Dans le contexte aéronautique, cette thèse, financée par Safran Helicopter Engine, s’intéresse à l’application de l’approche Simulations aux Grandes Échelles (SGE) pour les systèmes de refroidissement de turbine. Le système de refroidissement industriel complexe est divisé en cas académiques plus simples donnant accès à des caractérisations expérimentales de la dynamique et de la thermique. Le jet impactant est traité en tant que système interne et l’écoulement de protection au bord de fuite en tant que système externe. Après une brève introduction du contexte lié au refroidissement de turbine et des objectifs scientifiques, ce manuscrit est divisé en 3 parties. La 1ère partie traite d’un écoulement de jet impactant sur plaque plane représentatif de l’impact à mi-corde. Elle se concentre sur la validation et la qualification des outils et modèles ainsi que sur l’analyse physique de l’écoulement. Les différentes instationarités de l’écoulement sont reliées à la thermique de paroi à l’aide de diagnostics statistiques et d’analyses modales. La 2ème partie s’intéresse à l’impact sur paroi concave représentatif de l’impact au bord d’attaque. Cette étude se concentre principalement sur la caractérisation de l’effet de courbure pour le jet impactant. Contrairement, au consensus actuel sur l’effet de courbure, la réduction des transferts thermiques est observée pour le cas d’étude de cette thèse. Au vu de ces résultats, une discussion est proposée pour tenter d’expliquer cet écart. Finalement, la 3ème partie de ce manuscrit contient une application de la SGE à un système de protection du bord de fuite par film isolant. Dans ce dispositif, des effets de groupe sont mis en évidence. L’impact des choix de modélisation tels que l’hypothèse de périodicité dans la direction de l’envergure est alors évalué. Il est montré que cette hypothèse de périodicité influe sur la prédiction locale de l’efficacité en forçant l’écoulement. En revanche, la prédiction de l’efficacité globale du système de protection n’est pas impactée.

La recherche en bruit de combustion est de nos jours majoritairement consacrée au développement d'outils de calcul du bruit rayonné par les flammes. Les méthodes actuelles de CFD telles que la LES ou la DNS sont capables de fournir le champ acoustique rayonné par des sources de bruit, mais elles sont cependant limitées à des domaines de faible taille, ceci dû à leur fort coût de calcul. Pour surmonter cette limitation, on a vu l'émergence de méthodes hybrides. Dans cette approche, les sources de bruit sont découplées du son rayonné. Les sources sont alors calculées par les méthodes de DNS et de LES tandis que l'analogie acoustique permet de calculer le son rayonné par des codes acoustiques, moins coûteux en temps de calcul.L'objet de cette étude est de développer un outil numérique sur la base de l'analogie acoustique de Phillips pour de faibles nombres de Mach. Il permet de prendre en compte l'impact des conditions limites sur le champ acoustique résultant. La LES et le code de calcul acoustique développé ont été utilisés pour évaluer le bruit produit par une flamme turbulente confinée. Les deux techniques donnent des résultats en accord tant que les bonnes quantités sont comparées: il a été observé que le signal de pression obtenu directement à partir de la LES contient une quantité non négligeable d'hydrodynamique, laquelle doit être négligée si on cherche à comparer seulement les champs acoustiques issus des deux codes.L'hypothèse d'un nombre de Mach faible est totalement réaliste si l'on considère l'écoulement présent dans une chambre de combustion. Elle conduit à des simplifications significatives lorsque les analogies acoustiques sont considérées. Cependant, cette hypothèse ne peut pas être utilisée pour l'écoulement en amont (entrée d'air, compresseur) ni en aval (turbine, tuyère) des chambres de combustion aéronautiques. Un outil numérique a été développé pour pallier ce problème. Il est basé sur les équations d'Euler Quasi-1D, qui prennent en compte des écoulements convectifs, non isentropiques et non isenthalpiques. Cet outil permet d'estimer les conditions limites acoustiques qui doivent être imposées sur les entrées/sorties d'une chambre de combustion pour prendre en compte la présence d'un écoulement de nombre de Mach non négligeable, alors que les calculs acoustiques sont eux effectués sous cette hypothèse fortement