Les premières simulations numériques d'écoulements réactifs sur des configurationscomplexes ont été réalisées à l'aide d'approches RANS (Reynolds Averaged Navier Stokes). Ces dernières, bien adaptées aux écoulements de type couches limites attachées et relativement peu coûteuses en temps de calcul, ne donnent accès qu'à des résultats stationnaires qui s'éloignent parfois de la réalité. Pour réaliser des simulations instationnaires d'écoulements, les méthodes de type LES (Large Eddy Simulation) -- plus précises mais plus coûteuses -- sont de plus en plus utilisées. Cependant, ces méthodes sont mal adaptées à la simulation de la dynamique pariétale, car elles nécessitent un effort de maillage souvent prohibitif près de la paroi. Cette thèse est consacrée au développement dans le code CEDRE (code de simulation d'écoulements réactifs complexes de l'Onera) d'une méthode hybride RANS/LES, appelée Delayed Detached Eddy Simulation (DDES), et à son application à des écoulements réactifs massivement décollés. Après une étape de validation sur des couches limites attachées, la DDES a été appliquée à la simulation des écoulements inerte et réactif dans une chambre de combustion en forme de marche descendante (A3C) et comparée aux résultats des approches RANS et LES classiques, ainsi qu'aux résultats expérimentaux. Cette méthode a ensuite permis de réaliser l'étude de la dynamique de l'écoulement réactif décollé dans la tuyère ATAC montée sur le banc cryotechnique MASCOTTE de l'Onera.

Au sein d'un échangeur à air, les trompes à air permettent de créer l'écoulement d'air froid nécessaireà son bon fonctionnement. Ces dispositifs, qui peuvent ^etre assimilés à des jets subsoniques confinésen conduit, peuvent contribuer au bruit rayonné par les avions lors des phases au sol. Nous proposonsdans cette thèse de développer un outil numérique prédictif de l'acoustique rayonnée par ces dispositifsafin de pouvoir proposer des solutions de réduction de bruit appropriées. Cet outil est adapté au contexteindustriel de Liebherr Aerospace. Une méthode stochastique permet, à partir d'un calcul stationnaireRANS, de générer un champ de vitesse turbulente qui autorise la formation d'un terme de forçage dansles équations d'Euler linéarisées qui sont alors utilisées comme un opérateur de propagation. Un nouveaumodèle stochastique basé sur l'hypothèse de sweeping est développé. Ce dernier permet de produiredes champs instationnaires respectant certaines propriétés aérodynamiques statistiques dans le cadre dejets libres subsoniques. Cette méthode est couplée avec le solveur Euler de l'Onera sAbrinA_v0 et l'outilrésultant est appliqué sur le cas d'un jet libre subsonique à M=0.72. Moyennant une calibration duterme source, la méthodologie permet de reproduire les spectres acoustiques en champ lointain, exceptépour les angles faibles. L'outil numérique est ensuite couplé avec un solveur FW-H pour étudier le casconcret de la trompe à air. Les résultats aérodynamiques et acoustiques sont validés par comparaison àune base de données aérodynamique et acoustique constituée au préalable à partir d'une campagne d'essaiscomprenant des mesures par anémométrie laser Doppler à l'intérieur du conduit et des microphonesacoustiques en champ lointain.

