Pas de résumé / As one of the key components in the modern propulsion system, compressor plays an important role on the performance of the aero-engine. Flow near the endwall in the compressor is complex and corner separation which generates at the corner region by the blade suction surface and the endwall is an inherent flow structure in the blade passage. As a reduction of the compressor performance can be caused by the corner separation especially at off-design and multi-stage conditions. Understanding the mechanism and also control of the corner separation is an effective approach to enhance the compressor stability. Mechanism and control methods of the corner separation in the cascade passage have been investigated in this thesis, following contents are included: l. Simulation by the RANS methods on a highly-loaded PVD cascade has been conducted. The numerical method used is verified by the comparison with the experiment. The topology analysis, overall performance and the flow characteristics of the corner separation are analyzed. The effects of some aerodynamic parameters such as the solidity, aspect ratio and blade fillet on the corner separation have also been studied. 2. The control effects of one active control method by the boundary layer suction and two passive control methods by the slot at the root of the blade and the hub clearance on the corner separation in PVD cascade are studied and compared systematically. The slot configuration on the blade combined under the influence of the aerodynamic parameters have also been conducted in order to know the cascade performance by the aerodynamic parameters under the introduction of the control method. 3. Optimization of the slot configuration at 4° incidence angle is conducted on the NACA65 cascade of LMFA in Lyon. The optimized slotted cascade is verified by the experiment at three incidence angle. 4. DDES method based on the SST k - ω model is used to simulate the optimized NACA65 slotted cascade. The turbulent characteristics in the corner separation and slot jet flow are analyzed, such as the turbulent anisotropy and the velocity spectra. 5. The study of the slot configuration on the corner separation is carried out on a realistic fan stator with high loading and high Mach number. The feasibility and effectiveness of this passive control method in the practical engineering are verified.

In applied research, a lack of understanding of corner stall, i.e. the three-dimensional (3D) separation in the juncture of the endwall and blade corner region, which has limited the efficiency and the stability of compressors. Both Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) and large eddy simulation (LES) still need to be calibrated for turbomachinery applications. In the fundamental research of the turbulent boundary layer (TBL), there are a lot of findings of the effects of curvature and pressure gradients, which also play an important role in physics of corner stall. The purpose of this thesis is (i) to carry out an experiment in a cascade, (ii) to gain a database that could be used to calibrate both RANS and LES, and (iii) to give some basic explanations of corner stall through investigating the TBL on the suction side at the mid-span which is more complex than those in the basic investigations but simpler than those in a real engine. A detailed and accurate experiment of 3D flow field through a linear compressor cascade has been set up. Experimental data were acquired for a Reynolds number of 3.82×10 ^5 based on blade chord and inlet flow conditions. Measurements have been achieved by hot-wire anemometry, pressure taps on blade and endwall, five-hole pressure probe, oil visualization, 2D particle image velocimetry (PIV),and two-component laser Doppler anemometry (LDA). An original and complete database was thus obtained. The TBL on the suction side at mid-span was investigated. The wall-normal negative pressure gradient restrains the separation, on the contrary to its influence in the corner stall. The streamwise adverse pressure gradient can be responsible for the development of Reynolds stresses. The remarkable phenomenon at measurement stations near the trailing edge of blade is that an inflection point occurs in each profile of the mean streamwise velocity. At this inflection point, the magnitudes of the Reynolds stresses reach their maximum values, and the direction of energy diffusion also changes. The velocity field in the corner stall was presented. Bimodal histograms of velocity exist in the experiment. The bimodal points mainly appear in the region around the mean interface of separated flow and non-separated flow. At a bimodal point the local two velocity components are non-independent from each other, due to the aperiodic interplay of two basic modes in the flow field. Two modes were proposed to interpret the physics of bimodal behaviour.

