La conception de turboréacteurs présente de plus en plus de défis. Le respect de l'environnement, naturel et sonore, est devenu un enjeu majeur pour les motoristes car il devient un argument de vente important et une condition sine qua non afin de valider les futures normes en aviation. Dans ce contexte, il est devenu nécessaire d'étudier et de prédire les différentes sources de bruit d'un turboréacteur pour les inclure dans sa conception. Parmi ces différentes sources de bruit, celle de la chambre de combustion est méconnue et devient une source de bruit aval de plus en plus importante dans les phases d'approche et de croisière où le bruit de jet a été significativement réduit. Nous pourrons aussi nous intéresser aux modes de conduit générés par les interactions rotor-stator des différents étages de compresseurs et de turbines en amont et aval de la chambre de combustion respectivement. L'effet de masquage étant réduit par la diminution du nombre d'étages de turbines, il est donc nécessaire d'évaluer la transmission et la réflexion des ondes acoustiques (responsables du bruit direct) mais aussi entropiques et de vorticité (responsables du bruit indirect) issues de la combustion ainsi que des modes de conduit à travers les étages de turbines d'un turboréacteur. L'objectif, dans le cadre de la Chaire de recherche en acoustique appliquée à l'aviation en collaboration avec Pratt & Whitney Canada, est de développer un modèle de pertes par transmission valide autant pour les basses fréquences (chambre de combustion) que pour des fréquences plus élevées (interactions rotor-stator). Différents niveaux de modélisation sont utilisés à partir de disques actifs ou semi-actifs. Ces théories sont utilisées pour les très basses fréquences en considérant que l'espace inter-aubes et la corde du profil sont faibles devant la longueur d'onde. Les théories plus complexes prennent en compte une corde non négligeable et donc des fréquences plus élevées. Parmi les modèles existants dans la littérature, nous avons choisi de sélectionner deux modèles en particulier. Tout d'abord un modèle de disque actif pour prendre en compte la déviation de l'écoulement par les aubes puis un modèle de grille d'aubes pour prendre en compte la corde et l'espace inter-aubes. L'objectif est de coupler ces deux modèles afin de prendre en compte tous les effets intervenant dans la transmission des ondes à travers les étages de turbines d'un turboréacteur.

Le bruit de bord de fuite à large bande est l'un des contributeurs principaux du bruit des soufflantes de turboréacteurs modernes. La double nécessité de mieux comprendre sa génération et de le réduire a suscité le présent travail, essentiellement expérimental. L'étude se focalise sur l'effet de grille provoqué par la diffraction des ondes acoustiques sur les aubes adjacentes. Une grille d'aubes linéaire de solidité 1,43 est instrumentée et adaptée à la mesure acoustique dans le secteur aval pour plusieurs vitesses d'écoulement et plusieurs angles d'attaque. Le bruit de bord de fuite de la grille d'aubes prédomine ainsi sur une large gamme de fréquence. L'effet de grille se manifeste à travers des résonances dans la grille, des interférences dans le champ lointain et à travers la dépendance en vitesse des spectres acoustiques. Les données d'entrée de modèles analytiques décrivant statistiquement la turbulence des couches limites sont directement mesurées sur les aubages. Le modèle de bruit de profil isolé d'Amiet fournit une estimation convenable des niveaux de bruit suggérant que la déformation des spectres par l'effet de grille est de faible amplitude. Nous avons ensuite adapté à la configuration expérimentale le modèle de Glegg qui tient compte des interactions entre pales. Il fournit des estimations de spectres acoustiques s'écartant de 3 dB de la prédiction de profil isolé, confirmant la conclusion précédente. Cependant ce dernier modèle décrit mieux les interférences observées en champ lointain. La réduction du bruit de bord de fuite est ensuite abordée, dans un premier temps sur profil isolé au moyen de brosses insérées au bord de fuite. Une réduction de 4,5 dB est ainsi obtenue sur une large gamme de fréquences. Une étude de corrélation aérodynamique aux fils chauds dans le sillage des brosses montre qu'elles décorrèlent les structures turbulentes dans la direction de l'envergure ce qui peut expliquer partiellement la réduction du bruit observée. Dans un deuxième temps, des chevrons dessinant des dents de scie dans la direction de l'envergure sont appliqués aux bords de fuite de la grille d'aubes. Nous retrouvons alors les observations faites avec ces dispositifs sur les profils isolés. Aucun effet de couplage entre la réduction du bruit et l'effet de grille n'est observé. Des mesures de vélocimétrie par images de particules dans le sillage des chevrons montrent que la couche limite de l'extrados est éloignée de la surface du profil fournissant un mécanisme admissible de réduction du bruit. Un deuxième mécanisme crédible est la décorrélation dans la direction de l'envergure de la nappe de vorticité lâchée dans le sillage suite à la condition de Kutta. Enfin, nous étudions l'effet de l'inclinaison du bord de fuite par rapport 'a l'écoulement et montrons par une prise en compte de cette géométrie dans le modèle d'Amiet qu'il peut également aboutir à une réduction acoustique.

