Gas turbine blades operate in very high temperatures to achieve a high thermal efficiency of the engine. For this reason, the blades have to be cooled to prevent degradation or even melting. The blades can be cooled using various techniques, both by cooling the inside of the blade with cooling channels, and by protecting the outside of the blade from the hot environment. One way to cool the blades from the inside is with rib turbulated channels. Straight square channels lined with 90◦, 45◦ and V-shaped ribs in a staggered configuration are investigated in this thesis.  Computational fluid dynamics (CFD), among other methods, can be used to predict important parameters such as heat transfer and pressure loss for different ribbed channel geometries. In this thesis a CFD model using RANS simulations with the turbulence models Lag Elliptic Blending k − ε, Realizable k − ε two-layer and SST k − ω is established and validated against experimental data by Taslim et al [1]. This is done by comparing the Nusselt number between a pair of ribs as well as the channel friction factor for 90◦, 45◦ and V-shape ribs. Different sensitivities are also investigated to get an understanding of the uncertainties found during the CFD implementation. These include the effect of mesh resolution, inlet turbulence intensity, rounded rib edges, wall roughness and temperature used for Reynolds number calculations. The Nusselt number and friction factor predictions of the turbulence models are also compared with existing empirical correlations.  The results of the investigation show that the CFD results for 90◦ ribs deviate the most from experimental results, while closer results are seen for the 45◦ and V-shape ribs.  In conclusion, the Lag Elliptic Blending k−ε model generally produces results closest to experimental data, especially for 90◦ ribs, but it shows some differences in Reynolds number trends. It proves to predict heat transfer and pressure loss closer to the experiment than the other models in flows where recirculation and reattachment has a significant impact. The Lag EB model is relatively stable and mesh independent. The SST k − ω model produces results rather similar to experimental data, but is unstable and sensitive to mesh resolution. The Realizable k − ε two-layer model produces results that are slightly less consistent with experimental data, but is very stable and insensitive to mesh resolution. The Nusselt number and friction factor from the investigated empirical correlations are closer to experimental results than the turbulence models for 90◦ inline ribs.

Computational fluid dynamics (CFD) has been widely used to simulate turbulent flows. Although an increased availability of computational resources has enabled high-fidelity simulations (e.g. large eddy simulation and direct numerical simulation) of turbulent flows, the Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations based models are still the dominant tools for industrial applications. However, the predictive capability of RANS models is limited by potential inaccuracies driven by hypotheses in the Reynolds stress closure. With the ever-increasing use of RANS simulations in mission-critical applications, the estimation and reduction of model-form uncertainties in RANS models have attracted attention in the turbulence modeling community. In this work, I focus on estimating uncertainties stemming from the RANS turbulence closure and calibrating discrepancies in the modeled Reynolds stresses to improve the predictive capability of RANS models. Both on-line and off-line data are utilized to achieve this goal. The main contributions of this dissertation can be summarized as follows: First, a physics-based, data-driven Bayesian framework is developed for estimating and reducing model-form uncertainties in RANS simulations. An iterative ensemble Kalman method is employed to assimilate sparse on-line measurement data and empirical prior knowledge for a full-field inversion. The merits of incorporating prior knowledge and physical constraints in calibrating RANS model discrepancies are demonstrated and discussed. Second, a random matrix theoretic framework is proposed for estimating model-form uncertainties in RANS simulations. Maximum entropy principle is employed to identify the probability distribution that satisfies given constraints but without introducing artificial information. Objective prior perturbations of RANS-predicted Reynolds stresses in physical projections are provided based on comparisons between physics-based and random matrix theoretic approaches. Finally, a physics-informed, machine learning framework towards predictive RANS