La vectorisation de la poussée d'une tuyère propulsive supersonique axisymétrique est étudiée par le biais d'une injection fluidique transversale dans sa partie divergente. Cette étude menée dans le cadre du programme PERSEUS du CNES a été motivée par la recherche d'une solution alternative au pilotage conventionnel de la poussée par actionneurs mécaniques. Le travail de la thèse, tout en s'appuyant sur des approches expérimentale et numérique, comprend essentiellement une large étude paramétrique concernant principalement la position de l'injection, la forme de la tuyère, la nature et le débit du fluide injecté. L'analyse des résultats montre que pour certaines configurations optimales, des angles de déviation pertinents peuvent être obtenus pour des taux d'injections modérés. L'analyse numérique étendue aux écoulements chauds multi-espèces, plus proches des applications réelles, a montré que la vectorisation fluidique reste très performante lors de l'injection de produits de combustion dans le divergent. / Secondary injection into the divergent section of a supersonic rocket nozzle is investigated for the fluidic thrust vectoring effects. The study was conducted in the framework of CNES PERSEUS program and was motivated by the need for an alternative vectoring solution aimed for a small space launcher. The thesis work, based on the combined experimental and numerical approaches, essentially comprises of a wide parametric study mainly concerning the position of the injection, the shape of the primary and injection nozzles, flow regime, gas thermophysical properties and injected fluid mass-flow-rate. The analysis shows that for some optimal configurations, pertinent deflection angles can be obtained using the moderate injection rates. Furthermore, the study was extended to the hot flow multi-species investigation, simulating a case closer to the real applications. This numerical analysis indicated that the fluidic vectoring method remains effective with injection of combustion products into the divergent section of a propulsive rocket nozzle.

La conception des nacelles doit répondre à des contraintes géométriques d’encombrement mais aussi à des spécifications motoristes qui précisent les niveaux de performance exigés. Au sol, l’une des principales contraintes imposées par le motoriste concerne le niveau de distorsion de pression totale dans le plan fan quand la nacelle est soumise à un vent de travers. Dans le cas le plus limitant, c’est-à-dire lorsque la direction du vent est perpendiculaire à l’axe de la nacelle, il se produit un décollement au niveau de l’entrée d’air côté vent. L’hétérogénéité de l’écoulement crée des efforts instationnaires sur les aubes du fan. Ces efforts peuvent amener à un régime de pompage endommageant ainsi le moteur. De plus, la tendance actuelle est de réaliser des nacelles courtes, réduisant la distance qu’à l’écoulement pour s’homogénéiser avant d’impacter le fan, conduisant à un couplage entre le décollement et le fan. Le but de cette étude est de simuler numériquement l’écoulement intervenant dans une nacelle courte soumise à un vent de travers et d’étudier l’impact de la présence du fan. Tout d’abord, la définition de la distorsion est basée sur les grandeurs totales. Ainsi, la compréhension du comportement des grandeurs totales au voisinage d’une paroi et l’influence des paramètres numériques sur leur évolution est nécessaire. Une approche analytique et numérique sur plaque plane a permis d’évaluer le comportement des grandeurs totales à la frontière externe de la couche limite et l’influence des paramètres numériques RANS sur leur évolution. Cette étude a permis de choisir les paramètres numériques utilisés pour la simulation de la nacelle. Pour faire ressortir l’influence du fan sur la distorsion, deux types de simulations ont été menés : une simulation de nacelle isolée et une simulation de l’ensemble complet nacelle/fan respectivement comparées à un essai en soufflerie sur une maquette de nacelle isolée et à un essai de moteur complet à échelle 1 :1 réalisé en « soufflerie » à veine ouverte. La description correcte de la distorsion nécessite de prendre en compte les phénomènes de transition. Une méthode innovante de prise en compte de la transition par équations de transport est utilisée. Comme le coût de calcul de l’ensemble complet est prohibitif, la question du découplage du calcul en injectant une distorsion, issue d’une simulation de nacelle isolée, dans un calcul de fan isolé est discutée. La distorsion par vent de travers intervient lorsque l’avion est au sol. Par conséquent, l’impact de la présence du sol est étudié dans le cas de la nacelle isolée. Enfin, le critère de distorsion utilisé présente plusieurs défauts importants et peut être remis en cause. Une nouvelle méthode de mesure et de calcul estétudiée. / Inlet design must fulfill geometrical constraints and engine requirements. One of these requirementsis the homogeneity of the flow impacting the fan which is quantified by the distortionlevels of stagnation pressure. When the airplane is on the ground and ready to take-off, crosswindconditions are critical for the distorsion level. The most critical case is when the wind directionis normal to the engine axis. Subsonic and supersonic separations occur near the inlet lip. Theso-created heterogeneity produces an unsteady stress on the fan blades which can lead to surge.Furthermore, short inlets are designed nowadays reducing the distance available for the flow tohomogenize before the fan leading to a coupling between the fan and the separated flow region.The aim of this study is to numerically predict the flow in a short inlet under crosswind conditionsand to investigate the fan influence on the distortion. First of all, the distortion definition isbased on stagnation quantities. Therefore, the stagnation quantities behavior and the numericalparameters influence must be investigated. The behavior of the stagnation quantities near theboundary layer edge is studied with analytical and numerical approaches. The numerical parameterschosen for the inlet simulation come from the so-obtained results obtained. In order tohighlight the fan influence on the distortion, two kinds of simulations were proceeded and comparedto experimental results : an isolated inlet simulation and a inlet/fan simulation. To correctlypredict the distortion, transition has to be be taken into account. Therefore an innovative solutionusing transport equations is used. As the computation cost for the inlet/fan computation isprohibitive, the decoupling which consists in injecting on a isolated fan the distortion obtainedduring a isolated inlet computation, is discussed. In fact, crosswind conditions occur when theairplane is on the ground, thus, the ground influence over the inlet distortion is studied for anisolated inlet. Finally, the distortion criterion used in this study has evidenced some strong defectsand can be questioned. Another approach of measurement with another criterion definitionis investigated.