Les premières simulations numériques d'écoulements réactifs sur des configurationscomplexes ont été réalisées à l'aide d'approches RANS (Reynolds Averaged Navier Stokes). Ces dernières, bien adaptées aux écoulements de type couches limites attachées et relativement peu coûteuses en temps de calcul, ne donnent accès qu'à des résultats stationnaires qui s'éloignent parfois de la réalité. Pour réaliser des simulations instationnaires d'écoulements, les méthodes de type LES (Large Eddy Simulation) -- plus précises mais plus coûteuses -- sont de plus en plus utilisées. Cependant, ces méthodes sont mal adaptées à la simulation de la dynamique pariétale, car elles nécessitent un effort de maillage souvent prohibitif près de la paroi. Cette thèse est consacrée au développement dans le code CEDRE (code de simulation d'écoulements réactifs complexes de l'Onera) d'une méthode hybride RANS/LES, appelée Delayed Detached Eddy Simulation (DDES), et à son application à des écoulements réactifs massivement décollés. Après une étape de validation sur des couches limites attachées, la DDES a été appliquée à la simulation des écoulements inerte et réactif dans une chambre de combustion en forme de marche descendante (A3C) et comparée aux résultats des approches RANS et LES classiques, ainsi qu'aux résultats expérimentaux. Cette méthode a ensuite permis de réaliser l'étude de la dynamique de l'écoulement réactif décollé dans la tuyère ATAC montée sur le banc cryotechnique MASCOTTE de l'Onera. / The first numerical simulations of reactive flows on complex configurations were performed using RANS (Reynolds Averaged Navier Stokes) approaches. These methods, which are well adapted to attached boundary layer flows and relatively not expensive in computation time, provide only steady results, which may not correctly reproduce reality. For unsteady flow simulations, LES (Large Eddy Simulation) method -- more accurate but more expensive – are increasingly employed. However, these approaches are poorly suited to simulate wall turbulence since they often require a prohibitive meshing effort close to the wall. This PhD thesis is devoted to the development in the CEDRE code (Onera code for the simulation of complex reactive flows) of a hybrid RANS/LES approach, called Delayed Detached Eddy Simulation (DDES) and to its application to massively separated reactive flows. After a step of validation on attached boundary layers, the DDES is applied to the simulation of the inert and reactive flows in a backward facing step combustor (A3C) and compared to the results obtained by RANS and LES approaches, as well as to experimental results. The DDES has then been used to study the dynamics of the separated reactive flow in the ATAC nozzle mounted on the cryotechnic MASCOTTE facility of Onera.

Au sein d’un échangeur à air, les trompes à air permettent de créer l’écoulement d’air froid nécessaireà son bon fonctionnement. Ces dispositifs, qui peuvent ^etre assimilés à des jets subsoniques confinésen conduit, peuvent contribuer au bruit rayonné par les avions lors des phases au sol. Nous proposonsdans cette thèse de développer un outil numérique prédictif de l’acoustique rayonnée par ces dispositifsafin de pouvoir proposer des solutions de réduction de bruit appropriées. Cet outil est adapté au contexteindustriel de Liebherr Aerospace. Une méthode stochastique permet, à partir d’un calcul stationnaireRANS, de générer un champ de vitesse turbulente qui autorise la formation d’un terme de forçage dansles équations d’Euler linéarisées qui sont alors utilisées comme un opérateur de propagation. Un nouveaumodèle stochastique basé sur l’hypothèse de sweeping est développé. Ce dernier permet de produiredes champs instationnaires respectant certaines propriétés aérodynamiques statistiques dans le cadre dejets libres subsoniques. Cette méthode est couplée avec le solveur Euler de l’Onera sAbrinA_v0 et l’outilrésultant est appliqué sur le cas d’un jet libre subsonique à M=0.72. Moyennant une calibration duterme source, la méthodologie permet de reproduire les spectres acoustiques en champ lointain, exceptépour les angles faibles. L’outil numérique est ensuite couplé avec un solveur FW-H pour étudier le casconcret de la trompe à air. Les résultats aérodynamiques et acoustiques sont validés par comparaison àune base de données aérodynamique et acoustique constituée au préalable à partir d’une campagne d’essaiscomprenant des mesures par anémométrie laser Doppler à l’intérieur du conduit et des microphonesacoustiques en champ lointain. / In air exchangers, the cool air flow can be produced by jet pumps. These devices, which can be consideredas subsonic jets confined in ducts, could contribute directly to ramp noise. A predictive numerical toolof the acoustic radiated by jet pumps is therefore developped in order to be able to propose appropriatenoise reduction solutions. This tool is adapted to Liebherr Aerospace’s industrial context. A stochasticmethod allows, starting from a steady RANS computation, to synthetise a turbulent velocity fields andto enforce source terms in the linearized Euler equations therefore used as a wave propagator. A newstochastic model relying on the sweeping hypothesis is developped. Unsteady fields reproducing someaerodynamics features of a free subsonic jet flow can be generated. This method is then coupled withOnera’s Euler solver sAbrinA_v0 and the resulting tool is applied on a free subsonic jet configuration atMach 0.72. Assuming a cabration of the source terms, this methodology models properly the far fieldacoustic spectra except for small angles. The numerical tool is then coupled with a FW-H solver to studya realistic jet pump. Aerodynamic and acoustic results are validated by comparison with a data baseobtained from an experimental campaign including laser Doppler anemometry measures inside the ductand pressure recording in the far-field.

