Academic literature on the topic 'Soufflante de turboréacteur'

Les objectifs du secteur aérien européen pour la réduction des impacts environnementaux conduisent à concevoir de nouveaux moteurs d'avion civil. Ces nouvelles conceptions peuvent induire des risques aéroélastiques plus sévères pour les soufflantes de turboréacteur. Dans ce contexte, comprendre et prédire les phénomènes de dissipation d'énergie constitue un enjeu industriel important. Comme ces phénomènes peuvent être variés et complexes, l'approche expérimentale prend une grande importance pour l'étude de l'amortissement. Ces travaux de thèse se concentrent sur l'estimation de l'amortissement au sein de soufflantes de turboréacteurs. Pour cela, ils traitent de méthodes d'estimation modale dans le domaine fréquentiel et temporel. Les problématiques d'estimation modale sont abordées grâce à un banc d'essais permettant de réaliser des mesures vibratoires sur une soufflante à l'échelle 1:1 en rotation sous vide et excitée par des actionneurs piézoélectriques. De plus, les méthodes d'identification de sous-espaces, présentant des avantages intéressants pour l'estimation des modes de soufflantes en rotation, sont traitées de manière plus spécifique. Les performances d'estimation de ces méthodes ont été évaluées sur des modèles numériques. Puis, ces méthodes ont été appliquées sur des mesures vibratoires de soufflante en rotation sous vide. Par ailleurs, les données d'essais en conditions de fonctionnement montrent que les excitations de l'environnement opérationnel peuvent induire des réponses transitoires significatives. En conséquence, nous avons étudié l'influence d'effets instationnaires sur la caractérisation modale grâce à des essais vibratoires pour lesquels les excitations présentent différents taux d'instationnarité. Enfin, les méthodes d'estimation montrant des résultats encourageants sur les essais en rotation sous vide ont été appliquées sur des données expérimentales obtenues en conditions opérationnelles
European goals to reduce air traffic environmental impacts leads to design new civilian turbojet engines. These new designs can result in more severe aeroelastic risks for turbojet engines. In this regard, understanding and predicting dissipation phenomena is a key industrial challenge. As these phenomena can be very wide and complex, experimental approaches take an important role to understand damping. This thesis focuses on the estimation of damping of fan of civilian turbojet engines. To this end, estimation methods in frequency and time domain have been studied. The estimation issues are addressed thanks to a test rig making possible to measure vibratory responses of rotating full-scale fan in vacuum conditions using piezoelectric excitations. Moreover, subspace identification methods, showing particular advantages for the estimation of modes of rotating fans, have been investigated more specifically. Estimation performances of these techniques have been assessed over numerical models. Then, these techniques have been applied over vibratory measurements of a rotating fan in vacuum conditions. Furthermore, experimental data of fans in operation show that excitations can induce significant transient responses. Accordingly, an experimental study evaluating the effect of unsteady responses over modal characterization has been carried out. This experimental study has been performed thanks to modal tests using excitations with different unsteady rate. Finally, estimation methods showing encouraging results over modal tests of a rotating fan in vacuum conditions have been applied over experimental data obtained in operational conditions

Et une quantification de la distorsion due à l’effet potentiel des OGVs et de celle due à l’asymétrie de l’entrée d’air sont proposées. Les effets de la distorsion sur l’aérodynamique sont mis en évidence avec notamment une modification importante des sillages des pales de la soufflante, des chocs et de la charge instationnaire exercée sur les différentes pales et aubes. Des prévisions Les objectifs en termes de réduction de la consommation et du bruit émis par les moteurs d’avions ont progressivement mené aux architectures à très grand taux de dilution (UHBR). Leur géométrie est caractérisée par une entrée d’air courte et par une réduction de l’espace entre la soufflante et les aubes du redresseur du flux secondaire (OGVs), entraînant alors une augmentation de l’inhomogénéité azimutale de l’écoulement au niveau de la soufflante. Cette inhomogénéité, appelée distorsion, pourrait impacter le bruit tonal généré par le module de la soufflante. Ce bruit est généralement supposé être dominé par le mécanisme d’interaction des sillages des pales de la soufflante avec les OGVs. En régime transsonique, le bruit de choc et le bruit de charge stationnaire deviennent également