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.

Le contrôle d’écoulement permet d’éliminer le phénomène de décollement de couches limites, très néfaste pour les performances des machines interagissant avec un fluide (avions, voitures, turbomachines ...). Ces travaux s’intéressent plus particulièrement au contrôle actif d’écoulement au moyen de jets continus. Une maquette permettant de manipuler l’équilibre de la couche limite a été conçue et installée dans la soufflerie du Laboratoire de Mécanique de Lille. La première partie du travail a consisté en la caractérisation de l’écoulement autour du modèle à l’aide de visualisations par fils de laine et par enduit gras, de mesures de répartition de pression, de mesures par anémométrie à fils chauds et par PIV. Ceci a permis de définir la configuration du modèle la plus appropriée pour les études de contrôle mais aussi de connaître précisément les caractéristiques de l’écoulement sélectionné. La configuration retenue correspond à un écoulement en gradient de pression adverse suivi d’une séparation sur le volet, un peu comme sur l’extrados d’une aile d’avion. L’utilisation de sondes de frottement associées à des visualisations aux fils de laine ont permis d’étudier et d’optimiser des actionneurs passifs, puis des actionneurs à jets continus. Certaines des configurations actives optimales ont ensuite été caractérisées plus en détail par une mesure par PIV englobant toute la zone de séparation. Il apparaît que les jets continus ne suppriment pas complètement les mécanismes de la séparation mais réduisent leur intensité et les concentrent plus ou moins près de la paroi / Flow control allows to suppress boundary layers separation, which largely deteriorates the performances of machineries which interact with fluid (aircraft, cars, turbomachineries, etc.). This study concentrates more particularly on active flow control with continuous jets. A ramp model which allows to manipulate the boundary layer equilibrium was realized and set in Laboratoire de Mécanique de Lille wind tunnel. The first part of the work was to characterize the flow over the model with wool-tufts and oil-film visualisations, pressure distribution, hot-wire anemometry and PIV measurements. The aim was to define a ramp configuration for the flow control study and to know precisely the characteristics of the retained flow. The selected configuration corresponds to an adverse pressure gradient flow followed by a separation on the flap, which mimics the flow on the suction side of a wing. With friction probes coupled with wool-tufts visualisations, passive actuators and active continuous jets were studied and optimised. Finally, some of the optimum active configurations found were characterized in more details with PIV measurements over the entire separated region. It appears that continuous jets do not suppress the separation mechanisms, but only reduce their intensity and squeeze them more or less against the wall

