropic part while acoustic perturbations are considered to be 1D. The fourth chapter describes the numerical computations performed during the thesis onthe retained configuration (the DISCERN nozzle): a RANS and two large eddy simulations (LES) are carried out respectively for the use and the validation of the 2D model. In the last chapter, the application of the new model using the RANS meanfield is performed, the results are compared tothe 1D model and validated by confrontation with the LES predictions.

La recherche en bruit de combustion est de nos jours majoritairement consacrée au développement d'outils de calcul du bruit rayonné par les flammes. Les méthodes actuelles de CFD telles que la LES ou la DNS sont capables de fournir le champ acoustique rayonné par des sources de bruit, mais elles sont cependant limitées à des domaines de faible taille, ceci dû à leur fort coût de calcul. Pour surmonter cette limitation, on a vu l'émergence de méthodes hybrides. Dans cette approche, les sources de bruit sont découplées du son rayonné. Les sources sont alors calculées par les méthodes de DNS et de LES tandis que l'analogie acoustique permet de calculer le son rayonné par des codes acoustiques, moins coûteux en temps de calcul.L'objet de cette étude est de développer un outil numérique sur la base de l'analogie acoustique de Phillips pour de faibles nombres de Mach. Il permet de prendre en compte l'impact des conditions limites sur le champ acoustique résultant. La LES et le code de calcul acoustique développé ont été utilisés pour évaluer le bruit produit par une flamme turbulente confinée. Les deux techniques donnent des résultats en accord tant que les bonnes quantités sont comparées: il a été observé que le signal de pression obtenu directement à partir de la LES contient une quantité non négligeable d'hydrodynamique, laquelle doit être négligée si on cherche à comparer seulement les champs acoustiques issus des deux codes.L'hypothèse d'un nombre de Mach faible est totalement réaliste si l'on considère l'écoulement présent dans une chambre de combustion. Elle conduit à des simplifications significatives lorsque les analogies acoustiques sont considérées. Cependant, cette hypothèse ne peut pas être utilisée pour l'écoulement en amont (entrée d'air, compresseur) ni en aval (turbine, tuyère) des chambres de combustion aéronautiques. Un outil numérique a été développé pour pallier ce problème. Il est basé sur les équations d'Euler Quasi-1D, qui prennent en compte des écoulements convectifs, non isentropiques et non isenthalpiques. Cet outil permet d'estimer les conditions limites acoustiques qui doivent être imposées sur les entrées/sorties d'une chambre de combustion pour prendre en compte la présence d'un écoulement de nombre de Mach non négligeable, alors que les calculs acoustiques sont eux effectués sous cette hypothèse fortement restrictive. / Today, much of the current effort in combustion noise is the development of efficient numerical tools to calculate the noise radiated by flames. Although unsteady CFD methods such as LES or DNS can directly provide the acoustic field radiated by noise sources, this evaluation is limited to small domains due to high computational costs. Hybrid methods have been developed to overcome this limitation. In these schemes, the noise sources are decoupled from the radiated sound. The sources are still calculated by DNS or LES codes whereas the radiated sound is evaluated by acoustic codes using an acoustic analogy.In the present study, a numerical tool based on the Phllips' analogy for low Mach numbers flows has been developed. This tool accounts for the role of the boundary conditions in the resulting acoustic field. Both LES and the acoustic code developed here are used to assess the noise produced by a turbulent confined flame of a turbulent swirled-stabilized staged combustor. Good agreements are obtained between both techniques as long as the good quantities are compared: the pressure signal obtained directly from LES contains a non negligible amount of hydrodynamics that must be removed when a suitable acoustics-acoustics comparison is sought. The low Mach number assumption is completely realistic when considering the flow within a combustion chamber; it also conducts to considerable simplifications when leading with acoustic analogies. However, it cannot be used for the upstream (air-intake, compressors) and downstream (turbines, nozzle) of an aeronautical combustion chamber. A numerical tool is developed based on the quasi-1D Linearized Euler Equations in order to account for convective, non-isentropic and non-isenthalpic flows. By means of this tool, it is possible to estimate the acoustic boundary conditions that should be imposed at the inlet/oultlet of a given combustion chamber when performing low-Mach number acoustic computations.