Cette étude expérimentale et numérique porte sur la caractérisation des écoulements de type rotor-stator soumis à un flux axial selon deux angles: turbulence et stabilité.<br /><br />De nouvelles mesures par LDA sont comparées aux prévisions d'un modèle avancé de transport des tensions de Reynolds essentiellement pour les écoulements turbulents à couches limites séparées. Cette confrontation a permis d'approfondir les propriétés des écoulements confinés soumis à une forte rotation. Dans le cas d'une cavité fermée ou lorsqu'un flux centripète est imposé, la structuration de l'écoulement est de type Batchelor: la couche limite du rotor et celle du stator sont séparées par un noyau central en rotation. La vitesse tangentielle dans le noyau est proportionnelle à la vitesse locale du disque avec un coefficient de proportionnalité K. Ce coefficient peut être déterminé à partir d'un coefficient local de débit selon une loi analytique dont les deux coefficients dépendent uniquement du taux de prérotation du fluide. Cette loi est indépendante de l'espace interdisque et de la géométrie. Pour de forts flux centrifuges, la structuration de l'écoulement devient de type Stewartson avec une couche limite unique sur le rotor. La transition entre ces deux structurations peut être caractérisée par un nombre de Rossby basé sur l'espace radial entre le rotor et le cylindre extérieur. Cette transition est continue et indépendante de la géométrie de la cavité. La turbulence est concentrée dans les couches limites et augmente du centre vers la périphérie du disque. Lorsqu'un flux est imposé, la zone relaminarisée proche de l'axe observée en cavité fermée, disparaît et la turbulence est maximale près des zones d'entrée et de sortie du fluide.<br /><br />L'influence d'un flux sur la stabilité des écoulements de type Couette de torsion à couches limites jointes, de type mixte et de type Batchelor a également été étudiée à partir de visualisations de l'écoulement. Les réseaux de cercles concentriques et de spirales mais aussi les ondes solitaires et les spots turbulents observés en cavité fermée subsistent en présence d'un flux mais les seuils d'apparition et de disparition sont décalés. De nouvelles instabilités essentiellement sous la forme de spirales apparaissent également. Une instabilité de type ``crossflow'', générique de ce type d'écoulement, a été observée. Elle se développe sous la forme de spirales positives, notées RSJ2, localisées en périphérie de la cavité. Elle est due au point d'inflexion dans le profil axial de la composante radiale de la vitesse.

Cette étude a pour objectif d’étudier différentes approches de modélisation de la turbulence sur un compresseur centrifuge industriel à fort taux de pression afin d’essayer d’élargir notre compréhension des différents phénomènes physiques mis en jeu et leur interaction avec la turbulence. D’abord, la sensibilité au maillage et au modèle turbulence est évalué sur des calculs RANS. Une analyse de simulations LES est ensuite effectuée. En particulier, une étude de l’effet de la turbulence sur l’écoulement et une comparaison aux résultats RANS et expérimentaux est réalisée. Enfin, deux approches hybrides DES sont étudiées afin d’exposer les problèmes rencontrés par ces modèles sur cette configuration. Il en résulte une évaluation des différentes méthodes et de leur applicabilité future dans un contexte industriel. / This study aims to assess the abilities of existing numerical simulation methods to predict the complex physical phenomena occurring in an industrial centrifugal compressor and especialy the effect of turbulence on the different flow features. RANS simulations are first performed using various turbulence model, then LES simulations and finally, two simulations using RANS/LES hybrid models of DES type are carried out. The whole compressor operating range is simulated using RANS, but because of LES and DES high computational costs, attention is focussed on the nominal operating point. Particular care is devoted to determine the impact of grid refinement on the simulation results. To this end, simulations are performed on three grids, respectively composed of over 8, 26 and 165 million cells. Even though the grids used do not fulfill the mesh refinement criteria recommended in the litterature for an accurate wall-resolved LES simulation, the simulation performed on the denser grid provides interesting conclusions on the turbulence generation and its interaction with the mean flow.The hybrid DES approches used involve a shield function to prevent the boundary layers to be computed in LES. However, this function is found to be unsuited to this centrifugal compressor flow. Indeed, the RANS and LES regions are not correctly located and most of the tip leakage flow is resolved using a RANS approach, preventing the development of turbulence.This work allowed us to evalute the various approches and highlight some of the problems and advantages of each for the simulation of this centrifugal compressor.