turbulence modeling is proposed. The functional forms of model discrepancies with respect to mean flow features are extracted from the off-line database of closely related flows based on machine learning algorithms. The RANS-modeled Reynolds stresses of prediction flows can be significantly improved by the trained discrepancy function, which is an important step towards the predictive turbulence modeling. / Ph. D. / Turbulence modeling is a critical component in computational fluid dynamics (CFD) simulations of industrial flows. Despite the significant growth in computational resources over the past two decades, the time-resolved high-fidelity simulations (e.g., large eddy simulation and direct numerical simulation) are not feasible for engineering applications. Therefore, the small-scale turbulent velocity fluctuations have to resort to the time-averaging modeling. Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations based turbulence models describe the averaged flow quantities for turbulent flows and are believed to be the dominant tools for industrial applications in coming decades. However, for many practical flows, the predictive accuracy of RANS models is largely limited by the model-form uncertainties stemming from the potential inaccuracies in the Reynolds stress closure. As RANS models are used in the design and safety evaluation of many mission-critical systems, such as airplanes and nuclear power plants, properly estimating and reducing these model uncertainties are of significant importance. In this work, I focus on estimating uncertainties stemming from the RANS turbulence closure and calibrating discrepancies in the modeled Reynolds stresses to improve the predictive capability of RANS models. Several data-driven approaches based on stateof-the-art data assimilation and machine learning algorithms are proposed to achieve this goal by leveraging the use of on-line and off-line high-fidelity data. Numerical simulations of several canonical flows are used to demonstrate the merits of the proposed approaches. Moreover, the proposed methods also have implications in many fields in which the governing equations are well understood, but the model uncertainties come from unresolved physical processes.

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.

Les études expérimentales et numériques suivantes visent à la compréhension profonde de l’écoulement se développant dans le compresseur haute-vitesse axial de 3.5 étages CREATE, étudié sur un banc d’essai de 2 MW au Laboratoire de Mécanique des Fluides et Acoustique (LMFA) à Lyon, France. Ce travail a trois objectifs principaux : D’abord, une description globale de l’écoulement avec une identification des limites aux méthodes d’exploration utilisées ; Ensuite, la caractérisation de l’effet du clocking stator-stator dans un compresseur à haute-vitesse ; Troisièmement, l’identification des instabilités à faibles débits pour confirmer les études sur les compresseurs à basse-vitesse et contribuer à plus de compréhension.Il est montré qu’une mauvaise interprétation des données de performance stationnaire se fait facilement en raison des contraintes de mesure et des coefficients de correction sont proposés. À certains endroits dans le compresseur, des limites aux méthodes d’exploration (expérimentales et numériques) de l’écoulement sont identifiées. Cette identification va permettre la poursuite du développement des méthodes. Les principales erreurs de prédiction des simulations concernent la surestimation du blocage induit par l’écoulement de jeu et l’augmentation de pression. En outre, les mesures fournies par les sondes de pression pneumatique surestiment la pression statique en amont des stators. Cette erreur est probablement provoquée par l’interaction entre le champ potentiel du stator et la sonde elle-même. De plus, l’anémométrie Doppler laser surestime la vitesse en aval des stators. Le transport des sillages du rotor à travers des stators n’est pas correctement capturé avec les particules d’ensemencement.Le clocking a seulement un petit effet global dans la bande d’incertitude de mesure dans ce compresseur. Plusieurs contributions à ce faible effet de clocking sont identifiées par l’analyse du transport des structures d’écoulement : Le mélange circonférentiel du sillage de stator et la déformation des sillages le long de leur trajet dans l’écoulement. L’effet local du clocking dépend de la hauteur de veine en raison de la variation de la forme des aubages et du transport des sillages. Des effets positifs et négatifs sont présentés, qui globalement se compensent dans ce compresseur. Les instabilités dans ce compresseur dépendent du point de