Interactions entre la chambre de combustion et la turbine : Migration des points chauds et prévision des conditions aérothermiques ambiantes pour une meilleure compréhension et conception des moteurs d'hélicoptères

Cette thèse, financée par SAFRAN Helicopter Engines, se concentre sur la simulation des grandes structures de la turbulence (LES) du banc d'essai FACTOR pour étudier les interactions chambre de combustion-turbine dans le contexte des moteurs à combustion de nouvelle génération. Le banc d'essai FACTOR est un simulateur annulaire complet de combustion pauvre non réactive composé d’une turbine haute pression à un étage situé au DLR à Göttingen. Un autre banc d'essai comportant trois secteurs ou 54° du DLR annulaire complet banc d'essai est également disponible à l'Université de Florence. Les deux appareils fournissent une quantité gigantesque de données de validation. Dans cette thèse, certains aspects du LES dans les turbomachines sont étudiés en détail. Le manuscrit est divisé en deux parties traitant respectivement de la modélisation des systèmes de refroidissement et d’une analyse du champ d'écoulement dans la chambre de combustion et dans le passage des palettes haute pression. En premier lieu, un modèle d'injection de liquide de refroidissement hétérogène et homogène pour des plaques multi perforées dans les chambres de combustion est comparé aux résultats expérimentaux. Cette première étude montre que le modèle hétérogène permet une représentation plus réaliste du jet de liquide de refroidissement et devrait être conservé pour de futures simulations. Dans les moteurs à turbine à gaz, l'application de systèmes de refroidissement est non seulement obligatoire dans la chambre de combustion, mais aussi dans les premiers étages de la turbine haute pression. Dans la section suivante, le modèle d'injection hétérogène présenté précédemment est étudié comme moyen de modéliser les effets du système de refroidissement NGV sur le flux principal. Cette simulation est alors comparée à une seconde avec un système de refroidissement entièrement résolu. La deuxième partie de cette thèse traite des simulations qui s'étendent sur la chambre de combustion et les palettes haute pression et s’intéresse spécifiquement à l'impact du champ d'écoulement dans la chambre de combustion sur les palettes haute pression. L'objectif principal est ici de mieux comprendre la répartition de la température de la paroi sur la paroi de l'aube de la turbine, qui est obtenue en utilisant une analyse statistique d'ordre supérieur pour mettre en évidence les zones thermiquement critiques. Sur la base de telles LES à composants multiples couplés, une discussion est amorcée pour identifier un chemin permettant de prendre en compte l'impact de la chambre de combustion sur des simulations de palettes haute pression isolées en utilisant différentes conditions d'entrée non stationnaires reconstruites.This PhD thesis, funded by SAFRAN Helicopter Engines, focuses on Large Eddy Simulation (LES) of the FACTOR test rig to investigate combustor-turbine interactions in the context of next generation lean combustion engines. The FACTOR test rig is a full annular non-reactive lean combustion simulator with a single staged high-pressure turbine located at the DLR in G\u7fottingen. Another test rig featuring three sectors or 54_ of the full annular DLR test rig is available at the University of Florence. Both rigs provide a huge amount of validation data. In this thesis, certain aspects of LES in turbomachinery are investigated in detail and the manuscript is divided into two parts dealing respectively with the modeling of cooling systems and an analysis of the ow _eld in the combustion chamber and high-pressure vane passage. First, a heterogeneous and a homogeneous coolant injection model for multiperforated plates in combustion chambers are tested against experimental results. From this _rst study it is shown that the heterogeneous model allows for a more realistic coolant jet representation and should be retained for future simulations. In gas turbine engines the application of coolant systems is not only mandatory in the combustion chamber, but also in the _rst stages of the high-pressure turbine. The next section therefore investigates the previously presented heterogeneous injection model as a mean to model the e_ects of the NGV cooling system on the main ow and compares the simulation to a second one with a fully resolved coolant system. The second part deals with simulations that extend over combustion chamber and high-pressure vanes and speci_cally addresses the impact of the ow _eld in the combustor on the high-pressure vanes. The main objective here is to better understand wall temperature distribution on the turbine blade wall which is obtained by use of higher order statistics analysis to highlight thermally critical areas. Based on such coupled multiple component LES, a discussion is initiated to identify a path allowing to take into consideration the impact of the combustion chamber on isolated high-pressure vane simulations using di_erent reconstructed unsteady inlet conditions