Pour améliorer la conception des turbomachines, les industriels doivent appréhender des phénomènes aéroélastiques complexes présents dans les compresseurs comme les cycles limites d’interaction fluide-structure des fans. La compréhension et la modélisation de ces phénomènes impliquent de développer des modèles numériques complexes intégrant des phénomènes multi-physique et de valider ces modèles à l’aide de bancs d’essais. Le banc d’essai du compresseur CREATE est instrumenté pour étudier des instabilités aérodynamiques couplées à des vibrations, notamment sur le rotor du premier étage, et permet de valider des modèles numériques. La modélisation de l’écoulement en amont du premier étage du compresseur à l’aide du logiciel Turb’Flow, développé pour l’étude des écoulements dans les compresseurs aéronautiques, a permis de mettre en évidence l’importance des conditions limites d’entrée pour l’obtention de résultats précis. En particulier, il a été possible de modéliser correctement l’ingestion d’une alimentation non-homogène en entrée de la roue directrice d’entrée. Ce phénomène peut se produire en amont des fans et interagir avec un mode de la structure. Une stratégie de couplage partitionné fort explicite dans le domaine temporel a été introduite dans le logiciel Turb’Flow. Comme cette méthode présente un risque de décalage temporel à l’interface fluide-structure, une attention particulière a été portée à la modélisation de la conservation de l’énergie à cette interface. La conservation de l’énergie à l’interface est cruciale quand les déplacements sont importants et quand un comportement non-linéaire fort apparaît entre le fluide et la structure (onde de choc et amortissement structurel nonlinéaire). Parallèlement au développement du module aéroélastique, le schéma implicite de Runge- Kutta d’ordre 3 en temps (RKI-3) a été développé et évalué sur un cas de dynamique (vibration d’une aube de turbine transsonique) et sur un cas de propagation d’onde de choc. L’utilisation du schéma RKI-3 permet d’augmenter, à iso-précision, d’un ordre le pas de temps par rapport aux schémas de Gear et de Newmark. S’il apporte un gain en temps CPU pour l’étude de la dynamique des structures, il est pénalisant dans le cadre de simulation URANS. Cependant, le schéma RKI-3 est utilisable dans le cadre de simulations couplées fluide-structure. / To increase turbomachinery design, manufacturers have to comprehend complex aeroelastic phenomena involving compressors like fluid-structure interaction limit cycles of fans. The understanding and the modeling of these phenomena involve developing complex solvers coupling techniques and validating these techniques with bench tests. The bench test of the CREATE compressor is instrumented to study the coupling between aerodynamic instabilities and structure vibration, in particular on the first stage rotor, and allows to validate numerical techniques. The flow modeling upstream to the first stage with the Turb’Flow flow solver (targeting turbomachinery applications) shows that, to have accurate results, inlet limit conditions must take into account. The ingestion of non-homogeneous flow upstream to the inlet guide vane is accurately modeled. This phenomenon can appear upstream to fans and interact with structure Eigen-modes. Explicit partitioned strong coupling considered in time domain was implemented in a Turb’Flow flow solver. As there is a risk of time shift at the fluid-structure interface, careful attention should be paid to energy conservation at the interface. This conservation is crucial when displacements are large and when strong non-linear behaviors occur in both fluid and structure domains, namely shock waves, flow separations and non-linear structural damping. In parallel with coupling technique development, the three-order implicit Runge-Kutta scheme (RKI-3) was implemented and validated on a structure dynamic case (transonic turbine blade vibration) and on a case of shock waves propagation. The RKI-3 scheme allows increasing the time step of one order of magnitude with the same accuracy. There is a CPU time gain for structure dynamics simulations, but no for URANS simulations. However, the RKI-3 scheme can be to use for fluid-structure coupling simulations. The coupling technique was validated on a test case involving tube in which the shock wave impinges on a cross flow flexible panel, initially at rest. This case allows modeling an interaction between sonic flow and a panel movement with a tip clearance. Some numerical simulations were carried out with different temporal schemes. The RKI-3 scheme has no influence on results (compared with Gear and/or Newmark scheme) on the energy conservation at the fluid-structure interface. Compared to experimental results, pressure is in fairly good ix Liste des publications agreement. The analysis of numerical results highlighted that a vertical shock tube with up and down waves creates pressure fluctuation. Frequency is under predicted and amplitude is not in fairly good agreement. The panel root modeling might be questionable.

