L’objectif de ce travail est d’étudier l’influence de la compressibilité sur la dynamique du sillage du cylindre circulaire et du profil NACA0012, à faibles nombres de Reynolds. L’attention est portée en particulier sur le développement des instabilités primaires et secondaires à l’origine de la transition de l’écoulement d’un état bidimensionnel stationnaire vers un état tridimensionnel instationnaire. Le développement d’un code basé sur l’algorithme de Krylov–Schur combiné à une approche itérative en temps est réalisé pour conduire l’analyse de stabilité modale globale. La première partie est focalisée sur l’instabilité primaire à l’origine de la bifurcation du sillage du profil NACA0012 d’un état bidimensionnel stationnaire vers un état bidimensionnel instationnaire. Cet écoulement instationnaire est caractérisé à l’aide de simulations numériques directes pour différents nombres de Reynolds Re ∈ [200; 1000] et pour différents angles d’incidence α ∈ [0◦; 20◦]. L’écoulement de base stationnaire nécessaire à l’analyse de stabilité est obtenu à l’aide de la technique de SelectiveFrequency Damping (SFD). L’influence de l’angle d’incidence et du nombre de Reynolds sur les caractéristiques du mode le plus amplifié est d’abord étudiée dans le régime incompressible, révélant dans les deux cas une évolution non-monotone du taux de croissance dont le maximum est atteint pour unα et Re donné. L’influence de la compressibilité est ensuite explorée en régime compressible pour des nombres de Mach jusqu’à M∞ = 0.5. Celle-ci produit un effet stabilisant ou déstabilisant sur le mode qui dépend de l’angle d’incidence et du nombre de Reynolds. Pour α < 20◦, la compressibilité a un effet déstabilisant près du seuil critique, qui se traduit par une bifurcation de Hopf plus précoce, tandis que l’augmentation du nombre de Mach entraîne toujours une diminution du taux de croissance du mode lorsqu’on s’éloigne du seuil critique. Enfin, la fréquence du mode diminue avec le nombre de Mach. La deuxième partie est consacrée aux instabilités secondaires tridimensionnelles qui se développent dans le sillage bidimensionnel instationnaire. Dans ce cas, l’analyse de stabilité est conduite sur un écoulement de base instationnaire obtenu par des simulations numériques directes sans la SFD. Le développement des modes A et B responsables de la transition du cylindre circulaire vers un état tridimensionnel est d’abord étudié pour des nombres de Reynolds jusqu’à Re = 350. La compressibilité a un effet stabilisant sur les deux modes à proximité des seuils critiques, retardant le processus de tridimensionnalisation, mais ne modifie pas les longueurs d’onde des modes instables. En revanche, au-dessus des seuils critiques, seul le taux de croissance du mode B décroît avec le nombre de Mach,tandis que la plage des longueurs d’onde instables du mode A se déplace vers des valeurs plus faibles. La réponse à l’augmentation du nombre de Mach des instabilités secondaires 3D se développant dans le sillage instationnaire à l’aval d’un profil NACA0012 est étudiée dans un second temps.

