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.

La température des gaz chauds dans une chambre de combustion aéronautique atteint des valeurs supérieures à la température de fusion de ses parois. Ces dernières doivent donc être refroidies pour assurer le bon fonctionnement du moteur. La solution actuelle consiste à injecter de l’air froid au travers des parois par des milliers de perforations d’un diamètre inférieur au millimètre(refroidissement par multiperforation). Le nombre élevé de perforations dans une chambre rend une simulation numérique détaillée inenvisageable aujourd’hui, c’est pourquoi il est nécessaire d’utiliser des modèles thermiques de paroi multiperforée. Or, les études précédentes sur le sujet souffrent d’un manque de données expérimentales, en particulier dans le cas des motifs de perçage à dilution giratoire. Ainsi, l’objectif de cette thèse a été de développer un nouveau modèle thermique de paroi multiperforée, valable pour tout type de motif de perçage, en particulier pour ceux à dilution giratoire. Ce modèle s’est appuyé sur les essais SAPHIR (spécifiés par Safran et réalisés à l’ONERA). La reproduction numérique de ces essais par simulations RANS a permis de définir une méthodologie de calcul pour construire une base de données numérique dont l’exploitation a conduit au développement d’un nouveau modèle thermique de type homogène reposant sur les caractéristiques d’un film moyen. Par ailleurs, une simulation instationnaire LES a été menée avec le code YALES2, afin d’apporter des éléments de comparaison avec les simulations RANS. Cette simulation montre l’apport de la LES dans l’estimation de l’efficacité adiabatique en aval de la zone perforée.

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".

Les modèles développés pour l'étude des rentrées atmosphériques sont essentiellement basés sur des mesures en soufflerie. Bien que ces dernières soient riches en enseignements, elles ne sont pas représentatives de l'ensemble des conditions rencontrées lors d'une rentrée atmosphérique. Pour combler ce manque de données il est nécessaire de traiter des mesures réalisées en vol. Les présents travaux de thèse s'inscrivent dans ce contexte et proposent une analyse aérothermodynamique de la rentrée atmosphérique d'un véhicule réutilisable, de type corps portant, depuis une orbite basse terrestre. Plus précisément cette analyse traite du flux de chaleur convecto-diffusif à l'intrados du véhicule. Pour remplir cet objectif l'étude s'appuie principalement sur les mesures de température effectuées au cours de la rentrée atmosphérique de l’IXV (Intermediate eXperimental Vehicle), le premier véhicule autonome de l'Agence Spatiale Européenne piloté sur une trajectoire planante. Les mesures de température ont été réalisées dans les protections thermiques de l’intrados et à la surface extrados des gouvernes à l’aide de thermocouples et d'une caméra infrarouge. L'analyse aérothermodynamique s'articule autour de deux approches complémentaires. La première est une estimation par méthodes inverses 1D et 3D du flux de chaleur convecto-diffusif à la surface intrados de l'IXV à partir des mesures de température. Cependant ces estimations ne permettent pas à elles seules de remonter jusqu'à l'historique des phénomènes physico-chimiques dans la couche de choc. Ce point justifie la présence de la deuxième approche basée sur des simulations Navier-Stokes 1D et 3D de l'écoulement. Ces simulations ont été menées afin d'identifier et d'analyser de possibles scénarios des phénomènes physico-chimiques permettant de reproduire les niveaux du flux de chaleur estimés par méthode inverse. Cette méthode, basée sur les résultats d'une approche par méthode inverse et d'une approche par simulations de l'écoulement, a préalablement été testée sur les données des premiers vols de la navette spatiale américaine Columbia. Finalement, ces travaux de thèse présentent une lecture approfondie des mesures réalisées au cours du vol de l'IXV. Sur le long terme ces données permettront de compléter les bases de données aérothermodynamiques et d'améliorer les outils de dimensionnement des véhicules de rentrée atmosphérique.

