L’amélioration des turbomachines passe par l’augmentation de leurs vitesses de rotation et peut conduire leurs composants à se trouver en présence d’un régime d’écoulement supersonique, en particulier leurs systèmes de pivoterie à air. L’étude d’une butée aérodynamique en régime supersonique est traitée dans ce manuscrit et s’inscrit dans la continuité de la recherche sur les butées hautes vitesses mais qui n’a que très peu été abordée dans la littérature. Ce problème se trouve à la frontière entre deux domaines scientifiques : la lubrification et l’aérodynamique. L’enjeu ici est développer un modèle réaliste traduit par un code de calcul écrit en FORTRAN, capable de capturer les phénomènes liés au régime supersonique (choc, détente) et d’être adapté à la géométrie des films minces. Pour cela, deux modèles ont été développés et codés à l’aide de la méthode numérique des différences finies : les équations de Reynolds Modifiées et les équations de Navier-Stokes adaptées aux films minces. Ce premier modèle est une extension de l’équation de Reynolds généralisée, prenant en compte l’inertie et déjà utilisé dans des études de la lubrification. Le second modèle a été établi à partir des équations de Navier-Stokes et conserve leur forme. Ce système possède l’avantage de pouvoir utiliser les outils numériques adaptés à la capture de choc (WENO). La comparaison des deux modèles montre que les équations de Reynolds Modifiées ne sont pas suffisantes pour l’étude d’un écoulement film mince en régime supersonique. Les résultats des simulations menées montrent la présence d’une détente sur le changement d’inclinaison du double profil qui dépend de la vitesse, de la température et de l’angle de la géométrie. Cette détente, même dans des conditions sévères de fonctionnement (grandes vitesses ou fort convergent), n’a pas beaucoup d’influence sur le comportement global statique de la butée. Les résultats montrent également que contrairement à la théorie des écoulements supersoniques, aucun choc n’est observé en film mince supersonique. Une transition géométrique obtenue par homothétie, entre un écoulement contenant un choc et un autre n’en contenant pas, a été observée à une certaine valeur du rapport des longueurs d’adimensionnement pour une vitesse et une géométrie donnée. L’extrapolation de ces résultats pour un cas réaliste montre qu’un choc ne peut se produire qu’à partir de 5500 m/s pour une épaisseur de film de 40 μm avec epsilon = 0.001. Il est donc peu probable qu’un choc ne se produise dans une butée en conditions supersoniques dans le cadre industriel. / The improvement of turbomachines requires to increase their rotational speeds and can leads components to be in presence of a supersonic regime, particularly their air bearing systems. This manuscript deals with a study of an aerodynamic thrust bearing in a supersonic regime. This work belongs to the research field on the high-speed thrust bearings, but very few studies are focused on this subject. This problem is at the boundary between two scientific fields: lubrication and aerodynamic. The aim of this study is to develop models transcribed as a FORTRAN code, able to capture phenomenon related to the supersonic regime (shock, expansion wave) and adapted to the thin film geometry. For this, two models have been developed as well as computer codes related to these models using the finite difference method: the Modified Reynolds equations and the Navier-Stokes equations adapted to thin films. The first model is an extension of the generalized Reynolds equation, taking into account inertia effects. It is a model already used in lubrication studies. The second model was developed from the Navier-Stokes and has their shape. This system has the advantage of using numerical schemes for shock capturing (WENO). The comparison of the two models shows that the Modified Reynolds equations are not appropriate to the study of a supersonic air thin film. Numerical results show the presence of an expansion wave at the end of the sloping region of the tapper flat geometry which depends on speed, on temperature and on the angle of the geometry. This expansion wave, under severe conditions, does not have much influence on the overall static behavior of the thrust bearing. The results also show that, contrary to the supersonic flow theory, a shock is not observed in a supersonic thin film. A geometrical transition obtained by homothetic, between a flow containing a shock and another with no shock, is observed at a given value of the characteristic length ratio for a given speed and geometry. Extrapolation of these results for a realistic case shows that a shock occurs from 5500 m/s for a film thickness of 40 μm with epsilon = 0.001. It is therefore unlikely that a shock occurs in a supersonic thrust bearing in industrial settings.