Dans le domaine de la recherche appliquée, les turbomachinistes sont confrontés à un manque de compréhension de la physique du décollement de coin. Ce décollement tridimensionnel (3D) à la jonction de l’extrados des aubages et du moyeu limite l’efficacité et la stabilité des compresseurs. Les simulations numériques utilisant les deux types de modélisations, « Reynolds-Averaged-Navier-Stokes » (RANS) et « Large Eddy Simulation » (LES), doivent encore être étalonnées pour des applications turbomachines. Dans la recherche fondamentale concernant la couche limite turbulente (TBL), il existe beaucoup d’études sur les effets de courbure et de gradients de pression qui jouent également un rôle important dans la physique du décollement de coin. Le but de cette thèse est de réaliser une expérience dans une grille d’aubes de compresseur pour acquérir une base de données qui pourrait être utilisée non seulement pour calibrer à la fois les approches RANS et LES, mais aussi pour donner quelques explications fondamentales sur le décollement de coin. Cette expérience permet aussi une étude de la TBL se développant sur l’extrados à mi-envergure des aubages, qui est plus complexe que les TBL rencontrées dans des configurations plus fondamentales, mais plus simples que celles existant d’un turboréacteur. Une expérience précise et détaillée de l’écoulement 3D au passage d’une grille d’aubes de compresseur a été mis en place. Les mesures ont été réalisées pour un nombre de Reynolds basé sur les conditions d’entrée et la corde de l’aubage de 3,82×105. Des mesures ont été réalisées par anémométrie à fil chaud, par des prises de pression sur la paroi latérale et sur l’aubage, par une sonde de pression à cinq trous, par de la visualisation d’huile, par la Vélocimétrie par Images de Particules (PIV) 2D, ainsi que par Anémométrie Laser Doppler (LDA) à deux composants. Une base de données originale et complète a ainsi été obtenue. Concernant l’étude de la TBL sur l’extrados à mi-envergure , le gradient négatif de pression normal à la paroi retarde le décollement, ce qui est paradoxal avec son influence sur le décollement de coin tel que présentée dans la littérature. Le gradient de pression adverse dans la direction de l’écoulement est responsable de l’accroissement des tensions de Reynolds. Un phénomène remarquable proche du bord de fuite de l’aubage est qu’il existe un point d’inflexion dans le profil de la vitesse moyenne de l’écoulement. A ce point d’inflexion, les grandeurs des tensions de Reynolds atteignent leurs valeurs maximales et la direction de diffusion de l’énergie est inversée. Le champ de vitesse dans le décollement de coin a été présenté. L’expérience met en évidence l’existence d’histogrammes bimodaux de vitesse. Les points de mesures faisant apparaitre ce caractère bimodal sont essentiellement localisés dans la région de l’interface du décollement de l’écoulement moyenné en temps. Deux modes ont été proposés pour interpréter la physique du comportement bimodal. Pour un point bimodal, les deux composantes de vitesse sont localement non-indépendantes, en raison de l’interaction apériodique de ces deux modes. / In applied research, a lack of understanding of corner stall, i.e. the three-dimensional (3D) separation in the juncture of the endwall and blade corner region, which has limited the efficiency and the stability of compressors. Both Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) and large eddy simulation (LES) still need to be calibrated for turbomachinery applications. In the fundamental research of the turbulent boundary layer (TBL), there are a lot of findings of the effects of curvature and pressure gradients, which also play an important role in physics of corner stall. The purpose of this thesis is (i) to carry out an experiment in a cascade, (ii) to gain a database that could be used to calibrate both RANS and LES, and (iii) to give some basic explanations of corner stall through investigating the TBL on the suction side at the mid-span which is more complex than those in the basic investigations but simpler than those in a real engine. A detailed and accurate experiment of 3D flow field through a linear compressor cascade has been set up. Experimental data were acquired for a Reynolds number of 3.82×10 ^5 based on blade chord and inlet flow conditions. Measurements have been achieved by hot-wire anemometry, pressure taps on blade and endwall, five-hole pressure probe, oil visualization, 2D particle image velocimetry (PIV),and two-component laser Doppler anemometry (LDA). An original and complete database was thus obtained. The TBL on the suction side at mid-span was investigated. The wall-normal negative pressure gradient restrains the separation, on the contrary to its influence in the corner stall. The streamwise adverse pressure gradient can be responsible for the development of Reynolds stresses. The remarkable phenomenon at measurement stations near the trailing edge of blade is that an inflection point occurs in each profile of the mean streamwise velocity. At this inflection point, the magnitudes of the Reynolds stresses reach their maximum values, and the direction of energy diffusion also changes. The velocity field in the corner stall was presented. Bimodal histograms of velocity exist in the experiment. The bimodal points mainly appear in the region around the mean interface of separated flow and non-separated flow. At a bimodal point the local two velocity components are non-independent from each other, due to the aperiodic interplay of two basic modes in the flow field. Two modes were proposed to interpret the physics of bimodal behaviour.