prépondérants. L’augmentation de la distorsion pourrait être à l’origine de nouvelles sources de bruit en interagissant avec les pales de la soufflante et l’objectif de cette thèse est d’évaluer leur contribution. Les effets de la distorsion sur les mécanismes de bruit déjà existants sont également analysés. Cette étude est réalisée à l’aide de simulations numériques des équations instationnaires de Navier-Stokes moyennées (URANS). Un module complet de fan est considéré sur 360 degrés et se compose d’un conduit d’entrée d’air, de la soufflante et des redresseurs des flux primaire et secondaire (IGVs/OGVs). Le redresseur du flux secondaire est typique des moteurs actuels avec un pylône intégré et deux entrées d’air différentes sont étudiées de manière à isoler les effets de la distorsion d’entrée d’air. La première est axisymétrique et ne produit donc pas de distorsion alors que la deuxième ne l’est pas et produit un niveau de distorsion typique de ceux attendus dans les moteurs UHBR. Une description acoustiques basées sur les approches directe et hybride sont réalisées et soulignent la contribution importante des sources localisées sur les pales de la soufflante sur le bruit amont. Le bruit aval reste dominé par les sources sur les OGVs mais est tout de même impacté par la distorsion d’entrée d’air via la modification des sillages
Fuel consumption and noise reduction trigger the evolution of aircraft engines towards Ultra High Bypass Ratio (UHBR) architectures. Their short air inlet design and the reduction of their interstage length lead to an increased circumferential inhomogeneity of the flow close to the fan. This inhomogeneity, called distortion, may have an impact on the tonal noise radiated from the fan module. Usually, such a noise source is supposed to be dominated by the interaction of fan-blade wakes with Outlet Guide Vanes (OGVs). At transonic tip speeds, the noise generated by the shocks and the steady loading on the blades also appears to be significant. The increased distortion may be responsible for new acoustic sources while interacting with the fan blades and the present work aims at evaluating their contribution. The effects of distortion on the other noise mechanisms are also investigated. The work is based on full-annulus simulations of the Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS) equations. A whole fan module including the inlet duct, the fan and the Inlet and Outlet Guide Vanes (IGVs/OGVs) is studied. The OGV row is typical of current engine architecture with an integrated pylon and two different air inlet ducts are compared in order to isolate the effects of inlet distortion. The first one is axisymmetric and does not produce any distortion while the other one is asymmetric and produces a level of distortion typical of the ones expected in UHBR engines. A description and a quantification of the distortion that is caused by both the potential effect of the OGVs and the inlet asymmetry are proposed. The effects of the distortion on aerodynamics are highlighted with significant modifications of the fanblade wakes, the shocks and the unsteady loading on the blades and on the vanes. Both direct and hybrid acoustic predictions are provided and highlight the contribution of the fan-blade sources to the upstream noise. The downstream noise is still dominated by the OGV sources but it is shown to be significantly impacted by the inlet distortion via the modification of the impinging wakes

L’évolution des turboréacteurs vers des taux de dilution toujours plus importants est associée à de nouvelles problématiques. Parmi elles, le raccourcissement de l’entrée d’air et de la tuyère est associé à une diminution du gain apporté par les traitements acoustiques de nacelle. La contribution des traitements situés dans l’espace entre la soufflante et le stator redresseur (OGV) va donc prendre de l’importance par rapport à l’ensemble des traitements. Cette zone, également appelée “interstage”, est caractérisée par une forte giration de l’écoulement moyen due à l’entraînement du fluide par le rotor. L’objectif de ce travail est de développer un modèle analytique afin d’évaluer l’effet de la giration sur le comportement des traitements acoustiques dans l’interstage, ainsi que sur le bruit à large-bande rayonnant en amont dû à l’interaction de la turbulence en aval de la soufflante avec les aubes des stators (OGV). Dans un premier temps, l’évolution de petites perturbations dans écoulement moyen tournant et cisaillé dans un conduit rigide est étudiée. Après avoir introduit les équations ainsi que les hypothèses du problème, l’analogie acoustique de Posson & Peake [122] est présentée. L’effet de la giration sur le contenu modal dans un conduit rigide est mis en évidence pour plusieurs types d’écoulements tournants. En particulier, le décalage