Le Rim-Rotor Rotary Ramjet Engine (R4E) est un moteur très haute densité de puissance utilisant des statoréacteurs en rotation pour produire un couple à grande vitesse angulaire.Le design structurel d'une première génération de R4E est présenté dans ce mémoire ainsi qu'une validation expérimentale avec combustion haute température. Ces travaux s'imbriquent dans un programme de recherche où l'objectif ultime est de démontrer expérimentalement qu'il est possible de produire de la puissance positive de ce type de moteur. La structure principale du moteur est basée sur l'utilisation d'un Rim-Rotor, un anneau de Carbone-PEEK unidirectionnel, qui reprend partiellement le chargement des propulseurs en compression. Un moyeu en aluminium en une pièce inclut les propulseurs et supporte le système d'allumage inductif intégré à la structure. Ce dernier a été caractérisé indépendamment afin de connaître l'effet des paramètres tels la distance entre les électrodes sur la puissance et l'énergie des étincelles.Le concept final proposé pèse 76 g, ne contient que 5 pièces dans un assemblage unique et peut résister à une vitesse tangentielle de 330 m/s (120 krpm) au niveau des propulseurs lors d'une combustion d'hydrogène de 1 sec. Un autre concept présenté est conçu pour résister 560 m/s (200 krpm) pour des durées de combustion très courtes, sans échauffement significatif des composants. Un modèle structurel analytique est proposé et validé par un modèle numérique ainsi que des essais expérimentaux sans combustion réalisés jusqu'à 188 krpm sans rupture.Le prototype conçu pour la combustion est validé par rapport à ses paramètres de conception et une rupture des pales de turbine survient tel que prédit par le modèle couplé thermique-structurel numérique. Les recherches ont démontré que le concept d'un R4E est viable et qu'il a le potentiel d'atteindre une vitesse tangentielle de près de 1000 m/s en utilisant des matériaux disponibles aujourd'hui. Les dissimilitudes d'expansion thermique entre les composantes, la différence de rigidité entre les pièces de l'assemblage ainsi que le transfert de chaleur vers le Rim-Rotor ont été identifiés comme des considérations importantes pour les futurs concepts de R4E.

La stabilité du tourbillon de jeu d'aubage dans les compresseurs est étudiée au travers d'un modèle équivalent de paires de tourbillons. L'objectif consiste à contrôler ce tourbillon en excitant ses instabilités hydrodynamiques, ce qui permettrait de le dissiper plus rapidement et d'augmenter les performances des turbomachines. La première partie est dédiée à l'étude théorique des instabilités dans les paires de tourbillons. Un mode instable 2D du dipôle de Lamb-Chaplygin est d'abord présenté. On s'intéresse ensuite aux instabilités 3D, et à leur contrôle. Les instabilités de Crow et de Widnall, notamment avec champ de vitesse axial, sont calculées. L'utilisation d'un code de perturbation optimale permet ensuite d'optimiser la croissance de ces instabilités, ce qui fait apparaître l'importance des points de stagnation hyperbolique dans les croissances transitoires, et des possibilités de contrôle prometteuses pour les sillages d'avion de transport. Le tourbillon de jeu est ensuite étudié en soufflerie, grâce à un montage permettant, dans une première configuration, de générer une paire de tourbillons tandis qu'une deuxième configuration, grâce à l'introduction d'une plaque séparatrice, génère un tourbillon en interaction avec la paroi. L'étude de l'écoulement moyen montre que la plaque plane modifie fortement le comportement du tourbillon. En ce qui concerne les instationnarités, l'instabilité de Crow est détectée dans le cas sans plaque mais pas dans le tourbillon avec plaque, ce qui semble indiquer que la paroi inhibe cette instabilité.

