Cette thèse présente l’étude analytique et expérimentale d’un système de compression axial constitue d’un compresseur, d’un plenum et d’une vanne de régulation du débit. Fondée sur le modèle de Moore-Greitzer, une approche analytique est utilisée par la suite pour interpréter les données expérimentales. Les analyses linéaires et non linéaires sont présentées, ainsi que les résultats obtenus par intégration numérique des équations du modèle non linéaire complet. Un modèle théorique simple pour les modes acoustiques observes est aussi présente. Dans les expériences, les mesures de pression ont été réalisées pour différents taux de rotation et différents vannages. Ceci a permis la détermination de l’augmentation de pression au travers du compresseur et du débit en utilisant un Venturi, ceux qui fournissent la courbe de fonctionnement du compresseur. Les fluctuations de pression sont mesurées par quatre microphones places en amont du compresseur. Nous n’avons pas observé de pompage, mais un décrochage tournant s’est produit quand le système était suffisamment vanne. Avant ceci, des fluctuations correspondant aux modes acoustiques de la conduite ont été trouvées. Au début du décrochage, une cellule de décrochage tournante d’amplitude croissante a été observée. Cependant, la cellule a rapidement éclaté, remplacée par des fluctuations aléatoires. Ainsi, pour le système de compression considéré, la situation de décrochage est mieux décrite comme étant aléatoire plutôt que rotative. Le traitement du signal (spectres en fréquence ainsi que les autocorrélations et corrélations croisées) a permis d’analyser les fluctuations de pression des modes acoustiques et du décrochage développé. Les modes acoustiques montrent des pics spectraux proches des valeurs prédites par la théorie. En présence de décrochage, le spectre est à large bande, et contient un pic de fréquence basse (∼20 Hz) suivi d’une queue s’étendant jusqu’à 1 kHz, bien au-dessus de la fréquence de rotation du rotor (∼150 Hz). Il apparait une gamme fréquentielle située entre le pic à basse fréquence et la chute à haute fréquence, dans laquelle le spectre évolue en loi de puissance. Les autocorrélations et corrélations croisées entre les différents microphones montrent des oscillations à ∼20 Hz. En appliquant un filtre passe-bas aux données, les fonctions de corrélations croisées des signaux filtres des différents microphones suggèrent l’existence d’une cellule rotative qui effectue une rotation complète en ∼0.05 s. Ceci pourrait expliquer le pic spectral a ∼20 Hz et les oscillations des fonctions de corrélation. De ce fait, les fluctuations de pression apparaissent comme contenant une forte composante aléatoire à haute fréquence, et une cellule rotative. La décorrelation du signal filtre quand la séparation en temps augmente indique que la cellule elle-même a un caractère aléatoire, plutôt qu’une forme et une vitesse rotative fixes comme dans une cellule de décrochage classique. / This thesis presents an analytical and experimental study of an axial compression system consisting of a compressor, plenum and throttle. The analysis is based on the Moore-Greitzer model, the results being later employed to interpret the experimental ones. Linear and weakly nonlinear analyses are presented, as are some results obtained by numerical integration of the fully nonlinear model equations. A simple theoretical model of the experimentally observed acoustic modes is also presented. In the experiments, pressure measurements were carried out for different rotation rates and throttle settings. This allowed the determination of the pressure rise across the compressor and the flow rate using a Venturi, yielding the compressor characteristic function. Pressure fluctuations were measured using four microphones placed upstream of the compressor. We did not observe surge, but rotating stall occurred when the system was sufficiently throttled. Prior to stall, fluctuations corresponding to acoustic duct modes were found. At stall onset, a rotating stall cell of growing amplitude was observed. However, the cell rapidly broke down and gave way to random fluctuations. Thus, for the given compression system, developed stall is perhaps better described as random, rather than rotating. Signal processing (frequency spectra, as well as auto- and cross-correlations) was used to analyse the pressure fluctuations of the acoustic modes and developed stall. The acoustic modes give spectral peaks located close to the expected theoretical values. In the presence of stall, the spectrum is broadband, having a low frequency (∼20 Hz) peak followed by a tail which extends up to ∼1 kHz, well above the rotation frequency (∼150 Hz) of the rotor. There appears to be a frequency range between the low-frequency peak and the high-frequency fall-off in which the spectrum approximates a power law. The autocorrelations and cross-correlations between different microphones show ∼20 Hz oscillations. Low pass filtering the data, the cross-correlation functions of the filtered signals of different microphones suggest a rotating cell which takes ∼0.05 s for a complete rotation. This could explain the ∼20 Hz spectral peak and oscillations of the correlation functions. Thus, the pressure fluctuations appear to consist of a strong high-frequency, random component and a rotating cell. Decorrelation of the filtered signal as separation time increases indicates that, rather than maintaining form and rotational velocity like a classical stall cell, the cell itself exhibits randomness.