des fréquences de coupures est étudié. L’étude est ensuite étendue au cas d’un conduit annulaire traité acoustiquement. Une attention particulière est portée sur la condition aux limites à appliquer aux parois du conduit. Dans ce cadre, une correction due aux effets centrifuges est apportée à la condition aux limites de Myers [101]. Une extension du modèle de Brambley [24] est aussi proposée afin de prendre en compte l’effet de l’épaisseur de la couche limite aux parois du conduit dans le cas tournant. Les effets combinés de la rotation et de la condition aux limites sur le contenu modal sont ensuite étudiés. En outre, une relation de dispersion pour les modes de surfaces en présence d’écoulement tournant est développée. À partir des développements précédents, un modèle de transmission acoustique est proposé afin d’évaluer l’effet de la giration sur le comportement des traitements acoustiques. La méthode repose sur le principe de raccordement modal appliqué à la conservation du débit massique et de l’enthalpie totale aux interfaces séparant les sections rigides et traitées. Une nouvelle méthode de projection basée sur les propriétés des polynômes de Chebyshev est proposée. À partir de ce modèle, l’efficacité des traitements acoustiques est étudiée pour différents écoulements tournants. Enfin, un modèle de prédiction du bruit à large-bande d’interaction rotor-stator est établi à partir de l’analogie de Posson & Peake [122], dans le but de prendre en compte l’effet de la giration sur la puissance acoustique rayonnée en amont. Le terme source est calculé selon le formalisme de Posson et al. [120]. Le modèle ainsi développé permet de prendre en compte une évolution radiale des paramètres géométriques et des propriétés statistiques de la turbulence incidente. Le modèle est ensuite évalué sur le cas test NASA SDT pour différents régimes et géométries
The advent of modern turbofan engines such as UHBR goes along with new issues. Amongst others, the shortening of the inlet and exhaust yield a relatively higher importance of the liners located inside the interstage, where the flow is highly swirling. The present work aims at developing analytical models to assess the effect of the swirl both on the behavior of the interstage liners and on the upstream radiation of the fan-OGV interaction broadband boise. The evolution of small fluctuations in a rigid annular duct containing a swirling and sheared mean flow are studied first. After having introduced the governing equations and the main assumptions, the acoustic analogy of Posson & Peake [122] tailored to an annular duct with swirl and shear is presented. The effect of the swirl on the modal content in a rigid annular duct is highlighted for different types of swirl. In particular the shift of the cut-on thresholds is studied. Then, the modal analysis is extended to a duct with lined walls. A particular attention is paid on the boundary condition. Notably, a correction of the classical Myers boundary condition [101] is proposed to account for the centrifugal effects. An extension of Brambley’s boundary condition [24] is also derived to account for the boundary layer thickness to first order. The effect of both the swirl and the boundary condition on the modal content are studied. Besides, a dispersion relation for the surface waves is derived for the corrected Myers boundary condition. Based on the previous modal analyses, a transmission tool is developed to assess the effect of the swirl on the efficiency of a liner. The method, which relies on the mode-matching approach, is based on the conservation of the total enthalpy and the mass flow at the interfaces between the rigid and the lined sections. Due to the nature of the eigenfunctions, a new projection method based on the Chebyshev polynomial properties is proposed. Thanks to this model, the absorption is assessed for different types of swirl. Finally, a rotor-stator interaction broadband noise prediction model is derived from Posson & Peake’s acoustic analogy [122], to account for the effect of the swirl on the upstream radiated acoustic power. The source term is computed according to Posson et al.’s model [120]. It allows considering a radial variation of the geometry and the statistical properties of the incident turbulence. The model is assessed on the NASA SDT test case and the effect of the swirl is evaluated for several stator geometries and regimes