L’optimisation de forme aérodynamique est une méthode numérique éprouvée permettant d’ajuster automatiquement la forme externe d’un aéronef afin d’en améliorer la performance en vol. En croisière, cette méthodologie est principalement utilisée dans le but de réduire la traînée et permet alors de diminuer la consommation énergétique d’un avion et donc son impact environnemental. Traditionnellement, des modèles basse-fidélité sont utilisés pour les études amont alors que les modèles haute-fidélité, plus précis mais aussi plus coûteux, sont eux plutôt réservés à la phase de conception détaillée. Néanmoins, les nouveaux concepts d’aéronefs qui s’inscrivent dans une vision zéro émission, visant à réduire drastiquement l’impact environnemental du transport aérien, nécessitent des changements significatifs de technologies avion, notamment sur le plan propulsif. Le champ des possibles qui découle de ces évolutions technologiques motive, désormais, l’utilisation de modèles haute-fidélité dès les études de conception amont, de manière à garantir la précision des analyses et ainsi la capacité à capturer et à optimiser au mieux les aspects multidisciplinaires. Cependant, le recours à la haute-fidélité augmente significativement le coût numérique du processus et motive donc l’introduction de méthodes permettant de le réduire. Au niveau de l’optimisation de forme aérodynamique, l’un des aspects clés conditionnant la solution réside dans la définition du problème. En pratique, la performance d’un avion doit être robuste à un ensemble de conditions de vols découlant de différentes missions. Néanmoins, étant donné le fait que le coût numérique de l’approche croît linéairement avec le nombre de conditions de vols à calculer, les missions ne peuvent pas être directement simulées à l’aide de calculs haute-fidélité et ces calculs ne sont donc effectués que pour un sous-ensemble restreint de points de vol. De plus, chaque point de vol conduit à des charges aérodynamiques et des déformations structurales différentes dues au couplage aéro-élastique. Ce couplage doit alors être pris en compte dans les simulations haute-fidélité afin de prédire précisément la performance aérodynamique, ce qui accroît le coût de chaque analyse. Cette thèse vise à étudier et à éprouver une combinaison de trois méthodologies permettant à la fois de prendre en compte la souplesse de la structure dans le processus d’optimisation, tout en réduisant le coût numérique et le temps de restitution de ce dernier par le biais d’une approche d’optimisation multi-fidélité bénéficiant de modèles basse-fidélité. Afin de répondre au besoin de robustesse de la solution vis-à-vis d’un ensemble de missions, une méthodologie permettant de sélectionner un sous-ensemble représentatif de conditions de vols est également introduite. Étant donné le nombre important de variables de formes impliquées dans le processus d’optimisation, en pratique plus d’une centaine, l’optimisation est réalisée à l’aide d’algorithmes par gradients. Une approche par adjoint souple est ainsi considérée, afin de fournir les gradients aérodynamiques à un coût abordable, tout en prenant en compte la flexibilité de la structure pour chaque condition de vol. La stratégie d’optimisation multi-fidélité repose également sur des approches par gradient permettant alors de garantir la convergence du processus vers un optimum haute-fidélité du problème. La principale contribution du travail proposé repose sur la combinaison de différents aspects méthodologiques clés et leur application au modèle avion XRF-1, représentatif d’un cas réaliste, dans un environnement de simulation industriel.

Dans un contexte de changement climatique, le secteur de l’aéronautique doit réduire ses émissions de CO2. Le gain technologique est l’un des leviers sur lequel peut jouer le secteur pour maitriser ses émissions. Les motoristes ont fortement été impactés par ces contraintes et doivent faire face à des défis importants. Pour remplir ces objectifs, une des pistes potentielles d’amélioration se situe en sommet de roue mobile de la turbine basse pression des turbofans double corps/doubles flux actuels. En effet, il est possible d’ajouter une pièce mécanique en tête de pale de rotor, appelée talon, afin de supprimer l’écoulement de jeu, générateur de pertes, qui prend naissance dans le jeu radial d’une configuration classique de pale. Cela a des conséquences bénéfiques sur le rendement des étages de turbines basse pression, mais ces aménagements entraînent l’apparition de nouveaux phénomènes physiques, eux aussi générateurs de pertes, dont il faut améliorer la compréhension. On retrouve dans la littérature deux principaux phénomènes générateurs de pertes associés à ces géométries. Le premier entraine des pertes de charge lorsque le fluide traverse le talon. Cette physique se déroule en dehors de la veine et n’est donc pas au cœur de l’étude menée au cours de cette thèse. Le second est l’interaction entre le débit dans la veine et celui sortant du talon. Les deux fluides ont des propriétés de vitesse différentes et cela engendre des pertes de mélange. Ce mécanisme est important car il modifie également les conditions d’alimentation des aubages en aval. On retrouve aussi, en marge mais bien présent, des interactions entre le fluide présent dans la veine et celui dans les cavités de la géométrie de talon.Ces conclusions sont principalement issues d’une analyse stationnaire du problème à l’aide de bancs d’essais ou de simulations numériques. Aussi, on ne retrouve que des études pour des points de fonctionnement adaptés. Cette thèse a pour objectifs d’apporter une analyse instationnaire de ces écoulements et d’observer le comportement de ces géométries à des conditions hors-adaptation qui sont susceptibles de modifier les différents mécanismes. Pour cela, deux configurations de turbine basse pression avec pales talonnées, de complexité différentes, ont été utilisées. Des calculs stationnaires et instationnaires ont été réalisés afin de comparer ces deux méthodes. De plus, les géométries réelles ont été comparées à des cas idéaux où le jeu en tête de pale de rotor est considéré comme nul. Cela permet d’isoler l’influence de l’effet technologique sur l’écoulement principal. Ces simulations numériques ont été réalisées à l’aide du code de calcul elsA développé par l’ONERA.Les résultats de ces simulations ont permis de retrouver certaines conclusions de la littérature comme le fait que pour une configuration mono-étage les prédictions de performance faite par un calcul stationnaire sont très proches de celles faites par un calcul instationnaire. Ce n’est plus forcément le cas pour une configuration multi-étage ou bien à des conditions de fonctionnement hors-adaptation comme observé au cours de ces travaux. D’autres résultats sont nouveaux pour la littérature associée à cette problématique. Notamment la mise en évidence d’instabilité dans les cavités du talon. Ces dernières étaient plus ou moins attendues car les géométries rencontrées sont semblables à celles des configurations de cavités de purge dans lesquelles des instabilités peuvent prendre naissance.