Pas de résumé / As one of the key components in the modern propulsion system, compressor plays an important role on the performance of the aero-engine. Flow near the endwall in the compressor is complex and corner separation which generates at the corner region by the blade suction surface and the endwall is an inherent flow structure in the blade passage. As a reduction of the compressor performance can be caused by the corner separation especially at off-design and multi-stage conditions. Understanding the mechanism and also control of the corner separation is an effective approach to enhance the compressor stability. Mechanism and control methods of the corner separation in the cascade passage have been investigated in this thesis, following contents are included: l. Simulation by the RANS methods on a highly-loaded PVD cascade has been conducted. The numerical method used is verified by the comparison with the experiment. The topology analysis, overall performance and the flow characteristics of the corner separation are analyzed. The effects of some aerodynamic parameters such as the solidity, aspect ratio and blade fillet on the corner separation have also been studied. 2. The control effects of one active control method by the boundary layer suction and two passive control methods by the slot at the root of the blade and the hub clearance on the corner separation in PVD cascade are studied and compared systematically. The slot configuration on the blade combined under the influence of the aerodynamic parameters have also been conducted in order to know the cascade performance by the aerodynamic parameters under the introduction of the control method. 3. Optimization of the slot configuration at 4° incidence angle is conducted on the NACA65 cascade of LMFA in Lyon. The optimized slotted cascade is verified by the experiment at three incidence angle. 4. DDES method based on the SST k - ω model is used to simulate the optimized NACA65 slotted cascade. The turbulent characteristics in the corner separation and slot jet flow are analyzed, such as the turbulent anisotropy and the velocity spectra. 5. The study of the slot configuration on the corner separation is carried out on a realistic fan stator with high loading and high Mach number. The feasibility and effectiveness of this passive control method in the practical engineering are verified.

L’étude effectuée au cours de cette thèse a permis la caractérisation expérimentale des instabilités aérodynamiques se développant dans un compresseur centrifuge et une première évaluation de l’efficacité d’une stratégie de contrôle par aspiration de couche limite. Le compresseur, développé par Safran Helicopter Engines et dénommé Turbocel, est composé d’une roue directrice d’entrée, d’un rouet centrifuge splitté, d’un diffuseur radial aubé et splitté et d’un redresseur axial. Des travaux numériques antérieurs réalisés au Laboratoire de Mécanique des Fluides et d’Acoustique ont montré, aux bas régimes de rotation, un comportement singulier caractérisé par une structure d’écoulement dite « alternée » impliquant deux canaux adjacents du diffuseur radial. L’étude stationnaire réalisée sur l’ensemble des régimes de rotation du compresseur a conduit à une ségrégation des vitesses de rotation suite à l’établissement d’une variable– le taux d’asymétrie - caractérisant l’asymétrie de l’aérodynamique du diffuseur. Ce taux, quasi nul à très basse vitesse de rotation, croît jusqu’à atteindre un maximum à vitesse de rotation intermédiaire, puis s’effondre pour ré-augmenter légèrement. Une analyse fine des données instationnaires acquises à bas régimes a permis la description de deux modes de fonctionnement du compresseur associés à des structures de décollements différentes dans le diffuseur. Le premier mode est caractérisé par l’oscillation à une fréquence de l’ordre de 42 Hz d’un décollement localisé sur la face en dépression des aubes principales du diffuseur. Le second mode, à 12Hz, associé au pompage modéré du compresseur, correspond à la mise en place