La réduction des nuisances sonores est un enjeu permanent pour les acteurs du transport aérien, notamment autour des aéroports. En particulier, le bruit de soufflante (fan noise) tient une place importante dans le bruit global de l’avion. Aussi, relativement à la réduction du bruit d'aéronef, sont développés des matériaux dits liners positionnés le long de la nacelle moteur. De par leur position à l'intérieur des nacelles de réacteurs, ces traitements acoustiques sont soumis à de forts niveaux sonores, à un écoulement rasant important, et à des gradients thermiques intenses.Cette étude a consisté à mettre en place une métrologie multi-physiques (acoustique, aérodynamique, thermique et turbulence) permettant de constituer une base de données expérimentales, afin d’améliorer la compréhension des phénomènes physiques en jeu et d’alimenter les modèles de conception de liners pour répondre aux nouveaux enjeux posés par l'implantation des liners dans les nacelles.Compte tenu de la complexité des phénomènes physiques mis en jeu, un effort important a été conduit pour disposer d'outils expérimentaux performants pour caractériser finement le couplage entre l'acoustique, la thermique et la turbulence. On associe donc des mesures microphoniques classiques permettant de déterminer le comportement acoustique des liners et des mesures par thermographie infrarouge pour caractériser leur réponse aérothermique. Une veine d'essai spécifique permettant d'intégrer ces différentes techniques de mesure a été réalisée, et une nouvelle méthode de détermination d'impédance acoustique a été développée afin de prendre en compte les effets aéroacoustiques. Une modélisation des phénomènes de transfert et de convection thermiques a ensuite permis de lier la réponse aérothermique au comportement acoustique des échantillons de liners sélectionnés pour l'étude.

Afin d’anticiper de potentiels problèmes thermiques liés à l’éjection de gaz d’échappements à haute température par les moteurs hélicoptères, les industriels ont de plus en plus recours à la simulation numérique. La simulation de la trajectoire et du mélange des gaz d’échappement est cependant complexe et peu intuitive. Elle implique notamment de reproduire correctement les mécanismes physiques tridimensionnels et instationnaires résultant de l’interaction entre le jet chaud issu des moteurs et l’écoulement externe composé du vent relatif, du souffle rotor et d’un potentiel effet de sol. Le jet et l’écoulement externe n’étant généralement pas orientés selon les mêmes directions, l’écoulement résultant peut être assimilé à un écoulement de type jet débouchant. Dans ce contexte, l’objectif de cette thèse était de proposer des méthodologies de simulation permettant de restituer le mélange et la dynamique de l’écoulement pour des jets débouchants représentatifs d’une application hélicoptère(fort niveaux de température et jet décollé de la paroi). Dans un premier temps, une campagne d’essais a été réalisée dans la soufflerie F2 de l’ONERA. L’objectif était de constituer une base de données expérimentale détaillée pour des jets débouchants représentatifs d’une application hélicoptère. Cette base de données expérimentale a alors été utilisée afin d’évaluer la capacité de plusieurs modélisations RANS à restituer les aspects dynamique et thermique de ce type l’écoulement. L’utilisation de modélisations RANS plus avancées pour le flux de chaleur turbulent a également été étudié. D’autre part,des simulations aux échelles résolues SAS-SST et LES ont été conduites et comparées aux données expérimentales. L’analyse du flux de chaleur turbulent résolu a notamment permis d’évaluer la validité des modèles GDH et GGDH pour ce type d’écoulement. Finalement, une simulation SAS-SST a été réalisée sur une configuration industrielle basée sur une maquette d’hélicoptère.

L’optimisation des systèmes propulsifs pour l’aéronautique présente un large ensemble de défis technologiques qui doivent répondre à de nombreuses contraintes. L’une des principales contraintes pour la sécurité d’un aéronef est sa capacité à assurer le redémarrage en conditions de haute altitude. Ces conditions environnementales altèrent considérablement les caractéristiques du brouillard et limitent l’évaporation du combustible. Afin de prévoir l’influence des ces conditions sur le brouillard, les industriels ont recours à des modèles de comportement. Cependant ces corrélations sont établies dans des conditions ambiantes et il n’existe pas à ce jour de mesures réalisées dans ces conditions critiques de rallumage. De plus, rien n’atteste que ces corrélations restent valables dans ces conditions critiques. Afin de répondre à cette question, il paraît judicieux de mener des essais dans ces conditions critiques afin d’y caractériser le comportement du brouillard. Cette étude consiste donc à réaliser des essais dans ces conditions critiques de rallumage en haute altitude de manière à constituer une base de données dans le but de développer des modèles de comportement du brouillard. Un autre objectif de cette étude sera d’étendre la technique de mesure Planar Droplet Sizing au cas du kérosène et au banc MERCATO afin de proposer une alternative aux mesures PDA qui demeurent chronophages. La comparaison avec les mesures PDA nous permet de quantifier la précision de la technique de mesure dans ce contexte critique