Afin d'alléger les moteurs d'avions et diminuer la consommation de carburant, les industriels tendent à rendre plus compact le système de compression de leurs moteurs, qui représente environ 40% de la masse totale. Or, à taux de compression global égal, la réduction du nombre d'étages implique une charge aérodynamique plus élevée par étage. Cela augmente d'autant les risques de décollements sur les aubes et la dégradation des performances. L'aspiration de la couche limite sur les aubages s'est révélée très prometteuse pour supprimer ces décollements néfastes et satisfaire aux besoins de charge aérodynamique élevée. Cependant, l'aspiration modifie fortement la distribution de pression statique à la paroi des aubes, rendant les approches de conception traditionnelles inadaptées. L'objectif de ce travail de thèse est donc de proposer une nouvelle méthode et de nouveaux critères de conception d'aubages fortement chargés, intégrant l'aspiration de la couche limite. Cette méthode repose sur une stratégie d'aspiration en deux étapes. Dans un premier temps, un contrôle passif, par courbure et diffusion, de la position du point de décollement est effectué dans le but de la rendre insensible aux conditions de fonctionnement. Dans un second temps, un contrôle actif par aspiration vise à placer la fente d'aspiration par rapport au point de décollement de manière à minimiser le taux d'aspiration nécessaire au recollement de la couche limite. Afin de mettre en pratique cette stratégie, une technique de dessin d'aubages par prescription de la distribution de courbure de l'extrados et de la variation de section du canal inter-aubes, est ainsi développée. Associée à un outil de pré-dimensionnement rapide ainsi qu'une évaluation des pertes de pression totale incluant la présence d'aspiration, cette méthode permet ainsi de concevoir une grille de stator aspirée subsonique réalisant une déflexion fluide de 60 degrés, pour un nombre de Mach amont de 0,5, correspondant à un facteur de diffusion de 0,73. Cette performance au point nominal est obtenue avec un coefficient de pertes de pression totale de 2,5%, en aspirant 1,1% du débit entrant dans la grille. Ces valeurs peuvent néanmoins être réduites respectivement à 2,1% et 0,8% par l'emploi d'une fente d'aspiration à bords arrondis. Cette étude numérique bidimensionnelle est effectuée à l'aide du code de calcul elsA de l'ONERA. Afin de valider expérimentalement cette méthode de conception ainsi que les outils numériques associés, une grille d'aubes plane est construite et testée à basse vitesse au laboratoire de Mécanique de Fluides et d'Acoustique de l'Ecole Centrale de Lyon. A mi-envergure, les résultats issus de l'expérience et de simulations numériques 3D confirment la pertinence de la stratégie d'aspiration et la démarche de conception adoptée. Cette confrontation met alors en évidence l'impact de la distribution du taux d'aspiration suivant l'envergure sur l'efficacité de l'aspiration. Etant donné l'importance des écoulements tridimensionnels rencontrés, une généralisation en trois dimensions de la stratégie d'aspiration est proposée et est appliquée numériquement sur cette même grille d'aubes. En contrôlant simultanément les couches limites se développant sur l'aube et sur les parois latérales du canal de compression, il est alors possible de supprimer presque totalement les décollements de coins présents dans celui-ci. En contrepartie, le taux d'aspiration voit sa valeur augmenter très fortement, tempérant ce bénéfice. L'épaisseur des couches limites entrantes se révèle alors également être un facteur déterminant pour le succès du contrôle des couches limites par aspiration, dans un cadre tridimensionnel.