Les écoulements transsoniques rencontrés dans le cadre de la propulsion aéronautique et spatiale sont associés à l'apparition d'ondes de choc. En impactant la couche limite se développant sur une paroi, un gradient de pression adverse est généré qui conduit à l'épaississement ou au décollement de la couche limite. Lors de la vibration de la structure, l'onde de choc oscille et interagit avec la couche limite, générant une fluctuation de la pression statique à la paroi. Il s'ensuit alors un échange d'énergie entre le fluide et la structure qui peut être stabilisant ou au contraire conduire à une instabilité aéroélastique (flottement). La modélisation de la réponse instationnaire de l'interaction onde de choc / couche limite pour l'étude des interactions fluide-structure est l'objet de ce travail de recherche. Il s'appuie sur la résolution des équations de Navier-Stokes moyennées (RANS) et la modélisation de la turbulence. Les méthodes et modèles utilisés ont été validés à partir de résultats expérimentaux issus d'une tuyère transsonique dédiée à l'étude des interactions fluide-structure. Ces travaux sont ensuite appliqués à l'amélioration de la prédiction du flottement en turbomachine. Une méthode linéarisée en temps permettant la résolution des équations RANS dans le domaine fréquentiel est utilisée. Nous confirmons l'importance de la dérivation du modèle de turbulence lors de la prédiction d'une interaction forte entre une onde de choc et une couche limite décollée. Une méthode de régularisation est présentée puis appliquée aux opérateurs non dérivables du modèle de turbulence k-! de Wilcox (2006). La prédiction de la réponse instationnaire de l'interaction onde de choc / couche limite dans une tuyère est évaluée à partir de simulations bidimensionnelles et présente un bon accord avec les données expérimentales. En évaluant l'influence de la fréquence réduite, une instabilité aéroélastique de type flottement transsonique est identifiée. Un dispositif de contrôle, reposant sur la génération d'ondes de pression rétrogrades à l'aval de la tuyère, est proposé puis validé numériquement. Enfin, une méthodologie est proposée pour comprendre les mécanismes aérodynamiques conduisant au flottement. Pour cela, il a été réalisé un dessin provisoire d'une soufflante transsonique à fort taux de dilution. Cette soufflante, l'ECL5, est destinée à l'étude expérimentale des instabilités aérodynamiques et aéroélastiques. La méthodologie proposée repose sur la simulation 2D d'une coupe de tête et met à profit la linéarisation pour analyser la contribution de sources locales en fonction de la fréquence réduite, du diamètre nodal et de la déformée modale / Transonic flows, which are common in aeronautical and spatial propulsion systems, produce shock-waves over solid boundaries. When a shock-wave impacts the boundary layer, an adverse pressure gradient is generated and a thickening or even a separation of the boundary layer is induced. If the solid boundary vibrates, the shock-wave oscillates, interacts with the boundary layer and produce a fluctuation of the static pressure at the wall. This induces an exchange of energy between the fluid and the structure which can be stabilising or lead to an aeroelastic instability (flutter).The main objective of this PhD thesis is the modelling of the unsteady behaviour the simulation of the shock-wave/boundary layer interaction for fluid-structure interaction studies. To this end, simulations have been carried out to solve Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations using two equations turbulence model. The method is validated thanks to experimental data obtained on a transonic nozzle dedicated to aeroelastic studies. This method is then use to increase the predictability of flutter events in turbomachinery.A time linearised frequency-domain method is applied to RANS equations. It is shown that the unsteady behaviour of the turbulent boundary-layer contributes to the fluctuating static pressure when the shock-wave boundary layer interaction is strong. Hence, the frozen turbulence assumption is not valid and the turbulence model must be derivated. Thus, the regularisation of the non derivable operators is proposed and applied on k-? Wilcox (2006) turbulence model.The unsteady behaviour of the shock-wave/boundary-layer interaction in a transonic nozzle is evaluated thanks to 2D numerical simulations and shows good agreement with experimental data. When