Les moteurs-fusées hybrides combinent les technologies des deux autres catégories de moteurs à propulsion chimique, et associent un combustible et un oxydant stockés respectivement sous phase solide et liquide. Cette architecture offre un certain nombre d’avantages, comme par exemple des coûts plus faibles et une architecture simplifiée par rapport à la propulsion bi-liquide; la possibilité de réaliser de multiples extinctions et ré-allumages et une bonne impulsion spécifique théorique par rapport à la propulsion solide, et enfin une sécurité de mise en œuvre accrue et un impact environnemental faible vis-à-vis de ces deux autres modes de propulsion. Comme toutes les chambres de combustion, celles des moteurs hybrides peuvent subir des oscillations de pression sous certaines conditions de fonctionnement. Ces instabilités se traduisent par des fluctuations de poussée qui peuvent dégrader la structure d’un lanceur ou d’un satellite. Des phénomènes divers peuvent être à l’origine des fluctuations de pression observées dans les moteurs hybrides. L’objectif de la thèse est de proposer une modélisation des instabilités d’origine hydrodynamique qui apparaissent dans les moteurs hybrides. Une exploitation nouvelle de la base de données disponible à l’ONERA a servi de support pour la modélisation, ainsi que des simulations numériques instationnaires 2D et 3D réalisées à l’aide du code CFD CEDRE. Les instabilités sont provoquées par la formation périodique de structures tourbillonnaires dans la chambre de combustion, qui génèrent des fluctuations de pression lors de leur passage dans le col de la tuyère. L’originalité du modèle, basé sur la théorie classique de génération tourbillonnaire dans une cavité, consiste à prendre en compte les variations géométriques de la chambre de combustion au cours des tirs. Ces variations ont un effet sur la vitesse de l’écoulement, sur la zone de recirculation dans la post-chambre, ainsi que sur les tourbillons eux-mêmes. Enfin, plusieurs nouveaux essais du moteur hybride HYCOM ont été effectués et confrontés au modèle développé dans le cadre de la thèse.

Le givrage a été identifié comme un danger important dès le début de l'aéronautique. L'accrétion de givre sur les ailes d'avion, due à la présence de gouttelettes surfondues dans les nuages, cause parmi d'autres conséquences néfastes une dégradation des performances aérodynamiques pouvant conduire au décrochage. C'est pourquoi les avionneurs développent depuis longtemps des systèmes de protection. Comme les essais en vols ou en soufflerie sont souvent complexes à mettre en oeuvre et onéreux, la simulation numérique est devenue un outil efficace et complémentaire pour dimensionner ces systèmes. Cette thèse s'inscrit dans le contexte de la modélisation de l'accrétion de givre, du ruissellement et des systèmes de protection thermique. Elle s'articule en sept chapitres. Après avoir présenté les enjeux et contexte, on introduit une approche tricouche permettant de modéliser l'accrétion de givre et le ruissellement de manière instationnaire. Les trois chapitres suivants traitent des méthodes de discrétisation de ce modèle ainsi que de son couplage avec un modèle du système de protection thermique. Les deux derniers sont consacrés à la présentation des résultats de simulations numériques montrant l'intérêt de l'approche développée et la faisabilité de simulations complètes de phénomènes d'accrétion de givre sur une paroi chauffée ou non.

Dans le cadre du programme CEA R&D pour développer un prototype industriel de Réacteur à Neutrons Rapides refroidi au Sodium (RNR-Na), cette thèse vise à proposer une technologie d'échangeur de chaleur compact innovant. Afin d'augmenter la compacité globale du composant la conception est réalisée d’un canal: il peut être considéré comme le résultat de la superposition de deux canaux ondulés en opposition de phase. Afin de fournir un modèle numérique physiquement cohérent, un nouveau modèle de turbulence à viscosité turbulente non linéaire nommé modèle ASST a été développé et implémenté dans le solveur ANSYS FLUENT ®. Il a été démontré que le modèle ASST peut fournir une alternative intéressante aux modèles plus complexes. Pour valider le modèle ASST, deux montages expérimentaux ont été réalisés, dont un utilisant la Vélocimétrie Laser à franges et l'autre la Vélocimétrie Laser par images de particules. Pour la validation thermique, l'installation "VHEGAS" a été construite. Une fois le modèle ASST validé, les performances pour différentes géométries peuvent être étudiées. Enfin, il a été montré que la géométrie innovante est la plus compacte parmi les autres technologies d'échangeurs de chaleur compacts type PCHE.

