Le travail réalisé au cours de cette thèse, suite à l’initiative de Turbomeca, est une contribution à l’étude du bruit à large bande à l’échappement d’un turbomoteur d’hélicoptère, portant plus précisément sur la gamme de fréquences qui s’étend sur la gamme de fréquences qui s’étend de 100 à 5000 Hz. Contrairement au bruit à l’échappement des turboréacteurs d’avion sur lesquels le bruit de jet prédomine, ici ce dernier est négligeable en raison de la faible vitesse d’échappement des gaz. L’analyse des données disponibles à Turbomeca et une étude bibliographique approfondie ont permis de préciser la signature fréquentielle du bruit à large bande à l’échappement avec notamment trois contributions distinctes :- Le bruit de combustion direct généré au niveau de la chambre par la flamme (100-400 Hz)- Le bruit de la combustion indirect généré par la turbine haute-pression (500-800 Hz)- Le bruit de combustion indirect généré par la turbine libre (1-3 Hz)Le bruit de combustion indirect est issu de la déformation des perturbations tourbillonnaires et entropiques issues de la combustion lors de leur passage dans les turbines. Ce travail de thèse porte plus précisément sur ce mécanisme. Notamment, des essais sur une turbine industrielle ont été réalisés afin de mettre sa présence en évidence. En parallèle, un modèle analytique de type « disque d’action » (c’est-à-dire dans lequel la turbine est assimilée à une surface de discontinuité) a été développé. Ceci est justifié par le fait que les longueurs d’ondes (acoustique et aérodynamique) sont grandes devant les dimensions des aubes, notamment la corde axiale. On néglige ainsi la géométrie fine des aubes. Seule est prise en compte leur influence sur l’écoulement qui se traduit uniquement par l’accélération et/ou la déviation de ce dernier, et le changement des propriétés thermodynamiques correspondant. La difficulté de la modélisation réside dans l’écriture des relations de saut entre les grandeurs de l’écoulement en amont et en aval de la grille d’aubes. / This thesis work, carried out at the initiative of Turbomeca, focuses on the study of the turboshaft broadband exhaust noise. It aimed more specifically at the frequency range between 100 and 5000 Hz. Unlike turbojet exhaust noise, on which jet noise is the main contribution, jet noise is the main contribution, jet noise is negligible in our case due to low speed of gas ejection. Turbomeca database analysis and extensive literature review helped to clarify the broadband exhaust noise signature, including three distinct contributions :- Direct combustion noise generated by the flame (100-400 Hz)- Indirect combustion noise generated by the high pressure turbine (500-800 Hz)- Indirect combustion noise generated the power turbine (1-3kHz)The indirect combustion noise generation mechanism is the deformation of vorticity and entropy combustion perturbations in turbine stages. This work aimed specifically at the understanding and modelling of this mechanism. In particular, tests were performed on an industrial turbine in order to demonstrate its presence. In parallel, we developed an “action disc” analytical model (in which the turbine is considered as a discontinuity surface). Indeed, acoustic and aerodynamic wavelengths are large compared to the blades dimensions and the axial cord, so the fine geometry of blades is negligible. The blade influence of the flow leads exclusively to flow acceleration or deviation, along with its thermodynamic property changes. The main difficulty of this modelling is the writing of jump relations between upstream and downstream flow parameters.

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Elaborated project gives a complex design of backup hydro-mechanical unit for fuel supply of turboshaft engine TS 100. Required function of backup unit is to secure basic function of engine TS 100 over failure of primary electro-mechanical fuel system. Backup hydro-mechanical unit consists of hydrostatic fuel pump, centrifugal regulator, valve of maximum and minimum pressure, switch valve and signalization of activation hydro-mechanical unit. Parameters of hydro-mechanical unit are designed considering requested rotations speed of output shaft of engine and its allowed fluctuation. Calculation of basic parameters and dynamical calculation of behavior of the system regulator with engine is made in program DYNAST Shell. Additional calculations were made in program Microsoft Excel. Own design of hydro-mechanical unit is made in 3D design software Pro/Engineer.