L'étude des surpressions de fluide et de fracturation hydraulique des roches mères peut nous renseigner sur les mécanismes de génération qui en sont à l'origine. Ces dernières années, l'intérêt pour ces phénomènes s'est largement accru, notamment sous l'influence des sociétés pétrolières qui exploitent les ressources non-conventionnelles au cœur des problèmes énergétiques actuels. Dans ce travail de thèse, nous avons choisi deux approches différentes pour l'étude de ces mécanismes : (1) des exemples de cas géologiques naturels, et (2) le développement de la modélisation analogique. Ainsi, nous montrons que ces phénomènes sont très répandus au sein des bassins sédimentaires et que leurs manifestations s'expriment notamment par la génération de veines fibreuses parallèles à la stratification de la roche (beef), mais également par la formation de veines d'hydrocarbures solides (bitume). Nous démontrons également que les surpressions de fluides peuvent profondément changer le style de déformation d'un bassin sédimentaire par la génération de niveaux de décollement localisés au sein même des roches mères. Enfin, à l'aide de la modélisation analogique, nous avons pu identifier les mécanismes à l'origine des surpressions de fluide et de la fracturation hydraulique. En effet, lors de la génération d'hydrocarbures la transformation de solide à liquide de la matière organique conduit à la compaction chimique des sédiments. Par un mécanisme de transfert de charge lors de ce processus, ainsi que par l'accroissement de volume associé, des surpressions de fluides se développent et atteignent des pressions lithostatiques, capables de fracturer hydrauliquement les roches. / The study of fluid overpressures and hydraulic fracturing in source rocks can help us to understand the mechanisms, which are responsable for these phenomena. During the last few years, the interest in such processes has highly grown, especially through the influence of petroleum companies, which extract hydrocarbons from unconventional reservoirs. In this work, we have chosen to develop two different approaches for the study of these mechanisms: (1) field studies and (2) physical modelling. Thereby, we show that fluid overpressures and hydraulic fracturing are common in sedimentary basins worldwide. Bedding-parallel fibrous veins (beef) and solid hydrocarbon veins (bitumen) are the resulting structures. We also show that fluid overpressures can highly affect the deformation style in sedimentary basins, especially by causing thrust-detachments within source rocks. By the using of a new physcial modelling technique, we have identified the mechanisms, which are responsible for fluid overpressures and hydraulic fracturing. Indeed, during hydrocarbon generation, the solid organic matter becomes liquid, which leads to chemical compaction of the sediment. By a mechanism of load transfer, fluid overpressures rise to lithostatic values. However, volume changes also contribute, and are able to induce hydraulic fractures in the rocks.

