L’étude effectuée au cours de cette thèse a permis la caractérisation expérimentale des instabilités aérodynamiques se développant dans un compresseur centrifuge et une première évaluation de l’efficacité d’une stratégie de contrôle par aspiration de couche limite. Le compresseur, développé par Safran Helicopter Engines et dénommé Turbocel, est composé d’une roue directrice d’entrée, d’un rouet centrifuge splitté, d’un diffuseur radial aubé et splitté et d’un redresseur axial. Des travaux numériques antérieurs réalisés au Laboratoire de Mécanique des Fluides et d’Acoustique ont montré, aux bas régimes de rotation, un comportement singulier caractérisé par une structure d’écoulement dite « alternée » impliquant deux canaux adjacents du diffuseur radial. L’étude stationnaire réalisée sur l’ensemble des régimes de rotation du compresseur a conduit à une ségrégation des vitesses de rotation suite à l’établissement d’une variable– le taux d’asymétrie - caractérisant l’asymétrie de l’aérodynamique du diffuseur. Ce taux, quasi nul à très basse vitesse de rotation, croît jusqu’à atteindre un maximum à vitesse de rotation intermédiaire, puis s’effondre pour ré-augmenter légèrement. Une analyse fine des données instationnaires acquises à bas régimes a permis la description de deux modes de fonctionnement du compresseur associés à des structures de décollements différentes dans le diffuseur. Le premier mode est caractérisé par l’oscillation à une fréquence de l’ordre de 42 Hz d’un décollement localisé sur la face en dépression des aubes principales du diffuseur. Le second mode, à 12Hz, associé au pompage modéré du compresseur, correspond à la mise en place d’un schéma alterné et à son oscillation sur deux canaux adjacents du diffuseur.Les origines probables de ces différents modes de fonctionnement sont discutées à partir de considérations • aérodynamiques -- la mise en place d’une recirculation en tête de rouet est suspectée d’influer sur le taux d’asymétrie en modifiant l’incidence en entrée de diffuseur,• géométriques -- le nombre et le calage des aubes du diffuseur radial ainsi que la distance inter-roue indiquent une prédisposition du diffuseur à fonctionner en régime alterné sous certaines conditions d’incidence,• aéro-acoustiques -- un accrochage des fréquences aérodynamiques avec les fréquences des ondes acoustiques du banc d’essai semble se produire. Enfin, les résultats sur le contrôle d’écoulement par aspiration de couche limite à régime partiel sont présentés. Une amélioration du rendement est observée à certains points de fonctionnement, mais aucune extension de la plage de fonctionnement du compresseur n’est mesurée. Sans l’atténuer, l’aspiration permet de contrôler sur quels canaux s’établit le régime alterné. / This thesis presents an experimental characterization of the evolution of aerodynamic instabilities in a centrifugal compressor, and a first evaluation of the effectiveness of boundary layer suction as a control strategy. The compressor used in this study is Turbocel, a centrifugal compressor developed by Safran Helicopter Engines, featuring inlet guide vanes, a backswept splittered unshrouded impeller, a splittered vaned radial diffuser and axial outlet guide vanes.Previous numerical work, conducted at the Laboratoire de Mécanique des Fluides et d’Acoustique de Lyon, revealed a unusual behaviour of the compressor at low rotational speeds characterized by a distinctive alternate flow structure in the radial diffuser that develops across two adjacent blade channels. The steady analysis, which was conducted over the full operating range of rotational speeds, led to the distinction of different operating zones, following the establishment of a new indicator variable - the asymmetry rate - characterizing the asymmetry of the diffuser aerodynamics. This rate, which is close to zero at very low rotation speed, increases until it reaches a maximum value at intermediate rotational speed, before collapsing and slightly increasing again near the nominal rotational speed.Analysis of the unsteady data acquired at low speeds allowed for the characterization of two compressor operating modes, associated with different flow phenomena in the stalled diffuser. The first mode is characterized by the oscillation of a separation at 42 Hz, on the suction side of the main blades in the diffuser. The second mode, at 12Hz, associated with mild surge of the compressor, corresponds to the emergence of an alternate pattern of unsteady flow separation that occurs across two adjacent channels of the diffuser.The probable causes for these different operating modes are discussed in the context of different considerations:• aerodynamic -- the formation of a recirculation near the tip of the impeller is suspected to affect the asymmetry rate by changing the incidence angle at the diffuser inlet.• geometric -- the number and the stagger angle of the radial diffuser blades as well as the distance between the impeller and the diffuser may result in a predisposition of the diffuser to operate in an alternating mode, under certain conditions of incidence.• aero-acoustic -- as there is evidence of a lock-in of the aerodynamic frequencies with the acoustic modes of the test rig.Finally, boundary layer suction is explored as a means of flow control at partial rotational speed. Improvements in performance were observed for some operating points, however no extension of the compressor operating range was measured. Although boundary layer suction did not allow for the intensity of the oscillating separation pattern in the diffuser to be reduced, it was found to be an effective means of controlling the location of the alternate flow structure in the diffuser.

