Le dimensionnement en fatigue des composants de moteurs d'avions tels que les roues aubagées passe nécessairement par leur analyse dynamique. Pour être davantage prédictif, les dispersions géométriques et matérielles dues aux tolérances de fabrication, sources de désaccordage, sont prises en compte et font que les hypothèses de symétrie cyclique ne sont plus applicables. Le désaccordage a une influence non-négligeable sur le comportement vibratoire des roues aubagées en localisant une partie de l'énergie sur un nombre restreint d'aubes, ce qui peut conduire à une fatigue vibratoire prématurée de la pièce. Ce phénomène de localisation modale est conditionné d'une part, par la raideur de couplage entre les aubes et le disque et d'autre part, par le taux de désaccordage. Les redresseurs se situent sur les différents étages statoriques des moteurs d'avions. Leur rôle est de redresser le flux d'air en provenance des rotors situés en amont afin d'obtenir une poussée maximale en sortie du turboréacteur. Une nouvelle technologie consiste à considérer un redresseur comme un assemblage de plusieurs secteurs multipales monobloc indépendants. Les conditions de symétrie cyclique ne peuvent donc plus être employées, même dans le cas accordé. Le comportement vibratoire d'un secteur de redresseur accordé est caractérisé par une forte densité modale dans certaines plages de fréquences, correspondant à des modes de flexion et de torsion d'aube. De ce phénomène découle une forte sensibilité de ces modes au désaccordage présent au sein du redresseur. Le principal objectif de la thèse est de développer une stratégie permettant de prédire de façon robuste le comportement vibratoire des redresseurs sectorisés monobloc désaccordés. En effet, en déterminant les zones les plus sensibles d'un secteur donné avec une précision maximale, les bureaux d'études pourront optimiser le positionnement des jauges d'extensométrie sur les redresseurs prototypes. Afin d'atteindre cet objectif, diverses études numériques de sensibilité au désaccordage ainsi que des essais sur une pièce ont été faits. Ils ont permis d'avoir des premiers résultats quant aux erreurs relatives prévisibles qui pouvaient être faites, en fonction du désaccordage. Ensuite, la méthode des éléments finis stochastiques spectraux a été développée sur un modèle simplifié en vue d'en déterminer les modes propres aléatoires projetés sur une base de polynômes orthogonaux et d'en déduire la réponse forcée aléatoire par superposition modale. La base du chaos polynomial a été retenue principalement pour son gain en temps de calcul par rapport à des simulations de Monte Carlo classiques et à la précision des résultats obtenus. Enfin, la méthodologie stochastique a été validée sur un modèle éléments finis industriel de redresseur sectorisé fourni par SNECMA moyennant des méthodes de réduction de modèle de type Craig-Bampton. Une stratégie de positionnement optimal de jauges a été proposée ; elle constituait le principal livrable industriel attendu en fin de thèse.

Malgré les progrès faits dans les dernières décennies en CFD, les techniques RANS instationnaires pour les turbomachines multi-étages sont toujours très couteuses en temps de calcul, réduisant leur intérêt en conception industrielle. Grâce à une analyse de Fourier, les équations instationnaires de Navier-Stokes peuvent être considérées comme 2N+1 équations stationnaires couplées par un terme source. Cette approche calcule efficacement les écoulements instationnaires périodiques et montre de forts gains en terme de temps de calcul. Cependant, l'expression du terme source est algébrique, ce qui provoque des difficultés dans le calcul de l'inverse de la transformée de Fourier directe. Afin d'améliorer la robustesse et la précision de la méthode, une approche basée sur un échantillonnage temporel non-uniforme est adoptée. Pour réduire le domaine de calcul à un unique passage inter-aube des conditions aux limites de chrochronicité sont développées. Dans un premier temps, un rotor et un stator sont simules avec en une entrée du domaine de calcul une injection qui modélise le sillage de la roue directrice d'entrée. Ainsi, deux fréquences fondamentales sont vues par le rotor. L'influence du contenu fréquentiel dans le rotor (i.e. le nombre d'harmoniques de la fréquence de passage des roues et leurs combinaisons) est analysée. Les résultats sont valides contre ceux obtenus avec des simulations instationnaires classiques. Ensuite, la méthode est appliquée a deux compresseurs industriels, le compresseur transsonique ECL4 et le compresseur d'étude CREATE.

