Dans la chambre de combustion, les températures auxquelles les parois sont soumises sont supérieures aux températures de fusion des matériaux. Afin de protéger les parois, une partie de l'air froid provenant du compresseur est injectée par des milliers de perforations (multiperforation). Cependant, face à l'enjeu de la pollution, les motoristes considèrent des solutions qui limitent la quantité d'air disponible pour le refroidissement. Son optimisation s'avère donc capital. Néanmoins, la très petite taille des perforations rend les simulations numériques coûteuses, et des modèles homogènes permettant de s'affranchir du maillage des trous ont gagné de l'importance. De plus, des études récentes ont mis en évidence l'intérêt d'une injection d'air de refroidissement non-alignée avec l'écoulement chaud (solution baptisée dilution giratoire). Cette thèse se propose, d'une part de développer un modèle homogène adapté à ce type nouveau d'injection et d'autre part de contribuer à la compréhension de la multiperforation giratoire. / Ln the combustion chamber, temperatures up to 2000K are reached, which exceeds by far the melting point of the liner materials. ln order to protect the liner, cool air from the combustion chamber outer casing is injected into the combustor through a large number of sub-millimeter closely-spaced holes (effusion cooling). However, strict environmental legislation has led jet-engine manufacturers to consider techniques that reduce the quantity of air available for cooling. Therefore, cooling system must be carefully designed. However, the size of the holes makes detailed numerical simulations unaffordable. Aerothermal models that mimic effusion cooling behavior are a promising solution. On the Other hand, up to now, far too little attention has been paid to a novel effusion cooling technique (compound angle effusion cooling), where cold air injection is not aligned With the hot air flow direction. The aim of this dissertation is twofold: to establish an effusion cooling model and to investigate the flow field of compound angle effusion cooling.

Les aubes de turbine HP sont des pièces soumises à des contraintes thermiques et mécaniques très fortes mais également variables dans le temps, doù des phénomènes combinés de fatigue et de fluage. Lévolution technologique des matériaux, comme lutilisation de matériaux monocristallins revêtus, permet dacquérir une meilleure résistance au fluage et à la fatigue thermique mais nest plus suffisante. Il a fallu intégrer des technologies de refroidissement interne de plus en plus complexes. Les microcanalisations sont un moyen efficace pour diminuer la température globale de la pièce mais créent des gradients thermiques et des concentrations de contraintes qui peuvent être à lorigine de lamorçage de fissures. Par conséquent, afin détudier le comportement et la durée de vie des aubes de turbines HP, il est important de prendre en compte les singularités géométriques.<br />Un calcul daube multiperforée 3D a donc été réalisé en élasticité, en viscoplasticité isotrope et anisotrope dans des conditions isothermes et anisothermes. La réalisation de calcul de structure de cette taille nest possible que depuis quelques années grâce à laugmentation des puissances de calcul et à lutilisation de calculateurs parallèles. Mais cette approche est toujours trop longue et nest pas compatible avec les délais dun bureau détude. De ce fait, une méthode de dimensionnement daube de turbine pour une utilisation quotidienne basée sur des méthodes dhomogénéisation a été proposée. Elle permet de remplacer la zone hétérogène (les trous du bord dattaque) par un milieu homogène équivalent ayant des propriétés effectives. Ce dernier a été déterminé en élasticité en utilisant les méthodes dhomogénéisation classiques puis en viscosité isotrope et dans le cas du monocristal en utilisant une méthode pragmatique. Les méthodes dhomogénéisation préconisées ont lintérêt de comporter une étape de relocalisation permettant dutiliser les informations du calcul simplifié pour appliquer des conditions aux limites adaptées sur une cellule représentative comportant un trou de refroidissement. Etant donné que le calcul de référence donne létat de contraintes-déformations autour des trous, la prédiction donnée par la méthode de relocalisation pourra être évaluée sans ambiguité.<br />Nous avons également mis en évidence les limites dune telle approche dans le cas de forts gradients de sollicitations. Dans ces conditions de fonctionnement, les méthodes dhomogénéisation classiques sont mises en défaut et le milieu homogène équivalent peut être considéré comme un milieu continu généralisé. Une formulation en thermoélasticité du second gradient est proposée.<br />En parallèle, une étude expérimentale a également été réalisée à lONERA afin détudier linfluence de la perforation sur le comportement et la durée de vie. Des essais de fatigue thermomécaniques, prenant en compte les gradients thermiques observés sur une structure réelle, ont été réalisés jusquà rupture sur des éprouvettes monocristallines revêtues. Ces essais ont été simulés par éléments finis et un modèle de durée de vie en fatigue-fluage-oxydation a été appliqué en post-traitement du calcul de structure. De ce fait des comparaisons calcul-expérience au niveau du comportement et de la durée de vie ont pu être effectuées.

Dans les chambres de combustion aéronautiques, le refroidissement par micro-percage est la technique privilégiée pour protéger les parois contre les gaz chauds. L’air frais provenant du contournement traverse des milliers de perforations inclinées et for- ment des micro-jets. Ces derniers coalescent en un film qui protège les parois du tube a flamme. Avec les moyens informatiques actuels, effectuer une simulation aux grandes échelles d’un moteur réel est impossible. En effet, le nombre de micro-trous est beaucoup trop important pour permettre une résolution détaillée de chacun. Des modèles numériques sont donc nécessaires. Le modèle homogène, développé en 2008, permet de simuler des plaques multiperforees avec des maillages dont la résolution est supérieure a celle du trou. Il ne permet cependant pas de représenter la pénétration ni le mélange des jets avec les gaz chauds. Pour remédier a cela, une approche hétérogène, appelée modèle a trou épaissi, a été développée au cours de cette thèse. La précision étant toujours relative au maillage, une méthode de maillage adaptatif augmentant automatiquement la résolution dans les zones clés a été propose afin d’obtenir de meilleurs résultats pour un faible surcoût. Predire la température des parois du tube a flamme est l’objectif final des ingénieurs. A cet effet, une méthodologie appelée Adiab2colo, permettant d’évaluer la température de paroi a partir d’un calcul adiabatique non résolu, a également été développée. Ces trois techniques sont maintenant couramment utilisées par Safran Helicopter Engine pour la conception des moteurs de demain. / Numerical simulation is progressively taking importance in the design of an aero- nautical engine. However, concerning the particular case of cooling devices, the high number of sub-millimetric cooling holes is an obstacle for computational sim- ulations. A classical approach goes through the modelling of the effusion cooling by homogenisation. It allows to simulate a full combustor but failsin representing the jet penetration and mixing. A new approach named thickened-hole model was developed during this thesis to overcome this issue. A work on improving the mesh resolution onkey areas thanks to an automatic adaptive method is also presented, leading to a clear breakthrough. In parallel, as the flame tube temperature is a cornerstone for the combustor durability,a low-cost approach is proposed to predict it. To meet the time-constraints of design, it is based on thermal modelling instead of a direct thermal resolution.