La présente étude a pour objectif d’évaluer l’effet de l’augmentation du jeu fonctionnel en tête d’aube de la roue mobile sur les performances globales et les instabilités aérodynamiques en compresseur centrifuge à fort taux de pression. Pour ce faire, le compresseur TM-Pi9, développé et produit par Turbomeca, installé sur le banc d’essai 1 MW du Laboratoire de Mécanique des Fluides et d’acoustique, a servi de support de recherche. Les mesures de performances globales, associées à des sondages par anémométrie LASER à effet Doppler ainsi que des enregistrements de pression instationnaire au carter, sur l’ensemble de l’étage de compression, ont permis d’acquérir une base de données expérimentales dans deux configurations de jeu, de la vitesse nominale (Nn) à la vitesse de ralenti (0.6 Nn). Ces résultats sont confrontés et complétés par des simulations numériques stationnaires, instationnaires chorochroniques et 360°, convergées avec le code elsA développé par l’ONERA et le CERFACS.À la vitesse de croisière, l’élargissement du jeu en tête d’aubage de 6% à 10% (taille du jeu au niveau du bord de fuite des aubes rapportée à la hauteur de veine en sortie de rouet) génère une hausse des débits de jeu, sensiblement proportionnelle à l’augmentation de l’espace fonctionnel. L’accroissement des débits de jeu ne modifie pas la position du sillage de la structure jet-sillage qui reste localisé autour de l’aube intercalaire. Le sillage devient néanmoins plus large. La modification de géométrie engendre principalement une dégradation du taux de pression de l’étage (~3%), imputable aux pertes non-visqueuses dans le rouet, c’est-à-dire une sous-déviation de l’écoulement imposée par le jet issu du jeu. L’élargissement de la hauteur de l’espace fonctionnel provoque une baisse du débit de blocage, conséquence de la réduction de la pression statique au niveau du col du diffuseur. Le rendement de l’étage subit expérimentalement une dégradation de 1%, au point de fonctionnement rendement maximum et aucune évolution proche pompage. La modification du rendement est soumise à deux effets opposés. D’une part, l’augmentation des débits de jeu provoque plus de pertes visqueuses au sein de l’ensemble des écoulements de jeu. Mais d’autre part, le sillage étant plus large, les structures tourbillonnaires sont moins confinées ; en résulte une diminution de la vorticité. L’accumulation d’entropie dans le sillage est ainsi plus faible. Quelles que soient la vitesse de rotation et la configuration de jeu, le pompage est initié de manière brutale dans le diffuseur aubé par un décollement de couches limites sur la face en dépression des aubages, proche du moyeu. Cette séparation résulte de l’interaction entre la couche limite de coin et l’onde de choc détachée du bord d’attaque des aubes du diffuseur. À faible vitesse de rotation et petit débit, une instabilité aérodynamique affecte l’inducteur du rouet (zone située entre le bord d’attaque des aubes principales et le bord d’attaque des aubes intercalaires). Elle peut être associée à une « instabilité tournante du tourbillon de jeu » qui est induite par une surincidence de l’écoulement sur les aubes principales du rouet. Il s’agit d’un phénomène de mild-stall précurseur d’un décollement tournant progressif dans le rouet. Ce dernier n’est cependant pas enregistré car le diffuseur induit le pompage à débit plus important. Des systèmes de contrôle d’écoulement dans le diffuseur et dans le rouet sont alors proposés, afin d’élargir la plage de fonctionnement du compresseur. / This present study is focused on the effect of the impeller blades tip clearance increase on the overall performance and aerodynamic instabilities in high-pressure centrifugal compressor. The test case is a centrifugal compressor stage (TM-Pi9) designed and built by Turbomeca which is used in a helicopter engine. The compressor stage is mounted on the 1 MW test rig of the Laboratoire de Mécanique des Fluides et d’Acoustique at the Ecole Centrale de Lyon in France. Experimental investigations consist in the overall performance acquisitions, LASER Doppler Anemometry measurements and unsteady pressure measurements up to 150 KHz for two tip clearance configurations from the nominal rotation speed to 60% of the nominal rotation speed. Steady and unsteady (phase-lagged and full simulations) simulations are also performed using the elsA code developed by the ONERA and CERFACS. Two tip clearances are tested. In the first case used as reference, the tip gap represents 6% of the section height at the impeller exit. In the second case, the impeller is moved axially, which results in an increased tip gap essentially in the radial part of the impeller. Thus in the second case, the tip clearance at the impeller exit corresponds to 10% of the section height. At the cruise rotation speed, from the reference to the increased tip clearance configurations, the tip leakage mass flows are increased. The tip leakage mass flow increase is quasi-proportional