d’un schéma alterné et à son oscillation sur deux canaux adjacents du diffuseur.Les origines probables de ces différents modes de fonctionnement sont discutées à partir de considérations • aérodynamiques -- la mise en place d’une recirculation en tête de rouet est suspectée d’influer sur le taux d’asymétrie en modifiant l’incidence en entrée de diffuseur,• géométriques -- le nombre et le calage des aubes du diffuseur radial ainsi que la distance inter-roue indiquent une prédisposition du diffuseur à fonctionner en régime alterné sous certaines conditions d’incidence,• aéro-acoustiques -- un accrochage des fréquences aérodynamiques avec les fréquences des ondes acoustiques du banc d’essai semble se produire. Enfin, les résultats sur le contrôle d’écoulement par aspiration de couche limite à régime partiel sont présentés. Une amélioration du rendement est observée à certains points de fonctionnement, mais aucune extension de la plage de fonctionnement du compresseur n’est mesurée. Sans l’atténuer, l’aspiration permet de contrôler sur quels canaux s’établit le régime alterné. / This thesis presents an experimental characterization of the evolution of aerodynamic instabilities in a centrifugal compressor, and a first evaluation of the effectiveness of boundary layer suction as a control strategy. The compressor used in this study is Turbocel, a centrifugal compressor developed by Safran Helicopter Engines, featuring inlet guide vanes, a backswept splittered unshrouded impeller, a splittered vaned radial diffuser and axial outlet guide vanes.Previous numerical work, conducted at the Laboratoire de Mécanique des Fluides et d’Acoustique de Lyon, revealed a unusual behaviour of the compressor at low rotational speeds characterized by a distinctive alternate flow structure in the radial diffuser that develops across two adjacent blade channels. The steady analysis, which was conducted over the full operating range of rotational speeds, led to the distinction of different operating zones, following the establishment of a new indicator variable - the asymmetry rate - characterizing the asymmetry of the diffuser aerodynamics. This rate, which is close to zero at very low rotation speed, increases until it reaches a maximum value at intermediate rotational speed, before collapsing and slightly increasing again near the nominal rotational speed.Analysis of the unsteady data acquired at low speeds allowed for the characterization of two compressor operating modes, associated with different flow phenomena in the stalled diffuser. The first mode is characterized by the oscillation of a separation at 42 Hz, on the suction side of the main blades in the diffuser. The second mode, at 12Hz, associated with mild surge of the compressor, corresponds to the emergence of an alternate pattern of unsteady flow separation that occurs across two adjacent channels of the diffuser.The probable causes for these different operating modes are discussed in the context of different considerations:• aerodynamic -- the formation of a recirculation near the tip of the impeller is suspected to affect the asymmetry rate by changing the incidence angle at the diffuser inlet.• geometric -- the number and the stagger angle of the radial diffuser blades as well as the distance between the impeller and the diffuser may result in a predisposition of the diffuser to operate in an alternating mode, under certain conditions of incidence.• aero-acoustic -- as there is evidence of a lock-in of the aerodynamic frequencies with the acoustic modes of the test rig.Finally, boundary layer suction is explored as a means of flow control at partial rotational speed. Improvements in performance were observed for some operating points, however no extension of the compressor operating range was measured. Although boundary layer suction did not allow for the intensity of the oscillating separation pattern in the diffuser to be reduced, it was found to be an effective means of controlling the location of the alternate flow structure in the diffuser.