Cette thèse propose différentes méthodologies de calcul du bruit à large bande générée par l'interaction rotor-stator d'une soufflante de turboréacteur et ce de la génération des sources acoustiques jusqu'au rayonnement en champ lointain. En premier lieu, le mécanisme d'interaction rotor-stator est étudié à travers une turbulence de grille homogène et isotrope (THI) impactant un profil isolé. Le cas de l'interaction rotor-stator en milieu guidé est ensuite traité et appliqué à une maquette de compresseur axial. Enfin, la dernière partie traite de la simulation du rayonnement aval en sortie de conduit. Dans chacune de ces parties, des approches analytiques et numériques sont proposées. Les méthodes analytiques permettentune prévision rapide du problème simplifié, et les méthodes numériques permettent de leverles hypothèses au prix d'un temps de calcul plus long.Le modèle d'Amiet est mis en œuvre pour simuler le bruit d'interaction THI-profil àtravers une expérience en soufflerie anéchoïque. Ce modèle simplifiant le profil en une plaque plane non portante, une approche numérique est également mise en place. La convection de perturbations de vitesse incidentes synthétisant une THI et impactant un profil isolé est simulée à l'aide d'un code CAA (Computational AeroAcoustics) résolvant les équations d'Euler en deux dimensions. Les différences de rayonnement entre une plaque plane et un profil cambré épais observées expérimentalement sont en partie retrouvées. Une simulation plus avancée d'un calcul LES (Large Eddy Simulation) 3D est également abordée.Dans la deuxième partie du mémoire, le modèle d'Amiet est étendu au problème de l'interaction rotor-stator en conduit. Différentes formulations sont proposées et discutées. Elles sont appliquées au cas d'un banc d'essai du DLR (centre de recherche aérospatiale allemand) avec des données d'entrée provenant d'un calcul RANS (Reynolds Averaged Navier-Stockes) ou bien directement de mesures. Les prévisions acoustiques ainsi obtenues sont satisfaisantes (+/-2 dB avec des données d'entrée expérimentales) compte tenu de la relative simplicité des modèles. Un calcul LES est exploité pour fournir directement les sources de bruit (fluctuations de pression pariétale). Les spectres obtenus montrent des tendances similaires à ceux issus du modèle d'Amiet malgré certains phénomènes non-physiques encore présents au niveau du calcul LES.Pour terminer, le rayonnement en champ libre est traité. Une manière simple et rapidede résoudre ce problème consiste à utiliser une intégrale de Kirchhoff, en supposant unécoulement moyen uniforme. Une comparaison avec une solution analytique (technique deWiener-Hopf) exacte pour les mêmes conditions montre que le rayonnement du bruit largebande est bien prévu par la méthode de Kirchhoff pour des angles de rayonnement inférieursà 90°. Cependant, pour prendre en compte la géométrie d'éjection de la nacelle et l'effet d'un écoulement hétérogène (cisaillement) sur le rayonnement en champ libre, une approche numérique est mise en place. Une technique permettant de simuler le caractère aléatoire des sources turbulentes ainsi que de satisfaire l'hypothèse de modes acoustiques incohérents est développée. Cette méthodologie est appliquée au cas simple du conduit semi-infini, puis à une tuyère réaliste. Les calculs sont validés à l'aide de solutions analytiques sur les configurations simplifiées. Une analyse critique des instabilités créées dans la couche de cisaillement et de leur influence sur les formulations intégrales couplées au calcul Euler pour obtenir le bruit en champ lointain complète ce dernier chapitre.

La réduction du bruit des avions aux environs des zones aéroporturaires est devenu un enjeu socio-économique majeur. En effet, du fait de l'augmentation continue du nombre de vol, mais aussi de la capacité, et donc de la taille des avions, le traffic aérien est en constante croissance. De par les forts niveaux sonores émis par les aéronefs, cette croissance compromet l'intégration harmonieuse de l'activité aéronautique commerciale au sein de l'environnement. C'est pourquoi avionneurs et motoristes se soucient de plus en plus de la réduction des émissions acoustiques. Si la réduction du bruit des avions est une notion claire, elle s'avère être un problème des plus difficiles. Les divers émissions sonores au décollage ou en approche font intervenir des mécanismes physiques nombreux et encore mal connus. Le conseil consultatif pour la recherche aéronautique en Europe a fixé deux objectifs : répondre aux besoins de la société en terme de transport aérien plus efficace, plus sûre et respectueux de l'environnement et assurer la compétitivité de l'industrie aéronautique européenne. Afin de pouvoir répondre à cet objectif, la Communauté européenne a mis sur pieds des projets, dont : PROBAND et VITAL pour pouvoir comprendre d'une part les phénomènes et les sources acoustiques du bruit à large bande et d'étudier des configurations innovantes. Cette thèse a donc pour but de réaliser des calculs stationnaires (RMS-RANS) et instationnaires (RMS-RANS en utilisant l'approche chorochronique) pour des configurations de turboréacteurs à double flux et fournir les données nécessaires afin de pouvoir prédire le niveau acoustique émit.