to the tip clearance height enlargement. But the position of the wake of the jet-wake flow pattern is not affected by the modification of the tip leakage mass flows. However the wake becomes wider. The tip clearance modification mainly deteriorates the total-to-static pressure ratio (~3%),which is due to inviscid losses in the impeller (under-deviation of the flow near the blades tip). A lower choking mass flow is reached in the increased tip clearance case compared with the reference configuration, due to the static pressure drop at the diffuser throat. The isentropic stage efficiency is experimentally decreased by 1% at the peak efficiency operating point. Near surge, no change in the stage efficiency is measured. From the reference to the increased tip clearance configurations, the stage efficiency is, in fact, subject to two opposite effects. On the one hand, higher tip leakage mass flows cause more viscous losses in the tip leakages and vortices. On the other hand, the wake of the jet-wake flow pattern being wider, the vortices are less confined, resulting in a decrease of the vorticity. The accumulation of entropy in the wake is thus weaker. Whatever the tip clearance configuration and the rotation speed, the surge is triggered by a boundary layer separation near the hub on the suction side of the diffuser vanes. This separation is due to the interaction between the corner boundary layer and the shock wave detached from the leading edge of diffuser vanes. At low rotation speed, disturbances in the inducer (between the leading edge of the main blade and the leading edge of the splitter blade) were recorded. These disturbances can be associated to “rotating tip clearance disturbances” which are generated by the over-flow-incidence on the impeller main blades. This phenomenon is a mild-stall precursor of a rotating stall in the impeller. The rotating stall in the impeller is not recorded because the surge occurs in the diffuser at higher mass flow. Active and passive flow control systems in the diffuser and the impeller are proposed in order to increase the operating range of the TM-Pi9 compressor.

Dans le contexte économique et environnemental actuel, la prochaine génération de moteurs d’avion devra offrir opérabilité, compacité et hauts rendements. Les compresseurs demeurent une des pièces critiques de ces moteurs, et leur conception un challenge. À débit réduit, leur plage de fonctionnement est contrainte par la limite de pompage, phénomène hautement instable et dangereux. À ce jour, peu d’études expérimentales sur un compresseur en situation de pompage ont été réalisées, étant donné le danger inhérent pour les installations. Dans ce cadre, la simulation numérique peut apporter des informations sur le développement des instabilités aérodynamiques et aider à la prévision de la limite de pompage. L’objectif du travail présenté dans cette thèse est de mettre en place une méthode afin de simuler numériquement l’entrée en pompage et un cycle complet de l’instabilité avec le code elsA. Le cas test retenu est le compresseur de recherche axial multi-étage CREATE dessiné par Snecma, et étudié expérimentalement par le LMFA. Des études antérieures ont montré le rôle joué par les volumes entourant le compresseur ; l’originalité de cette étude réside donc dans l’inclusion des volumes du banc d’essai dans la simulation du compresseur. Une des difficultés inhérentes à la simulation de ces instabilités est leur temps caractéristique, qui représente plus d’une centaine de rotations de la machine. Le calcul a donc nécessité le recours à une approche massivement parallèle ; environ un million d’heures CPU ont été utilisées pour décrire le cycle. Enfin, compte tenu du retournement de l’écoulement dans le compresseur, les conditions aux limites ont été modifiées pour pouvoir s’adapter aux changements de sens de l’écoulement. La simulation a permis de décrire l’entrée en pompage et un cycle complet de l’instabilité. La comparaison avec les données expérimentales montre que les caractéristiques du cycle sont correctement prédites (phénomènes physiques précurseurs de l’instabilité, durée du cycle..). En parallèle, une étude acoustique a été menée afin de mettre en évidence les modes propres du banc d’essai. L’analyse de ces résultats a notamment montré le rôle de l’acoustique dans le déclenchement du pompage. Les différentes phases du cycle de pompage sont ensuite étudiées, et caractérisées (déclenchement, débit inversé, récupération et recompression). Ce travail a généré une base de données qui permet de mieux comprendre les instabilités qui se développent dans ce type de machine. À terme, ces résultats pourront être utilisés pour élaborer et valider des modélisations du phénomène de pompage moins coûteuses, pouvant intervenir dans un cycle de conception. / In order to deal with the current economical and environmental context, the next engine generation will need to offer great operability, compactness and high