La conception de nouveaux moteurs impose de respecter des normes de sécurité concernant les performances d'allumage et de ré-allumage en conditions critiques. Des campagnes d'essais étant onéreuses, les industriels cherchent donc à disposer d'outils numériques fiables. Afin d'améliorer la simulation des écoulements, le caractère multicomposant du carburant doit être pris en compte. L'objectif de cette thèse est d'étudier l'influence de l'évaporation d'un brouillard de gouttes sur un écoulement réactif. Pour cela, une étude de la propagation d'une flamme laminaire 1D est réalisée à l'aide d'un code de calcul multiphysique (CEDRE). Un train continu de gouttes monodisperse est injecté, les gouttes étant mono ou bicomposant. L'influence de la dynamique d'évaporation sur la combustion est étudiée. Deux cinétiques chimiques réduites multicomposant sont comparées. La composition, le diamètre et la richesse initiale des gouttes ont un impact sur la structure de flamme, la vitesse de flamme et la composition des gaz brûlés. Ensuite, l'effet de l'évaporation est étudié en phase d'allumage pour un brouillard de gouttes polydisperses monocomposant avec un modèle de noyau d'allumage local. L’écoulement instationnaire non-réactif dans un secteur de chambre industriel (MERCATO) est calculé avec une approche LES. Le caractère instationnaire, voire périodique, de la phase dispersée est mis en évidence en certains points de l'écoulement. Les résultats, associés au modèle d'allumage et à des critères, sont utilisées pour réaliser une carte de probabilité d'allumage. Des essais de calcul d'allumage complet de la chambre sont réalisés. Les résultats indiquent une surestimation des termes sources liés à l'évaporation de la phase dispersée et à la combustion.

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.

La Montgolfière Infrarouge (MIR), de 40 mètres de diamètre et développée par le CNES, capte le rayonnement infrarouge terrestre pour chauffer l'air à l'intérieur du ballon et le maintenir à des altitudes élevées (30km le jour et 20km la nuit). Cette étude vise à déterminer le coefficient de convection naturelle externe dans des conditions expérimentales proches de celles rencontrées par la MIR lors de son vol (10¹¹ < Ra < 10¹², distribution de température inhomogène, condition d'environnement infini). Dans ce but, une maquette de la MIR, à l’échelle 1/100ème et constituée de films chauffants, est placée dans une enceinte remplie d'air (2x10⁸ < Ra < 4x10⁸). Une instrumentation PIV (Particle Image Velocimetry) permet de caractériser l’écoulement dans un plan 2D autour de la maquette et des thermocouples, placés sur la maquette et dans l'enceinte, mesurent la température. Ce banc expérimental permet de calculer le nombre de Nusselt local sur la maquette pour différentes distributions de température. Une simulation numérique, dont les résultats sont validés par rapport à l'expérience, vient compléter l'étude du nombre de Nusselt local pour des nombres de Rayleigh plus importants (10¹⁰ < Ra < 2x10¹⁰), plus proches des conditions réelles.

Cette thèse s'inscrit dans le cadre du projet de recherche fédérateur COCOMAT (COuplage de COdes de calcul en Mécanique et Aéro-Thermique) mis en place au sein de l'ONERA. L'objectif est de construire une base de données expérimentale dédiée à la validation de méthodes de couplage de codes numériques en aérothermique instationnaire. La configuration considérée est le refroidissement par convection forcée turbulente d’une plaque plane dont la température en face arrière est imposée de manière constante et uniforme. L’instationnarité du problème réside dans l’écoulement de l’air qui est accéléré entre deux valeurs paliers. Les mesures concernent la couche limite dynamique de l’écoulement ainsi que la température en face avant de la plaque chauffée. Cette base de données est ensuite exploitée pour établir une confrontation avec des résultats numériques issus du couplage des codes CHARME et ACACIA de la plateforme de calcul CEDRE.