In mehrstufigen Axialverdichtern für Flugtriebwerke und stationäre Gasturbinen werden die Statoren entweder mit Deckband ausgeführt oder freistehend mit einem Radialspalt zur Rotornabe. Diese zwei üblichen konstruktiven Varianten zur Trennung von rotierenden und stehenden Bauteilen haben erheblichen Einfluss auf das Strömungsverhalten und die Verluste im nabennahen Bereich der Statorpassage. In den hinteren Stufen von mehrstufigen Axialverdichtern kommt dieser Problematik eine große Bedeutung bei, da mit sinkender Kanalhöhe der Anteil der Randverluste am Gesamtverlust steigt. Weiterhin ist mit relativ großen Spaltweiten im Verhältnis zur Kanalhöhe zu rechnen. Die vorliegende Arbeit vergleicht die Strömung an Statoren mit und ohne Deckband auf Basis experimenteller und numerischer Untersuchungen in einem vierstufigen Niedergeschwindigkeits-Axialverdichter. Für beide Bauarten werden die Auswirkungen einer Variation der Spaltweite auf das Strömungsfeld mit stationären Drucksonden ermittelt und mit stationären CFD-Simulationen verglichen. Für Statoren mit Radialspalt zur Nabe wird eine verbesserte dreidimensionale Gestaltung vorgestellt und experimentell untersucht. Ziel der neuen Auslegung ist die Verringerung der Auswirkung der Spaltweitenvergrößerung auf Verluste, Minderumlenkung und Blockage. Die experimentelle Verifizierung der Neuauslegung wird von numerischen Simulationen zur detaillierten Analyse der Verbesserungen unterstützt.:Symbolverzeichnis Einleitung 1 Grundlagen der Strömung im Seitenwandbereich von Statoren / Stand des Wissens 1.1 Sekundärströmung an Statoren 1.2 Historische Entwicklung der Untersuchung von Statoren mit und ohne Deckband in Axialverdichtern 1.3 Reduzierung von Verlusten durch dreidimensionales Schaufeldesign 1.4 Zielstellung der aktuellen Untersuchung 2 Niedergeschwindigkeitsverdichter und Messtechnik 2.1 Allgemeiner Aufbau des Niedergeschwindigkeitsverdichters 2.2 Messtechnik am Niedergeschwindigkeitsverdichter 2.3 Auswertungsmethoden und Analyse der Messergebnisse 2.3.1 Normierung der Messwerte 2.3.2 Kennfeld 2.3.3 Strömungsfeldmessung an der Stufe 2.3.4 Druckverteilungen 2.3.5 Betrachtung der Messgenauigkeit 2.4 Experimentell untersuchteAufbauten 2.4.1 Referenz-Statoren ohne Deckband - Aufbau 16 2.4.2 Referenz-Statoren mit Deckband - Aufbau 17 2.4.3 Neuauslegung für Statoren mit großen Radialspalten - Aufbau 20 3 Numerische Untersuchungen 3.1 Numerisches Modell 3.2 Simulationsmodell 3.2.1 Vernetzung des Verdichters für den Referenzfall 3.2.2 Modellierung unterschiedlicher Radialspaltweiten 3.2.3 Modellierung der Deckbandkavität 3.2.4 Einfluss der Turbulenzmodellierung auf die Strömung an Statoren mit und ohne Deckband 3.2.5 Simulationen mit Non-Linear-Harmonic-Method 4 Statoren mit und ohne Deckband 4.1 Globales Betriebsverhalten des Verdichters für Referenzmessungen an Statoren mit und ohne Deckband 4.1.1 Drehzahllinie des Verdichters bei Radialspaltvariation über Stator 3 und 4 4.1.2 Drehzahllinie des Verdichters bei Deckbandspaltvariation im Stator 3 4.1.3 Globale Ergebnisse der CFD-Simulation für Statoren mit und ohne Deckband 4.2 Strömungsfeldmessungen für Statoren mit und ohne Deckband 4.2.1 Zuströmung zum dritten Stator 4.2.2 Vergleich der Strömung am dritten Stator mit und ohne Deckband 4.2.3 Auswirkung des Designs des dritten Stators auf Rotor 4 4.3 Bewertung der Ergebnisse für Statoren mit und ohne Deckband 5 Statoren ohne Deckband mit verringerter Sensitivität gegenüber großen Radialspaltweiten 5.1 Auslegung eines Stators ohne Deckband für große Radialspaltweiten 5.2 Globales Betriebsverhalten des Verdichters für neuausgelegte Statoren ohne Deckband 5.3 Strömungsfeldmessungen am neuausgelegten Stator mit großem Radialspalt 5.3.1 Zuströmung zum dritten Stator 5.3.2 Strömung am dritten Stator bei Radialspaltvariation 5.3.3 Auswirkung der Radialspaltvariation am dritten Stator auf Rotor 4 5.4 Bewertung der neuen Auslegung für Statoren mit großem Radialspalt 6 Zusammenfassung A Anhang A.1 Eigenschaften des CFD-Netzes A.2 CFD-Netze f¨ur Stator 3 mit Deckband A.3 Einfluss des Fillets am dritten Stator mit Deckband Literaturverzeichnis