Les méthodes numériques d’ordre élevé se sont avérées être un outil essentiel pour améliorer la précision des simulations concernant des écoulements turbulents par la résolution des lois de conservation. Ces écoulements se trouvent dans une grande variété d’applications industrielles et leur prédiction et modélisation est cruciale pour améliorer l’efficacité des procès. Cette thèse met en oeuvre et analyse différents types de schémas de discrétisation spatiale d’ordre élevé pour des maillages non structurés afin d’évaluer et de quantifier leur précision dans les simulations d’écoulements turbulents. En particulier, les méthodes de volumes finis (FVM) d’ordre élevé basées sur les opérateurs de déconvolution des moindres carrés et entièrement contraints sont considérées. De plus, leur précision est évaluée par une analyse analytique et pour des cas linéaires et non linéaires. Une attention spéciale est portée à la comparaison des FVM de second ordre et d’ordre élevé, montrant que la première peut surpasser la seconde en termes de précision et de performance de calcul dans des configurations sous-résolues. Les méthodes d’éléments spectraux (SEM) d’ordre élevé, y compris Spectral Difference (SD) et Flux Reconstruction (FR), sont comparées dans différentes configurations linéaires et non linéaires. De plus, un solveur SD basé sur GPU est développé et ses performances par rapport `a d’autres solveurs basés sur CPU seront discutées, montrant ainsi que le solveur développé basé sur GPU surpasse d’autres solveurs basés sur CPU en termes de performance économique et énergétique. La précision et le comportement des SEM avec de l’aliasing sont évalués dans des cas de test linéaires à l’aide d’outils analytiques. L’utilisation de grilles avec des cellules d’ordre élevé, qui permettent de mieux d’écrire les surfaces d’intérêt des simulations, en combinaison avec le SEM est également analysée. Cette dernière analyse démontre qu’un traitement particulier doit être implémenté pour assurer une précision numérique appropriée lors de l’utilisation de mailles avec ces éléments. Ce document présente également le développement et l’analyse de la méthode Spectral Difference Raviart-Thomas (SDRT) pour les éléments bidimensionnels et tridimensionnels de type produit tensoriel et simplex. Cette méthode est équivalente à la formulation SD pour les éléments de produit tensoriel et peut être considérée comme une extension naturelle de la formulation SD pour les éléments de type simplex. En outre, une nouvelle famille de méthodes FR, équivalente à la méthode SDRT dans certaines circonstances, est décrite. Tous ces développements ont été implémentés dans le solveur open-source PyFR et sont compatibles avec les architectures CPU et GPU. Dans le contexte des simulations d’ordre élevé d’écoulements turbulents trouvés dans les cas d’interaction rotor-stator, une méthode de maillage glissant (qu’implique des grilles non-conformes et le mouvement des maillages) spécifiquement adaptée aux simulations massivement parallèles est implémenté dans un solveur basé sur CPU. La méthode développée est compatible avec FVM et SEM de second ordre et d’ordre élevé. D’autre part, le mouvement de la grille, nécessaire pour simuler les cas d’essai rotor-stator `a cause du mouvement relatif de chaque zone du domaine, est traité à l’aide de la formulation Arbitrary-Lagrangian-Eulerian (ALE). L’analyse de cette formulation montre son influence importante sur la précision numérique et la stabilité des simulations numériques avec du mouvement de maillage.