restrictive. / Today, much of the current effort in combustion noise is the development of efficient numerical tools to calculate the noise radiated by flames. Although unsteady CFD methods such as LES or DNS can directly provide the acoustic field radiated by noise sources, this evaluation is limited to small domains due to high computational costs. Hybrid methods have been developed to overcome this limitation. In these schemes, the noise sources are decoupled from the radiated sound. The sources are still calculated by DNS or LES codes whereas the radiated sound is evaluated by acoustic codes using an acoustic analogy.In the present study, a numerical tool based on the Phllips' analogy for low Mach numbers flows has been developed. This tool accounts for the role of the boundary conditions in the resulting acoustic field. Both LES and the acoustic code developed here are used to assess the noise produced by a turbulent confined flame of a turbulent swirled-stabilized staged combustor. Good agreements are obtained between both techniques as long as the good quantities are compared: the pressure signal obtained directly from LES contains a non negligible amount of hydrodynamics that must be removed when a suitable acoustics-acoustics comparison is sought. The low Mach number assumption is completely realistic when considering the flow within a combustion chamber; it also conducts to considerable simplifications when leading with acoustic analogies. However, it cannot be used for the upstream (air-intake, compressors) and downstream (turbines, nozzle) of an aeronautical combustion chamber. A numerical tool is developed based on the quasi-1D Linearized Euler Equations in order to account for convective, non-isentropic and non-isenthalpic flows. By means of this tool, it is possible to estimate the acoustic boundary conditions that should be imposed at the inlet/oultlet of a given combustion chamber when performing low-Mach number acoustic computations.

Cette thèse porte sur la simulation numérique d'un écoulement interne compressible, ins- tationnaire et turbulent à l'aide de la Simulation des Grandes Echelles (SGE). Dans cette approche, les grandes échelles énergétiques et instationnaires de l'écoulement sont calcu- lées, tandis que les petites échelles sont modélisées. L'objectif de ce travail, réalisé en collaboration avec le Consortium Industrie-Recherche dans les Turbomachines (CIRT) et le LEMFI, est d'analyser les potentialités de la SGE pour le calcul d'écoulements confinés en géométrie 3D en vue d'applications aux turboma- chines. Le cas d'étude retenu pour la validation de la méthodologie est l'écoulement dans une tuyère 3D transsonique pour lequel il existe de nombreux résultats statistiques (LEMFI) et expérimentaux (ONERA). La tuyère est caractérisée par une bosse en flèche sur la paroi basse génératrice d'effets 3D. L'écoulement, sans rotation, présente cependant les phénomènes physiques complexes d'interaction onde de choc/couche limite et de large dé- collement, comme ceux rencontrés au sein des turbomachines. La SGE est obtenue à partir d'un modèle de sous maille d'échelles mixtes développé au LIMSI-CNRS. La discrétisa- tion temporelle des équations est réalisée par un schéma de Runge-Kutta explicite d'ordre deux. Les flux Euler sont discrétisés par un schéma TVD d'Harten-Yee d'ordre deux tandis que les flux visqueux le sont par un schéma centré. La SGE a permis d'obtenir des informations instationnaires sur l'écoulement, et de mettre en évidence la formation et le lâcher de tourbillons dans la tuyère. La solution insta- tionnaire est différente de la solution stationnaire RANS obtenue avec une modélisation statistique classique et montre l'oscillation du choc et la déstabilisation du décollement au cours du temps. Les résultats de la SGE obtenus sur le nombre de Mach isentropique, les profils de la vitesse moyenne et les tensions de Reynolds sont discutés et comparés aux résultats expérimentaux (ONERA) et statistiques, obtenus avec le modèle de Launder- Shima (LEMFI). Le bilan de l'énergie cinétique turbulente (k) est analysé et comparé à celui donné par la modélisation statistique, dans le décollement. Les résultats de la SGE montrent des différences notables avec les résultats statistiques dans le c÷ur de la tuyère : les termes de fluctuations de pression importants mesurés dans le choc sont pris en compte par la SGE.