In axial compressor, corner separation phenomenon can occur between the blade surface and the hub. This leads to high total pressure losses, blockage and may worsen to surge. Various studies on NACA65-009 blade were previously performed experimentally and numerically to predict the corner separation. The LMFA showed that RANS simulations tend to overestimate it while the Wall-Resolved LES (WRLES) was able to well capture it. The conclusions drawn on RANS are validated here with another solver software. An extensive parametric study is performed on RANS which highlights the good performance of two non-linear turbulence models k − ω Wilcox QCR and EARSM k − kl for for predicting the topology and the intensity of corner separation. They are however very dependent on the mesh and the numerics. A Wall-Modeled LES (WMLES) is then computed. It reproduces well the topology of the separation given by the experiments and predicts similar anisotropy to the WRLES. Nevertheless it shows high sensitivity to the level of turbulence close to the endwall and the boundary layer profile of the upstream flow. Finally, this confirms that the WMLES is a promising alternative to the WRLES in order to study the corner separation on more costly geometries (several blades for instance). / I axiell kompressor kan hörnseparationsfenomen uppstå mellan bladytan och navet. Konsekvenserna är stora totala tryckförluster och kompressor blockering. Olika studier på NACA65-009 bladet utfördes tidigare experimentellt och numeriskt för att förutsäga hörnseparationen. LMFA visade att RANS simuleringar tenderar att överskatta den hörnseparationen medan Vägg-Löst LES (WRLES på engelska) kunde fånga bra den. Slutsatserna som dras om RANS valideras här med en annan lösningsprogramvara. En omfattande parametrisk studie utförs på RANS som belyserde goda prestandan för två icke-linjära turbulensmodeller k − ω Wilcox QCRoch EARSM k − kl för att förutsäga topologin och intensiteten för hörnseparation. Dock är de mycket beroende av nät och numerik. En Vägg-Modell LES (WMLES på engelska) beräknas sedan. Det reproducerar väl topologin för separationen som ges av experimenten och förutsäger liknande anisotropi som WRLES. Dock visar det hög känslighet för turbulensnivån nära ändväggen och gränsskiktsprofilen för uppströmsflödet. Slutligen bekräftar detta att WMLES är ett lovande alternativ till WRLES för att studera hörnseparationen på dyrare geometrier (till exempelflera blad).

Le présent travail concerne l'étude du décollement de coin de compresseurs par des investigations expérimentaux sur le banc d'essai subsonique grille d'aubes situé au LMFA (Re = 3.8 x 105, M = 0,12, profil NACA 65-009). Habituellement, cette particulière séparation tridimensionnelle a lieu dans le coin entre l'aubage et la paroi du moyeu des rangées d'aubes, également dans les stators et les rotors.Les performances de l’étage sont ainsi dégradées à cause des pertes de charge et du blocage conséquent à la séparation de l’écoulement. Bien que les caractéristiques stationnaires sont bien connues par la littérature, uniquement des récentes études expérimentales avancées combinées aux améliorations de simulations numériques, telles que URANS et LES, ont permis de découvrir le comportement très instable du décollement de coin. Des études préalables sur le même banc d'essai ont rapporté un comportement intermittent du décollement, appelé comportement bimodal. Dans la présente thèse de doctorat, il est montré que le comportement bimodal correspond à deux états spécifiques du champ fluide: une séparation fermée, presque supprimée, et une séparation ouverte caractérisée par un blocage massif. Il est clair que cette commutation bimodale du décollement de coin apparaissant dans une machine réelle pourrait avoir un impact fortement déstabilisant. En utilisant la méthode de mesure PIV haute vitesse couplée à des mesures de pression résolues en temps sur la surface de l'aubage, l'écoulement d'un canal inter-aube a été étudié pour deux différentes incidences. Les mesures PIV fournissent pour la première fois des visualisations résolues en temps et étendues à toute la section de l'aubage de la variation bimodale du décollement. L'interaction des grandes structures aléatoires de la couche limite à l'amont avec le bord d'attaque de l'aubage déstabilise le front du décollement et agrandit la région de recirculation. Une séparation ainsi massive persiste jusqu'à ce que le blocage dans le canal inter-aube provoque la rupture des plus grandes structures constituant la zone de recirculation. Successivement le débit recommence à accélérer et la séparation est presque supprimée. Cette dynamique coïncide avec le régime d'écoulement hautement instationnaire et apériodique des diffuseurs, appelé large transitory stall, caractérisé par des grandes amplitudes