Dans une première partie les grandes lignes de l'aérodynamique des corps fuselés aux incidences faibles et moyennes sont exposées. Les diverses méthodes couramment utilisées sont passées en revue ; leurs avantages et défauts sont discutés. La deuxième partie présente la topologie des écoulements tridimensionnels, nécessaire au dépouillement des essais effectués. Les diverses expériences sont décrites dans la troisième partie du mémoire. Elles mettent en évidence le rôle du nombre de Reynolds de l'écoulement. Une explication est donnée de l'évolution du décollement de la couche limite le long du fuselage. Une formule expérimentale a été établie pour estimer la position de cette séparation sur le corps ogivo-cylindrique étudié lors des essais. Les pressions pariétales, la position de la transition, les vitesses au-dessus de l'extrados ont également fait l'objet d'une étude expérimentale. Les conclusions de cette partie permettent d'étayer un modèle fluide parfait de ce type de configuration. Un programme utilisant la méthode des singularités de seconde génération a donc été écrit. L'effet des enroulements d'extrados est représenté par des surfaces de glissement modélisées par des nappes porteuses de singularités (doublets normaux). Leur positionnement dans l'espace s'effectue itérativement de manière à vérifier les conditions de Rankine-Hugoniot stationnaires. Sa structure est exposée dans la dernière partie du mémoire, ainsi que les principaux résultats obtenus.

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.

Cette étude porte sur l'exploration du domaine de fonctionnement d'une hélice de drone faiblement chargée en régime de rotation élevé, prenant en compte l'effet d'une mise en flèche de la pale. Pour cela, quatre hélices identiques mais de flèches différentes ont été réalisées. Expérimentalement, l'analyse de performances (coefficient de poussée, de puissance et rendements) à partir d'essais en soufflerie au point nominal a montré un gain de performance limité pour les hélices en flèche ; la similitude des performances des hélices en flèche d'extrémité, symétriques, est notable. Le résultat d'essais en visualisation rapide confirme la présence d'une nappe de sillage, limitée par des tourbillons d'extrémité de pale convergeant vers l'axe de la pale dans le domaine proche. La mise en flèche modifiant la charge, le niveau de convergeance dépend de l'hélice retenue. Une chaine anémométrique thermique trois voies a permis de qualifier le sillage pour plusieurs cas de fonctionnement et les quatre hélices retenues. Des planches de synthèse explorent le fonctionnement de l'hélice droite de référence BA000, et d'autres planches permettent la comparaison des hélices en flèche avec la référence. Une dernière campagne, utilisant un vélocimètre doppler laser bicomposante, a permis de valider partiellement les résultats d'essais de l'anémométrie thermique, et de proposer une caractérisation de la phase de génération du tourbillon. Sur un plan théorique, un code de type Fortran basé sur une méthode de ligne portante avec mise en équilibre de la nappe et faisant appel à des fichiers de polaires de profil a permis des comparaisons entre la théorie et l'expérience au niveau des performances, en valeurs moyennes des composantes de vitesses, et sur le plan des champs de vitesse dans des plans azimutaux et transversaux. Il est cependant montré que le niveau des hypothèses restrictives ne permet pas d'observer les différences de performances entre les hélices.

Dans un premier temps, le comportement thermique d’une structure composite constituée d’un renfort fibreux et d’une matrice en résine a été étudié. L’utilisation d’une méthode numérique basée sur le principe de la "plaque chaude gardée" permet alors de calculer les conductivités effectives d’un composite orthotrope en fonction de sa géométrie et de la nature de ses constituants dans le cas de configurations tridimensionnelles complexes. Le deuxième objectif de cette étude concerne la détermination expérimentale des propriétés thermophysiques de ces composites à renforcements orientés. A cette fin, un banc de mesure a été développé. Son principe repose sur l'observation par thermographie infrarouge de la face arrière d'un échantillon excité thermiquement sur sa face avant par l’application d’un flux de chaleur inhomogene. La mise en oeuvre d’une méthode inverse permet alors d’identifier simultanément les trois conductivités orthotropes et la capacité thermique de la plaque ainsi testée.