Résumé: Dans un turboréacteur civil à haut taux de dilution, l'étage de soufflante contribue significativement au rayonnement acoustique d'un avion en phase d'approche. La problématique de ce projet de recherche s'inscrit dans le cadre de l'amélioration des méthodes de prédiction du bruit tonal et large bande créé par l'interaction rotor-stator d'un étage de soufflante, afin de fournir des outils pour une conception silencieuse des avions. Une étude bibliographique conduit à choisir deux approches pour la prédiction du bruit de soufflante. D'une part, les modèles analytiques prenant en compte l'effet de grille sont adaptés à des études paramétriques dans un contexte industriel, mais font appel à plusieurs hypothèses simplificatrices. D'autre part, les méthodes numériques permettent de considérer des configurations réalistes au prix d'efforts de calculs importants. Les objectifs originaux consistent donc à évaluer des modèles avec effets de grille, à proposer des améliorations afin de les rendre plus fiables et à développer une nouvelle méthode numérique pour le bruit de turbomachine. Celle-ci repose sur des simulations aérodynamiques compressibles instationnaires dans lesquelles les sources acoustiques sont directement calculées puis rayonnées à l'aide d'une analogie acoustique. Dans le cadre du bruit tonal, des simulations instationnaires d'écoulement par la méthode des équations de Navier-Stokes moyennées (UftANS) sont réalisées sur des configurations simplifiées d'étages rotor-stator et sur un compresseur axial réaliste. Les sources acous-tiques déterministes créées par l'interaction des sillages moyens du rotor avec les aubes du stator sont correctement résolues, permettant l'application de la méthode numérique. Un modèle de grille est amélioré afin de prendre en compte une décomposition plus fine de l'excitation ainsi que les effets de cambrure de l'aube dans la prédiction des sources. Ces améliorations sont validées par comparaisons avec les résultats de la méthode numérique. Cette dernière s'avère très efficace pour la prédiction du bruit tonal lorsque les sources sont réparties sur la cambrure réelle des aubes puisque les effets pleinement 3D de la réponse du stator et de la géométrie des aubes sont inclus. Concernant le bruit à large bande, trois modèles avec effets de grilles sont évalués sur deux cas tests réalistes. L'effet de grille est significatif pour des stators avec recouvrement, à la fois sur les sources et sur la puissance rayonnée sur toute la bande de fréquences. De plus, un modèle avec une réponse de grille tridimensionnelle et une analogie acoustique en conduit fournit les meilleurs résultats relativement aux mesures. Par ailleurs, une simulation aux grandes échelles (LES) est effectuée sur le compresseur axial. L'interaction des sillages turbulents du rotor avec les aubes est correctement résolue et crée les sources acoustiques à large bande. La LES permet une meilleure compréhension des phénomènes physiques en vue d'une amélioration des modèles analytiques. Enfin, l'application de la méthode numérique fournit les spectres de puissances acoustiques et s'avère prometteuse.||Abstract: In a modern high bypass ratio turbofan engine, the fan stage significantly contributes to the acoustic energy radiated by an aircraft at approach conditions. This research project takes place in the framework of improving prediction methods for tonal and broadband noise created by the rotor-stator interaction in a fan stage in order to provide tools for quieter designs of aircrafts. A literature review leads to the choice of two approaches for the fan noise prediction. On the one hand, analytical models taking into account cascade effects are designed for parametrical studies in an industrial context although they use several simplifying hypotheses. On the other hand, numerical methods allow considering realistic configurations but are computationally demanding. Thus the original objectives of this work consist in evaluating cascade based acoustic models, in proposing modifications to improve their reliability, and in developing a new numerical method for turbomachinery noise. The latter is based on unsteady compressible aerodynamic simulations to directly compute acoustic sources that are then radiated with an acoustic analogy. For tonal noise studies, unsteady flow simulations using Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations (URANS) are performed on simplified rotor-stator configurations as well as on a realistic axial compressor stage. The deterministic acoustic sources created by the rotor wake interaction with the downstream stator vanes are correctly resolved, allowing the application of the numerical method. A cascade analytical model is improved in order to introduce a better decomposition of the excitation as well as vane camber effects in the acoustic sources prediction. These improvements are validated by comparisons with the results of the numerical method. The vane thickness is also seen to have a second order effect. Finally the developed numerical method is shown to be very efficient for tonal noise prediction with a distribution of sources following the mean vane camber line since the fully 3D effects of the stator response and of the vane geometry are included. In the broadband noise context, three cascade based analytical models are evaluated and compared to an isolated airfoil model on two realistic test cases. Cascade effects are found to play a major role both on the acoustic sources and on the acoustic power over the frquency band for overlapping vanes. A model including a tri-dimensional cascade response as well as an acoustic analogy within an annular duct provides the best results compared to measurements. Moreover a Large-Eddy Simulation (LES) is performed on the axial compressor. The turbulent rotor wakes interaction with the downstream stator vanes is correctly resolved and creates broadband acoustic sources. The LES allows a better understanding of physical phenomena in order to improve analytical models. Finally the application of the numerical method provides the acoustic power spectra radiated within the duct and appears to be promising.