Les objectifs de faible émissions et les contraintes d'exploitation rentables imposées aux futurs avions commerciaux nécessitent de développer des architectures propulsives innovantes capables d'offrir des réductions de la consommation de carburant qui ne sont pas atteignables à travers des configurations conventionnelles. L'ingestion de couche limite (BLI) est un concept prometteur pour atteindre cet objectif, bien que les fortes interactions aérodynamiques entre la cellule et les propulseurs posent de nouveaux défis auxquels les constructeurs d'avions et de moteurs doivent faire face. En particulier, il est essentiel de prévoir de telles interactions pendant les phases de conception de manière rapide et précise pour atteindre les niveaux de performances exigés aux futurs avions.Dans ce cadre, il a été démontré que l'approche de modélisation dite body force offre un compromis approprié entre la précision et le coût de calcul pour simuler les interactions aérodynamiques entre la soufflante et le fuselage rencontrées dans les configurations BLI et des moteurs à fort taux de dilution (UHBR). Cependant, de nouveaux développements sont jugés nécessaires pour améliorer la stratégie de développement des modèles body force et pour tenir compte du couplage entre les performances du moteur et les interactions entre la soufflante et la cellule de l'avion. Cette thèse aborde ces objectifs à travers deux axes de recherche différents.Premièrement, une nouvelle approche s'appuyant sur des algorithmes d'apprentissage automatique est proposée pour remplacer la formulation analytique des modèles body force. Cette méthodologie utilise un réseau de neurones pour prédire le champ de forces produit par la soufflante, qui est ensuite intégré dans un environnement de calcul scientifique afin d'évaluer des configurations propulsives complexes à travers de simulations CFD. Le principal atout d'une telle méthodologie est l'absence des informations géométriques des pales ainsi que l’élimination des hypothèses a priori lors de la génération du modèle. La nouvelle approche de modélisation est appliquée au calcul aérodynamique d'une soufflante en configuration d'ingestion de couche limite et comparée aux solutions fournis par des modèles body force de la littérature et les calculs URANS, montrant que les performances de la soufflante et les mécanismes d'interaction avec la distorsion d'entrée sont bien capturés.Le deuxième axe de recherche est lié à la modélisation couplée des performances du moteur et de l'aérodynamique de la soufflante. Dans cette approche, les champs de force sont appliqués à la fois à la soufflante et à une représentation conceptuelle du générateur de gaz. Les distributions de force sont calculées à partir d'un modèle détaillé zéro-dimensionnel du cycle thermodynamique du moteur, qui s'exécute en parallèle à la simulation aérodynamique. Cette stratégie de calcul est appliquée à une étude de la propulsion BLI, en utilisant une analyse paramétrique pour relier la quantité de couche limite ingérée aux variations des performances globales du moteur. Les résultats montrent la pertinence de tenir compte de la dépendance entre le cycle thermodynamique du moteur et l'aérodynamique de la soufflante pour quantifier les avantages et les inconvénients des architectures propulsives intégrées.