Avec des architectures d'avions plus complexes, des itérations de conception rapides et rentables sont essentielles pour améliorer le rendement énergétique global. Cette thèse propose de revisiter une approche de modélisation instationnaire à bas ordre pour remplacer les simulations coûteuses de roue complète avec des méthodes Unsteady Reynolds Averaged Navier – Stokes (URANS). En effet, ces nouvelles architectures peuvent introduire des distorsions d’entrée plus fortes qui peuvent avoir un impact significatif sur le fonctionnement et les performances du turboréacteur. En raison de la nature instable et non axisymétrique de l’écoulement, des calculs de roue complète sont nécessaires. Dans cette thèse, une alternative est étudiée : l'approche Body Force. L'idée est de remplacer les pales dans le domaine de simulation par des termes sources volumiques, qui peuvent être exprimés en forces, visant à reproduire les effets des pales. Plusieurs contributions à la méthodologie de Body Force peuvent être trouvées dans la littérature, cependant, l'utilisation de la modélisation de Body Force instationnaire pour les prédictions de décollement tournant a reçu beaucoup moins d'attention car seule la version à basse vitesse du modèle de Gong a été utilisée. Ceci n'est pas adapté aux écoulements avec des effets de compressibilité et donc aux soufflantes. De plus, il repose sur une formulation non locale qui nécessite un solveur dédié. La méthode UBFM proposée permet une réduction significative des coûts pour l'ingestion de distorsion de la soufflante et l'évaluation de l'opérabilité. À cette fin, le modèle de Body Force de Hall-Thollet est utilisé comme point de départ, et une modification est proposée pour améliorer les prédictions hors adaptation. Dans l'ensemble, le coût de la simulation est divisé par 26.Dans la présente thèse, l'accent est mis sur l'ingestion de vortex, qui est un type de distorsion qui a reçu moins d'attention dans la littérature pour les soufflantes à très fort taux de dilution des moteurs civils que la séparation d’entrée d’air ou l'ingestion de couche limite. L'objectif est de fournir une analyse détaillée et une compréhension des mécanismes responsables de la perte d'opérabilité lorsqu'un vortex est ingéré par la soufflante. Pour cela, un modèle simplifié de vortex est obtenu de simulations précédentes dans des conditions de vent de travers incluant la présence du plan du sol. Le cas de test de l'étude est un démonstrateur de turboréacteur à double flux représentatif des moteurs modernes. Les simulations sont exécutées avec et sans vortex à plusieurs points de fonctionnement jusqu'à ce que le décollement tournant soit observé. Les résultats montrent que nos simulations UBFM sont capables de prédire les cellules de décollement tournant, avec des modèles et une vitesse de rotation similaires aux données URANS. Une comparaison des deux configurations de condition d’entée montre que le mécanisme de démarrage du décollement est similaire avec et sans distorsion. En particulier, en examinant l'incidence au niveau de la pale de la soufflante, un angle critique similaire est observé pour les deux configurations, qui est mis à profit pour établir un critère d’incidence et de conception valable pour les cas d'ingestion de vortex.

Les ailes battantes, telles qu’employées, par exemple, par le colibri ou la libellule, génèrent des tourbillons qui peuvent être favorables à l’efficacité du vol (Dickinson et al, Science 1999). Or, la génération de ces tourbillons dépend non-seulement de la cinématique de battement, mais aussi de la flexibilité de l’aile. L’observation du monde animal suggère qu’un grand nombre d’espèces pourraient avoir évoluées de sorte que la flexibilité de leurs ailes / nageoires favorisent la sustentation / propulsion (Lucas et al, Nature 2014). Nous chercherons ici à comprendre précisément le rôle de la flexibilité dans la génération de tourbillon et l’efficacité d’ailes battantes. Pour bien comprendre l’effet d’aile souple sur ces interactions le travail sera divisé en plusieurs étapes : - Le premier axe s’attachera à la réalisation de mesures expérimentales sur un modèle d’aile battante. On couplera des mesures de type Velocimétrie par Imagerie de Particule (PIV) pour la caractérisation de l’écoulement autour de l’aile battante à des mesures de type Corrélation Digitale d’Image (DIC) pour la mesure de la déformation de l’aile. Ces mesures seront réalisées pour plusieurs cinématiques de battement et rigidité d’aile en vue de (i) comprendre les intéractions fluide-structure mise en jeu et (ii) servir de base de données pour les simulations numériques menées dans le cadre du deuxième axe. - Le deuxième axe s’appuiera sur la simulation numérique