Dans un contexte d'amélioration des moteurs aéronautiques en termes de consommation et de pollution, les simulations numériques apparaissent comme un outil intéressant pour mieux comprendre et modéliser les phénomènes turbulents qui se produisent dans les turbomachines. La simulation aux grandes échelles (SGE) d’un étage de turbomachine à des conditions réalistes (nombre de Mach, nombre de Reynolds…) reste toutefois hors de portée dans le cadre industriel. La méthode chorochronique, aujourd’hui largement utilisée pour les calculs URANS, permet de réduire le coût des simulations numériques, mais elle implique de stocker le signal aux frontières du domaine pendant une période complète de l’écoulement. Le stockage direct de l’information étant exclu étant donné la taille des maillages et les pas de temps mis en jeu, la solution la plus courante actuellement est de décomposer le signal sous la forme de séries de Fourier. Cette solution ne retient du signal qu’une fréquence fondamentale (la fréquence de passage de la roue opposée) et un nombre limité d’harmoniques. Dans le cadre d’une SGE, elle implique donc une grande perte d’énergie, et le filtrage des phénomènes décorrélés de la vitesse de rotation comme par exemple un lâcher tourbillonnaire. Le remplacement de la décomposition en séries de Fourier par une décomposition aux valeurs propres (POD pour Proper Orthogonal Decomposition) permet de stocker le signal aux interfaces sans faire d’hypothèse sur les fréquences contenues dans le signal et donc de réduire la perte d’énergie liée à l’utilisation d’un modèle réduit. La compression s’effectue en supprimant les plus petites valeurs singulières et les vecteurs associés. Cette nouvelle méthode est validée sur la simulation URANS d'étages de turbomachines et comparée aux conditions classiques utilisant les séries de Fourier et à des calculs de références contenant plusieurs aubes par roue. Elle est ensuite appliquée à la simulation aux grandes échelles de l'écoulement d'un cylindre. Les erreurs causées par l'hypothèse chorochronique et par la compression sont séparées et on montre que l'utilisation de la POD permet de réduire de moitié le filtrage des fluctuations de vitesses par rapport aux séries de Fourier pour un même taux de compression. Enfin, la simulation aux grandes échelles d'un étage de turbomachine avec des conditions chorochroniques POD est réalisée afin de valider la méthode dans le cadre d'une configuration industrielle. / The more and more restrictive standards in terms of fuel consumption and pollution for aircraft engines lead to a constant improvement of their design. Numerical simulations appear as an interesting tool for a better understanding and modeling of the turbulent phenomena which occur in turbomachinery. The large-eddy simulation (LES) of a turbomachinery stage at realistic conditions (Mach number, Reynolds number...) remains out of reach for industrial congurations. The phase-lagged method, widely used for unsteady Reynolds-averaged Navier--Stockes (URANS) calculations, is a good candidate to reduce the computational cost. However, it needs to store the signal at all the boundaries over a full passage of the opposite blade. A direct storage of the information being excluded given the size of the mesh grid and timesteps involved, the most used solution currently is to decompose the signal into Fourier series. This solution retains the fundamental frequency of the signal (the opposite blade passage frequency) and a limited number of harmonics. In the frame of a LES, as the spectra are broadband, it implies a loss of energy. Replacing the Fourier series decomposition by a proper orthogonal decomposition (POD) allows the storage of the signal at the interfaces without making any assumptions on the frequency content of the signal, and helps to reduce the loss of energy caused by the phase lagged method. The compression is done by removing the smallest singular values and the associated vectors. This new method is first validated on the URANS simulations of turbomachinery stages and compared with Fourier series-based conditions and references calculations with multiple blades per row. It is then applied to the large eddy simulation of the flow around a cylinder. The error caused by the phase-lagged assumption and compression are separated and it is showed that the use of the POD allows to halve the filtering of the velocity fluctuations with respect to the Fourier series, for a given compression rate. Finally, the large eddy simulation of a compressor stage with POD phase-lagged conditions is carried out to validate the method for realistic turbomachinery configurations.