Ce travail a été réalisé dans le cadre d’une convention Cifre entre Snecma et le LMFA. L’objectif de ce travail est de développer une méthodologie permettant un calcul Navier Stokes 3D instationnaire du champ aérodynamique dans le compresseur au cours du pompage profond, tout en ayant un temps raisonnable de restitution des résultats. A l’aide de ce champ 3D, une réponse vibratoire des aubes pendant le cycle de pompage pourra être calculée. Le pompage est une instabilité aérodynamique qui s’initie dans le compresseur mais qui est influencé, à travers les pertes induites, par tout le système dans lequel le compresseur est intégré. La méthodologie développée pendant cette thèse permet de modéliser l’intégralité du système (banc d’essai ou moteur). Pour cela, l’écoulement dans le compresseur est calculé en 3D alors que le reste du système est calculé en 1D. Un couplage 1D/3D a donc été mis en place, puis testé sur un cas test académique. La méthode de couplage est ensuite appliquée au calcul du pompage d’un compresseur axial. Le cas d’application turbomachine choisi se base sur le banc d’essai CREATE installé au LMFA et contenant un compresseur haute vitesse de 3.5 étages. Dans un premier temps, la méthode est appliquée sur le dernier étage de CREATE seul. Le pompage profond obtenu sur ce compresseur mono-étage fait l’objet d’une analyse globale puis locale. Il ressort de cette analyse que le cycle de pompage est guidé par la dynamique du volume situé à l’aval du compresseur. Le volume de tranquilisation à l’amont du compresseur induit sur le compresseur une oscillation de pression et de débit à une fréquence environ dix fois plus élevée que la fréquence propre du pompage. L’analyse locale montre que le pompage se déclenche par une progression de l’écoulement de jeu vers les bords d’attaque du rotor. A l’aide du champ de pression statique sur les aubages pendant le pompage, un calcul de structure est mené sur le rotor et le stator. Une réponse vibratoire visible est obtenue après la chute de débit seulement si la fréquence propre du premier mode de vibration est suffisamment basse. Dans une seconde étape, la méthode de couplage est appliquée au pompage des 3.5 étages du compresseur CREATE et son banc d’essai. Le cycle obtenu est comparé aux résultats expérimentaux et à un autre calcul de pompage qui modélise l’intégralité du banc d’essai par les équations de Navier-Stokes 3D. La physique du cycle obtenu est cohérente avec les résultats expérimentaux et numériques pour les phases d’entrée en pompage, d’inversion et de rétablissement du débit. La dernière phase de repressurisation du système est beaucoup plus courte, ce qui en tenant compte des conclusions tirées de la première étape, indique que les cycles comparés correspondent probablement à des positions (angle de fermeture) de vanne aval différentes. / This work is a result of collaboration between Snecma and the LMFA. The purpose of this work is to develop a model able to simulate surge occurrence and development in compressors. This model must provide an unsteady 3D aerodynamic field inside the compressor and must have reasonable computation costs. With this 3D field, it will be possible to compute a vibratory response of blades during surge cycle. Surge is influenced by all the system around the compressor due to pressure losses in the system. With the methodology developed in this study, the whole system may be computed (test bench or engine). For that, flow in the compressor is computed in 3D, while the rest of system is computed with 1D model. A 1D/3D coupling strategy has been set up and validated on an academic test case. Coupling method is then applied for surge modeling of an axial compressor. The turbomachiny case is based on CREATE test bench, installed at LMFA. This bench contains a high speed, compressor of 3.5 stages. In a first step, method is applied only to the last stage of CREATE. A global and local analysis focuses on the deep surge obtained on this one stage compressor. Surge cycle is driven by downstream plenum aerodynamic. Pressure and mass flow oscillation with a frequency ten times higher than surge frequency is due to upstream plenum. Local analysis shows that surge occurence is due to progression of tip clearance flow toward rotor leading edges. With the help of static pressure field on blades during surge, structural computations are done on rotor and stator. A significant vibratory response is obtained after mass flow drop only if the first vibratory mode has a frequency low enough. In a second step, 1D/3D coupling is applied to surge modeling of 3.5 stages of compressor CREATE. Surge cycle obtained is compared to experimental data and to another computation which model the whole test bench with 3D Navier-Stokes equations. Physics of our surge cycle is coherent with these results but our cycle is faster and deeper.