de l’écoulement autour du modèle d’aile battante et sur celle de sa déformation. En particulier, on procédera à un couplage fort entre simulation numérique directe, par volumes finis, des équations de Navier-Stokes (DNS) et simulation par éléments finis de l’équation de Navier. Les résultats obtenus par approche numérique seront validés sur la base des résultats expérimentaux puis, serviront une analyse plus fine des mécanismes d’interaction fluide-structure mis en jeu en permettant notamment l’exploration d’un espace des paramètres (cinématique de battement, rigidité) plus étendu. En particulier, on cherchera par cette étude à comprendre si la rigidité des ailes observées dans le monde vivant favorise effectivement la sustentation. - Enfin le dernier axe visera à optimiser le couple cinématique de battement – rigidité, sur la base de simulations numériques, en vue de maximiser l’efficacité du vol. Le coût de calcul pouvant s’avérer prohibitif, on considèrera dans un premier temps des simulations légèrement sous-résolues. Il s’agira alors de mettre en œuvre un code d’optimisation (communicant avec les codes de simulations d’écoulement et de structure) robuste, pérenne, utilisable dans le futur avec des puissances de calcul accrues. Plusieurs paramètres pourront être testés de façon séparée (angle d’incidence du uptroke ou downstroke, rigidité de l’aile, durée des phases) puis un couplage entre les paramètres pourra être entrepris.

Afin d’atteindre les objectifs ambitieux fixés par l’ACARE pour 2050, les industriels de l’aéronautique songent à des technologies en rupture de celles actuelles. La modification du cycle thermodynamique de la turbine à gaz est une des solutions envisagées. En vue d’augmenter sensiblement le rendement thermique théorique d’une turbine à gaz, la traditionnelle combustion isobare (cycle de Joule-Brayton) peut être remplacée par une combustion effectuée de façon isochore (cycle de Humphrey). La difficulté majeure de cette technologie est de passer d’éléments alimentés par un flux continu à un flux pulsé. Dans une telle configuration,la turbine est sujette à une forte instationnarité de ces conditions d’entrée. Ainsi, le bénéfice théorique des systèmes isochores ne peut être envisagé que si les performances de la turbine,sous ces conditions d’alimentation si particulières, sont maîtrisées. Les écoulements pulsés dans les turbines sont étudiés depuis de nombreuses années dans le domaine automobile sur des géométries radiales. Cependant, l’influence de ces écoulements sur les performances d’une turbine reste toujours très difficile à appréhender en raison de la complexité de la physique de l’écoulement et des géométries. Un approfondissement de la connaissance de ces phénomènes physiques impose de revenir à des situations académiques sur lesquelles la compréhension de l’écoulement est plus aisée. C’est dans cette problématique que s’inscrivent les travaux de thèse qui visent à clarifier, grâce à la simulation numérique, le comportement d’une turbine soumise à de fortes variations de ces conditions d’entrée.L’approche proposée dans ce manuscrit s’articule alors autour de trois parties. La première partie débute par la caractérisation des phénomènes physiques, en absence de viscosité, lors de régimes transitoires violents au sein de géométrie de complexité croissante qui tendent à s’approcher d’une cascade d’aube linéaire. Cette inspection est suivie par l’investigation du comportement transitoire d’une grille d’aube simplifiée grâce à des simulations fluide parfait.L’analyse instationnaire des efforts aérodynamiques ainsi que celle du flux d’énergie permet d’entrevoir les bénéfices des échanges de puissance instationnaires dans un rotor. La seconde partie cherche à préciser l’influence des effets de viscosité et des couches limites lors d’un régime transitoire. Des simulations aux grandes échelles de propagations d’ondes dans un canal plan sont réalisées afin de détailler l’interaction d’un front d’onde instationnaire et d’une couche limite. Deux configurations sont examinées, l’accélération d’une couche limite transitionnelle par la propagation d’une onde de choc et la décélération de cette couche limite par le biais d’une onde de détente. Enfin, des simulations aux grandes échelles de régimes transitoires dans une grille d’aube sont présentées et comparées avec des simulations fluide parfait équivalentes.L’effet des décollements et recollements intermittents de la couche limite sur la prédiction de l’effort aérodynamique est ainsi spécifié. Finalement, des recommandations préliminaires de conception d’une turbine alimentée par un écoulement pulsé sont données dans la dernière partie du manuscrit grâce à l’exécution de plans d’expériences.