L'augmentation du trafic aérien à proximité des zones à forte densité démographique impose aux constructeurs aéronautiques de développer des appareils de plus en plus silencieux. Les systèmes propulsifs figurent parmi les principaux contributeurs du rayonnement acoustique des aéronefs. Plus particulièrement, il est admis que la chambre de combustion est responsable d'une génération acoustique large-bande et basse fréquence. Deux principaux mécanismes générateurs de bruit ont été identifié dans les moteurs d'avions dans les années 70. Le premier correspond à l'émission d'ondes acoustiques par le dégagement de chaleur instationnaire induit par la combustion turbulente au sein de la chambre, bruit qualifié de direct. Le second mécanisme est la génération acoustique dans les étages de turbine par l'accélération des fluctuations de températures et de vorticité crées par la flamme et l'écoulement turbulent dans la chambre, bruit qualifié d'indirect. Ces deux mécanismes ont été largement mis en évidence au travers de travaux académiques analytiques, expérimentaux et numériques. Par contre, l'importance du bruit de combustion sur des moteurs réels a été peu étudiée. Dans ce travail, une méthodologie de calcul basée sur des simulations aux grandes échelles de chambres de combustion couplées à une méthode analytique pour calculer le bruit de combustion dans une configuration réelle est évaluée. Cette chaîne de calcul nommée CONOCHAIN est comparée aux résultats expérimentaux analysés dans cette thèse et issus du projet TEENI (projet européen FP7) où un moteur complet TURBOMECA a été instrumenté pour identifier les sources de bruits large-bandes. Dans un premier temps, un secteur de la chambre TEENI est calculée pour deux points de fonctionnements expérimentaux. Ensuite, la chambre annulaire complète est simulée au point de fonctionnement maximal pour évaluer l'apport du champ aérodynamique complet sur la prédiction du bruit. Enfin, les niveaux de bruits direct et indirect sont calculés, à partir des fluctuations extraites des précédentes simulations en sortie de brûleur, dans les étages de turbines et comparés aux données expérimentales. / The growth of air traffic at the vicinity of areas at high population density imposes to make quieter aircrafts on aeronautical manufacturers.The engine noise is one of the major contributors to the overall sound levels. Furthermore, the combustion is known to be responsible for a broadband noise generation at low-frequency. The combustion noise can be put into two main mechanisms. The first one is the emission of sound pulses by the unsteady heat release of the combustion process and is called the direct combustion noise. The second one is the generation of acoustic waves within the turbine stages by the acceleration of the temperature inhomogeneities and vorticity waves induced by the combustion and the turbulent flow within the combustor. This noise is the indirect combustion noise. These mechanisms were fully investigated in academic cases using experimental, analytical and numerical approaches contrary to the combustion noise within real engines. In this work, a hybrid approach called CONOCHAIN and based on LES of combustion chamber and an analytical disk theory to compute the combustion noise in a real turboshaft engine is evaluated. The predicted noise levels are compared with the experimental results obtained from a TURBOMECA engine in the framework of TEENI project (European project FP7) and analysed in this work where a turboshaft engine was instrumented to locate and identify the broadband noise sources. Two LES of a single sector of the TEENI combustion chamber representative of two experimental operating points are performed as well as a LES of the full-scale combustor at high power. The unsteady fields provided by the LES are used to compute direct and indirect combustion noise within the turbine stages in both cases and compared with the experimental results.