L'étude effectuée au cours de cette thèse s'inscrit dans le contexte du contrôle des écoulements en turbomachines. Suite à l'intérêt avéré de l'aspiration de la couche limite en compresseurs axiaux pour en améliorer les performances, elle vise à évaluer si cette méthodologie de contrôle est pertinente en géométrie radiale. Elle s'appuie pour cela sur un compresseur centrifuge transsonique Turbomeca. Le fonctionnement du compresseur est d'abord analysé sur la base de simulations numériques stationnaires et instationnaires chorochroniques, réalisées grâce au code de calcul elsA développé par l'Onera et en utilisant le modèle de turbulence k-l de Smith. La validité des résultats numériques est vérifiée par comparaison avec les données expérimentales disponibles : performances mono-dimensionnelles et signaux de pressions instationnaires. Ces données sont issues à la fois de la caractérisation expérimentale du compresseur effectuée par Turbomeca et de campagnes de mesures menées a l'ISAE, ou le compresseur est monté sur un banc de recherche dédié à l'étude des interactions entre le rouet et le diffuseur radial. L'analyse détaillée des résultats numériques révèle le développement d'un décollement de coin dans le diffuseur, entre la paroi moyeu et la face en dépression des aubages, lorsque le point de fonctionnement se rapproche du pompage. L'étude topologique du spectre du frottement pariétal permet d'en préciser le lieu et la structure, et de localiser les points singuliers ainsi que la ligne de séparation principale. En stationnaire, la croissance du décollement aboutit au décrochage du diffuseur, et compromet les performances de l'étage de compression et finalement la stabilité numérique. L'exploitation des résultats instationnaires permet de préciser le comportement temporel de l'écoulement : l'étendue du décollement fluctue sous l'effet du défilement des ondes de pression générées par l'interaction rouet-diffuseur, mais les trajectoires des particules fluides impliquées dans le décollement sont en accord avec les lignes de courant du champ de l'écoulement moyenné temporellement. Le décollement instationnaire est fixe, et sa topologie correspond à celle prévue par les simulations stationnaires. En particulier, le lieu du décollement est prévu de façon similaire par les modèles stationnaires et instationnaires. Une stratégie d'aspiration est ensuite développée sur la base de ces observations : une fente de prélèvement est positionnée au voisinage du col de séparation principal, dont le lieu correspond à celui du maximum du gradient de pression adverse stationnaire. Cette stratégie est implémentée au sein des modèles numériques stationnaires et instationnaires. En stationnaire, un prélèvement de 1 % de la valeur totale du débit traversant le rouet permet un contrôle total du décollement dans le diffuseur, et conduit à une augmentation significative de la plage de stabilité numérique. La réduction du débit de prélèvement à 0,3 % du débit total permet un contrôle partiel du décollement, et conduit également à une augmentation de la plage de stabilité numérique. En instationnaire, le décollement de coin initial est contrôlé. Mais les résultats mettent en évidence le rôle majeur joue par le défilement des ondes de pression le long des aubages du diffuseur. Celles-ci se renforcent au passage du col du diffuseur, et engendrent l'existence d'un important gradient de pression adverse instantané. Ce maximum du gradient de pression instantané conduit au développement d'un nouveau décollement de coin, en aval de la fente de prélèvement, et la plage de stabilité des calculs instationnaires n'est pas augmentée. Ces résultats mettent en évidence la possibilité d'agir sur les décollements se produisant dans les diffuseurs radiaux à l'aide de la technique d'aspiration de la couche limite. […] / The study presented in this manuscript takes place in the context of flow control within tur - bomachinery. Following the demonstration of the effectiveness of the boundary layer suction technique in axial compressors for improving their performance, the present work aims at determining if this same technique may be relevant in radial compressors. Boundary layer suction is then applied on a centrifugal compressor stage, designed and built by Turbomeca, Safran group. The working of the compressor is first analyzed thanks to steady-state and unsteady numerical simulations, performed using the elsA solver developed by Onera, the French Aerospace Laboratory. The turbulence is modeled with the two equations k-l model of Smith. The validity of the numerical results is ensured by comparison with available experimental measurements results: one-dimensional performance coefficients and time-dependent pressure signals. This data were obtained by both Turbomeca, during the characterization of the compressor, and the fluid mechanics laboratory of ISAE, Université de Toulouse, were the compressor is mounted in an experimental test rig dedicated for studying the