Le bruit de bord de fuite à large bande est l’un des contributeurs principaux du bruit des soufflantes de turboréacteurs modernes. La double nécessité de mieux comprendre sa génération et de le réduire a suscité le présent travail, essentiellement expérimental. L’étude se focalise sur l’effet de grille provoqué par la diffraction des ondes acoustiques sur les aubes adjacentes. Une grille d’aubes linéaire de solidité 1,43 est instrumentée et adaptée à la mesure acoustique dans le secteur aval pour plusieurs vitesses d’écoulement et plusieurs angles d’attaque. Le bruit de bord de fuite de la grille d’aubes prédomine ainsi sur une large gamme de fréquence. L’effet de grille se manifeste à travers des résonnances dans la grille, des interférences dans le champ lointain et à travers la dépendance en vitesse des spectres acoustiques. Les données d’entrée de modèles analytiques décrivant statistiquement la turbulence des couches limites sont directement mesurées sur les aubages. Le modèle de bruit de profil isolé d’Amiet fournit une estimation convenable des niveaux de bruit suggérant que la déformation des spectres par l’effet de grille est de faible amplitude. Nous avons ensuite adapté à la configuration expérimentale le modèle de Glegg qui tient compte des interactions entre pales. Il fournit des estimations de spectres acoustiques s’écartant de 3 dB de la prédiction de profil isolé, confirmant la conclusion précédente. Cependant ce dernier modèle décrit mieux les interférences observées en champ lointain. La réduction du bruit de bord de fuite est ensuite abordée, dans un premier temps sur profil isolé au moyen de brosses insérées au bord de fuite. Une réduction de 4,5 dB est ainsi obtenue sur une large gamme de fréquences. Une étude de corrélation aérodynamique aux fils chauds dans le sillage des brosses montre qu’elles décorrèlent les structures turbulentes dans la direction de l’envergure ce qui peut expliquer partiellement la réduction du bruit observée. Dans un deuxième temps, des chevrons dessinant des dents de scie dans la direction de l’envergure sont appliqués aux bords de fuite de la grille d’aubes. Nous retrouvons alors les observations faites avec ces dispositifs sur les profils isolés. Aucun effet de couplage entre la réduction du bruit et l’effet de grille n’est observé. Des mesures de vélocimétrie par images de particules dans le sillage des chevrons montrent que la couche limite de l’extrados est éloignée de la surface du profil fournissant un mécanisme admissible de réduction du bruit. Un deuxième mécanisme crédible est la décorrélation dans la direction de l’envergure de la nappe de vorticité lâchée dans le sillage suite à la condition de Kutta. Enfin, nous étudions l’effet de l’inclinaison du bord de fuite par rapport à l’écoulement et montrons par une prise en compte de cette géométrie dans le modèle d’Amiet qu’il peut également aboutir à une réduction acoustique. / Broadband trailing edge noise is one of the main contributors to modern turbofan noise. The current need for both understanding and reducing those sources motivated the present work.This study focuses on the cascade effect which is produced by the scattering of acoustic waves on neighbouring blades. A seven blade linear cascade is set up for acoustic measurements in the downstream sector with varying speed and angle of attack. Broadband trailing edge noise is thus the main noise source in the facility on a wide frequency range. Acoustic resonances in the cascade and far field interferences as well as specific velocity dependence are proofs of the sought blade interactions. To give a more quantitative insight in the cascade effect, Amiet isolated airfoil trailing edge noise model is first used. Its input data which are a statistical description of the turbulent boundary layer are directly measured on the suction surface of the center blade. The noise levels are fairly well predicted suggesting that the cascade effect only moderately affects the far-field acoustic spectra. Glegg’s cascade model is then modified to fit the experimental set-up and used with the same input data. The estimates differ from the isolated airfoil predictions from ±3dB confirming the preceding conclusions. However far field interferences are well recovered by Glegg’s model. Noise reduction is