fonctionnement et des méthodes d’exploration de l’écoulement. Aux points de fonctionnement stables et à la vitesse nominale du compresseur, les résultats numériques montrent une perturbation tournante dans les rotors 2 et 3, alors que les mesures montrent une perturbation tournante que dans le premier rotor et seulement à basse vitesse du compresseur. Dans les deux cas, les perturbations montrent des caractéristiques semblables. Une étude numérique permet d’exclure l’influence des interactions rotor-stator sur la perturbation tournante et met en évidence sa source. Des nouvelles connaissances sur le comportement stable et la périodicité du rotating instability (mesuré) sont dérivées contrairement au comportement instable suggéré par la dénomination et la littérature. Il est montré que cette perturbation évolue en cellule de décrochage tournante à l’approche de la limite de stabilité. A la vitesse nominale du compresseur, une entrée en instabilités de type spike est identifiée expérimentalement. Une description précise de l’apparition brutale du spike et sa différence par rapport à une cellule de décollement tournant sont présentées. / The following experimental and numerical investigations aim at the deep understanding of the flow field in the 3.5 stages high-speed axial compressor CREATE, studied on a 2 MW test rig at the Laboratory of Fluid Mechanics and Acoustics (LMFA) in Lyon, France. This work focuses on three major objectives: Firstly, a global description of the flow field with an identification of limitations to the used exploration methods; Secondly, the characterization of the effect of stator-stator clocking in a high-speed compressor; Thirdly, the identification of instabilities arising at low mass flow rates for confirming studies on low-speed compressors and giving new insights.This work demonstrates that a mis-interpretation of steady performance data occurs easily due to measurement constraints and correction coefficients are proposed. At certain locations in the compressor, the flow field exploration (experimental and numerical) methods are identified to be challenged. This identification will initiate further development of the methods. The main mis-predictions of the simulations concern the over-prediction of the blockage induced by the tip leakage flow and eventually an over-predicted pressure rise. Furthermore, the measurements provided by the pneumatic pressure probes over-estimate the static pressure upstream of the stators. This error is induced by the interaction between the stator potential field and the probe it-self. In addition, the laser Doppler anemometry method over-estimates the velocity downstream the stators. The transport of the rotor wakes through the stators might not be correctly captured with the seeding particles in this high-speed compressor.The investigation of the stator clocking reveals only a small global effect within the measurement uncertainty band. Several contributions to the weak effect of clocking are identified by analysis of the flow structure transport, namely the time-mean mixing out of the stator wakes and the deformation of wakes along their flow path. The local effect of clocking depends on the span-height because of the variation of the circumferential position of the stator wakes and the stator blade shape over the span-height. Local possible positive and negative effects of clocking are identified and are shown to be almost in balance in this compressor. Furthermore, this work demonstrates that the unsteadiness in the flow field is not linked conclusively to the stator clocking.In this compressor, the arising instabilities depend on the operating point and flow field exploration methods. At stable operating points and nominal compressor speed, the numerical results reveal a rotating disturbance in the rotors 2 and 3, whereas the measurements show a rotating disturbance only in the first rotor and only at part speed. In both cases the disturbance exhibits rotating instability like characteristics. An exhaustive numerical study allows to exclude the commonly assumed influence of rotor-stator interactions on the rotating disturbance and pinpoints its source. New insights into the stable behavior and periodicity of the measured rotating instability are derived contrary to the unstable behavior suggested by the naming and literature. This disturbance is shown to evolve into rotating stall cells when approaching the stability limit. At nominal compressor speed, a spike type surge inception is identified I n the measured field. A precise description of the abrupt onset of the spike cell and its difference to a rotating stall cell are presented.