Cette thèse traite de la dynamique non-linéaire multi-contact des ensembles rotor/stator et s’applique en particulier aux tur-bomoteurs d’hélicoptère conçus par Turboméca, groupe Safran. L’amélioration des performances des turbines à gaz pousse les constructeurs à réduire les jeux fonctionnels rotor-stator no-tamment, tout en garantissant robustesse et fiabilité. Cela nécessite de développer des modèles les plus précis possible afin de prévoir et maîtriser des situations à risques telles que les interactions rotor/stator entre les parties fixes et tournantes déclen-chées principalement, dans le cas des turbomoteurs d’hélicoptère, par la perte d’aubes. La partie 1 présente une synthèse bibliographique des principaux phénomènes physiques rencontrés suite à une touche ro-tor/stator en s’appuyant sur l’expérimentation et le calcul. Un bilan sur les différents modèles numériques de gestion du con-tact frottant est détaillé. La dualité entre méthodes temporelles et fréquentielles est aussi abordée comme la méthode de la ba-lance harmonique et les schémas d’intégration temporelle de la famille de Newmark. Il est aussi décrit deux outils d’analyse fréquentielle : le spectrogramme pour analyser l’évolution d’un spectre fréquentiel dans le temps, le full-spectrum pour pren-dre en compte les précessions du rotor. La partie 2 se focalise sur des systèmes dynamiques académiques : un oscillateur forcé à double butées, un rotor de Jeffcott et un rotor à 3 disques avec tous deux une interaction disque/carter. Compte tenu du caractère transitoire du comportement des turbomoteurs, il s’agit de tester des méthodes d’intégration temporelle pas à pas et aussi des lois de contact. Il en ressort que la méthode de Newmark à accélération moyenne, et les lois de contact type « pénalité amortie » combinées à une régularisation de la raideur et de l’amortissement par une fonction arc tangente sont pertinentes. La modélisation de rotor en flexion en ré-gime transitoire et avec plusieurs touches possibles est réalisée avec la méthode des éléments finis et l’intégration des mé-thodes et techniques précédentes. L’ensemble de la modélisation est mise en œuvre sous l’environnement Matlab et se traduit au final par un logiciel nommé ToRoS (Touche Rotor-Stator). Le turbomoteur de l’Ardiden 1H fait l’objet de la dernière partie. Le logiciel ToRoS développé est utilisé pour prévoir la dyna-mique transitoire de sa turbine libre soumise à de multiples touches, consécutifs à un départ d’aubes. Les lois de contacts ap-pliquées dépendent du type de contact : disque/carter, labyrinthe/stator, palier/butée. Durant la descente en vitesse, la ligne d’arbre adopte, en fonction du niveau de balourd, de la vitesse de rotation, des paramètres du contact et du frottement, un comportement avec un contact quasi-permanent en précession directe. / This PhD thesis deals with the nonlinear transient dynamic response of rotor/stator assemblies in the case of multi-contacts, it is applied on Turbomeca’s helicopter turbo-engine. In order to improve gas turbine performances, constructors have to reduce rotor/stator clearances, while continuing to maintain component’s reliability, durability and safety. It implies the development of models to predict and control unsafe situations as, rotor/stator interactions between fixed and rotating parts, mainly triggered by a blade-loss in helicopters turbo-engine case. The first part of this document is concerned with a bibliographical summary of the main physical phenomena observed after a rotor/stator interaction, this is supported by experiments and numerical calculations. A review of the various sliding contact numerical models is presented. The duality between time and/or frequency simulation response methods as, harmonic balance method vs Newmark time integration scheme is discussed. Then two numerical tools for frequency domain analysis are described: the spectrogram to analyze frequency spectrum as a function of the time, the full-spectrum for analyzing the rotor whirl motions. The second part is focused on the time response simulation of some academic systems: an excited oscillator with two end-stops, a Jeffcott rotor and finally a 3 disks rotor both subjected to disk/casing interactions. Given the transient behavior exhibited by turbo-engine rotors following a rotor/stator contact, the purpose is to test several step-by-step time integration scheme combined with different contact laws. This analysis has shown that the Newmark scheme with constant acceleration used with damped contact penalty laws combined to stiffness and damping coefficients smoothed by arctangent functions are relevant. The rotor bending modeling during transient motion considering possible multi-contacts with the stator is realized using the finite element method and the previously reviewed contact modeling methods. The simulation is implemented under Matlab environment and is named ToRoS. (Rotor/Stator Touch). Finally, the developed modeling is applied to the Ardiden 1H turbo-engine. The ToRoS software is used to predict the transient dynamic response of the free power turbine subjected to multi-contacts, after a sudden blade-loss which is modeled by a sudden unbalance. Contact laws are applied and depend on contact type and location: disk/casing, seals, thrust bearing. Depending on the mass unbalance level, the speed of rotation, the contact and friction parameters, the rotor can be in a quasi-permanent contact state in forward whirl while the rotation speed is running-down

The thesis deal with design of coaxial high-speed gear box for small-scale turboshaft engines. At the beginning a study of problems was performed and for design concept was elected version of single-shaft turbo-engine with electric generator. Kinematic diagram, type of gear design, material and lubrication method was designed. Further was solved proposal of basic gearing parameters, choice of the number of tooth and basic proposal calculations were performed. Was performed check calculation of gearing, calculation of bearings durability and was processed design documentation in required range. Designed gear reducer has two stage with three coutershafts, that are deployed evenly about main axis of reducer. First stage is gear with external gearing, second stage with internal gearing. The thesis may be used as a template for next similar gear reducers design.