Contribution à l'étude et la modélisation du bruit à large bande à l'éjection des moteurs d'hélicoptères

Le travail réalisé au cours de cette thèse, suite à l’initiative de Turbomeca, est une contribution à l’étude du bruit à large bande à l’échappement d’un turbomoteur d’hélicoptère, portant plus précisément sur la gamme de fréquences qui s’étend sur la gamme de fréquences qui s’étend de 100 à 5000 Hz. Contrairement au bruit à l’échappement des turboréacteurs d’avion sur lesquels le bruit de jet prédomine, ici ce dernier est négligeable en raison de la faible vitesse d’échappement des gaz. L’analyse des données disponibles à Turbomeca et une étude bibliographique approfondie ont permis de préciser la signature fréquentielle du bruit à large bande à l’échappement avec notamment trois contributions distinctes :- Le bruit de combustion direct généré au niveau de la chambre par la flamme (100-400 Hz)- Le bruit de la combustion indirect généré par la turbine haute-pression (500-800 Hz)- Le bruit de combustion indirect généré par la turbine libre (1-3 Hz)Le bruit de combustion indirect est issu de la déformation des perturbations tourbillonnaires et entropiques issues de la combustion lors de leur passage dans les turbines. Ce travail de thèse porte plus précisément sur ce mécanisme. Notamment, des essais sur une turbine industrielle ont été réalisés afin de mettre sa présence en évidence. En parallèle, un modèle analytique de type « disque d’action » (c’est-à-dire dans lequel la turbine est assimilée à une surface de discontinuité) a été développé. Ceci est justifié par le fait que les longueurs d’ondes (acoustique et aérodynamique) sont grandes devant les dimensions des aubes, notamment la corde axiale. On néglige ainsi la géométrie fine des aubes. Seule est prise en compte leur influence sur l’écoulement qui se traduit uniquement par l’accélération et/ou la déviation de ce dernier, et le changement des propriétés thermodynamiques correspondant. La difficulté de la modélisation réside dans l’écriture des relations de saut entre les grandeurs de l’écoulement en amont et en aval de la grille d’aubes.This thesis work, carried out at the initiative of Turbomeca, focuses on the study of the turboshaft broadband exhaust noise. It aimed more specifically at the frequency range between 100 and 5000 Hz. Unlike turbojet exhaust noise, on which jet noise is the main contribution, jet noise is the main contribution, jet noise is negligible in our case due to low speed of gas ejection. Turbomeca database analysis and extensive literature review helped to clarify the broadband exhaust noise signature, including three distinct contributions :- Direct combustion noise generated by the flame (100-400 Hz)- Indirect combustion noise generated by the high pressure turbine (500-800 Hz)- Indirect combustion noise generated the power turbine (1-3kHz)The indirect combustion noise generation mechanism is the deformation of vorticity and entropy combustion perturbations in turbine stages. This work aimed specifically at the understanding and modelling of this mechanism. In particular, tests were performed on an industrial turbine in order to demonstrate its presence. In parallel, we developed an “action disc” analytical model (in which the turbine is considered as a discontinuity surface). Indeed, acoustic and aerodynamic wavelengths are large compared to the blades dimensions and the axial cord, so the fine geometry of blades is negligible. The blade influence of the flow leads exclusively to flow acceleration or deviation, along with its thermodynamic property changes. The main difficulty of this modelling is the writing of jump relations between upstream and downstream flow parameters