varying the reduced frequency an aeroelastic instability is found, known as transonic flutter. An active control device generating backward travelling pressure waves is then designed and numerically validated.Finally, a methodology is proposed to understand the aerodynamic onsets of transonic flutter. To this end, a preliminary design of a high bypass ratio transonic fan has been carried out. This fan, named ECL5, is dedicated to experimental aerodynamic and aeroelastic studies. The methodology relies on 2D simulations of a tip blade passage and uses linearisation to analyse the contribution of local sources as a function of reduced frequency, nodal diameter and mode shape

Dans le cadre de la problématique du refroidissement des déchets radioactifs, ce travail a pour objectifs l'étude de l'écoulement autour d'un cylindre chauffant monté en paroi soumis à un écoulement transverse selon l'approche URANS. Les limitations bien connues de la modélisation au premier ordre conduisent à considérer une approche au deuxième ordre. C'est dans ce sens qu'un modèle d'échange thermique est développé puis validé sur des cas académiques.<br>Dans un premier temps, lorsque le régime de convection mixte est dominant, ces calculs, réalisés par le modèle bas-Reynolds k-w SST, et complétés par un calcul isotherme, mettent en évidence de nombreuses structures tourbillonnaires recensées par la bibliographie. Un calcul avec le modèle haut-Reynolds Rij-epsilon SSG est aussi effectué. Avec le modèle k-w SST, l'échange thermique est convenablement reproduit par rapport à l'expérience VALIDA, conduite par le CEA, alors qu'avec le modèle Rij-epsilon SSG celui-ci est fortement sous-estimé, certainement en raison de l'utilisation de lois de paroi. <br>Dans un second temps, lorsque la convection naturelle est prépondérante, la topologie des écoulements est alors complètement différente et le transfert thermique est bien moins fidèle à l'expérience VALIDA.<br>Le modèle à pondération elliptique EBRSM, issu de l'approche de Durbin, consiste en la prise en compte des effets de paroi, et en particulier le blocage à la paroi. D'après ce formalisme, un modèle algébrique des flux thermiques avec pondération elliptique est développé, l'EBAFM. Avec ce modèle, des tests a priori dans les trois régimes de convection puis les simulations sur les mêmes cas montrent une nette amélioration dans la prédiction des différents écoulements faisant place à une perspective intéressante d'un modèle intermédiaire entre une formulation SGDH et des équations de transport.

Dans le cadre de la problématique du refroidissement des déchets radioactifs, ce travail a pour objectifs l'étude de l'écoulement autour d'un cylindre chauffant monté en paroi soumis à un écoulement transverse selon l'approche URANS. Les limitations bien connues de la modélisation au premier ordre conduisent à considérer une approche au deuxième ordre. C'est dans ce sens qu'un modèle d'échange thermique est développé puis validé sur des cas académiques. <br /><br />Dans un premier temps, lorsque le régime de convection mixte est dominant, ces calculs, réalisés par le modèle bas-Reynolds ßt, et complétés par un calcul isotherme, mettent en évidence de nombreuses structures tourbillonnaires recensées par la bibliographie. Un calcul avec le modèle haut-Reynolds Rij-epsilon SSG est aussi effectué. Avec le modèle k-w SST, l'échange thermique est convenablement reproduit par rapport à l'expérience VALIDA, conduite par le CEA, alors qu'avec le modèle Rij-epsilon SSG celui-ci est fortement sous-estimé, certainement en raison de l'utilisation de lois de paroi. <br /><br />Dans un second temps, lorsque la convection naturelle est prépondérante, la topologie des écoulements est alors complètement différente et le transfert thermique est bien moins fidèle à l'expérience VALIDA.<br /><br />Le modèle à pondération elliptique EB-RSM, issu de l'approche de Durbin, consiste en la prise en compte des effets de paroi, et en particulier le blocage à la paroi. D'après ce formalisme, un modèle algébrique des flux thermiques avec pondération elliptique est développé, l'EB-AFM. Avec ce modèle, des tests a priori dans les trois régimes de convection puis les simulations sur les mêmes cas montrent une nette amélioration dans la prédiction des différents écoulements faisant place à une perspective intéressante d'un modèle intermédiaire entre une formulation SGDH et des équations de transport.