impeller-diffuser interactions. The detailed analysis of the numerical results reveals the growth of a corner separation within the diffuser between the hub endwall and the vane suction side when the operating point moves toward surge. The precise location and the internal structure of that boundary layer separation are then elucidated thanks to a topological study, which allows to identify the singular points and the separating lines of the skin-friction pattern. In steady-state numerical simulations, the development of that corner separation leads to the stall of the diffuser, which compromises the compressor stage performance and finally the stability of the numerical model. Unsteady numerical simulations results allow to specify the temporal behavior of the corner separation: the extent of the separated zone is modulated by the scrolling of pressure waves created by the impeller-diffuser interaction, but the trajectories of fluid particles within the separation match with the streamlines of the time-averaged flow field. The unsteady separation is then fixed, and its topology is in agreement with the prediction of the steady-state numerical simulations. In particular, the location of the separation is predicted similarly by the steady-state and the unsteady numerical models. Afterward, a control strategy using suction technique is developed thanks to the previous conclusions. The suction slot is set in the neighborhood of the main saddle of the separation, which corresponds to the location of the maximum of the time-averaged adverse pressure gradient. This strategy is implemented within both the steady-state and unsteady numerical models. The steady-state numerical model predicts the complete control of the separated zone with a removal of 1% of the total massflow through the compressor. This leads to a significant increase of the numerical stable range. With a removal of 0.3% of the compressor total massflow, the numerical model predicts only a partial control of the corner separation, but it also leads to a significant increase of the numerical stable range. With the unsteady numerical model, the initial hub corner separation is again controlled thanks to aspiration. But the results also highlight the major role played by the scrolling of pressure waves. They reinforce when crossing the diffuser throat, and generates a strong instantaneous adverse pressure gradient. This maximum provokes a new boundary layer separation, further downstream of the suction slot. The stable range of the unsteady numerical model is not increased. These results put into evidence the possibility to act on boundary layer separation that occur in radial diffusers thanks to the boundary layer suction technique. [...]

Le groupe de recherche CAMUS de l'Université de Sherbrooke a conceptualisé et breveté en 2011 une nouvelle architecture de turbine à gaz nommé SRGT (Supersonic Rim-Rotor Gas Turbine). Aucune démonstration expérimentale n’a encore permis d’évaluer ses performances. Ce projet de maitrise consiste donc à l’analyse de la dynamique des gaz d’une turbomachine de type SRGT afin d’évaluer la possibilité de générer de la puissance nette positive en régime permanent. L’objectif de ce projet de recherche est de concevoir les composantes aérodynamiques d’une turbine à gaz SRGT en mode supersonique et de caractériser l’écoulement sur toute la plage d’opération du moteur. Ainsi, on pourra évaluer le potentiel de cette technologie et la pertinence de continuer le développement vers un produit futur. L’évaluation des performances aérodynamiques des composantes du moteur a été effectuée selon un modèle analytique 1D généralisé des écoulements compressibles et selon l’analyse des triangles des vitesses. Des simulations numériques par la méthode de la mécanique des fluides numérique (CFD) ont permis de valider le modèle analytique du moteur. Le point d’opération du moteur (vitesse du moteur de 125 000 rpm, débit massique d’air de 130 g/s, rapport de pression du compresseur de 2.75 et température maximum à l’entrée de la turbine de 1000 K) a été sélectionné afin de produire une puissance nette de plus de 1 kW. Un prototype a été fabriqué et mis en fonction sur un banc de test développé spécialement pour le moteur. L’expérimentation a démontré que le compresseur peut fournir un rapport de pression de plus de 1.35 à 100 krpm pour un débit massique d’air supérieur à 50 g/s. La carte de performance du compresseur a été obtenue expérimentalement ainsi que ses limites d’opérations (limite de blocage et de pompage) pour des vitesses jusqu’à 90 krpm. Des tests d’allumage ont démontré que le moteur avait un gain de puissance de plus de 1 kW durant sa phase d’accélération, bien que la puissance nette du moteur reste négative. La caractérisation de la turbine n’a pas pu révéler si sa conception était adéquate en mode supersonique. L’expérimentation du prototype n’a pas permis de valider si le moteur peut produire une puissance nette positive en régime permanent.