Les chantiers de maintenance et d’assainissement dans les centrales nucléaires nécessitent la mise en place d’enceintes ventilées autour des zones contaminées afin de limiter la propagation de la contamination à l’environnement extérieur. L’air rentre dans l’enceinte aux travers d’ouvertures sous la forme d’un écoulement directionnel, orienté de l’extérieur vers l’intérieur, assurant ainsi le confinement dynamique. En raison des opérations qui se déroulent à l’intérieur de l’enceinte et des perturbations externes, il est possible que l’écoulement de confinement dynamique aux ouvertures soit perturbé et subisse des inversions locales et instationnaires, conduisant ainsi à transporter la contamination à l’extérieur de l’enceinte. La présente étude s’intéresse aux petites ouvertures de type fentes minces rectangulaires où l’écoulement au droit de celles-ci est généralement turbulent. Les principaux objectifs de la thèse sont d’une part d’identifier les conditions aérodynamiques susceptibles de produire le phénomène de rétrodiffusion aux ouvertures, d’autre part d’évaluer la capacité des approches de modélisation de la turbulence URANS et LES à reproduire les instabilités liées à ce type d’écoulement. Il a été montré que l’apparition du phénomène de rétrodiffusion est principalement liée à la présence d’une perturbation aéraulique additionnelle, de type jet turbulent ou sillage, en compétition avec l’écoulement initial de confinement dynamique. Des expériences de traçage gazeux ont été mises en place sur une maquette expérimentale dans le but de quantifier la rétrodiffusion en fonction des différentes conditions aérauliques à l’ouverture et des caractéristiques de celle-ci. Des visualisations des écoulements à l’ouverture ont également été réalisées à l’aide d’un dispositif de tomographie laser. Enfin, l’analyse des résultats des simulations CFD a démontré que les approches de type RANS ou URANS ne permettaient pas de reproduire les instabilités de l’écoulement conduisant au phénomène de rétrodiffusion, contrairement aux simulations des grandes échelles de la turbulence (LES) qui reproduisent fidèlement les structures locales et instantanées à l’origine du phénomène.

L’objet de cette thèse est de modéliser et de simuler des écoulements turbulents diphasiques incompressibles à phases non miscibles. La modélisation et la simulation de ce type d’écoulements sont traitées dans le cadre des méthodes de Simulation des Grandes Echelles (SGE) ou Large Eddy Simulation (LES) en anglais qui consistent à calculer directement les plus grandes structures de l’écoulement et à modéliser les plus petites. Ces méthodes adaptées aux écoulements turbulents monophasiques sont étendues au cadre des écoulements turbulents diphasiques. Pour cela, elles sont couplées avec une méthode eulérienne de type ’ Volume Of Fluid’ (VOF) spécifique au caractère diphasique de l’écoulement. La pertinence du couplage entre les modélisations SGE et VOF est testée sur la configuration industrielle proposée par le CEA-CESTA: l’impact d’un jet rond turbulent sur une surface libre eau/air dans une cavité. Des mesures expérimentales de vitesse (Particle Image Velocimetry PIV) réalisées au CEA-CESTA sont disponibles pour valider les résultats numériques issus des simulations. / The scope of this dissertation is to model and simulate non-miscible two-phase turbulent and incompressible flows. The modeling and the simulation of this kind of flows are carried out in the framework of the Large Eddy Simulation (LES) which consists in calculating directly the largest structures of the flow and in modeling the finest ones. These numerical methods, applied usually to the simulation of single-phase turbulent flows, are extended to the simulation of two-phase turbulent flows in this work. Hence, the LES methods are coupled with an Eulerian ’Volume of Fluid’ (VOF) approach which is particularly adapted to interfacial flows. The relevance of this numerical coupling bewtween LES and VOF methods is validated in the following industrial configuration of the CEA-CESTA: the impact of a turbulent round jet on a free water/air surface in a cavity. Some experimental velocity measurements (Particle Image Velocimetry PIV), carried out at the CEA-CESTA, are available to validate the numerical results.

