Dans un contexte mondial où les ressources énergétiques commencent à se faire rares, beaucoup de recherches se font sur l’amélioration de l’efficacité thermique et de la densité de puissance des sources d’énergie existantes. Ainsi, un projet de développement d’une microturbine à gaz avec une architecture de nouveau genre permettant d’augmenter la densité de puissance tout en réduisant les coûts a vu le jour. La recherche proposée dans le présent document se concentre sur la conception et la caractérisation d’une chambre de combustion et d’un banc d’essai pour la turbine SRGT-2. Une chambre de combustion à écoulement inverse est conçue et caractérisée expérimentalement. Un modèle 0D de la chambre est tout d’abord fait. Par la suite, une optimisation numérique est faite jusqu’à l’atteinte des objectifs de conception. Finalement, la chambre de combustion est testée durant 30 secondes avec de l’hydrogène comme carburant. Une température de sortie de la chambre de combustion de 1000 K a été maintenue avec une efficacité de combustion de plus de 85%. Le banc d’essai conçu pour le projet de recherche utilise un démarreur électropneumatique permettant d’accélérer le prototype jusqu’à 102 000 RPM. Le module fluide est la partie du banc d’essai qui contient les différentes parties de la turbine SRGT-2 comme le rotor, les stators et la chambre de combustion. Le module est instrumenté dans le but d’obtenir une caractérisation complète de la turbine. Sa configuration modulaire permet aussi de caractériser chacune des composantes individuellement en changeant certaines sections.

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.

Pour assurer, dans les décennies à venir, le vol hypersonique par super-statoréacteur, il est nécessaire d'en gérer le refroidissement actif par injection de carburant endothermique. Les phénomènes de pyrolyse ont été pris en compte grâce à un mécanisme cinétique détaillé (153 espèces, 1185 réactions). Des méthodes de calcul spécifiques aux mélanges multi-espèces potentiellement diphasiques ou à l'état supercritique ont été employées pour la détermination des propriétés physico-chimiques. Grâce aux outils numériques d'hydro-thermo-cinétique développés spécialement pour cette étude, une analyse en régime stationnaire, puis transitoire, a été menée afin de comprendre les phénomènes interagissant sur le système complet identifié. Une expérimentation a également été conçue afin de confirmer les connaissances numériques acquises et tester des méthodes de mesure utiles à la caractérisation de l'écoulement réactif, dans des conditions proches de celles attendues en vol (35 bars, 1500 K). La dynamique des transferts thermiques et de matière a été étudiée.

La conception d'un statoréacteur bénificie aujourd'hui des progrès divers des outils numériques permettant par la même occasion d'alléger les différentes étapes préliminaires de tests en géométrie réelle nécessaires au développement de telle configuration. L'objectif de cette thèse est de développer une méthodologie s'appuyant sur la Simulation aux Grandes Echelles (SGE) afin de contribuer à la validation de ce nouvel outil numérique pour la simulation de statoréacteur et ainsi de contribuer à la compréhension des phénomènes mis en jeu dans ces chambres de combustion. L'outil numérique est tout d'abord adapté pour la simulation des écoulements réactifs fortement turbulents avec un accent mis sur la gestion des chocs avec des schémas centrés et la discrétisation de la convection pour la simulation Eulérienne de la phase dispersée. La configuration cible est le "Statoréacteur de Recherche'' étudié expérimentalement par l'ONERA. Sa simulation est réalisée de manière graduelle. Tout d'abord, il est montré que la simulation de la totalité de la configuration, y compris les diffuseurs d'entrée où se positionne un réseau de choc, est essentielle afin de considérer une géométrie acoustiquement close pour reproduire correctement les modes d'oscillation du statoréacteur. La pertinence du schéma cinétique est aussi étudiée et il est montré l'importance de bien reproduire l'évolution de la vitesse de flamme adiabatique pour une plage de richesse grande, en raison du régime de combustion partiellement prémélangé. Finalement, trois cas à richesse différente sont simulés et un excellent accord est trouvé avec l'expérience. La phénoménologie et les mécanismes pilotant la combustion sont alors étudiés pour ces trois cas. / Design of ramjets benefits today from the progress of numerical tools which relieve the various test stages of real engines that remain necessary for the development of such a kind of configuration. The objective of this dissertation is to develop a methodology based on the Large Eddy Simulation (LES) to contribute to the validation of this new type of advanced numerical tool for the simulation of ramjets and improve the understanding of combustion in these devices. The numerical tool is first adapted for the simulation of highly turbulent reacting flows with emphases on the management of shocks with centered schemes and the discretization of convection for the Eulerian simulation of the dispersed phase. The target configuration is the “Research ramjet” experimentally studied by ONERA. Simulation is carried out gradually. First, it is shown that the simulation of the entire configuration, including diffusers at the inlets where shocks appear is essential to consider an acoustically close geometry to properly reproduce the oscillation modes of combustion. The relevance of the kinetic scheme is also studied. It is shown that reproducing the evolution of the adiabatic flame speed for a wide range of equivalence ratio is critical because of the partially premixed combustion regime involved in this configuration. Finally, three different cases are simulated and excellent agreement is found with experimental data. The phenomenology and the different mechanisms governing combustion are studied for these three cases.