L’écoulement dans un fan à calage variable a été étudié avec une distorsion de pression totale imposée en entrée. L’étude comporte deux parties principales. Dans la première partie, l'écoulement dans le fan a été étudié en alimentation homogène. Les essais stationnaires ont fourni un ensemble de données pour un calcul numérique quasi-tridimensionnel. Une confrontation calcul-expérience a été réalisée. Les essais instationnaires effectués en utilisant une sonde a films chauds croisés ont permis de mesurer l'évolution du sillage au niveau de la roue mobile. Dans la deuxième partie, l'écoulement en entrée a été perturbé par une grille placée à une distance de 1. 4 fois le diamètre devant le fan. Les cartes d'isobares et les indices de la distorsion induite ont été obtenus. Les fluctuations turbulentes et périodiques ont été mesurées séparément pour deux cas, sans et avec distorsion, en fonction du calage du fan. On propose deux méthodes de calcul. La première méthode utilisant la théorie linéarisée a permis d'étudier la distorsion circonférentielle de la pression totale. La deuxième utilisant la méthode des éléments finis avait pour but d'étudier des distorsions radiales. Les structures, les limitations et les avantages de ces modélisations ont été présentés avec les principaux résultats obtenus.

Dans une industrie aéronautique de plus en plus concernée par les enjeux environnementaux de notre époque, la maîtrise du comportement dynamique revêt un intérêt tout particulier dans le respect des normes environnementales. En effet, celle-ci permet un dimensionnement au plus juste des structures et donc une optimisation de la masse totale du turboréacteur, tout en permettant de maintenir un niveau exemplaire de fiabilité́ et de sureté́ ainsi que d’excellentes performances. S’intégrant pleinement dans cette thématique, les problématiques de désaccordage et de dynamique non-linéaire sont éminemment étudiées par la recherche académique actuelle, aboutissant au développement de méthodes numériques permettant de prendre en compte ces deux effets simultanément. Toutefois, la représentativité́ de ces méthodes par rapport au comportement en fonctionnement peut difficilement être évaluée en raison du peu d’essais disponibles dans la littérature. Outre le perfectionnement de la compréhension et de la prédiction des phénomènes vibratoires des roues aubagées, ces travaux de thèse revêtent un double enjeu : expérimental et numérique. Celui-ci vise à étudier la représentativité́ des modélisations et méthodes numériques, notamment développées au LTDS sur les problématiques de désaccordage et de dynamique non-linéaire, par rapport à des essais en rotation sur une soufflante industrielle de dernière génération en matériau composite. À cet effet, le banc d’essais PHARE#1, développé́ ces dernières années au LTDS, permet de tester des roues aubagées à l’échelle 1:1, en rotation dans le vide, tout en excitant les aubes au moyen d’actionneurs piézoélectriques. Les méthodes numériques exploitées pour simuler la soufflante reposent sur le concept de sous-structuration associé à une triple synthèse modale, permettant ainsi la prise en compte du désaccordage au sein de problèmes non-linéaires de taille industrielle. Deux cas d’études, présentant un aspect expérimental et numérique, ont été réalisés et analysés durant ces travaux de thèse. Ces derniers exploitent une excitation au moyen d’actionneurs piézoélectriques dont la modélisation a nécessité́ le développement d’une technique de condensation des degrés de liberté́ électriques dans le but d’exploiter les méthodes numériques de réduction et de résolution purement mécaniques. La première étude a été accomplie sur une aube de la soufflante enchâssée dans un mors, ce qui a permis de concentrer les analyses et les comparaisons, entre essais et simulations numériques, sur les aspects non-linéaires de contact et de frottement en pied d’aube. La seconde étude a été réalisée sur la soufflante composite en rotation dans le vide parvenant ainsi à des analyses et comparaisons concernant le désaccordage de la réponse et des formes modales, couplé à des effets non-linéaires. Les résultats obtenus permettent de montrer une très bonne représentativité́ des simulations numériques par rapport aux essais en rotation en termes de désaccordage, notamment à l’égard des décompositions en composantes à diamètres et des répartitions spatiales des amplitudes vibratoires des aubes