Le moteur à allumage commandé downsizé, couplé à une stratégie d’injection directe, est l’une des solutions privilégiées par les constructeurs automobiles afin de réduire les émissions polluantes et d’augmenter le rendement. Toutefois, l’augmentation de la pression d’injection visant à favoriser l’atomisation du spray et donc l’homogénéité du mélange peut engendrer une forte interaction entre le spray et les parois de la chambre de combustion. Cette interaction est à l’origine d’hétérogénéités locales susceptibles d’altérer la combustion. Du fait de son caractère instationnaire, l’interaction spray/paroi (formation et évaporation d’un film liquide) et plus généralement la préparation du mélange en moteur à injection directe essence sont des phénomènes difficiles à analyser expérimentalement. En effet, un moteur muni d’accès optiques ne peut pas fonctionner dans les conditions thermodynamiques réelles (pression, température...). Dans ce contexte, la modélisation et plus particulièrement la Simulation aux Grandes Echelles (“Large Eddy Simulation” LES) est un moyen d’analyse complémentaire et indispensable. L’objectif de cette thèse est de développer les modèles physiques nécessaires à la description de la phase liquide avec une approche Euler-Lagrange pour la simulation dans les moteurs à piston. Dans un premier temps, une modélisation des caractéristiques physiques du spray en sortie d’injecteur, nommée GDI, est proposée et validée par comparaison avec des mesures expérimentales. Les résultats montrent la capacité du modèle GDI à reproduire la dynamique générale d’un spray pour deux types d’injecteurs multi-trous. Dans un deuxième temps, deux modèles sont développés pour traiter respectivement l’interaction entre le spray et les parois et l’évaporation du film liquide. Les premières validations de ces modèles sont faites sur des expériences académiques dédiées, permettant des comparaisons précises avec les mesures. Finalement deux configurations moteur sont simulées. La première, sans combustion, permet d’évaluer l’impact d’une modélisation fine de l’interaction spray/paroi par rapport à une approche simplifiée. Les résultats montrent que la prise en compte de la formation et de l’évaporation du film liquide modifie significativement la formation du mélange, notamment le champ de richesse au Point Mort Haut. La seconde est utilisée pour analyser l’impact de la phase liquide sur le mélange et la combustion. Ces calculs sont comparés à des calculs réalisés sans injection liquide et à des mesures expérimentales. Les résultats mettent en évidence que les stratifications de richesse et de température, causées par l’évaporation du liquide, ont un effet de plissement sur la flamme et diminuent sa vitesse de propagation. / Downsized spark ignition engines coupled with a direct injection strategy, are more and more attractive for car manufacturers in order to reduce pollutant emissions and increase efficiency. However, the high pressure levels used to promote spray atomization and consequently mixing can generate a strong interaction between the spray and the combustion chamber walls. The combustion process may be affected by local heterogeneities caused by this interaction. Spray/walls interaction (formation and evaporation of the liquid film) and mixture preparation are unsteady phenomena, explaining why their experimental studies are limited. In fact, it is difficult to reproduce the thermodynamic conditions (pressure, temperature...) representative of an engine with optical accesses. In this context, numerical simulation, and in particular Large Eddy Simulation (LES) is a complementary mean of analysis. This work aims at developing the necessary models for the two-phase combustion simulation for engines, using an Euler-Lagrange approach. First, a modeling of the spray physics downstream to the injector exit is proposed and validated by comparison with experimental data. Second, two models are proposed and implemented to adress respectively the spray/wall interaction and the liquid film evaporation. These models are first validated on dedicated academics experiments, allowing an accurate comparison with experimental data. Then, two engine configurations are simulated. The first one, without combustion, allows the evaluation of an accurate spray/wall interaction modeling in comparison with a simplified approach. Results show that accounting for the formation and evaporation of the liquid film has a significant impact on the fuel/air mixing, especially on the equivalence ratio distribution at the Top Dead Center. The second one is used to analyze the impact of liquid on the mixing and the combustion. The simulations are compared to experiments data and to simulations assuming a perfect gaseous mixing (without liquid injection). Results show that the temperature and equivalence ratio heterogeneities, created by the liquid evaporation, have a wrinkling effect on the flame and reduce its propagation speed.