Le Rim-Rotor Rotary Ramjet Engine (R4E) a le potentiel de remplacer les turbines à gaz de 1 MW et moins en offrant : (1) une densité de puissance de 7.6 kW/kg, soit le double des turbines à gaz actuelles, (2) une meilleure fiabilité et un moindre coût par sa pièce mobile unique et (3) une efficacité de plus de 20 %, soit similaire aux turbines à gaz de cette puissance.Le R4E convertit la grande vitesse tangentielle du mélange air-carburant, idéalement 1000 m/s, en une grande pression dans la chambre de combustion. La combustion des réactifs augmente le volume du gaz ce qui force les produits à sortir à une grande vitesse tangentielle. La poussée générée est récupérée en travail mécanique à l'arbre directement ou est convertie en électricité. Ce travail présente la conception de la géométrie des propulseurs à l'aide d'un modèle 1D généralisé basé sur l'analyse préliminaire, ainsi que la validation expérimentale d'un prototype faisant la preuve de concept du R4E à travers 5 étapes principales s'étendant sur 2 versions du prototype : (1) la friction aérodynamique, (2) l'écoulement dans le moteur, (3) l'allumage, (4) la combustion et (5) la démonstration de la puissance nette des ailettes. La friction aérodynamique de la paroi externe du Rim-Rotor dépasse de 35 % les modèles actuels ce qui en fait le mécanisme de perte le plus important.Le débit massique dans le moteur est de 30 % inférieur à la valeur estimée par le modèle 1D pour la géométrie testée. La puissance de trainée des statoréacteurs sans combustion mesurée est en ligne avec la puissance prédite pour un débit massique corrigé expérimentalement. En ce qui concerne la combustion dans le moteur, le champ centrifuge extrême domine le mécanisme de propagation de la flamme. Un modèle simple de flottaison est utilisé pour prédire la longueur du front de flamme, représentant les produits chauds qui ont tendance à"flotter" sur les réactifs froids. Un modèle numérique est élaboré pour valider la propagation de la flamme jusqu'à une accélération centrifuge de 1.1 million de g et montre une bonne corrélation avec le modèle simple. Une efficacité de combustion de 85% est démontrée avec un second prototype pour une accélération centrifuge jusqu'à 284 000 g, soit 25 fois supérieures à la plus grande valeur testée dans la littérature. Une fois la combustion stabilisée, ce prototype a été en mesure de produire une légère poussée, une première pour les moteurs à statoréacteur rotatif.

Pour assurer, dans les décennies à venir, le vol hypersonique par super-statoréacteur, il est nécessaire d'en gérer le refroidissement actif par injection de carburant endothermique. Les phénomènes de pyrolyse ont été pris en compte grâce à un mécanisme cinétique détaillé (153 espèces, 1185 réactions). Des méthodes de calcul spécifiques aux mélanges multi-espèces potentiellement diphasiques ou à l'état supercritique ont été employées pour la détermination des propriétés physico-chimiques. Grâce aux outils numériques d'hydro-thermo-cinétique développés spécialement pour cette étude, une analyse en régime stationnaire, puis transitoire, a été menée afin de comprendre les phénomènes interagissant sur le système complet identifié. Une expérimentation a également été conçue afin de confirmer les connaissances numériques acquises et tester des méthodes de mesure utiles à la caractérisation de l'écoulement réactif, dans des conditions proches de celles attendues en vol (35 bars, 1500 K). La dynamique des transferts thermiques et de matière a été étudiée.