La prise en compte de la transition laminaire-turbulent dans les codes Navier-Stokes demeure problématique d’un point de vue numérique dès lors qu’on s’intéresse à des géométries complexes tridimensionnelles tel qu’un étage de turbomachine. Le modèle à équations de transport Re se propose de résoudre ces difficultés et d’ouvrir la voie à la modélisation automatique du phénomène pour des simulations RANS. Le travail exposé dans ce mémoire de thèse a consisté à développer dans le code elsA le modèle de transition Re et à évaluer l’aptitude de ce modèle à capturer avec précision le phénomène de la transition laminaire-turbulent dans le cadre de simulations RANS en turbomachine. Après une étude bibliographique, l’implémentation du modèle dans le code elsA est décrite ainsi que des premières simulations validant les développements réalisés. Par la suite, des cas documentés relatifs à des applications en aérothermique sont traités. Les prévisions par CFD des flux de chaleur à la paroi sont en bon accord avec l’expérience, démontrant ainsi la capacité du modèle à capturer avec précision la nature de la couche limite. Dans une dernière partie, le modèle est appliqué à la prévision de la transition par bulbe de décollement sur des aubages de turbine basse pression. Les résultats obtenus indiquent que le modèle doit être amélioré afin de modéliser correctement le phénomène de transition par bulbe de décollement. Ces travaux ont permis de valider l’utilisation du modèle de transition Re dans le code elsA pour une large gamme d’applications en turbomachine, et laissent entrevoir la perspective d’utiliser ce modèle. / The modelisation of laminar to turbulent transition is still difficult in RANS computations while dealing with three dimensional computational domains like turbomachinery domains. The laminar to turbulent transition model Re has been proposed to solve these issues and permit the automatic modeling of laminar to turbulent transition in RANS codes. The Re model has been introduced into the code elsA and evaluated thanks to several computations relative to turbomachinery. After a bibliographical study, the implementation of the model into the code elsA and the inital results are described in this document. In a third part, aerothermal issues in turbomachinery are investigated. The estimations of the heat fluxes by CFD are in good agreement with the experimental data which demonstrate the capability of the model to capture laminar and turbulent regions. In a last part the phenomenon of separation induced transition occuring on low pressure turbine blade is studied. The results obtained while employing the Re model show that the model need to be refined for these applications. The studied performed have permited the validation the use of the laminar to turbulent transition model Re with the code elsA for very different applications in turbomachinery.

Malgré les progrès faits dans les dernières décennies en CFD, les techniques RANS instationnaires pour les turbomachines multi-étages sont toujours très couteuses en temps de calcul, réduisant leur intérêt en conception industrielle. Grâce à une analyse de Fourier, les équations instationnaires de Navier-Stokes peuvent être considérées comme 2N+1 équations stationnaires couplées par un terme source. Cette approche calcule efficacement les écoulements instationnaires périodiques et montre de forts gains en terme de temps de calcul. Cependant, l’expression du terme source est algébrique, ce qui provoque des difficultés dans le calcul de l’inverse de la transformée de Fourier directe. Afin d’améliorer la robustesse et la précision de la méthode, une approche basée sur un échantillonnage temporel non-uniforme est adoptée. Pour réduire le domaine de calcul à un unique passage inter-aube des conditions aux limites de chrochronicité sont développées. Dans un premier temps, un rotor et un stator sont simules avec en une entrée du domaine de calcul une injection qui modélise le sillage de la roue directrice d’entrée. Ainsi, deux fréquences fondamentales sont vues par le rotor. L’influence du contenu fréquentiel dans le rotor (i.e. le nombre d’harmoniques de la fréquence de passage des roues et leurs combinaisons) est analysée. Les résultats sont valides contre ceux obtenus avec des simulations instationnaires classiques. Ensuite, la méthode est appliquée a deux compresseurs industriels, le compresseur transsonique ECL4 et le compresseur d’étude CREATE. / Despite the progress made in the last decades in CFD, the unsteady RANS techniques for multistage turbomachines are still very costly in computation time. Thanks to Fourier analysis, the unsteady Navier-Stokes equations can be seen as 2N + 1 equations coupled by a source term. This approach efficiently computes unsteady flows and showed significant savings in computation time. However, the source term of the method is algebraic, thus entailing some difficulties in the computation of the inverse of the direct Fourier transform. In order to enhance the robustness and the precision of the HBT, non-uniformly sampled time levels are chosen. To reduce the computational domain to a single blade passage, phaselag boundary conditions are developped. First, a rotor and a stator configuration with a wake injection at the inlet (accounting for an inlet guide vane) is modelled. Thus, two fundamental frequencies are seen by the rotor. The influence of the spectrum in the rotor is addressed. The results are validated against classical unsteady RANS simulations. Then the method is applied to two industrial : the transonic compressor ECL4 and the study compressor CREATE.

The main subject of this Master’s thesis is a review of turbo-charger efficiency with split turbine channel in the process of various types of supercharging and also with diverse designs of so called divider of turbine channels. I used CFD simulation utilizing Star CCM+ software. A model of turbocharger and mesured data came from commercial model. Efficiency is evaluated on the basis of performance distributed to the turbine with similar input conditions for both steady and unsteady process. For better understanding of this subject I also included theoretical basics of supercharging of combustion engines and fluid dynamics.