Cette thèse s'intéresse à la mise en œuvre de modèles réduits de roues aubagées de moteurs d'avion sujettes au désaccordement. <br /><br />Lors de la modélisation de structures dites à symétrie cyclique, différents niveaux de complexité peuvent être pris en compte. Du fait de la taille des modèles numériques engendrés, il est usuel de mettre en œuvre des méthodes de réduction. Jusqu'à récemment, il était supposé que toutes les aubes étaient identiques, caractéristique mathématique permettant une réduction drastique des temps de calcul, et ce sans approximation sur la solution finale, utiles à l'analyse du comportement vibratoire de l'ensemble de la structure. Il s'avère en fait que cette hypothèse est limitée et que les aubes sont statistiquement toutes différentes les unes des autres, du fait des méthodes de fabrication par exemple, mais aussi des cycles de fonctionnement : c'est ce que l'on nomme communément le "désaccordement". La symétrie cyclique est alors rompue et les hypothèses de travail initiales ne sont plus valides. Il faut alors construire de nouveaux modèles réduits prenant en compte ce désaccordement avec un niveau d'approximation maîtrisé.

Confrontés au problème de tracé (design) des machines, le souci des constructeurs est de disposer de méthodes rapides, fiables et suffisamment précises. Le présent travail de recherche à caractère théorique et expérimental, sinscrit dans cette direction. Ainsi, nous avons mis au point une démarche complète de dimensionnement et doptimisation dans la conception et lanalyse des performances des turbomachines centrifuges et hélico-centrifuge à fluide incompressible. Partant dun cahier de charges, la définition géométrique de la roue ainsi que lanalyse de ses performances globales sont réalisées à partir dune méthode dite ligne moyenne (1D) basée sur des modèles théoriques et des corrélations expérimentales. Une deuxième étape, basée sur létude des écoulements méridien et aube à aube (méthode dite quasi-3D), est réalisée à laide du logiciel REMIX développé au LEMFI. Ce code permet la résolution des équations dynamiques moyennées régissant lécoulement interne stationnaire et non visqueux dans le repère relatif. Létape finale de la démarche consiste en létude tridimensionnelle de lécoulement à laide des logiciels de la CFD du groupe AEA-Technology (CFX), permettant de compléter et de valider la procédure établie. Pour illustrer cette démarche, une machine centrifuge à volute a servi de support. Dans un premier temps, létude de la roue existante a été réalisée pour la mise au point et la validation des différents éléments de la démarche. Lensemble roue-volute est étudié et comparé, par la suite, aux résultats expérimentaux. Une attention spéciale est portée sur les effets instationnaires, conséquence de linteraction roue-volute. Les résultats obtenus semblent très cohérents. Finalement, la démarche intégrale est appliquée pour loptimisation dune pompe hélico-centrifuge équipée dun redresseur. Sagissant dune pompe mal dimensionnée, loptimisation de lensemble est une bonne illustration.

Lors de cette étude, nous avons développé un code d'analyse rapide de l'écoulement méridien dans les turbomachines. Ce code est basé sur la résolution des équations dynamiques moyennées qui régissent l'écoulement interne stationnaire et non visqueux dans le repère relatif. On a utilisé une combinaison linaire des équations de quantité de mouvement selon les directions axiale et radiale pour éviter au terme source des équations de devenir singulier. Le modèle ainsi développé est particulièrement adapté au cas le plus général des machines de compression ; à savoir, les machines mixtes. On a développé également les équations permettant, à l'aide de l'hypothèse d'un nombre infini d'aubages et en supposant l'écoulement axisymétrique, de calculer à la fois les forces d'aubages et la cinématique simplifiée de l'écoulement aube à aube. Celle-ci prend en compte les données géométriques fournies par les constructeurs ou les logiciels de conception globale. Cette dernière démarche assure une liaison très efficace dans le cadre de l'avant-projet des turbomachines où, dans une première approche d'optimisation, la géométrie des pales est introduite de manière très simple. Les résultats obtenus semblent très cohérents en débit nominal mais également en débit partiel comme le montrent les comparaisons qualitatives avec des résultats d'essais.

Lors de cette étude, nous avons développé un code d'analyse rapide de l'écoulement méridien dans les turbomachines. Ce code est basé sur la résolution des équations dynamiques moyennées qui régissent l'écoulement interne stationnaire et non visqueux dans le repère relatif. On a utilisé une combinaison linaire des équations de quantité de mouvement selon les directions axiale et radiale pour éviter au terme source des équations de devenir singulier. Le modèle ainsi développé est particulièrement adapté au cas le plus général des machines de compression; à savoir, les machines mixtes. On a développé également les équations permettant, à l'aide de l'hypothèse d'un nombre infini d'aubages et en supposant l'écoulement axisymétrique, de calculer à la fois les forces d'aubages et la cinématique simplifiée de l'écoulement aube à aube. Celle-ci prend en compte les données géométriques fournies par les constructeurs ou les logiciels de conception globale. Cette dernière démarche assure une liaison très efficace dans le cadre de l'avant-projet des turbomachines où, dans une première approche d'optimisation, la géométrie des pales est introduite de manière très simple. Les résultats obtenus semblent très cohérents en débit nominal mais également en débit partiel comme le montrent les comparaisons qualitatives avec des résultats d'essais.