then assessed in this study. First, brushes are inserted in an isolated airfoil trailing edge and a broadband noise reduction of 4,5 dB is obtained. A hot wire coherence study is carried out in the near wake of the brush showing that spanwise decorrelation could be partly responsible for the observed noise reduction. Trailing edge serrations are finally applied on the cascade trailing edges and the same reduction potential than on isolated airfoil with the same device is recovered. This shows that the cascade effet has little influence on the noise reduction process. This mechanism is more likely to be threefold. Particle image velocimetry measurements show that the suction side boundary layer is thrown out from the airfoil surface which could result in smaller induced surface pressure. Secondly, the vorticity sheet shed in the wake because of the Kutta condition is necessarily less coherent in the spanwise direction with the serrations than with the straightedge. Last, the reduced relative angle between the flow and the local trailing edge could also theorically reduce the far-field noise. This has been investigated analytically by means of a modification of Amiet’s model to account for the sweep angle of the blade.

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 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 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 exprimentaux 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.

Afin d’alléger les moteurs d’avions et diminuer la consommation de carburant, les industriels tendent à rendre plus compact le système de compression de leurs moteurs, qui représente environ 40% de la masse totale. Or, à taux de compression global égal, la réduction du nombre d’étages implique une charge aérodynamique plus élevée par étage. Cela augmente d’autant les risques de décollements sur les aubes et la dégradation des performances. L’aspiration de la couche limite sur les aubages s’est révélée très prometteuse pour supprimer ces décollements néfastes et satisfaire aux besoins de charge aérodynamique élevée. Cependant, l’aspiration modifie fortement la distribution de pression statique à la paroi des aubes, rendant les approches de conception traditionnelles inadaptées. L’objectif de ce travail de thèse est donc de proposer une nouvelle méthode et de nouveaux critères de conception d’aubages fortement chargés, intégrant l’aspiration de la couche limite. Cette méthode repose sur une stratégie d’aspiration en deux étapes. Dans un premier temps, un contrôle passif, par courbure et diffusion, de la position du point de décollement est effectué dans le but de la rendre insensible aux conditions de fonctionnement. Dans un second temps, un contrôle actif par aspiration vise à placer la fente d’aspiration par rapport au point de décollement de manière à minimiser le taux d’aspiration nécessaire au recollement de la couche limite. Afin de mettre en pratique cette stratégie, une technique de dessin d’aubages par prescription de la distribution de courbure de l’extrados et de la variation de section du canal inter-aubes, est ainsi développée. Associée à un outil de pré-dimensionnement rapide ainsi qu’une évaluation des pertes de pression totale incluant la présence d’aspiration, cette méthode permet ainsi de concevoir une grille de stator aspirée subsonique réalisant une déflexion fluide de 60 degrés, pour un nombre de Mach amont de 0,5, correspondant à un facteur de diffusion de 0,73. Cette performance au point nominal est obtenue avec un coefficient de pertes de pression totale de 2,5%, en aspirant 1,1% du débit entrant dans la grille. Ces valeurs peuvent néanmoins être réduites respectivement à 2,1% et 0,8% par l’emploi d’une fente d’aspiration à bords arrondis. Cette étude numérique bidimensionnelle est effectuée à l’aide du code de calcul elsA de l’ONERA. Afin de valider expérimentalement cette méthode de conception ainsi que les outils numériques associés, une grille d’aubes plane est construite et testée à basse vitesse au laboratoire de Mécanique de Fluides et d’Acoustique de l’Ecole Centrale de Lyon. A mi-envergure, les résultats issus de l’expérience et de simulations numériques 3D confirment la pertinence de la stratégie d’aspiration et la démarche de conception adoptée. Cette confrontation met alors