d'énergie dans la gamme des basses fréquences du spectre. Des moyennes conditionnelles de pression et la décomposition orthogonale modale (POD) des champs de vitesse ont été appliquées pour montrer l'effet rétroactif du blocage induit par la séparation ouverte sur l'angle local au bord d'attaque. Ces résultats supportent l’hypothèse d'une instabilité auto-entretenue causée par la diffusion imposée dans le stator. En fin, des mesures de pression totale résolues en temps ont été effectuées en utilisant des capteurs à haute réponse en fréquence, situés à la même position dans les différents canaux adjacents. La cohérence et la linéarité de l'angle de phase trouvée entre les capteurs confirment que l'instabilité du décollement peut se propager d'un canal a l'autre, en analogie avec les perturbations tournantes (rotating instabilities) apparaissant dans les bancs d'essai annulaires. Ceci montre pour la première fois que, même dans une grille d'aubes linéaire de compresseur, l'instabilité intrinsèque du décollement de coin peut déclencher la propagation d'instabilités. / The present work focuses on the study of the corner separation phenomenon in compressors carried out by experimental investigations on a subsonic linear cascade test rig (Re=3.8x105, M=0.12, blade profile NACA 65-009). Usually, this particular three-dimensional separation takes place in the corner between the blade and the endwall of compressor rows, mostly at hub, both in stators and rotors.Its main features are high total pressure losses and blockage of the flow, with consequent impacts on the efficiency. Whereas time averaged characteristics are well known from the past, only recent advanced experimental studies and improvements of numerical simulations, such as URANS and LES, have permitted to uncover the highly unsteady behavior of corner separation in compressors. Precedent studies on the same test rig have reported an intermittent unsteady behavior of corner separation, called bimodal behavior. In the present thesis it is shown that the bimodal behavior corresponds to two specific states of the flow: a closed separation, almost suppressed, and an open separation characterized by massive blockage and losses. Clearly hub-separation bimodal switches appearing in a real machine could have a first order detrimental effect on the stability of the flow in the compressor. By using high speed PIV coupled with unsteady pressure measurements on the surface of the blade the flow in a single blade passage has been investigated for different incidences. The PIV measurements provide, for the first time, time-resolved flow visualizations of the size switch of the separation with an extended field of view covering the entire blade section. The interaction of random large structures of the incoming boundary layer with the blade is found to be a predominant element that destabilizes the separation boundary and enlarges the recirculation region. Such a massive separation persists until the blockage in the passage causes the breakdown of the largest structures in the aft part of the blade, reestablishing the closed separation state. Such dynamics coincide with the aperiodic intermittent flow regime of diffusers, called transitory stall regime, and the associated Fourier spectra show the largest energy amplitudes in the low frequency range. Conditional ensemble averages of pressure and proper orthogonal decomposition (POD) of velocity fields have been applied to show the feedback effect of the blockage of the separation on the flow angle around the blade leading edge. These results draw the picture of a self-sustained instability caused by the diffusion imposed by the inter-blade passage. To answer the question about the interaction between adjacent corner separations, time-resolved total pressure measurements have been carried out by using high frequency response sensors positioned in bimodal points of multiple passages. The coherent propagation velocity and the linearity of the phase angle found between the signals confirm that the unsteadiness of the separation can propagate in pitch-wise direction. It is interesting to underline that equivalent elements characterize rotating disturbances appearing in annular test rigs. This finally shows that, even in an isolated stator blade row, the intrinsic unsteadiness of corner separation can start the propagation of instabilities. It is the first time that such a propagation effect is observed in a linear compressor cascade.