La thèse vise à intégrer des critères de transition dans le solveur Navier-Stokes non structuré Aether utilisé chez Dassault Aviation. Une méthodologie de prévision de la transition laminaire/turbulent a été élaborée et implémentée dans le solveur RANS Aether. Deux stratégies de calcul de transition ont été testées. Soit Aether est couplé avec le code de couche limite de l’ONERA 3C3D. Soit la position de transition est calculée en utilisant directement les profils de vitesse RANS. Les deux méthodes ont été testées pour des écoulements subsoniques et transsoniques. L’influence des solveurs numériques, des critères de transition et du processus de couplage sont étudiés. L’utilisation de schémas numériques d’ordre élevé est également considérée. / This thesis present the state-of-the-art of the transition prediction numerical chain which has been developed at Dassault Aviation in the RANS solver AETHER. Two strategies for transition location estimations exist. First, AETHER is coupled with the ONERA boundary layer code 3C3D. Second, the transition location is computed by using directly the RANS velocity profiles. Both methods were preliminarily tested in subsonic and transonic. The issues of the influence of the numerical solvers, transition onset criteria and coupling process are studied. The influence of higher order numerical method, are also considered.

Cette thèse propose une modélisation numérique 2D des écoulements en zone de jet de rive avec un code Volume-Of-Fluid. Dans un premier temps, le détail de la structure interne de l’écoulement de jet de rive généré par l’effondrement d’un front d’onde turbulent sur une plage imperméable lisse est étudié. Le modèle numérique est ensuite étendu à la simulation des écoulements en milieu poreux internes à la plage. L’utilisation d’une unique équation de quantité de mouvement (VARANS) et de la méthode 1-fluide, permet de résoudre simultanément les écoulements de l’eau et de l’air à la surface et dans une plage perméable. Ce modèle a été confronté à une série de cas tests analytiques et à de récentes mesures expérimentales. Les résultats numériques montrent l’aptitude du modèle VOF-VARANS à reproduire les écoulements en zone de jet de rive sur une plage imperméable fixe. / A 2D numerical modeling of flows in the swash zone is proposed using a Volume-Of- Fluid code. The detailed flow structure of a bore-driven swash event over an impermeable beach is first studied. The numerical model is then developed to account for porous media flow within the beach. The unique VARANS momentum equation and 1-fluid method used allow to solve simultaneously both surface and subsurface flows of air and water phases in the swash zone. This model is validated against a series of analytical tests cases and confronted to recent experimental measurements. The numerical results highlight the ability of the VOF-VARANS model to reproduce swash flows over and within a permeable beach.

La difficulté principale de réaliser la simulation numérique d'un écoulement turbulent à haut nombre de Reynolds est de préserver la capture des effets instationnaires sans induire un coût de calcul prohibitif. Nous avons, tout d'abord, exhibé les principaux défauts des simulations des grandes échelles avec un modèle de paroi standard dans une configuration de canal plan bi-périodique dans un contexte de maillage grossier. Dans ce cadre, nous avons proposé deux approches basées sur une stratégie de couplage RANS/LES pour corriger pour corriger ces défauts. La première repose sur l'application du modèle de paroi TBLE à une simulations des grandes échelles, qui consiste à résoudre des équations de couche limite simplifiées et instationnaires avec une modélisation de type RANS dans la zone proche paroi. La seconde consiste à réaliser simultanément un calcul RANS et une simulation des grandes échelles dont le champ filtré moyen sera corrigé grâce au calcul RANS par l'intermédiaire d'un terme de forçage. Ces différentes méthodes de modélisations ont été implémentéesdanns le code de calcul TRIO_U du CEA Grenoble. Les configurations étudiées sont le canal plan bi-périodique et un écoulement pariétal dans une matrice d'obstacles cubiques. Les deux approches fournissent des résultats encourageants et permettent d'effectuer des simulations instationnaires à un coût numérique réduit.