La mise au point de la régulation d’un turboréacteur, quel qu’il soit nécessite l'utilisation d’un modèle de simulation capable d'être intégré dans une chaîne réelle d’essais, simulant les états du turboréacteur en fonctionnement stabilisé et en fonctionnement transitoire. Cette recherche décrit un modèle de calcul de fonctionnements de turboréacteurs codé sous Matlab. Ce dernier, disponible sur demande, est flexible et peut être appliqué aux différents problèmes de recherches. Ce programme fournit un environnement graphique interactif qui permet à l'utilisateur de construire et analyser rapidement et efficacement des systemes arbitraires de turboréacteurs. Le programme de simulation utilise une interface graphique utilisateur, développée en outil GUI, et la méthode d'analyse aérothermodynamique de turbine à gaz. Le programme est capable de calculer le point d’adaptation, le fonctionnement hors adaptation (la ligne de fonctionnement stabilisé) et le fonctionnement transitoire de turboréacteurs de configurations variées avec compresseur axial. Les résultats de calcul sont présentés sous forme de tableau numérique et graphique, tels que les lignes de fonctionnement stabilisé et transitoire tracées sur les champs de caractéristiques de compresseur et de turbine. Ce programme est ouvert, accessible et modifiable pour des applications de recherche publique, des utilisations pédagogique et pour une meilleure comprehension du fonctionnement des turboréacteurs.

Les micro-drones ont été développés depuis 1997 pour des missions militaires de renseignement. Ils peuvent également être utilisés pour des applications civiles de reconnaissance en milieu contaminé ou difficile d'accès. Les micro-drones ont une dimension maximale typique de 15 à 20 cm, un rayon d'action de 500 m, une endurance de 30 min, ils sont compacts, autonomes et portables par un seul opérateur. En raison de leur charge alaire relativement élevée (due aux divers composants électroniques et d'une contrainte de taille sévère, il est d'usage de recourir à des ailes d'allongement faible (allongement de 1.4 à 1.8) afin de maximiser la surface de l'aile. Par conséquent, les micro-drones monoplans volent à des vitesses supérieures à 15 m/s d'où la difficulté à obtenir des images claires et à évoluer en milieu confiné. La présente étude expérimentale et théorique a pour but d'améliorer les performances aérodynamiques des configurations de micro-drones à voilure fixe et d'étendre leur capacité de vol aux basses vitesses. Le concept biplan est proposé pour réduire la traînée induite et permette le vol lent. L'interaction aéro-propulsive et de la souplesse de la voilure sont étudiés dans une soufflerie spécifique permettant de reproduire des rafales de vent longitudinales. Une nouvelle balance de précision à 5 composantes a été conçue et réalisée. Enfin, un nouveau prototype de micro-drone de type biplan bimoteur a été testé avec succès pour permettre des vitesses de vol allant de 4 à 18 m/s.

La propulsion spatiale hybride est marquée depuis ces dernières années par un véritable renouveau en réponse à une intensification des contraintes opératoires et des besoins en performances. Les avantages propres à cette technologie en font à titre d'exemple un parfait candidat dans le cadre de missions nécessitant une modulation de la poussée ou une série d'extinction-réallumage. Cependant, les combustibles actuels tels que le PBHT sont caractérisés par des vitesses de régression très inférieures à celles atteintes par les propergols solides. Dans ce cadre, une étude a été proposée afin d'évaluer les différents moyens d'accroître les niveaux de régression. De premiers essais sur propulseur à échelle réduite ont montré qu'une nouvelle classe de combustibles, connus sous le nom de "combustible liquéfiables ", offre des vitesses 4 à 5 fois supérieures aux niveaux habituellement rencontrés. Un travail de modélisation analytique a été entrepris afin de dégager une loi de régression adaptée au mode de dégradation de ces matériaux, notamment en raison du processus d'atomisation. L'originalité de ce travail repose sur la confrontation de ce modèle à un ensemble de données expérimentales recueillies sur un montage conçu spécifiquement pour cette étude : le banc HYCARRE.