Cette recherche s’articule en deux parties. L’objectif de la première partie est d’analyser par voie expérimentale et numérique la phénoménologie du décollement interne, dit décollement de jet (en regimes transitoire et établi) dans les tuyères supersoniques refroidies par film fluide. La deuxième partie porte sur la réinterprétation des concepts de tuyère existants pour aboutir à la proposition d’un nouveau dispositif de détente supersonique, qui offre une résistance accrue au décollement de jet. La première partie de cette thèse est basée sur l’analyse des résultats expérimentaux obtenus lors de la campagne d’essais réalisée à l’ONERA. Ces essais, ont mis en évidence des spécificités de comportement de la tuyère, inhérentes à la manière d’amorcer le jet supersonique principal par rapport à l’établissement du film pariétal. Ces mêmes expériences ont permis d’étudier le comportement instationnaire du décollement de jet lorsque les conditions d’alimentation sont maintenues en régime établi. L’apparition de fréquences caractéristiques a été mise en évidence et leur origine a été étudiée à l’aide de simulations numériques. En nous appuyant sur les considérations issues de la première partie de l’étude, une revue critique des concepts de tuyère existants a été menée. Ce travail a permis d’identifier une lacune majeure dans la définition des tuyères à écoulement interne, à savoir l’absence d’une « barrière » qui puisse prévenir l’occurrence du décollement de jet. Ainsi, nous avons proposé la conjonction d’un dispositif à écoulement externe (aerospike) et d’une tuyère classique afin de résoudre cette problématique in nuce, en créant une barrière fluidique continue tout autour du plan de sortie de la tuyère principale. L’efficacité de ce concept a donc été prouvée par calcul, puis une campagne expérimentale a été organisée afin de valider les résultats obtenus. / This research is in two parts. The objective of the first part is to analyse by experimental and numerical means the phenomenology of nozzle flow separation in transient and steady state conditions. The second part of this research work focuses on the reinterpretation of existing concepts of converging-diverging nozzles, leading to the proposal of a new supersonic expansion device, with improved flow separation characteristics.Experimental data, collected during the test campaign conducted at ONERA, have been analysed and are presented in the first part of this thesis. Obtained results highlight some peculiarities of the transient behavior of the nozzle, mostly dependent on the synchronisation between the start-up phase of the main jet and the grow-up of the wall film. These same experiments have been also used to investigate the unsteadiness of the flow separation, when nozzle feeding conditions are maintained constant. Appearance of characteristic frequencies has been highlighted and their origin has been investigated by CFD simulations.In the second part, a critical review of existing nozzle concepts was conducted. This allowed identifying a major gap in the definition of traditional supersonic nozzles, namely the absence of a "barrier" that can prevent the occurrence of the flow separation. Thus, in the second part of this thesis we propose a new nozzle concept. It is based on the combination of a small aerospike and a conventional nozzle (main flow). Such an arrangement allows solving the flow separation problem in nuce. The effectiveness of this concept has been proved by calculation and by an experimental test campaign.

Les recherches sur les instationnarités des Interactions Ondes de Choc Couches Limites (IOCCL) turbulentes ont permis une description détaillée de celles-ci tant expérimentalement que numériquement . Ceci a conduit à plusieurs schémas susceptibles d'expliquer les respirations à basses fréquences observées dans de tels écoulements. Les configurations avec des conditions amont laminaires ou transitionnelles ont été moins étudiées.Dans le cadre du programme Européen TFAST, un important effort a été mené afin de développer des dispositifs expérimentaux, conjointement à des simulations numériques, permettant une étude détaillée de ces configurations. Dans le cadre de cette thèse, on a mis en place une configuration de réflexion d'onde de choc sur une couche limite laminaire pour un nombre de Mach de 1.68. L'utilisation des métrologies classiques (Anémométrie Laser Doppler, Anémométrie Fil Chaud), adaptées à ces conditions expérimentales particulières, a permis de décrire les propriétés spatio-temporelles de ces écoulements. Le champ moyen a été caractérisé et comparé aux théories classique et aux résultats obtenus dans différentes souffleries.Un schéma décrivant le mécanisme de transition à la turbulence au sein de l'interaction a été développé. Sa sensibilité aux conditions amont a été étudiée en plaçant des perturbations en amont de l'interaction. Dans tous les cas, des instationnarités convectives (haute fréquence) et stationnaires (basse fréquence) ont été observées et comparées à celles existantes pour les configurations amont turbulentes. Une gamme intermédiaire d'instationnarités convectives (moyenne fréquence) a été mise en évidence et caractérisée. / Research dedicated to the study of the unsteadiness of turbulent Shock Wave Boundary Layer Interaction (SWBLI) has allowed a detailed description of this kind of interaction both experimentally and numerically. Several scenario were proposed to explain the low frequency unsteadiness observed in separated SWBLI. Nevertheless, the literature on this kind of flow involving either upstream laminar or transitional conditions is quite reduce. Within the framework of the European TFAST program, an important effort was made to develop experimental devices, in conjunction with numerical simulations, allowing a detailed study of these laminar or transitional configurations. In particular, within the framework of this thesis, a shock wave reflection configuration on a laminar boundary layer was set-up, with a nominal free stream Mach number of 1.68. Using classical metrology (Laser Doppler Anemometry, Hot WireAnemometry) that have been adapted to these particular experimental conditions, we have been able to describe the spatio-temporal properties of the interaction. The mean field has been characterized and compared with the classical theories and the results obtained in other configurations.A model describing the transition mechanisms to turbulence within the interaction has been developed. Its sensitivity to upstream conditions was studied by placing perturbations upstream of the interaction. In all cases, convective (high frequency) and stationary (low frequency) unsteadiness were observed and compared with those existing for upstream turbulent configurations. An intermediate range of convective unsteadiness (medium frequency) has been demonstrated and characterized.