La demande croissante pour alléger les moteurs d’avions et diminuer les émissions polluantes de la propulsion aéronautique réclame à rendre plus compact le système de compression des moteurs, qui représente environ 40%-50% de la masse totale. Or, à taux de compression global égal, la réduction du nombre d’étage exige d’un point de vue aérodynamique une augmentation de la charge des aubes de compresseur par étage. La charge d’aube est aujourd’hui limitée car elle induit différents mécanismes de pertes tridimensionnelles très pénalisant. L’un des plus importants est le décollement de coin qui se forme à la jonction entre l’extrados de l’aube et le moyeu ou le carter. Bien que des travaux existent sur les mécanismes et paramètres intervenant dans le décollement de coin, il est encore difficile de proposer une méthode de contrôle efficace. Cela est principalement dû à deux raisons : (i) le manque de compréhension fine des mécanismes physiques, (ii) l’utilisation pour la conception de modèles de turbulence classiques de type RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes) qui ne sont pas capables de prédire précisément le décollement de coin, car ils ne peuvent pas décrire correctement les mécanismes de transport turbulent. Des simulations de type RANS et LES (large-eddy simulation = simulation des grandes échelles) sont présentées dans cette thèse sur une configuration de grille d’aubes de compresseur, et comparées avec les données expérimentales obtenues au LMFA (issues de travaux séparés). L’approche RANS surestime globalement le décollement de coin. Une amélioration significative est obtenue par la méthode LES, en particulier pour le coefficient de pression statique sur l’aube et les pertes de pression totale. Ces résultats montrent que la zone de décollement de coin, qui est la source principale des pertes, génère des tourbillons de grande échelle associés à de forts niveaux d’énergie. Les histogrammes bimodaux de la vitesse tangentielle qui ont été observés expérimentalement semblent confirmés par les résultats LES. En ce qui concerne les amplitudes des fluctuations de vitesse tangentielle, les résultats expérimentaux et ceux de la LES mettent en évidence deux pics sur certains profils perpendiculaires aux parois. Enfin, grâce à l’approche LES, les bilans de l’énergie cinétique turbulente sont calculés et analysés. Ils décrivent l’équilibre entre les termes de production, de dissipation et de transport. Une des perspectives de cette analyse est d’aider à améliorer la modélisation de la turbulence en approche RANS. / The increasing demand to reduce the mass of aircraft jet engines and emissions of aircraft propulsion requires to make the compression system of engines more compact, since this component accounts for about 40%-50% of the total mass. However, at a given overall pressure ratio, decreasing the number of stages will raise the compressor blade loading per stage. The blade loading is extremely restricted by different three-dimensional flow loss mechanisms. One of them is the corner separation that forms between the blade suction side and the hub or shroud. Although some works previously investigated the mechanisms and the parameters of corner separation, it is still difficult to propose an effective control method of the corner separation. That is mainly due to two reasons: (i) the lack of knowledge of the physical mechanisms, (ii) the nowadays classical RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes) turbulence models are not capable to accurately predict the corner separation, since they cannot correctly describe the turbulent transport mechanisms. RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes) and LES (large-eddy simulation) simulations are here presented on a compressor cascade configuration, in comparison with experimental data obtained at LMFA (from separate works). The RANS approach globally over-estimates the corner separation, whereas a significant improvement is achieved with the LES, especially for the blade surface static pressure coefficient and the total pressure losses. The corner separation region, which is the main source of the total pressure losses, is shown to generate large-scale energy-containing eddies. The bimodal histograms of the streamwise velocity that were observed experimentally seem to be confirmed by the LES results. Concerning the streamwise velocity fluctuations (RMS), both the experiment and the LES show some profiles with two peaks. Finally, thanks to the LES approach, the turbulent kinetic energy budget, which represents the balance between the production, dissipation and transport terms, are computed and analyzed. This may help the improvement of RANS turbulence modeling.