Cette thèse s'inscrit dans le cadre de l'amélioration des prévisions aérothermiques qui suscite un intérêt croissant de la part des industriels aéronautiques. Elle consiste à évaluer l'apport des méthodes URANS avancées de type SAS dans la prévision des flux de chaleur turbulents et pariétaux pour des écoulements turbulents chauffés. Elle vise également à situer ces approches par rapport à des modèles URANS classiques de type DRSM et à des méthodes hybrides RANS/LES comme la ZDES. Nous avons dans un premier temps proposé une extension de l'approche SAS à un modèle DRSM afin d'obtenir une meilleure restitution des tensions de Reynolds résolues et modélisées. Ce nouveau modèle SAS-DRSM a été implanté dans le code Navier-Stokes elsA de l'ONERA. Nous avons ensuite évalué l'ensemble des approches SAS disponibles avec ce code sur la prévision de deux écoulements aérothermiques rencontrés sur avion dans un compartiment de moteur. Ces études numériques ont montré que les approches SAS améliorent la représentation des écoulements par rapport aux modèles URANS classiques. Elles aboutissent à des écoulements fortement tridimensionnels présentant de nombreuses structures turbulentes. Ces structures induisent un mélange turbulent plus important et permettent alors une meilleure prévision du flux de chaleur pariétal. Par ailleurs, nos travaux ont permis de situer plus clairement les approches de type SAS comme des méthodes plus précises que les méthodes URANS classiques sans augmentation importante de mise en œuvre ou de coût de calcul. Les modèles SAS ne permettent pas de résoudre les plus petites structures caractéristiques du mouvement turbulent par rapport à la ZDES qui montre ici des prévisions supérieures. Le modèle SAS-DRSM offre néanmoins la meilleure alternative de type SAS. Enfin, l'étude du flux de chaleur turbulent semble retrouver le fait que l'hypothèse de nombre de Prandtl turbulent constant classique des modèles URANS n'est pas valable dans toutes les zones de l'écoulement.

La récupération, grâce aux hydroliennes, de l’énergie cinétique de courants marins et fluviaux constitue une source d’énergie renouvelable considérable et prédictible. La simulation fine, par une description statistique instationnaire de type URANS, de l’écoulement autour d’une hydrolienne isolée à axe vertical, bi-rotor et munie d’un carénage (hydrolienne de type HARVEST) donne accès à une estimation précise de la puissance produite. Cependant, le coût élevé de cette approche URANS la rend inadaptée à la simulation d’un parc de machines. Une analyse de la littérature conduit à retenir un modèle basse-fidélité de type Blade Element Momentum (BEM) pour décrire à moindre coût l’effet du rotor de la turbine sur l’écoulement, dans le contexte d’une description 2D (coupe horizontale). La performance de l’hydrolienne est alors prédite par un calcul RANS incluant des termes sources distribués dans un anneau rotor virtuel et conservant le maillage des parties fixes (carénage). Ces termes sources sont construits grâce à une procédure originale exploitant les conditions locales de l’écoulement en amont des cellules du rotor virtuel et le débit de l’écoulement traversant l’hydrolienne. Les coefficients hydrodynamiques utilisés pour le calcul des termes sources BEM-RANS sont construits une fois pour toutes en exploitant une série de simulations URANS préliminaires ; ils intègrent les effets du carénage et le fonctionnement de chaque rotor à une vitesse de rotation optimale (maximisant la puissance produite) grâce au système de régulation de l’hydrolienne. Le modèle BEM-RANS développé est validé par comparaison avec des simulations URANS de référence : il fournit une estimation fiable de la puissance produite (erreur de quelques % par rapport à l’approche URANS) pour un coût réduit de plusieurs ordres de grandeur. Ce modèle est appliqué à l'analyse de la puissance produite par une rangée d’hydroliennes HARVEST dans un canal pour différents facteurs de blocage et d’espacement latéral ainsi qu’à une ferme marine composée de trois hydroliennes. / The capture, thanks to hydrokinetic turbines, of the kinetic energy generated by sea and river currents provides a significant and predictable source of renewable energy. The detailed simulation, using an unsteady statistical description of URANS type, of the flow around an isolated water turbine of HARVEST type (cross flow vertical axis ducted water turbine) provides an accurate estimate of the power output. However, the cost of the URANS approach is much too expensive to be applied to a farm of several turbines. A review of the literature leads to select a low-fidelity model of Blade Element Momentum (BEM) type to describe at a reduced cost the rotor effect on the flow, in a 2D context (horizontal cross-section). The turbine performance is then predicted using a steady RANS simulation including source terms distributed within a virtual rotor ring and preserving the mesh of the turbine fixed parts (duct). These source terms are derived using an original procedure which exploits both the local flow conditions upstream of the virtual rotor cells and the flow rate through the turbine. The hydrodynamic coefficients used to compute the BEM-RANS source terms are built once for all from a series of preliminary URANS simulations; they include the effects of the duct on the flow and the rotor operating at optimal rotational speed (maximizing the power output) thanks to the turbine regulation system. The BEM-RANS model is validated against reference URANS simulations: it provides a reliable prediction for the power output (within a few % of the URANS results) at a computational cost which is lowered by several orders of magnitude. This model is applied to the analysis of the power produced by a row of Vertical Axis Water Turbines in a channel for various values of the blockage ratio and lateral spacing as well as to a 3-machine sea farm.