La contribution relative du bruit de combustion au bruit global des moteurs aéronautiques augmente progressivement dû d'un coté à la réduction des autres sources et d'un autre à l'implémentation des nouvelles technologies de chambre de combustion pour la réduction des émissions de NOx. Deux mécanismes sont responsables de cette source de bruit : d'abord le bruit direct, dû aux ondes acoustiques générées par la flamme qui se propagent à la sortie du moteur d'avion, et ensuite le bruit indirect, généré par les ondes d'entropie quand elles sont accélérées et ralenties dans les étages de turbine. Dans ce travail, les modèles analytiques utilisés pour la propagation des ondes à travers les flux non-homogènes, y compris la génération de bruit indirect, sont révisés et étendus. Tout d'abord, le cas quasi-1D est étudié: la méthode analytique est étendue pour les fréquences non nulles et validée avec des méthodes numériques et des données expérimentales. Dans la seconde partie, la méthode analytique 2D dans le cas d'aubes de turbines compactes est étudiée et validée à l'aide de simulations numériques d'un rotor et d'un étage de turbine complète. Enfin, ces modèles sont combinés avec des simulations aux grandes échelles réactives et compressibles de chambres de combustion pour construire une approche hybride appelée CHORUS capable de prédire le bruit de combustion. / Combustion noise is increasing its relative contribution to aircraft noise, while other sources are being reduced and new low-NOx emission combustion chambers being built. Two mechanisms are responsible for this noise source: direct noise in which acoustic waves are generated by the flame and propagate to the outlet of the aero-engine, and indirect noise, where entropy waves generate noise as they are accelerated and decelerated in the turbine stages. In this work the analytical models used for the propagation of waves through non-homogeneous flows, including the generation of indirect noise, are revised and extended. In the first part, the quasi-1D case is studied, extending the analytical method to non-zero frequencies and validating the results with numerical methods and experimental data. In the second part, the 2D method for the case of compact turbine blades is studied and validated using numerical simulations of a rotating blade and of a complete turbine stage. Finally, in the third part of this thesis, these models are combined with reactive and compressible Large Eddy Simulations (LES) of combustion chambers to build a hybrid approach, named CHORUS, able to predict combustion noise.

Depuis l'introduction du moteur à réaction pour la propulsion des avions dans les années 1950, l'acoustique est devenue d'un grand intérêt pour l'industrie du moteur. Alors que les turboréacteurs initiaux étaient dominés par le bruit de jet, l'introduction du moteur à turbofan dans les années 1960 a permis d'atténuer le bruit de jet, mais a introduit le bruit de soufflante. Dans les années 1970, grâce à de nouvelles conceptions avancées pour la réduction du bruit, une réduction majeure du bruit des avions s'en est suivie et la contribution du bruit de combustion a été remise en question. En effet, une réglementation plus restrictive du bruit pourrait exiger que le bruit de fan et de jet soient réduits au point où une réduction du bruit de combustion devienne également nécessaire. En outre, la conception des chambres de combustion est pilotée uniquement par la restriction des polluants chimiques produits par la combustion, l'efficacité et la consommation. L'impact de ces nouveaux concepts sur le bruit de combustion n'est actuellement pas une contrainte prise en compte lors de la conception. Avant d'envisager de réduire le bruit de combustion, il faut d'abord en comprendre les différents mécanismes. Cependant, proposer une méthode de prédiction pour le bruit de combustion n'est pas une tâche facile en raison des multiples interactions physiques impliquées lors des processus de combustion. De nombreuses expériences existent pour évaluer le bruit de combustion causé par les flammes ou des chambres de combustion simplifiées. Cependant, seuls quelques-uns considèrent le chemin de propagation complet du bruit de combustion provenant d'un moteur, car il est difficile d'isoler cette source acoustique du bruit des autres modules du moteur. Les méthodes empiriques basées sur des extrapolations et des simplifications sont souvent utilisées pour prédire le bruit de combustion des moteurs aéronautiques. De nombreuses analogies acoustiques ont également été dérivées à partir de Lighthill. Les travaux de cette thèse proposent d'étudier le bruit de combustion provenant d'un moteur d'avion à l'aide d'une chaine de calcul traitant différents modules de la génération du bruit de combustion à sa propagation en champ lointain. Ils mettent en évidence l'importance du bruit de combustion pour différents points de fonctionnement. Les mécanismes générateurs du bruit seront identifiés dans la chambre de combustion. Le rôle de la turbine en tant qu'atténuateur le bruit et générateur de bruit indirect sera évalué ainsi que la propagation