L’objectif de cette thèse est de présenter les travaux d’une analyse thermo-économique d’un système de dessalement par distillation dans l’optique de revaloriser les pertes thermiques industrielles. Les rejets en question sont ceux d’un moteur Diesel utilisé dans une centrale de production d’électricité. Premièrement, une étude préliminaire est faite en utilisant un modèle boite noire. L’optimisation des fonctions objectives de ce modèle a permis de déterminer les paramètres de conception. Ensuite un nouveau modèle d’éjecteur distinct des deux modèles classiques utilisés en thermodynamique (à pression et à section constante) est développé. Les performances des procédés de détente et de compression dans cet éjecteur sont calculées en appliquant un rendement polytropique comme dans les turbomachines. La méthode développée a permis de déterminer toutes les dimensions de l’éjecteur ainsi que la position de l’onde de choc. Enfin une analyse détaillée du système de dessalement est faite pour déterminer le nombre d’effets ou cellules et les conditions qui permettent de satisfaire les conditions optimales obtenues lors de l’analyse préliminaire. L’analyse thermodynamique se base sur un tout nouveau modèle mathématique qui permet de simuler à la fois les deux configurations les plus utilisées en dessalement. De plus, une analyse thermo-économique basée sur l’exergo-économie a permis de calculer le coût de production et les investissements nécessaires.

La réduction de l’impact environnemental est aujourd’hui l’un des défis cruciaux de l’industrie aéronautique. La poursuite d’une moindre consommation des aéronefs a conduit à concevoir des systèmes propulsifs en géneral, et des étages de compression en particulier, toujours plus compacts et chargés. Cette tendance dans la conception des moteurs est directement responsable de l’accentuation du caractère instationnaire des écoulements internes ainsi que de la favorisation dans l’émergence de phénomènes entrainant la perte de stabilité. L’étude expérimentale, conduite pendant ce projet de thèse, porte sur la caractérisation des écoulements dans un étage de compresseur axial en phase émergente et stabilisée du décrochage tournant, grâce à des mesures instationnaires de pression pariétale et de vitesse. L’étude doit son originalité à l’utilisation et au développement de techniques de post-traitement non-standard. La transformée par ondelettes se révèle être un outil particulièrement intéressant à la détection de structures cohérentes de brève durée, telles que le précurseur de type « spike » ainsi que les caractéristiques instantanées d’une cellule de décrochage tournant. A côté de cette approche d’analyse d’un signal localisé, différentes procédures de calcul de champs en moyenne de phase ont été mises au point, chacune adaptée aux spécificités du phénomène étudié et de la procédure expérimentale suivie. Il a été ainsi possible de suivre l’évolution des caractéristiques du champ de pression du régime nominal jusqu’à l’installation du décrochage tournant. L’alignement de la trajectoire du tourbillon de jeu avec la section d’entrée du rotor est associé au déclenchement du décrochage par précurseur de type « spike ». La comparaison entre les champs en phase transitoire et en décrochage établi, amène à affirmer que le précurseur n’est que le stade embryonnaire d’évolution du phénomène du décrochage. L’approche a, en outre, permis d’apprécier la complexité de la structure « interne » de la cellule qui apparait comme la succession d’une phase de propagation de décollement, une zone fortement débitante à charge presque nulle et une phase de ré-attachement de l’écoulement. / The reduction of the environmental impact is nowadays one of the crucial challenges of the aeronautic industry. The quest to lower the consumption of aircrafts has led to more compact and higher loaded engines in general, and especially compressor stages. This leads an increase of the internal flow unsteadiness and to the occurrence of unstable phenomena. The experimental study, performed during this work, concerns the characterization of flows in an axial compressor stage during both the emergence of rotating stall and its stabilized phase, by means of unsteady pressure and velocity measurements. The originality of the work proposed resides in the use and the development of non-standard data processing methods. The wavelets transform reveals to be an interesting tool for the detection of short coherent structures, like the spike-type precursor as well as the instantaneous features of a rotating stall cell. Beside this local approach, different procedures for phase-locked field measurements were developed, according to the specification of each studied phenomenon and the experimental proceedings. Thanks to these methods, it was possible to highlight the pressure field evolution until the development of the rotating stall regime. The alignment of the tip leakage vortex with the rotor inlet section forecasts a spike type stall onset. The comparison between transitional phase and fully developed stall fields conducts to assert that the precursor represent only the embryonic stage of the rotating stall evolution. This approach led to appreciate the complexity of the internal structure of the cell that appears to be the succession of stall propagation phase, zero-loaded high flow rate region and reattachment phase