Une méthode innovante pour simuler des interactions fluide-structure complexes tout en gardant un bon compromis temps de calcul/précision est présenté.Pour réduire le temps de simulation des modèles d’ordre réduits sont utilisés au lieu des modèles complets aussi bien pour les modèles structuraux que pour les modèles aérodynamiques. Un des challenges de base était d'utiliser des modèles industrielles hautes fidélités. La technique de condensation dynamique est utilisée pour réduire la taille du modèle éléments finis structures et la décomposition aux valeurs propres est utilisé sur une base de données aérodynamiques construite à partir de simulations CFD.Les non-linéarités structurelles sont réintroduites à posteriori.Une comparaison poussée des méthodes classique d'interpolation comme des méthodes de spline, d’interpolation sur des Manifold de Grassmann avec des méthodes innovantes d'apprentissage statistiques a été amené.Afin de valider complètement la méthodologie développée, une maquette expérimentale visant à imiter le comportement du carénage au sol avant le décollage a été conçue.Ce cas a pu être assimilé à une plaque avec des raideurs de liaisons dans une couche de mélange.La validation de cette méthode est réalisée en comparant les résultats des simulations numériques avec les données enregistrées pendant des essaies en soufflerie. On pourra ainsi comparer aussi bien des champs que des mesures locales. L'ensemble des essais a permis d'améliorer la compréhension de ce phénomène vibratoire qui mène à des problèmes récurrents de fatigue dans cette sous structures.Cette méthode est enfin appliquée à une structure aéronautique: les carénages de volet hypersustentateur / An innovative method for numerical simulating complex problems of fluid structure interaction, such as non-linear transients, characterized by good performances and high precision is presented in this manuscript. To cut down the simulation time, reduced order models are used for both the aerodynamic and structural modules. High fidelity industrial models have been used. A technique of dynamic condensation is employed to reduce the size of the finite element model while the technique of Proper Orthogonal Decomposition is used on a database of aerodynamic pressures built from CFD simulations. Structural non-linearities are reintroduced a posteriori. Different interpolation techniques such as the classic spline interpolation, interpolation on a Grassmann Manifold with more innovative methods of statistical learning have been compared. In order to validate the developed methodology a test campaign has been designed to reproduce a simplified mechanism of interaction inspired by a flap track fairing in take-off configuration. A plate whose stiffness depends on the springs at its attachment to the wind tunnel test section floor is immersed in a mixing layer. In parallel to the test activities a numerical model of the test rig has been developed. The validation of the methodology of fluid structure interaction is done through direct comparison between test data and simulation results. The testing activities have granted a deeper comprehension of the vibratory phenomenon that has led to recurrent fatigue problems on the impacted structures. The methodology is ultimately applied to an industrial problem: the load prediction on flap track fairings excited by engine exhaust.