L’étude effectuée au cours de cette thèse a permis de caractériser numériquement les instabilités d’origine aérodynamique rencontrées dans un compresseur centrifuge dessiné par Turbomeca. Ce compresseur est composé d’une roue directrice d’entrée, d’un rouet centrifuge, d’un diffuseur radial et de redresseurs axiaux. Le module expérimental, dénommé Turbocel, sera accueilli au LMFA courant 2016. Le contenu de cette étude repose donc exclusivement sur des résultats numériques dont certains sont cependant comparés à des résultats expérimentaux partiels obtenus par Turbomeca sur une configuration proche. _ Le fonctionnement du compresseur est analysé à différentes vitesses de rotation, à partir de simulations RANS et URANS menées avec le code elsA. Du point de vue de la méthodologie, deux points importants sont à retenir :- Du fait du caractère transsonique de l’écoulement dans le rouet et le diffuseur radial à haut régime de rotation, les simulations RANS stationnaires ne permettent pas d’accéder à une description satisfaisante des phénomènes physiques. Cela est dû à l’utilisation d’un plan de mélange aux différentes interfaces rotor-stator qui a pour effet d’empêcher les ondes de choc de remonter à l’amont, et qui affecte tant la physique de l’écoulement que l’étendue de la plage de fonctionnement stable.- En-dessous d’un certain débit, les calculs URANS sur période machine révèlent que le comportement de l’étage n’obéit plus à la périodicité spatio-temporelle mono-canal. Une plage instable est alors obtenue à toutes les iso-vitesses simulées. A bas régime de rotation, une autre plage stable existe lorsque le compresseur est suffisamment vanné. L’étage retrouve alors une périodicité spatio-temporelle, à condition d’étendre le domaine de calcul dans le stator à deux canaux inter-aubes. En ce qui concerne les limites de stabilité de Turbocel, différentes évolutions sont décrites selon la vitesse de rotation considérée :- A haut régime de rotation, une basse fréquence commence à émerger près du point de rendement maximal et son intensité ne fait qu’augmenter jusqu.au pompage.- A bas régime, une signature basse fréquence comparable se manifeste près du point de rendement maximal mais disparaît passé un certain vannage, et n’est donc présente que sur une plage de débit délimitée. La seconde zone stable peut alors être numériquement parcourue jusqu.au pompage proprement dit. La signature basse fréquence est imputée à l’instauration d’une recirculation dans l’inducteur qui une fois établie est quasi-stationnaire. Les résultats numériques mettent en évidence que la source d’instabilité sévère sur Turbocel provient du diffuseur aubé. En fonction du point de fonctionnement, ce composant adopte des comportements différents, entre lesquels une certaine continuité existe, et ses performances chutent progressivement lorsque le débit diminue. Au final, les domaines de stabilité de l’étage de compression peuvent être reliés au type d’écoulement qui se développe dans le diffuseur radial, et apparaissent dictés par le diffuseur semi-lisse à haut régime de rotation. Enfin, afin d’étendre les plages de fonctionnement stable, une stratégie de contrôle basée sur l’aspiration de couche limite dans le diffuseur aubé a également été déterminée dans le cadre de cette thèse. Son évaluation fera l’objet d’études ultérieures sur Turbocel. / The present study aims at characterizing the aerodynamic instabilities involved in a centrifugal compressor designed by Turbomeca, by means of numerical simulation. This compressor is composed of inlet guide vanes, a centrifugal impeller, a radial vaned diffuser and axial outlet guide vanes. The test module, named Turbocel, will be delivered to the LMFA in 2016. Thus, the results presented in this manuscript are only based on CFD, although some of them are compared to experimental results obtained by Turbomeca on a close configuration.RANS and URANS simulations are performed for several rotational speeds, using the elsA software.Two methodological key points are to be emphasized:- As the flow in both the impeller and the radial diffuser is transonic at high rotational speed, steady RANS simulations cannot provide a satisfactory description of the physical phenomena taking place. This can be explained by the use of the mixing plane approach which prevents shock waves to extend upstream the rotor-stator interfaces, and which impacts the flow field predicted as well as the prediction of the stable operating range.