Dans le cadre de la recherche doctorale, une méthode complète sera établie pour la conception aérodynamique de drone de longue endurance à décollage et atterrissage vertical (DAV). Les technologies critiques seront identifiées et simulées par les modèles d’ordre réduit afin de construire une méthode d'ingénierie rapide. En vue de maximiser la performance de drones convertibles de longue endurance, les technologies critiques incluent: 1) l'intégration du moteur et du fuselage; 2) les effets aérodynamiques en contrôle de vol; 3) l’optimisation aérodynamique globale au niveau du système. Les méthodes de calcul de chaque problème seront développées sur la base des théories contemporaines. La solution sera validée avec des simulations numériques haute fidélité telles que l’URANS ou la méthode de Boltzmann sur réseau. Les essais des composants ou de la configuration complète seront également effectués en utilisant une soufflerie bas Reynolds à l'ISAE. Des études sur l'intégration de la propulsion et du fuselage seront menées au cours de la première année. En vol de transition, la performance de l'hélice en incidence est très différente de celle du vol axial et la présence rapprochée des ailes change également la portance et la traînée. Par conséquent, un modèle d’ordre réduit pour l'hélice en incidence élevée sera développé sur la base de la méthode BEMT de Leishman [1]. Le sillage incliné de l'hélice sera modélisé en modifiant une méthode conventionnelle telle que Selig [2]. Le modèle d'hélice sera combiné avec une analyse d'interaction hélice-voilure basée sur Veldhuis [3] pour étudier les paramètres critiques pendant le vol de transition. Les forces et les moments aérodynamiques statiques et dynamiques générés par les surfaces de contrôle sont essentiels pour un contrôle robuste pendant le vol de transition et, par conséquent, une étude de configuration sera effectuée en comparant des configurations potentielles de drone convertible avec différentes dispositions d'hélice et des dispositions de surface de contrôle de vol. Sur la base des études de McCormick [4] et de Phillips [5], une étude détaillée des caractéristiques du moment aérodynamique longitudinal et latéral de différentes configurations sera effectuée avant l'été 2019 pour la phase de transition. La phase finale de la thèse sera consacrée à l'intégration de divers modèles d'ordre réduit, tel que l'intégration de propulsion, l'analyse de contrôle de vol et l'analyse classique de performance de croisière, pour former une plateforme pour l'optimisation aérodynamique globale et aider à concevoir des drones convertibles de longue endurance. La méthode sera démontrée par une analyse sur un prototype conforme aux spécifications de Delair Tech. Grâce à la collaboration avec l’ENAC, un prototype sera fabriqué pour démontrer les technologies développées. La conception du prototype intégrera la loi de contrôle de vol mise en œuvre par la plateforme de pilote automatique Paparazzi. Les données des essais en vol obtenues confirmeront la méthodologie en milieu opérationnel. La méthodologie de conception aérodynamique sera disponible sous la forme d'un programme informatique open source ainsi que d'un manuscrit publié. Refs: [1] Leishman, Gordon J. Principles of helicopter aerodynamics with CD extra. Cambridge university press, 2006. [2] Selig, Michael S. 'Modeling propeller aerodynamics and slipstream effects on small UAVs in realtime.' AIAA Paper 7938 (2010). [3] Veldhuis, L. M., “Review of Propeller Wing Aerodynamic Interference,” ICAS 2004, 24th international congress of the aeronautical sciences, 2004. [4] McCormick, Barnes Warnock. Aerodynamics, aeronautics, and flight mechanics. Vol. 2. New York: Wiley, 1995. [5] Phillips, Warren F. Mechanics of flight. John Wiley & Sons, 2004.