In an aeronautics industry increasingly concerned by the environmental issues of our time, the mastery of dynamic behavior is of particular interest in terms of compliance with the environmental legislation. Indeed, this allows the structures to be designed as accurately as possible and therefore optimizes the total weight of the turbojet engine, while maintaining an exemplary level of reliability and safety as well as excellent performances. Fully integrated into this theme, the problematics of mistuning and nonlinear dynamics are eminently studied by present academic research, leading to the development of numerical methods that allow these two effects to be taken into account simultaneously. However, the representativity of these numerical methods with respect to the behavior of an actual engine can hardly be evaluated because of the few tests available in the literature. In addition to improving the understanding and prediction of bladed disks vibratory phenomena, this doctoral work has a twofold objective: experimental and numerical. The latter aimed at investigating the representativity of numerical models and methods, particularly developed at the LTDS on the problematics of mistuning and nonlinear dynamics, in comparison with rotating tests on a latest-generation industrial fan made of composite materials. For this purpose, the PHARE#1 test bench, developed over the last few years at the LTDS, allows the testing of bladed disks on a 1:1 scale, rotating in vacuum, while exciting the blades by means of piezoelectric actuators. The numerical methods used to simulate the fan are based on the concept of substructuring associated with a triple modal synthesis, thus allowing the consideration of mistuning within nonlinear problems of industrial size. Two case studies, both experimental and numerical, were conducted and analyzed during this doctoral work. These studies exploit an excitation by means of piezoelectric actuators whose modeling required the development of an electrical degrees of freedom condensation technique in order to benefit from the numerical methods of purely mechanical reduction and resolution. The first study has been carried out on a fan blade embedded in clamping jaws. This application made possible to focus on the nonlinear aspects of contact and friction at the dovetail by comparing the test results and the numerical simulations. The second study was performed on the composite bladed fan rotating in vacuum, thus achieving analyses and comparisons concerning the mistuning of the response and modal shapes coupled with nonlinear effects. The results obtained show a very good representativity of the numerical simulations with respect to the rotating tests in terms of mistuning, especially with respect to the decompositions in diameter components and the spatial distributions of the vibration amplitudes of the blades

La présente étude porte sur une analyse expérimentale du bruit à large bande rayonné par une grille d'aubes. Elle est justifiée par le besoin de mieux comprendre l'émission sonore des soufflantes de turboréacteurs. Les soufflantes, rotors de grand diamètre placés à l'avant des turboréacteurs à double flux, sont en effet à l'heure actuelle une des sources prédominantes. L'objectif est de caractériser les différents mécanismes d'émission sonore, au moyen de mesures à la fois aérodynamiques et acoustiques (fils chauds, vélocimétrie laser, capteurs de pression en paroi). La grille d'aubes est alors un moyen privilégié d'accéder aux sources de bruit associées directement aux aubes, en excluant les sources extérieures. Il ne s'agit pas ici de reproduire l'écoulement exact dans les soufflantes. Ainsi, nous n'examinons ni les effets de rotation, ni les effets d'écoulements tridimensionnels. Nous cherchons une fonction de transfert entre la pression pariétale (pression fluctuante mesurée sur les parois des aubes) et le champ lointain. Cette fonction de transfert doit être la même pour le bruit d'une soufflante réelle, tant que les mécanismes mis en jeu restent les mêmes. Deux mécanismes d'émission sonore ont été comparés, à savoir le bruit propre, bruit pro¬duit sous écoulement amont laminaire, et le bruit dit d'interaction instationnaire, produit sous écoulement turbulent. Pour ces deux mécanismes, l'influence de différents paramètres a été analysée. A la vitesse maximale, le nombre de Mach vaut 0,3, le nombre de Reynolds vaut 106 pour une corde de 10 cm. L'effet de la charge a été simulé par l'intermédiaire de l'angle d'attaque, en changeant l'angle d'alignement des aubes, l'angle de calage ne jouant que peu de rôle. Pour les deux mécanismes étudiés, la directivité du bruit est globalement dipolaire, avec deux lobes légèrement inclinés vers l'aval des aubes. Aucun phénomène relatif à une corrélation d'aube à aube n'a été observé. La puissance acoustique évolue en fonction de la puissance n de la vitesse, avec 5 < n < 5,5 pour le bruit d'interaction instationnaire (taux de turbulence de 5%), et avec 5,5 < n < 6 pour le bruit propre. Parallèlement, les mesures ont permis de valider un modèle analytique, sur la base d'une formulation du problème du bruit d'un profil isolé, conformément à l'analogie acoustique. Ce modèle théorique, fondé sur les travaux d'Amiet, restitue les résultats expérimentaux, à la fois pour la directivité et pour les lois d'évolution en fonction de la vitesse