Dans le contexte aéronautique, cette thèse, financée par Safran Helicopter Engine, s’intéresse à l’application de l’approche Simulations aux Grandes Échelles (SGE) pour les systèmes de refroidissement de turbine. Le système de refroidissement industriel complexe est divisé en cas académiques plus simples donnant accès à des caractérisations expérimentales de la dynamique et de la thermique. Le jet impactant est traité en tant que système interne et l’écoulement de protection au bord de fuite en tant que système externe. Après une brève introduction du contexte lié au refroidissement de turbine et des objectifs scientifiques, ce manuscrit est divisé en 3 parties. La 1ère partie traite d’un écoulement de jet impactant sur plaque plane représentatif de l’impact à mi-corde. Elle se concentre sur la validation et la qualification des outils et modèles ainsi que sur l’analyse physique de l’écoulement. Les différentes instationarités de l’écoulement sont reliées à la thermique de paroi à l’aide de diagnostics statistiques et d’analyses modales. La 2ème partie s’intéresse à l’impact sur paroi concave représentatif de l’impact au bord d’attaque. Cette étude se concentre principalement sur la caractérisation de l’effet de courbure pour le jet impactant. Contrairement, au consensus actuel sur l’effet de courbure, la réduction des transferts thermiques est observée pour le cas d’étude de cette thèse. Au vu de ces résultats, une discussion est proposée pour tenter d’expliquer cet écart. Finalement, la 3ème partie de ce manuscrit contient une application de la SGE à un système de protection du bord de fuite par film isolant. Dans ce dispositif, des effets de groupe sont mis en évidence. L’impact des choix de modélisation tels que l’hypothèse de périodicité dans la direction de l’envergure est alors évalué. Il est montré que cette hypothèse de périodicité influe sur la prédiction locale de l’efficacité en forçant l’écoulement. En revanche, la prédiction de l’efficacité globale du système de protection n’est pas impactée. / This PhD thesis, funded by Safran Helicopter Engines, focuses on the application of the Large Eddy Simulation (LES) formalism to cooling systems present in high pressure turbine. The complex industrial problem is simplified into academic test cases for which experimental data are available for the validation process. The manuscript is divided into 3 parts dealing respectively with the impinging jet system on flat and concave plates and with the film cooling at the trailing edge equipped with a cutback on the pressure side. The 1st part deals with a jet impinging on a flat plate representing the impingement at mid-chord. This part focuses on the validation and qualification of the tools and models as well as on the physical analysis of the flow. The unsteadiness present in such an impinging jet flow are linked to the thermal behavior of the wall through the use of statistical analysis and modal decomposition of the flow field. The 2nd part is dedicated to the study of a jet impinging on a concave surface. This study aims at characterizing the effect of curvature for an impinging jet flow. The results found in this study disagreed with the current consensus attributing heat transfer enhancement on concave surface to Gortler instability. Hence, a discussion is proposed in an attempt to explain this discrepancy. Finally, the 3rd part reports an LES of the film cooling at the trailing edge. Group effects, due to the presence of internal ribs, are highlighted for the configuration studied here. These simulations use a spatial periodicity assumption to reduce the size of the computational domain. It is shown that this specific assumption is not suited as it forces the flow and modifies the group effect. The local results, in terms of adiabatic effectiveness, are found to be sensitive to such a forcing. However, the global behavior of the effectiveness is not impacted by this periodic boundary condition.