Dans le contexte de la propulsion aéronautique hybride/électrique, le coût de masse lié aux moteurs [Anderson et al. 2018] impose la distribution de la propulsion sur de multiples modules propulsifs. Ces modules présentent des rotors faiblement chargés, tournant à haute vitesse, et de diamètre assez faible pour assurer un régime subsonique sur les pales. La bibliographie présentée dans cette thèse démontre que l’ajout d’une carène permettrait d’atteindre le double objectif de compacité et de diminution de la charge des rotors. La carène peut en effet servir à diminuer la charge du rotor sans augmenter le diamètre du système, à l’aide d’une géométrie spécifique appelée tuyère de Kort (convergente en entrée et divergente en sortie) [Black et al. 1968]. Les modèles simplifiés habituels de rotors carénés capturent mal le couplage aérodynamique fort entre les deux éléments (rotor et carène) [Sacks and Burnell 1959] et négligent donc l’apport de la carène aux performances du système [Pereira 2008]. Toutefois, il existe des modèles spécifiquement adaptés aux rotors carénés donnant des résultats assez précis pour le vol d’avance, avec ou sans incidence [Ohanian et al. 2012, Jardin et al. 2015]. Ces modèles restent descriptifs car contiennent des variables non fermées qui restent à déterminer à l’aide de simulations numériques. Une fermeture de ces variables est proposée dans cette thèse, afin de pouvoir utiliser ces modèles dans une approche de design. Un travail préliminaire sur la représentation des performances des rotors carénés est nécessaire afin de proposer la fermeture des modèles. En effet, le recours direct au diagramme de l’hélicier ne permet pas la mise en évidence des spécificités du rotor caréné telles la contribution de la carène aux performances du système et ses interactions avec le rotor. De manière plus générale, cela revient à remettre en question le positionnement du rotor caréné dans le continuum de classification des turbomachines [Japikse and Baines 1997], qui se situe entre les machines à écoulement interne et externe. Les rotors carénés doivent être considérés comme une famille de turbomachine à part entière telles les machines à écoulement interne et externe [Dixon and Hall 2014, Rebu_et 1969]. Une proposition sur ce dernier point est présentée dans ce manuscrit, ainsi que dans le papier Turbo Expo 2019.Une méthodologie de design des rotors carénés est développée dans cette thèse. Cette approche de design nécessite l’utilisation de divers outils numériques dans lesquels des développements spécifiques ont été implémentés : le solver d’écoulement potentiel DFDC [Drela and Youngren 2005] est associé à la suite de logiciel FINE/Turbo10.2TMde Numeca pour la simulation des effets de viscosité. A partir de cela, un banc d’essai a été entièrement développé (design, conception, fabrication, montage, instrumentation). L’instrumentation embarquée a permis la caractérisation du rotor caréné dans le nouveau champ caractéristique proposé, à travers les différentes campagnes d’essai menées (performance, écoulement interne via sonde 5-trous, écoulement externe via PIV).Les résultats numériques et expérimentaux permettent une large exploration de l’espace des paramètres du problème. Cette exploration démontre la pertinence du formalisme proposé qui permet l’analyse des contributions isolées du rotor et de la carène aux performances du système, et permet ainsi l’amélioration des modèles derotors carénés. Enfin, un traitement analytique du nouveau champ caractéristique proposé permet de prédire l’évolution des performances du système avec la variation de l’angle de calage des pales du rotor. Cette approche est par la suite généralisée aux différents types de turbomachines axiales (cf. papier ISAIF 13).

L’objectif de cette thèse est d’analyser le potentiel de croissance transitoire des perturbationsbidimensionnelles et tridimensionnelles dans les jets ronds inhomogènes, depuis leurphase initiale quasi-parallèle jusqu’à l’enroulement non linéaire induit par l’instabilitéprimaire axisymétrique de Kelvin–Helmholtz (KH). Une analyse linéaire de stabiliténon-modale est effectuée sur la base d’une approche directe-adjointe afin d’identifierles mécanismes physiques de croissance aux temps courts et l’émergence d’instabilitéssecondaires. La recherche de perturbations optimales par adoption d’une approchenon-modale est justifiée par la non-normalité de l’opérateur linéaire de Navier–Stokeset le caractère instationnaire de l’écoulement de base. La première partie concerne lesperturbations optimales qui se développent sur des jets ronds homogènes. Nous examinonsl’influence du nombre d’onde azimutal m, de l’intervalle d’optimisation, du nombre deReynolds Re et du rapport d’aspect du profil de vitesse initial. La deuxième partieest consacrée à l’analyse de stabilité non-modale pour les jets ronds à masse volumiquevariable, avec une attention particulière à l’influence du nombre d’Atwood At sur lesinstabilités secondaires qui peuvent déclencher les "jets latéraux".