L’objectif de cette thèse a été d’étudier l’évaporation d’un brouillard multi composant à l’aide d’approches expérimentale et numérique. Deux axes de recherche ont été privilégiés. Une base de données expérimentales a tout d’abord été créée en utilisant différentes techniques optiques de mesure. Une attention particulière a été accordée à la technique Arc-en-Ciel Global (ACG), utilisée pour la mesure de la température des gouttes. Ensuite des simulations numériques ont été réalisées pour des brouillards mono et bi-composant en évaporation. Dans la première phase de cette recherche, les investigations expérimentales et numériques ont été conduites pour un brouillard polydisperse, non-confiné et en refroidissement. Cette configuration offre l’avantage de pouvoir étudier l’évaporation sous une faible influence de la phase gazeuse. Pour un liquide bicomposant, l’effet de la variation de concentration sur les mesures ACG a été analysé à l’aide d’un couplage entre la technique expérimentale et la simulation numérique. Après avoir validé les modèles d’évaporation sur le brouillard non-confiné, une configuration plus complexe se rapprochant des conditions réelles d’une chambre de combustion a été étudiée (montage IMFT). En ce qui concerne la simulation numérique, la phase gazeuse a été caractérisée en utilisant une approche de type LES. La phase dispersée constituée des gouttes mono-composant est prise en compte dans le calcul. La nature très instationnaire de l’écoulement diphasique a été mise en évidence. La comparaison entre l’expérience et la simulation numérique a permis d’évaluer l’intérêt de la technique ACG pour la mesure de la température des gouttes.

En raison de la complexité des situations de la sécurité intérieure et de la guerre contre le terrorisme, nanodrone a été proposé comme un nouveau drone à moins que 7,5 cm en longueur, la hauteur ou la largeur, et GTOW moins ou égal que 10 g avec une charge supérieure à 2 g qui peut pénétrer dans les bâtiments, regarder fixement, distinguer les les objectifs et transmettre des données à basse vitesse ou en vol stationnaire sans être détecté. Par conséquent, nanodrone a besoin d'être conçu pour améliorer les capacités permettant la collecte en temps opportun des renseignements de sécurité globale dans l'espace étroit. En raison de la petite dimension, le faible poids, l'ultra-bas nombre de Reynolds opérationnelles, et l'exigence de vol stationnaire, la conception de nanodrone est un défi. Comme une nouvelle conception, plusieurs modes de vol de nanodrone ont d'abord été étudiés pour sélectionner un modèle approprié. Après la sélection du mode de vol à voilure tournante, nanos rotors contrarotatifs avec une dimension à 7,5 cm et de poussée à 10 g, a été conçu et fabriqué. Successivement, les bancs d'essai ont été conçus et expériences ont été réalisées pour évaluer des performances propulsives statique de seul rotor. Et banc d'essai fondé sur le 2 N balance nouvellement acquises été conçu pour les mesures de rotors contrarotatifs. Les performances en vol stationnaire des rotors contrarotatifs ont été évalué expérimentalement et numériquement. La simulation instationnaire de la pale avec le mouvement bio-inspirés ont été effectuées fondé sur le solveur de Navier-Stokes préconditionné compressible avec des techniques de maille chimère afin d’améliorer les performances propulsives des rotors contrarotatifs. Enfin, un concept préliminaire du nanodrone a été proposé avec inclinaison supérieure mode de commande du rotor.

Lorsqu’une sonde rentre dans l’atmosphère à une vitesse hypersonique, le bouclier thermique reçoit plusieurs centaines de MW.m−2. Ce flux est absorbé par la paroi (composite C/C) grâce à des réactions physico-chimiques (oxydation, sublimation, etc.). Les expériences de jet de plasma révèlent que cette perte de matière s’accompagne de l’apparition de rugosités spécifiques lorsque le régime de l’écoulement est turbulent. Dans ce contexte, cette thèse a pour objectif de caractériser, à la plus petite échelle de la turbulence (échelle de Kolmogorov), l’interaction entre l’écoulement turbulent et une paroi ablatable afin de mieux évaluer la formation de ces rugosités. La première phase de ce travail a ainsi consisté en la validation physique des phénomènes turbulents simulés, d’abord en configuration périodique puis en présence de surfaces de blocage pariétal. Pour cela, nous avons développé et adapté à une configuration de présence de paroi, une méthode de forçage spectral de la turbulence dont nous validons l’implémentation. Pour cela, un traitement statistique des résultats a été élaboré pour prendre en compte la caractère aléatoire de la turbulence. L’étude de l’évolution structurelle du matériau ablaté, couplé à un champ de vitesse turbulent, démontre alors l’influence du nombre de Reynolds de turbulence et de la taille des structures porteuses d’énergie, sur la vitesse de récession de la paroi et les motifs rugueux observés.