This study deals with acoustic sources of broadband noise in a linear cascade, aiming at a better understanding of the noise emission in a turbofan engine. The fan, placed at the beginning of turbojet, is nowadays one of the main sources. Noise sources are essentially investigated on a specific experimental set-up, using a model linear cascade made of seven blades, placed at the exit flow of an open anechoïc wind tunnel. Far field acoustic measurements, velocity measurements around the cascade and wall pressure measurements on the blades allow to relate the noise to the unsteady aerodynamics, and so to understand noise mechanisms. The linear cascade is a privileged way of inferring very complicated mechanisms in quite a clear context, avoiding extra noise sources. The objective is not to reproduce the exact flow in a fan, so we neither study the effects of rotation, neither tridimensional flow effects. The goal is to find a transfer function between the wall pressure and the far field. This transfer function must be the same one in a real fan, if the mechanisms are identical. Sources of broadband noise arise either from interaction with upstream turbulence or from blade self-noise associated with turbulent boundary layers convected past the trailing edge. The main goal is to quantify the relative contributions of both sources, and to assess the effect of various parameters. The Reynolds number based on the blade chord is about 106 and the Mach number up to 0. 3, for a blade chord equal to 10cm. For self-noise and turbulence interaction noise, the blade loading effect on noise was studied, by varying the angle of attack. For both of them, the directivity is globally a dipole, with preferred aft-radiation. No blade-to-blade correlation was observed. Besides, self-noise intensity scales with the power 5. 5 to 6 of the flow velocity and turbulence-interaction noise (turbulence rate equal to 5%) scales with the power 5 to 5. 5 of the flow velocity. Apart from the experimental study, an analytical model is validated owing to the measure¬ments. This model is based on a formulation of noise radiated by isolated blade, according to acoustic analogy. The theoretical model, based on Amiet's formulation, shows good agreement with the measurements, for the directivity and the power law of variation with velocity

Le besoin permanent de réduire le bruit des moteurs d’avion constitue un véritable engouement pour le développement de nouveaux traitements acoustiques. Les traitements traditionnels de type résonateur continuent d’être utilisé et permettent d’atténuer le son sur une bande de fréquence restreinte malgré l’augmentation du nombre de degré de liberté. Une alternative possible est l’utilisation de matériaux poreux, dit à réaction non localisée, qui permettent d’élargir le spectre d’atténuation. Ce rapport est consacré à la modélisation d’un traitement acoustique basé sur des matériaux poreux dans les conditions d’une manche d’entrée d’air de turboréacteur. Un modèle semi-analytique a donc été développé pour le calcul de la perte par transmission d’un conduit cylindrique traité en paroi et soumis à un écoulement uniforme. Une étude paramétrique a ensuite été réalisée afin de cibler les caractéristiques du traitement optimal pour une configuration aéronautique donnée. Des résultats expérimentaux sur une veine à échelle réduite sont également montrés et témoignent d’un certain accord avec le calcul. Enfin, dans le but d’approfondir les connaissances théoriques sur le problème, une étude préliminaire sur les effets d’une couche limite est réalisée et montre que sa prise en compte parait indispensable pour bien choisir les traitements acoustiques, surtout à haute fréquence
The constant need to reduce noise emissions from aircraft engine leads to a real demand for developing new acoustic treatments. Conventional liners based on resonatorlike structure continue to be used and provide narrow-band attenuation in spite of an increasing degree of freedom. A possible alternative is the use of porous materials (nonlocally reacting), which offer the possibility of broadening the attenuation spectrum. This report deals with the modelling of an acoustic treatment based on porous materials for aeroengine nacelle inlet. A semi-analytical model is developed for predicting the transmission loss of a treated cylindrical duct containing uniform mean flow. Then, a parametrical study is carried out in order to target the optimal liner characteristics for a given turbofan duct application. Also, experiments have been performed on a small-scale duct and have shown agreement with the simulation. Finally, for a better theoretical unv derstanding of the problem, a preliminary study on the effect of a boundary layer is conducted and shows that its consideration seems to be essential for optimal choice of acoustic lining, espacially at high frequencies