Introduction : Après un traitement orthodontique, la rétention (ou contention) est essentielle pour éviter les récidives vers la malocclusion initiale. Le fil de rétention lingual est un appareil fixe, relativement facile à installer et bien accepté par les patients pour maintenir la position finale des dents antérieures inférieures. Étant de plus en plus utilisé, il devient important de s’assurer de sa fiabilité pour la stabilité de l’alignement dentaire. Objectif : Le but de cette étude clinique randomisée prospective est de déterminer le taux de survie d’un fil lingual mandibulaire de rétention en comparant les méthodes de collage direct et de collage indirect à court et moyen termes. Méthodologie : L’échantillon est constitué de 117 patients consécutifs aléatoirement distribués dans 2 groupes : collage direct (n=58) et collage indirect (n=59). Les fils torsadés de diamètre 0,0175’’ sont préformés par un technicien de laboratoire soit selon la méthode de collage direct, soit selon la méthode de collage indirect. Une matrice de transfert en silicone assure le positionnement précis du fil lingual en bouche. Assure® et Filtek™ Flow ont été utilisés pour le collage direct. Filtek™ Flow, Assure®, and Sondhi™ ont été utilisés pour le collage indirect. Les fils de rétention ont été évalués pour le décollement, l’infiltration, la distorsion et le bris à 2 mois (T1) et 6 mois (T2). Résultats : À T1, le taux de survie du fil de rétention est de 90,2% pour le groupe de collage direct, comparativement à 79,5% pour le groupe de collage indirect (p=0,232). À T2, le fil est resté intact pour 74,1% des participants dans le groupe de collage direct et pour 70,0% des participants dans le groupe de collage indirect (p=0,481). Les différences ne sont pas statistiquement significatives entre les 2 groupes. La fréquence du décollement est plus haute que les autres problèmes enregistrés à T1 (p<0,022), représentant 85,7% des échecs. À T2, le décollement est plus fréquent que la distorsion ou le bris (p<0,04), mais pas statistiquement plus fréquent que l’infiltration (p=0,109). Il représente alors 86,4% des échecs. Conclusion : Le décollement est la principale cause d’échec d’un fil de rétention lingual. Il n’y a pas de différence statistiquement significative du taux de survie d’un fil lingual mandibulaire de rétention entre les techniques de collage direct et de collage indirect à court et moyen termes. / Background: The lingual wire has been shown to be an effective way to ensure the retention of the lower anterior segment after orthodontic treatment. As it is increasingly used, it is important to achieve proper bonding of the wire to ensure stability. Objective: The aim of this prospective randomized clinical study is to assess the short and medium term survival rate of the mandibular lingual retention wire using 2 different bonding techniques (direct and indirect). Materials and Methods: The sample of 117 consecutive patients was randomly distributed into 2 groups: direct bonding (n=58) and indirect bonding (n=59). The multi-strand twist wires (0,0175”) used were all preformed by a technician and prepared for either direct or indirect bonding technique with a transfer matrix. Assure® and Filtek™ Flow were used for direct bonding. Filtek™ Flow, Assure®, and Sondhi™ were used for indirect bonding. The lingual wires were evaluated for bonding failure, infiltration, breakage, and distortion at 2 months (T1) and 6 months (T2). Results: At T1, survival rate for the lingual wire was 90,2% for direct bonding and 79,5% for indirect bonding (p=0,232). At T2, the lingual wire was intact for 74,1% of the participants in the direct bonding group and 70,0% for the indirect bonding group (p=0,481). The differences between the 2 groups were not statistically significant. Debonding was more frequent than all other problems at T1 (p<0,022), accounting for 85,7% of the failures. At T2, debonding was more frequent than distortion and breakage (p<0,04), but not statistically more frequent than infiltration (p=0,109). It then accounted for 86,4% of the failures. Conclusion: Debonding is the main cause of failure for a lingual retention wire. There is no statistically significant difference in the survival rate of a lingual retention wire using direct and indirect bonding techniques in the short and medium term.

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.

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.