L'objectif de la présente étude est d'analyser la modélisation de la turbulence de simulations en moyenne de Reynolds (RANS) dans le cadre d'écoulements de type turbomachines, en utilisant des simulations aux grandes échelles (SGE) comme référence. L'étude porte sur deux cas test: un décollement de coin dans une grille d'aubes rectiligne, et un écoulement de jeu pour un aubage isolé dans un jet. Deux lois de comportement, la loi de comportement de Boussinesq et la loi de comportement quadratique (quadratic constitutive relation ou QCR), sont analysées, avec deux versions du modèle de turbulence k-omega de Wilcox. Les lois de comportement étudiées reposent sur deux hypothèses: une hypothèse d'alignement entre le tenseur de Reynolds et un tenseur construit à partir de l'écoulement moyen, et une hypothèse sur la viscosité turbulente. L'hypothèse d'alignement est étudiée à partir de la SGE, pour laquelle les deux tenseurs sont indépendamment connus, en utilisant un indicateur construit sur le produit scalaire des tenseurs. Les résultats sont présentés sous forme d'une fonction de répartition de la valeur de l'indicateur pour le domaine complet, puis pour trois sous-domaines d'intérêt: l'entrée, une région où l'écoulement interagit fortement avec les parois, et une région où l'écoulement est fortement tourbillonnaire. L'hypothèse d'alignement n'est que rarement valide pour la loi de comportement de Boussinesq. Pour la QCR, les résultats sont meilleurs en entrée, comparé à la loi de Boussinesq. Il ne sont cependant pas meilleurs pour les régions où l'écoulement est plus tourbillonnaire. Une amélioration de la loi de comportement est nécessaire pour pouvoir faire progresser la modélisation turbulente en RANS. En revanche, l'utilisation de l'énergie cinétique turbulente et du taux de dissipation spécifique semble correcte pour estimer la valeur de la viscosité turbulente. L'analyse de la modélisation de l'équation d'énergie cinétique turbulente (ECT) est réalisée au travers d'une comparaison terme à terme avec l'équation d'ECT résolue par la SGE. Les résultats SGE présentent une turbulence qui n'est pas à l'équilibre : la production et la dissipation ne sont pas superposées, et le terme de transport est important. Pour le RANS, la turbulence est à l'équilibre : la production et la dissipation sont superposées, et le terme de transport est de faible intensité. Un modèle de turbulence qui prend en compte le déséquilibre est nécessaire pour améliorer ce point. En dernier lieu, une nouvelle formulation hybride RANS/SGE est proposée, fondée sur la distance à la paroi en unités de paroi. La formulation est validée dans un canal bi-périodique et un premier essai est réalisé sur le cas de décollement de coin, mais d'autres analyses sont nécessaires avant que cette formulation ne soit fonctionnelle. / The present study aims at analysing turbulence modelling in Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) simulations, in the context of turbomachinery flows, using large-eddy simulations (LES) as references. Two test cases are considered: a corner separation (CS) flow in a linear compressor cascade, and a tip-leakage (TL) flow of a single blade in a jet. Two constitutive relations, the Boussinesq constitutive relation and the quadratic constitutive relation (QCR), are investigated, with two versions of Wilcox's $k-\omega$ turbulence model. The studied constitutive relations rely on two hypotheses: an alignment hypothesis between the Reynolds stress tensor and a mean flow tensor, and an hypothesis on the turbulent viscosity. The alignment hypothesis is investigated using LES, where both the tensors are known independently, with an indicator built on the inner product of the tensors. The results are presented as probability density functions of the indicator value for the entire domain first, and then for three specific areas of interest: the inlet area, similar to a boundary-layer flow, an area of strong interaction between the flow and the walls (CS: passage area, TL: tip clearance) and an area of highly vortical flow (CS: separation wake, TL: tip-leakage vortex). The alignment hypothesis is rarely verified in any area for the Boussinesq constitutive relation. For the QCR, the results are improved for the inlet areas compared to the Boussinesq constitutive relation, but no significant improvement is found in the highly vortical regions. An improvement of the constitutive relation is needed in order to improve the RANS turbulence modelling. In contrast, the use of the turbulent kinetic energy and the specific dissipation rate appears quite correct to estimate the turbulent viscosity. The modelling of the RANS turbulent kinetic energy (TKE) budget equation is investigated through a term to term comparison with the resolved LES TKE budget equation. The LES presents a turbulence that is not at equilibrium, with the production and the dissipation not superimposed, and an important amount of transport. This differs from the RANS models, at equilibrium: the production and the dissipation are superimposed, with a small amount of transport. The development of a non-equilibrium turbulence model for RANS simulations could improve this aspect of turbulence modelling. Finally, a new hybrid RANS-LES formulation, based on the wall distance in wall units, is also proposed. It is validated on a bi-periodical channel flow, and a first attempt is made on the corner separation case, but further investigations are still needed for the model to be fully operational.