- Below a given massflow rate, URANS simulations covering the spatial period of the compressor prove that the stage behavior does not obey to the single passage spatio-temporal periodicity anymore. An unstable operating range then appears at all the simulated rotational speeds. At low rotational speed, another stable range is however obtained if the compressor is further throttled’ A new periodicity arises on this massflow range, provided that the stator domain is extended to two neighboring blade passages. Concerning the stability domains of Turbocel, different evolutions are obtained depending on the rotational speed:- At high rotational speed, a low frequency phenomenon starts to develop near the peak efficiency point and its intensity keeps increasing until surge happens.- At low rotational speed, a low frequency signature also appears near the peak efficiency point, but it then vanishes when the compressor is further throttled, so that only a restricted operating range exhibits this instability. It then gives rise to a second stable operating range which can be described numerically, ending with surge itself. The low frequency signature is attributed to the enhancement of a flow recirculation in the inducer which, once fully established, is quasi-steady. The numerical results underline that the source of severe instability in the compressor comes from the vaned diffuser. Depending on the operating point, this component can adopt different behaviors, between which a relative continuity exists, and its performances decrease when the massflow rate decresases. The overall stage performances prove that at high rotational speed, the global stability is driven by the semi-vaneless diffuser and depends on the flow developing in the radial diffuser. Finally, in order to extend the stable operating range of the compressor, a flow control strategy based on boundary layer suction has also been determined in the diffuser. Its impact on the performances of Turbocel will be deeply studied later on.

Cette thèse est effectuée dans le cadre du projet Européen "PlasmAero" dont le but est de développer et d'étudier des actionneurs plasmas, et de démontrer leur capacité à contrôler des écoulements aérodynamiques. L'actionneur plasma à Décharge à Barrière Diélectrique (DBD) de surface est un moyen innovant pour contrôler un écoulement en utilisant le vent électrique induit par la force électrohydrodynamique (EHD) générée au sein du gaz ionisé. Une première partie est dédiée à l'étude des actionneurs plasmas. L'influence de la géométrie de l'électrode active d'une DBD est précisée par des mesures électriques, optiques et mécaniques. Les régimes de la décharge de surface peuvent être totalement modifiés, tout commel'évolution de la force EHD en fonction du temps, calculée ici par bilan intégral. Une géométrie optimisée permet de supprimer le régime de décharge streamer et d'augmenter l'efficacité de l'actionneur de 0,65 à 0,97 mN/W. De plus, des configurations à multi-électrodes (sliding discharge et multi-DBD) sont étudiées et développées. Une multi-DBD à potentiels alternés a permis d'obtenir un vent électrique record de 10,5 m/s.L'étude du contrôle d'un écoulement décollé à mi-corde ou en bord de fuite sur l'extrados d'un profil NACA 0015 fait l'objet de la seconde partie de la thèse. Une DBD standard à deux électrodes, une multi-DBD à six électrodes et une DBD de type "nanoseconde" sont utilisées pour agir sur une séparation à des nombres de Reynolds atteignant 1,3μ106, avec une transition naturelle ou déclenchée. Les résultats démontrent que le contrôle permet de repousser efficacement la séparation, améliorant ainsi les performances aérodynamiques du profil. / This work is conducted in the framework of the European PlasmAero project that aims to demonstrate how plasma actuators can be used to control aircraft aerodynamic. Surface Dielectric Barrier Discharge (DBD) is an innovative solution to control a flow with the electric wind induced by the electrohydrodynamic (EHD) force produced by a surface discharge. A first part is dedicated to plasma actuators study. The exposed electrode shape of a DBD actuator is investigated by electrical, optical and mechanical characterization. Discharges properties and EHD force evolution is fully dependent of exposed electrode shape. With an optimized active electrode shape, streamer discharge is cancelled while actuator effectiveness is increased from 0.65 to 0.97 mN/W. Flow field induced by multiple electrode design is also investigated. An innovative multi-DBD design is proposed. Inhibition of mutual interaction between successive DBD actuators and exposed electrode shape optimization conduct to an electric wind velocity of 10.5 m/s. In a second part, the control of boundary layer separation on a NACA 0015 airfoil is investigated. An ac DBD, a multi-DBD and a nanosecond DBD are used to manipulate separation at a Reynolds number Re = 1.3μ106, with tripped and natural boundary layer. Results show that actuators can effectively remove the separation existing without actuation.