Dans cette étude on présente les résultats de simulations numériques réalisées sur un écoulement de marche descendante. L'influence de la condition aux limites amont est examinée alors que les calculs sont menés au moyen de la méthode de Simulation des Grandes Echelles.<br />La première condition d'entrée considérée est constituée d'un profil de vitesse moyen turbulent perturbé par un bruit blanc. Les données de la seconde condition d'entrée sont quant à elles issues d'un calcul précurseur de couche limite turbulente.<br />Les visualisations de l'écoulement et l'examen des statistiques portant sur les vitesses et la pression montrent comment la couche cisaillée après la séparation est modifiée par la nature de la condition d'entrée.<br />Dans le cas de la simulation utilisant un calcul précurseur en entrée, l'étude révèle l'influence déterminante des structures de la couche limite incidente. Notamment, on montre de quelle manière les courants de basses et hautes vitesses ainsi que les tourbillons quasi-longitudinaux associés sont responsables de la déstabilisation précoce de la couche cisaillée, conduisant alors à la réduction de la taille de la bulle de recirculation.<br />Pourtant, malgré les différences de conditions initiales, les écoulements des deux simulations développent une structure relativement similaire à l'approche du rattachement, si bien que l'influence de la condition d'entrée est négligeable, dans cette zone et plus loin dans l'écoulement. Le contenu spectral des deux écoulements est aussi examiné, permettant ainsi de mettre en évidence les deux régimes d'oscillations basses fréquences caractéristiques de ce type de configuration : l'oscillation du rattachement moyen et le battement de la couche cisaillée. La modification de la nature du couplage entre la couche cisaillée et la recirculation principale est rendue responsable du décalage observé pour la fréquence de battement.

Le transport aérien est devenu un mode de déplacement primordial, et le nombre de passagers transportés chaque année est en rapide augmentation à travers le monde. La International Civil Aviation Organization estime que ce nombre est passé de 2.2 milliards en 2009 à 3.0 milliards en 2013, dû en partie à la croissance rapide de pays émergents comme la Chine. Les réglementations concernant les émissions polluantes et sonores s’adaptent et se durcissent, entraînant de nouveaux défis pour les constructeurs aéronautiques. Les chambres de combustion évoluent vers des technologies de combustion pauvre prémélangée prévaporisée pour améliorer l’efficacité et réduire la production de gaz néfastes. Malheureusement, cette technologie tend à réduire la robustesse des moteurs, en diminuant les marges de stabilité et de stabilisation de flamme. Des études récentes indiquent que cela pourrait aussi augmenter le bruit de combustion. Afin de poursuivre le design et l’optimisation des futurs moteurs, de nouvelles méthodes sont nécessaires pour décrire et comprendre les mécanismes en jeu, et d’opérer ces moteurs en toute sécurité tout en atteignant les objectifs de la réglementation. La Simulation aux Grandes Échelles (SGE) est une approche numérique de ces problèmes, qui a montré d’excellents résultats par le passé et qui est très prometteuse pour les designs futurs. La comprehension de ces systèmes énergétiquement denses, confinés et instationnaires passe par la description des interactions flamme-turbulence, de l’acoustique et des couplages multi-physiques. À mesure que la puissance de calcul augmente, la quantité de physique qui peut être modélisée croît également, tout comme la taille des domaines de calcul. Autrefois limités à la zone de fluide réactif, la zone de mélange entre l’air et le carburant a pu être incluse, puis des parois de la chambre et des contournement de flux secondaire, jusqu’à finalement les éléments en amont et en aval de la chambre de combustion. Dans cette thèse, un solveur SGE compressible nommé AVBP est utilisé pour décrire CESAM-HP, un banc d’essai académique situé au laboratoire EM2C: une chambre de combustion pressurisée, siège d’une flamme partiellement prémélangée stabilisée par un tourbillonneur, alimente une tuyère amorcée en fin de chambre. Ces calculs décrivent simultanément la chambre et la tuyère, tout en résolvant l’acoustique, ouvrant la voie à l’étude de la dynamique du système complet, et par là aux instabilités et au bruit de combustion. Cette étude montre enfin que la stabilisation de flamme est impactée par ce comportement dynamique, qui peut parfois entraîner des retours de flamme dans l’injecteur. Ce manuscrit est organisé de la manière suivante : dans une première partie, le contexte pour la chimie, le mouvement et l’acoustique dans un écoulement réactif multi-espèces est donné. L’état de l’art en matière de thermodynamique, de thermoacoustique, de bruit de combustion et de stabilisation de flamme dans les brûleurs tourbillonnaires est présenté. Des modèles simples et des cas test sont exposés pour valider la comprehension des phénomènes en jeu de manière isolée, et des confirmations numériques sont apportées. Dans une seconde partie, les détails pratiques de la mise en œuvre de tels calculs sont donnés. Enfin, la troisième partie décrit l’application de ces outils et méthodes au banc CESAM-HP. L’inclusion de la tuyère compressible dans le domaine fournit des résultats concernant trois sujets majeurs pour le brûleur: (1) la stabilité de la flamme, en lien avec les instabilités de combustion; (2) la stabilisation de la flamme, et l’apparition de retour de flamme dans l’injecteur; (3) le bruit de combustion produit par le brûleur, ainsi que l’identification de ses diverses contributions. / Air transportation is an essential part of modern business and leisure needs, and the number of passengers carried per year is rapidly increasing worldwide. The International Civil Aviation Organization estimates that this number went from 2.2 billion in 2009 to 3.0 billion in 2013, due in part to rapid growth in emerging countries such as China. Many challenges for aircraft designers arise from this increase in air traffic, such as meeting pollutant and noise emission regulations. The engines play a major part in these emissions, and combustor technology has evolved towards high-pressure Lean Prevaporized Premixed (LPP) combustion to increase efficiency and decrease pollutant emissions. Unfortunately, this technology tends to reduce engine robustness, with a decrease in flame stability and stabilization margins. Recent studies suggest that combustion noise could also be increased in these systems. New methods are needed to describe and understand the mechanisms at hand for future design and optimization in order to operate these engines safely while still achieving emission targets. Large Eddy Simulation (LES) is a numerical approach to these problems which has shown excellent results in the past and is very promising for future design. The description of unsteady phenomena in these power-dense, confined and unsteady systems is essential to describe flame-turbulence interactions, acoustics and multiphysic couplings. As computing power grows, so does the amount of physics which can be modeled. Computational domains can be increased, and have gone from including only the reacting zone, to adding the fuel-air mixing areas, the heat liners and secondary flows, and the upstream and downstream elements. In this Ph.D., a compressible LES solver named AVBP is used to describe an academic test rig operated at the EM2C laboratory named CESAM-HP, a pressurized combustion chamber containing a swirl-stabilized partially-premixed flame and ended by a choked nozzle with high-speed flow. This leads to an accurate description of the chamber outlet acoustic behavior, and offers the possibility to investigate the dynamic behavior of the full system, and the occurrence of flame-acoustic coupling leading to combustion instabilities. It also gives insight into the combustion noise mechanisms, which are known to occur both in the reacting zone and in the nozzle. As shown in this study, this behavior also has an impact on flame stabilization in this system. This manuscript is organized as follows. In a first part, the context for chemistry, motion and acoustics of reacting multi-species flow is given. State of the art theories on reacting multi-species flow thermodynamics, thermoacoustics, combustion noise and flame stabilization in swirled burners are presented. Basic toy models and test cases are derived to validate the understanding of direct and indirect combustion noise, and numerical validations are performed. In a second part, the practical details about numerical investigation of such systems are reported. Finally, the third part describes the application of these tools and methods to the CESAM-HP4 test rig. The inclusion of the compressible nozzle in the LES computation yields results concerning three major issues for the burner: (1) flame stability, related to thermoacoustic instabilities; (2) flame stabilization, and the occurrence of flame flashback into the system’s injection duct; (3) combustion noise produced by the system, and identification of its separate contributions.

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.