Cette thèse de doctorat se place dans la continuité de l’effort engagé par l’ONERA sur la compréhensiondes mécanismes de stabilisation des flammes diphasiques dans les moteurs aéronautiques. Ces travauxconcernent plus particulièrement la dynamique de sprays et de flammes perturbés par des ondes acoustiques.Ils étudient le rôle de l’injection de carburant liquide sur la réponse non linéaire de flammes stabilisée à l’avald’un injecteur industriel multipoint à zone centrale pilote. Sur la base de travaux antérieurs, l’objectif premierest d’étudier l’influence de perturbations acoustiques sur le comportement de l’injection de carburant liquide.Pour cela, une première configuration expérimentale simplifiée analyse l’influence de perturbationsacoustiques sur le comportement d’un jet liquide débouchant transversalement dans un écoulement d’air.Les résultats mettent en évidence les mécanismes d’atomisation du jet ainsi que son interaction avec desperturbations acoustiques. L’étude des phénomènes de transport du brouillard de gouttes montrel’apparition d’ondes de densité de gouttes. L’influence de la taille des gouttes sur ces phénomènes estcaractérisée. Le second objectif de ces travaux est d’analyser le comportement d’une flamme diphasique(kérosène/air) en présence d’excitations acoustiques. Dans ce cas, une deuxième configurationexpérimentale est mise en œuvre. Elle reproduit de manière réaliste les phénomènes rencontrés dans leschambres de combustion. Ce travail utilise l’approche « Flame Describing Function » (FDF). Pour cela, lesfluctuations du taux de dégagement de chaleur de la flamme sont caractérisées à partir d’une méthodeoriginale basée sur la mesure simultanée de la chimiluminescence de plusieurs radicaux. Les résultats sontobtenus pour deux configurations d’injection, l’une utilisant la zone pilote seul et l’autre l’injecteur dans sonintégralité. L’analyse des FDF met en évidence des phénomènes de saturation qui limitent la réponse de laflamme. La comparaison des résultats entre les deux configurations d'injection montre que le retard entre laréponse de la flamme et les perturbations de l’écoulement est fortement influencé par le mode d’injection.L’ensemble des résultats obtenus dans ces travaux constituent une base de donnée expérimentale pourvalider des simulations LES réactives et pour fournir un modèle de description du comportement de laflamme à des codes de simulation « bas ordre ».

Les micro drones à capacités de vol de transition, ou simplement HMAVs (de l’anglais Hybrid MicroAir Vehicles), regroupent les principales caractéristiques aérodynamiques des configurations à voilure fixe, en termes d’endurance, avec les capacités de décollage et d’atterrissage vertical des voilures tournantes afin d’effectuer cinq phases de vol au cours de ses missions, telles que le décollage vertical, le vol de transition, le vol en croisière, le vol stationnaire et l’atterrissage vertical. Cette nouvelle classe de micro drones a un domaine de vol plus large que les microdrones conventionnels, ce qui implique de nouveaux défis pour les automaticiens et les concepteurs aérodynamiques. L’un des principaux défis des HMAVs est la variation rapide des forces et des moments aérodynamiques pendant la phase de vol de transition, qui est difficile à modéliser et à contrôle avec précision. Dans cette thèse, nous nous concentrons sur le développement de lois de pilotage pour une classe spécifique des HMAVs, à savoir les tail-sitters.Afin de stabiliser la dynamique des tail-sitters et de surmonter leur problème de modélisation,nous proposons une architecture de contrôle de vol qui estime en temps réel leurs dynamiques grâce à un contrôleur à rétroaction intelligent. Le contrôleur de vol proposé est conçu pour stabiliser l’attitude du tail-sitter ainsi que sa vitesse, et sa position pendant toutes ses phases de vol. En utilisant des algorithmes de la commande sans modèle, l’architecture de contrôle de vol proposée contourne le besoin d’un modèle dynamique précis dont l’obtention est coûteuse et longue. Une série complète de simulations de vol couvrant l’ensemble du domaine de vol des tail-sitters est présentée et, pour chaque phase de vol, son analyse respective.Avant d’introduire des expériences de vol réel, nous évaluons les performances et les limites de l’architecture de commande sans modèle en simulation. Les essais en vol permettent de clarifier et de valider notre méthodologie de contrôle dans un contexte pratique, résolvant ainsi le principal problème des tail-sitters, à savoir la formulation d’équations dynamiques précises pour concevoir es lois de commande. En outre, à partir d’algorithmes mathématiques simples, la commande sans modèle est facilement implémentée sur microprocesseurs sans nécessiter de coûts de calcul élevés, tels que la fréquence de traitement et les ressources de mémoire. Les résultats obtenus fournissent un moyen simple de valider les principes méthodologiques présentés dans cette thèse,de certifier les paramètres obtenus lors de la conception de la commande sans modèle et d’établir une conclusion concernant ses avantages et ses inconvénients dans des contextes théoriques et pratiques liés aux systèmes aérospatiaux.