en évidence l’impact de la distribution du taux d’aspiration suivant l’envergure sur l’efficacité de l’aspiration. Etant donné l’importance des écoulements tridimensionnels rencontrés, une généralisation en trois dimensions de la stratégie d’aspiration est proposée et est appliquée numériquement sur cette même grille d’aubes. En contrôlant simultanément les couches limites se développant sur l’aube et sur les parois latérales du canal de compression, il est alors possible de supprimer presque totalement les décollements de coins présents dans celui-ci. En contrepartie, le taux d’aspiration voit sa valeur augmenter très fortement, tempérant ce bénéfice. L’épaisseur des couches limites entrantes se révèle alors également être un facteur déterminant pour le succès du contrôle des couches limites par aspiration, dans un cadre tridimensionnel. / In order to reduce the mass of aircraft jet engines as well as their fuel consumption, manufacturers tend to make the compression system of their engines more compact, since this component represents approximately 40% of the total mass. However, for a given overall pressure ratio, decreasing the number of stages implies increasing the aerodynamic load per stage. This all the more increases the risk of flow separation on the blades ultimately resulting in a decrease in performance. Boundary layer suction on the blade has proven to be very promising to suppress this deleterious flow separation and meet the needs of high aerodynamic loads. Nevertheless, boundary layer suction significantly modifies the static pressure distribution on the blades, making traditional design approaches unsuitable. Therefore, the objective of this Ph.D. work is to develop a new method and new criteria for the design of highly loaded compressor blades, integrating boundary layer suction into the design process. This design method relies on a two-step aspiration strategy. First, passive control of the separation point location is applied via curvature and diffusion in order to make it insensitive to operating conditions. Second, active control through boundary layer suction aims at placing the suction slot with respect to the separation point location, in order to minimize the necessary suction mass flow rate required to reattach the flow. To put this strategy into practice, a blading technique that consists of prescribing the curvature distribution on the suction side of the blade and the cross-section distribution of the blade passage is developed. In association with a fast pre-design tool, as well as an overall total pressure loss coefficient including aspiration, this method allows the design of a subsonic aspirated stator cascade with flow turning of 60 degrees, for an inlet Mach number of 0.5,giving a Diffusion Factor of 0.73. This performance at the design point is obtained for an overall total pressure loss coefficient of 2.5%, aspirating 1.1% of the inlet mass flow rate. Nevertheless, these two values can be respectively reduced to 2.1% and 0.8% by rounding the edges of the suction slot. This bi-dimensional numerical study has been carried out with the elsA solver from ONERA. To experimentally validate this design method and the associated numerical tools, a planar cascade is built and tested at low speed at the Laboratoire de Mécanique de Fluides et d’Acoustique at the Ecole Centrale de Lyon. At mid-span, results from the experiment and from tri-dimensional numerical simulations confirm the relevance of the design approach. This comparison then discloses the impact of the suction mass flow rate distribution along the span, on the efficiency of aspiration. Given the importance of tri-dimensional flows encountered in the experiment and simulations, a generalization in three dimensions of the aspiration strategy is proposed and numerically applied on the same cascade. By simultaneously controlling the boundary layers developing on the blades and on the endwalls,it is possible to almost entirely suppress the corner separations present in the blade passage. However, one disadvantage is that the suction mass flow rate undergoes a strong increase, moderating this benefit. The thickness of the inlet boundary layers appears to be also a key factor in the success of boundary layer control by aspiration, in a tri-dimensional context.