efficiency. In aircraft engines, the compressor remains one of the critical components, and its design is still a challenging task. At low massflow rate, their operability is bounded by the surge limit, surge being a highly unstable and dangerous phenomenon. Today, few experimental studies on compressor surge are available because of the inherent threat to the facility. In that context, numerical simulation can bring about information on the onset of aerodynamic instabilities and help to predict the surge limit. The work presented in this PhD thesis aims at setting up a method to perform the numerical simulation of surge inception and of an entire cycle of the instability with the CFD code elsA. The chosen test case is the axial multistage research compressor CREATE designed and built by Snecma, and experimentally studied at LMFA. Previous studies have pointed out the role of the volumes adjacent to the compressor ; the originality of this work is thus the inclusion of the volumes of the test-rig in the simulation of the compressor. One of the difficulties inherent to the simulation of those instabilities is their characteristic time of at least one hundred revolutions of the machine. Hence the computation has required a massively parallel approach and about one million CPU hours. Finally, given that the flow reverses during a surge cycle, the boundary conditions have been modified to be able to cope with the flow inversions. The simulation was able to capture surge inception and the entire cycle of the instability. The comparison with the experimental data showed that the main patterns of the cycle are correctly predicted (precursor phenomena of surge, duration of the cycle...). In the meantime, an acoustic study has been performed in order to isolate the eigenmodes of the test-rig. The analysis of the results pointed out the role of acoustic phenomena in surge inception. The different phases of the cycle are then studied and characterized (surge inception, reversed-flow phase, recovery and repressurization). This work has incremented a database that allows a better understanding of the instabilities that develop in this kind of machine. From now on, those results may help to elaborate and validate cheaper models of the surge phenomenon to be used in the design process.

Dans le contexte économique et environnemental actuel, la prochaine génération de moteurs d'avion devra offrir opérabilité, compacité et hauts rendements. Les compresseurs demeurent une des pièces critiques de ces moteurs, et leur conception un challenge. À débit réduit, leur plage de fonctionnement est contrainte par la limite de pompage, phénomène hautement instable et dangereux. À ce jour, peu d'études expérimentales sur un compresseur en situation de pompage ont été réalisées, étant donné le danger inhérent pour les installations. Dans ce cadre, la simulation numérique peut apporter des informations sur le développement des instabilités aérodynamiques et aider à la prévision de la limite de pompage. L'objectif du travail présenté dans cette thèse est de mettre en place une méthode afin de simuler numériquement l'entrée en pompage et un cycle complet de l'instabilité avec le code elsA. Le cas test retenu est le compresseur de recherche axial multi-étage CREATE dessiné par Snecma, et étudié expérimentalement par le LMFA. Des études antérieures ont montré le rôle joué par les volumes entourant le compresseur ; l'originalité de cette étude réside donc dans l'inclusion des volumes du banc d'essai dans la simulation du compresseur. Une des difficultés inhérentes à la simulation de ces instabilités est leur temps caractéristique, qui représente plus d'une centaine de rotations de la machine. Le calcul a donc nécessité le recours à une approche massivement parallèle ; environ un million d'heures CPU ont été utilisées pour décrire le cycle. Enfin, compte tenu du retournement de l'écoulement dans le compresseur, les conditions aux limites ont été modifiées pour pouvoir s'adapter aux changements de sens de l'écoulement. La simulation a permis de décrire l'entrée en pompage et un cycle complet de l'instabilité. La comparaison avec les données expérimentales montre que les caractéristiques du cycle sont correctement prédites (phénomènes physiques précurseurs de l'instabilité, durée du cycle..). En parallèle, une étude acoustique a été menée afin de mettre en évidence les modes propres du banc d'essai. L'analyse de ces résultats a notamment montré le rôle de l'acoustique dans le déclenchement du pompage. Les différentes phases du cycle de pompage sont ensuite étudiées, et caractérisées (déclenchement, débit inversé, récupération et recompression). Ce travail a généré une base de données qui permet de mieux comprendre les instabilités qui se développent dans ce type de machine. À terme, ces résultats pourront être utilisés pour élaborer et valider des modélisations du phénomène de pompage moins coûteuses, pouvant intervenir dans un cycle de conception.