en champ lointain en considérant des milieux inhomogènes. Enfin, uns stratégie alternative sera également proposée afin de considérer l'interaction entre le bruit de combustion et le bruit de jet. Pour se faire des LES de jet forcé par le bruit de combustion seront réalisées. Une nouvelle approche sera proposée à partir de ces résultats qui semblent montrer que le bruit de combustion a un impact sur la turbulence du jet. / Since the introduction of jet engine for aircraft propulsion in the 1950's, acoustics has become of great interest to the engine industry. While the initial turbojets were jet noise dominated, the introduction of turbofan engine in the 1960's gave relief in jet noise, but introduced fan noise. In the 1970's, with advanced noise reduction design features which provided a major reduction in aircraft noise, combustion noise became an interrogation. Indeed, more restrictive noise regulations could require that noise from the fan and jet be reduced to the point where combustion noise reduction may be required. Moreover, burner designs is controlled solely by the restriction of chemical pollutants produced by combustion, efficiency and consumption. The impact of these new concepts on combustion noise is not a strong constraint for design. Before considering to reduce combustion noise, it is necessary to first understand the different mechanisms. However, proposing a prediction method for combustion noise is not an easy task due to the multiple physical interactions involved during the combustion processes. Many experiments exist to evaluate the combustion noise from flames or combustion test rig. However, only a few include the complete propagation path of combustion noise within an engine device as it is difficult to isolate this acoustic source from the noise of the other engine modules. Empirical methods based on extrapolations and simplifications are often used for the prediction of combustion noise within modern aero-engines. Numerous acoustic analogies have also been derived from Lighthill. The work of this thesis proposes to study the combustion noise coming from an aircraft engine using a computational chain treating different modules from the generation of combustion noise to its propagation in far field. The importance of combustion noise for different operating points is highlighted. The noise-generating mechanisms will be identified in the combustion chamber. The role of the turbine as a noise attenuator and indirect noise generator will be evaluated as well as the far-field propagation considering inhomogeneous fields. Finally, an alternative strategy will also be proposed in order to consider the interaction between combustion noise and jet noise. To do so, LES of jet flow forced with combustion noise will be performed. A new approach will be proposed based on these results which seem to show that the combustion noise has an impact on the turbulence of the jet.

Combustion noise is central to several efforts to curb aircraft emissions. Indeed, acoustic waves originating in the combustor are a major contributor to aircraft noise. Moreover, they can act as a trigger for thermoacoustic instabilities, the consequences of which may range from decreased efficiency to outright failure. Modern engines designed to lower NOx emissions are particularly susceptible to this phenomenon. Unsteady combustion generates acoustic waves — direct noise — as well as convected flow disturbances, such as entropic, vortical or compositional inhomogeneities. These disturbances generate additional acoustic waves — indirect noise — if they are accelerated. The main objectives of this thesis are to examine the validity of current theoretical models for indirect noise, and to propose new ones where needed. First, a one-dimensional theoretical framework for the direct and indirect noise produced in a reflective environment is presented. The direct noise produced by the addition of mass, momentum and energy to a flow is determined analytically. A model for the entropic and compositional noise generated at a compact nozzle is then derived, accounting for nozzles with non-uniform entropy. Finally, the effect of reverberation (i.e. repeated acoustic reflections) is determined analytically. This enables direct and indirect acoustic sources to be identified and separated within experimental data, while eliminating the effect of acoustic reflections. The framework is applied to a model experiment — the Cambridge Wave Generator — in which direct, entropic and compositional noise are generated. Direct and indirect noise models are validated using experimental measurements of the sound field resulting from air injection and extraction, heat addition and helium injection. For the first time, direct, entropic and compositional noise are clearly identified in the experimental data, and shown to be in line with theoretical predictions. The results provide the first experimental demonstration of the compositional noise mechanism, and show that isentropic nozzle models are inadequate in predicting the indirect noise generated at nozzles with substantial losses.