The tip leakage vortex is responsible for the generation of stagnation pressure losses inside the compressor along with the outbreak of rotating stall and surge. The current paper analytically proved that a part of the losses is proportional to the vortex circulation squared. The evolution of this circulation has been investigated as part of a parametric study which tested several clearance heights. The work consists in adopting a simplified single blade configuration to study the physics of the flow by means of wind tunnel experiments and numerical calculations. Upon visualising the main features of the flow, a model based on the study of jet in crossflows was implemented to describe the tip clearance flow for small gap sizes. For big gaps, the flow is assumed to behave as an isolated wing tip vortex which circulation is easily computed by the so called lifting line theory. The main vortical structures highlighted by the topology of the flow justified the use of the model of a jet in crossflow for small gap sizes. This model was challenged by experimental and numerical data and proved to well predict the evolution of the clearance vortex circulation for an increasing clearance height although some numerical results remain further away from the model. / Gapvirveln är ansvarig för lufttryckförluster i motorn av ett flygplan och kan orsaka utbrottet av kompressorstall och pumpning. Artikeln bevisade matematiskt att en del av de här förlusterna är proportionell mot gapvirvelncirkulationen upphöjd. Utvecklingen av den där cirkulationen undersöktes med hjälp av en parametrisk studie som provkörde flera gapstorlekar. Arbetet bestå av att adoptera en förenklad enda blad konfiguration för att studera flödes fysik med vindtunnel experiment och flödesberäkningar. Efter att man analyserar flödes viktigaste egenskaper genomfördes en modell baserad på studien av en jet i ett korsflöde. Den här modellen används för att beskriva flödet för små gapstorlekar. För stora gap antar man att flödet beter sig som en vingspetsvirvel som cirkulationen kan beräknas utan svårighet med hjälp av lyftledningsteorin. Flödes topologi visualiserades tack vare numeriska beräkningar och legitimerade användningen av modellen av en jet i ett korsflöde för små gapstorlekar. Teoretiska, experimentella och numeriska resultat jämfördes och bevisade att modellen väl förutsäger utvecklingen av gapvirvelncirkulationen mot gapstorlek även om några numeriska resultat är långt från modellen.

Lors de la phase de certification d’un turbomoteur, le motoriste doit démontrer que la perte d’une pale de rotor ne conduit pas au "Knocking-Off", c’est à dire à la rupture en cascade des pales suiveuses. Cette démonstration est faite en général par un essai au banc coûteux car partiellement destructif. Grâce à l’amélioration des moyens de calcul, il devient possible de simuler la réponse transitoire de la structure soumise à ce type de chargement très complexe. En tant que point d’entrée sur la simulation, la connaissance du comportement des matériaux est primordiale. Or, peu d’études sont publiées sur le comportement dynamique des superalliages à base nickel monocristallins et, de surcroît, à des températures élevées de l’ordre de 1000°C. Pour prédire efficacement les conséquences d’impacts sur des pales de turbines, des travaux expérimentaux et numériques ont été réalisés sur un monocristal couramment utilisé par Turbomeca. Des essais de compression dynamique à haute température sur barres de Hopkinson permettent d’estimer le seuil de plasticité et l’écrouissage du matériau en fonction de l’orientation du cristal, de la vitesse de déformation et de la température. Les paramètres d’une loi visco-plastique anisotrope sont identifiés pour modéliser efficacement le comportement macroscopique du MC2 sous des chargements intenses et fortement multi-axiaux. Une campagne d’essais balistiques au banc de Safran Snecma a été réalisée sur des plaques et des pales monocristallines à hautes températures. Afin de prendre en compte la fragmentation des profils dans les calculs de perte de pale, un critère en déformation plastique dépendante du taux de triaxialité des contraintes est calibré puis validé par confrontation aux essais de tirs sur plaques. Des mesures de stéréo-corrélation postmortem et des enregistrements à la caméra rapide permettent de valider les simulations. Une pratique de modélisation de la perte d’une pale avec l’outil LS-Dyna a été établie et appliquée à un cas industriel de perte de pale en service. Enfin, en vue de justifier le découplage temporel entre les dommages primaires, liés aux impacts directs sur les premières pales suiveuses, et secondaires, liés aux effets de l’excentration, une approche de dynamique d’ensemble de ligne d’arbre a été développée puis validée. / During the certification process of a turbo engine, the engine manufacturer has to demonstrate that the loss of a rotor blade does not lead to the "knocking-off" phenomenon, in other words to the cascading failure of the successive blades. Generally, this demonstration is carried out through a costly rig test driving to the partial destruction of the engine. Thanks to the improvement of computational resources, it is now possible to simulate the transient response of the structure subjected to this complex loading. The knowledge of material behavior turns out to be the essential starting point for the simulation. However, only a few studies have been published on the dynamic behavior of nickel-based single crystal superalloys at high temperature reaching 1000°C. With a view to efficiently predicting the consequences of impacts on turbine blades, experimental and numerical works have been conducted on a single crystal frequently used by Turbomeca. High-temperature dynamic compressive tests on Split Hopkinson Pressure Bars (SHPB) have enabled to estimate the material plasticity level and hardening, depending on the crystal orientation, strain rate and temperature. The parameters of a viscoplastic anisotropic law have been identified to effectively model the MC2 macroscopic behavior under highly intense and multiaxial loading. At Safran Snecma Villaroche, ballistic tests have been undertaken on both single crystal plates and blades under high temperatures. In order to consider the fragmentation of profiles in blade-off simulations, a plastic strain criterion depending on stress triaxiality has been calibrated and validated by comparison with the impacts on blades. Post-mortem digital images correlation measurements and high-speed camera recordings have confirmed these simulations. Using LS-Dyna solver, a blade-off modeling strategy has been created and applied to an actual blade-off industrial case. Finally, a rotordynamics approach has been developed and validated with the aim of separately analyzing the primary damage, caused by direct impacts on the first following blades, and the secondary damage due to the effects of unbalance on a flexible rotor.

