Amélioration de la prévision des performances transitoires des turbines à gaz

par Romain Thiriet

Thèse de doctorat en Energétique, thermique, combustion

Sous la direction de Patrick Lagonotte.

Soutenue en 2007

à Poitiers , dans le cadre de École doctorale Sciences pour l'ingénieur et aéronautique (Poitiers ; 1992-2008) , en partenariat avec Université de Poitiers. UFR des sciences fondamentales et appliquées (autre partenaire) .

mots clés

• Hélicoptères
• Machines thermiques
• Chaleur -- Stockage
• Accélération (mécanique)
• Modèles mathématiques

Résumé

En phase d’avant-projet d’une turbine à gaz, les outils de calcul des performances transitoires doivent aujourd’hui intégrer une représentation simple et générique de phénomènes multi physiques instationnaires complexes. Ce travail de thèse tente de répondre à cette problématique et porte en particulier sur l’imprégnation thermique des parois des turbomoteurs, phénomène qui pénalise les capacités d’accélération de ces systèmes. La modélisation du phénomène d’imprégnation thermique a été menée à l’aide de la méthode nodale. Cette approche système a permis d’élaborer des modèles d’échange de chaleur simples pour chaque composant du moteur. Après une analyse fine des conditions d’écoulements et des géométries présentes dans une turbine à gaz, des lois issues d’études expérimentales ont été retenues pour modéliser les échanges convectifs et radiatifs. Un périmètre géométrique et une étude de sensibilité au maillage ont permis de limiter la taille des modèles développés sans caricaturer le phénomène physique décrit. Une validation des modèles d’échange de chaleur a été menée en comparant les températures de parois calculées à celles mesurées sur banc d’essais. L’intégration des modèles d’échange de chaleur dans le code de calcul de performances a permis de diminuer de façon importante les erreurs de prédiction des capacités d’accélération. Ceci reste valable pour l’ensemble du domaine de vol et pour différentes architectures et tailles de turbomoteurs. Enfin, pour mieux appréhender les erreurs résiduelles de prédiction, la sensibilité des performances aux déformations thermomécaniques et au rendement de combustion a également été abordée, modélisée et discutée.

Titre traduit

Towards a beter prediction of the gas turbines transient performances

Résumé

For a gas turbine preliminary design, the performances program has to simply integrate complex physical phenomena during transient conditions. This thesis addresses this issue and deals particularly with heat soakage, a transient effect which diminishes the gas turbine acceleration rate. The heat soakage modelling has been performed with the nodal method. This system approach enabled us to build simple heat transfer models for each engine component. After a detailed analysis of the air flow and the wall geometries characteristics usually found in a gas turbine, some laws, taken from experimental studies, have been used to model the convective and radiative heat transfers. A geometrical perimeter and a refining mesh study allowed us to reduce the models size without cartooning the described physical phenomena. A validation of the heat transfers model has been done by comparing the wall temperatures computed with those measured in a test bench. The update of the gas turbine performances program with the heat transfers models has diminished dramatically the prediction errors of the engine acceleration capabilities. This result is still valid within the whole flight envelope and for others turboshafts arrangements and several sizes. Eventually, in order to grasp the residual errors of prediction, the engine performances sensitivity to thermomechanical effects and combustion efficiency has been also studied.