This thesis presents numerical predictions for the leakage and direct stiffness coefficients of pocket damper seals. Modifications made to earlier flow-prediction models are discussed. Leakage and static pressure measurements on straight-through and diverging configurations of eight-bladed and twelve-bladed seals were used for code validation and for calculation of seal discharge coefficients. Higher than expected leakage rates were measured in the case of the twelve-bladed seal, while the leakage rates for the eight-bladed seals were predicted reasonably accurately. Results are presented for shake tests conducted on the seals at pressures of up to 1000 Psi (6.90 MPa). Test variables included pressure drop across the seals and rotor speed. The experimentally obtained stiffness coefficients are compared to results of a rotordynamic damper seal code, which uses the corrected mass flow-rate calculation method. Results show that the code under-predicts the magnitude of the seal's stiffness for most test cases. However, general trends in the frequency dependency of the direct stiffness are more accurately predicted. The expectation of high values of negative stiffness in diverging seals is confirmed by the results, but the frequency at which the sign of the stiffness becomes positive is considerably lower than is predicted. In addition to presenting high-pressure test data, this thesis also attempts to provide some insight into how seal parameters can be modified to obtain desired changes in seal stiffness.

La thèse de Jean-François Simon est consacrée au développement d'un outil de simulation numérique de l'écoulement dans les turbomachines axiales. La démarche proposée a pour but de réduire l'empirisme présent dans les outils de calcul méridien en turbomachines. Cet objectif est atteint en deux étapes, l'une consistant à traiter de manière cohérente les effets dus à la viscosité du fluide dans le plan méridien, l'autre à injecter dans le calcul méridien les tensions déterministes et circonférentielles ainsi que les forces d'aubes. Les équations de Navier-Stokes sont moyennées azimutalement et sont résolues par une approche volumes-finis. La capture des effets dus à la viscosité du fluide le long des parois de carter et de moyeu permet d'éviter l'introduction d'un coefficient de blocage, ou le recours à un calcul couche-limite séparé. Jean-François Simon prolonge en outre l'approche d'Adamczyk par un opérateur de moyenne circonférentielle. Différents termes additionnels apparaissent alors dans les équations du modèle et traduisent entre autres linfluence des phénomènes non axisymétriques. L'importance relative de ces différentes contributions est analysée. Les méthodologies développées sont appliquées à plusieurs cas-tests (rotor simple, étages de compresseur ou de turbine, compresseur multi- étagé), qui permettent d'illustrer l'intérêt de la démarche proposée.

This thesis presents numerical predictions for the leakage and direct stiffness coefficients of pocket damper seals. Modifications made to earlier flow-prediction models are discussed. Leakage and static pressure measurements on straight-through and diverging configurations of eight-bladed and twelve-bladed seals were used for code validation and for calculation of seal discharge coefficients. Higher than expected leakage rates were measured in the case of the twelve-bladed seal, while the leakage rates for the eight-bladed seals were predicted reasonably accurately. Results are presented for shake tests conducted on the seals at pressures of up to 1000 Psi (6.90 MPa). Test variables included pressure drop across the seals and rotor speed. The experimentally obtained stiffness coefficients are compared to results of a rotordynamic damper seal code, which uses the corrected mass flow-rate calculation method. Results show that the code under-predicts the magnitude of the seal's stiffness for most test cases. However, general trends in the frequency dependency of the direct stiffness are more accurately predicted. The expectation of high values of negative stiffness in diverging seals is confirmed by the results, but the frequency at which the sign of the stiffness becomes positive is considerably lower than is predicted. In addition to presenting high-pressure test data, this thesis also attempts to provide some insight into how seal parameters can be modified to obtain desired changes in seal stiffness.