La conception des groupes moto-ventilateurs au sein de Valeo Systèmes Thermiques et la prédiction de leurs performances aérauliques reposent majoritairement sur les méthodes de développement virtuel, i.e. la conception assistée par ordinateur et la simulation numérique de la mécanique des fluides. Dans ce cadre, le présent travail propose une méthodologie de prédiction et de minimisation de la composante tonale du bruit d'un groupe moto-ventilateur. L'approche adoptée est hybride et dissocie la génération et la propagation du bruit. La propagation en champ libre est calculée avec une formulation intégrale de l'analogie de Ffowcs-Williams et Hawkings. Dans un premier temps, les termes-sources à la surface du rotor et du stator sont calculés par une simulation numérique instationnaire. La compacité de la pale ainsi que l'influence du maillage acoustique sur la prédiction sont ensuite investiguées. Finalement, les résultats sont comparés aux mesures expérimentales. Dans un deuxième temps, les sources acoustiques à la surface du stator sont calculées avec le modèle de Sears enrichi avec des données extraites d'une simulation stationnaire du rotor complet. Avant de procéder à la prédiction acoustique, l'influence du modèle de turbulence sur les résultats finaux est évaluée à travers une comparaison entre LES et RANS pour l'écoulement autour de profils extrudés. Enfin, la problématique de minimisation du bruit tonal est traitée en tant que problème d'optimisation où la géométrie d'une aube est paramétrée et où la recherche de l'optimum est conduite par un algorithme génétique. Cette optimisation a permis de concevoir un stator moins bruyant et adapté à l'écoulement en aval du rotor étudié.

Each year all over the world, Millions of patients from infants to adults are diagnosed with heart failure. A limited number of donor hearts available for these patients results in a tremendous demand of mechanical circulatory support (MCS) system, either in the form of total artificial heart (TAH) or a ventricular assist device (VAD). Physiologically MCS are expected to provide heart; a time to rest and potential recovery by unloading the ventricle, while maintaining the adequate peripheral as well as coronary circulation. Existing ventricular assist devices (VAD) have employed either displacement type pulsatile flow pumping systems or continuous flow type centrifugal/rotodynamic pumps systems. Displacement type devices produce a pulsatile outflow, which has significant benefits on vital organ function and end organ recovery. Continuous flow devices are small and can be placed within body using minimal invasive procedures, in addition they reduces infection as well as mechanical failure related complications. Despite availability of success stories for both types of pumping systems, the selection of the either of them is an ongoing debate. This thesis aims to merge the advantages of displacement pumps (pulsatile flow) and axial-flow pumps (continuous flow) into a novel left vertical assist device (LVAD), by designing a novel minimal invasive, miniature axial-flow pump producing pulsating outflow for the patients having early heart failure and myocardial infarction as a Bridge-To-Recovery (BTR) or Bridge-To-Decision (BTD) device. The design of VAD, the experimental setup and dedicated control system were developed for the in vitro evaluation of pulsatile flow. Computational fluid dynamics (CFD) had been employed for the detail investigation of pulsatile flow. In addition, CFD was also applied to optimize the pulse generation for low haemolysis levels. Outcome of the study produces comprehensive understanding for the generation of pulsatile flow using an axial flow pump. Further, it provides the means of generating a controlled pulse that can regulate flow rate for varying heart rate within low haemolysis levels.