L’innovation technologique dans les filières énergétiques est une manière pertinente de réaliser des économies d’énergie et de répondre aux préoccupations environnementales. Le chauffage représente la principale consommation d’énergie dans le secteur de l’habitat en France et contribue fortement aux rejets de gaz à effet de serre. Un nouveau conceptde compresseur thermique a été développé par la société boostHEAT. Il est destiné à remplacer le compresseur mécanique conventionnel d’un système de pompe à chaleur au CO2 pour former un système “tritherme”. Ce compresseur thermique est constitué d’un cylindre muni d’un piston déplaceur, d’un échangeur réchauffeur, d’un régénérateur etd’un échangeur refroidisseur. Le réchauffeur est connecté à la partie chaude du cylindre d’une part, et au régénérateur, d’autre part. Le refroidisseur est connecté au régénérateur d’une part, et à la partie froide du cylindre d’autre part. Cette dernière est connectée à la branche basse pression (évaporateur) de la pompe à chaleur par un clapet d’admission, età la branche haute pression de la pompe à chaleur (échangeur haute pression) par l’intermédiaire d’un clapet de refoulement. Après avoir exposé le principe de fonctionnement du compresseur thermique, la conception de ses principaux composants et le banc d’essai expérimental, nous présentons un modèle détaillé permettant de décrire le fonctionnementdu compresseur thermique et d’étudier l’influence de différents paramètres sur ses performances énergétiques. Le modèle développé est validé par comparaison avec les résultats de l’expérience. Enfin, le cycle de pompe à chaleur au CO2 supercritique, muni de deux étages du compresseur thermique, est étudié et optimisé. / Technological innovation in energy systems is a good way to improve energy efficiencies and respond to environmental preoccupations. Heating accounts for the primary energy consumption in the housing sector and contributes significantly to emissions of greenhouse gas. A new concept of thermal compressor was developed by the boostHEAT company. It is intended to replace the conventional mechanical compressor of a CO2 heat pump system to form a "trithermal" system.This compressor is made up of a cylinder with a displacer piston, a heater, a regenerator and a cooler. The heater is connected to the hot part of the cylinder on the one hand and to the regenerator on the other hand. The cooler is connected to the regenerator on the one hand and to the cold part of the cylinder on the other hand. The cold part of the cylinder is connected to the low pressure branch of the heat pump (evaporator) through an automatic inlet valve, and to the high pressure branch of the heat pump (gas cooler) through an automatic exhaust valve. After explaining the operating principle of the thermal compressor, the design of its main components and the experimental test bench, we present a detailed model for describing the operation of the thermal compressor. This model allows the study of the influence of several parameters on the energy performance of the thermal compressor. The model is then validated by comparison with experimental results. Finally, the supercritical CO2 heat pump cycle with two stages of thermal compressor is studied and optimized.

Le système de climatisation est aujourd'hui un équipement incontournable dans l'industrie automobile qui permet d'améliorer le confort thermique ainsi que la sécurité des passagers. Ce système de climatisation utilise un fluide frigorigène halogéné, le HFC-134a, dont les émissions contribuent au réchauffement climatique. Parmi les différents composants du système de climatisation, le compresseur a été identifié comme le composant le plus émissif et est responsable pour 50 à 60 % des émissions. Au sein du compresseur, la contribution majeure aux émissions provient du joint tournant, comme cela a été démontré dans ce travail. Les objectifs de cette thèse portent sur l'étude des principes physiques et l'analyse des résultats expérimentaux en vue d'améliorer la compréhension des mécanismes fondamentaux et les paramètres qui contribuent aux émissions du joint tournant. Deux bancs d'essais innovants ont été développés pour l'étude des émissions du joint tournant à l'arrêt ainsi qu'en fonctionnement. Les performances du joint tournant avec l'usure ont aussi été étudiées. Cette nouvelle approche a permis d'identifier le mécanisme d'étanchéité du joint tournant en rotation ainsi qu'à l'arrêt. Les résultats obtenus ont prouvé la relation entre les émissions et le régime de lubrification, auquel s'ajoute l'effet transitoire de l'huile quand l'arbre est à l'arrêt. Cette étude souligne aussi la dégradation importante de l'étanchéité du joint tournant avec l'usure, ce qui explique la forte demande de fluide frigorigène pour la maintenance et le nombre élevé de recharges effectuées sur les véhicules âgés.