La lutte contre la formation de givre en vol est un enjeu majeur en aéronautique en tant que source majeure d'accidents. Lors de la collision avec les gouttes d'eau surfondue présentes dans les nuages, l'accrétion de givre engendrée peut détériorer les performances aérodynamiques de l'appareil ou obstruer les capteurs. Dans ce contexte,la compréhension détaillée du processus d'impact de goutte est encouragée par l'évolution des normes de certification pour adapter les dispositifs de protection. L'utilisation d'un outil de simulation numérique directe (DNS)permet d'accéder à des grandeurs physiques difficilement accessibles par l'expérience et de fournir des données pour la modélisation. Néanmoins, les impacts à haute vitesse demandent des méthodes numériques à la fois précises, conservatives et robustes tout en exigeant un coût de simulation élevée. Dans cette thèse, on contribue à la compréhension de la physique de l'impact de goutte à basse et haute vitesse sur différents types de cible, parois sèche ou mouillée. Ceci est fait à travers le développement et l'utilisation du code DNS DYJEAT, qui résout les équations de Navier-Stokes incompressibles diphasiques. Une approche centrée sur les méthodes Level-Set et Volume-of-Fluid permettent de répondre aux défis de ce type de simulation. A l'aide de ce code, on étudie d'abord le phénomène d'étalement en implémentant une modélisation des effets capillaires en paroi. On s'intéresse parla suite à la formation d'une couronne liquide lors d'un impact sur une épaisseur liquide. L'instrumentation du code réalisée permet de caractériser finement la couronne et les structures secondaires formées lors de l'impact.A partir du post-traitement d'expériences à haute vitesse menées à l'ONERA, on a réalisé une campagne de simulations sur des configurations à haute énergie, jusqu'à présent peu explorées en littérature. Ces campagnes de calculs permettent en particulier d'explorer l'effet de la nature de la paroi, de l'angle d'impact ou de la pression ambiante sur le phénomène de splash. Ces calculs nécessitent des maillages pouvant dépasser le milliard de point set impliquent l'adaptation des pratiques de calcul décrites aussi dans ce travail, et appliquées lors de l'utilisation des supercalculateurs au niveau régional ou national.

Le sillage d’un rotor est difficile à modéliser, et a un impact significatif pour la dynamique du vol des voilures tournantes, leurs vibrations, leurs propriétés acoustiques... De nombreux modèles existent, mais le plus utilisé pour l’application à la mécanique du vol est le modèle à états finis développé par Peters et al. Ce type de modèle permet d’ajuster le prixen temps de calcul et la fidélité de leurs résultats à chaque application. Cette thèse explore le développement de ces modèles et en souligne quelques défauts. Des améliorations sont suggérées mais il semble nécessaire d’appliquer des changements plus drastiques pour dépasser certaines limites. Ainsi, une nouvelle méthode est développée dans un cadre plus générale et homogène, qui ne repose plus sur des hypothèses contraignantes. Cependant ce nouveau modèle n’est pas sans défauts. Ils sont donc analysés et traités afin d’améliorer le modèle. Le nouveau modèle livre donc de bons résultats dans le cas d’un grand nombre d’éléments utilisés, et l’impact d’une approximation plus rapide mais moins précise est souligné.

Cette étude fait partie d'un projet commun CNES-ONERA dédié à la recherche sur les ergols verts pour la propulsion spatiale. La plupart des systèmes de contrôle d’attitude et d’orbite utilisent la décomposition catalytique de l’hydrazine, ce qui entraîne des problèmes de lits catalytiques et des contraintes de manipulation de l’hydrazine. Le CNES a proposé une nouvelle famille de monergol vert à base de liquides ioniques énergétiques. Ces HPGM (High Performance Green Monopropellant) proposent un système propulsif plus performant et moins toxique. L’objectif final du projet est d’initier thermiquement la décomposition liquide ionique énergétique afin d’éliminer les catalyseurs. L’objectif de la thèse est de caractériser l’allumage et la combustion de ces produits innovants. Ce travail présente dans un premier temps une approche expérimentale pour observer la décomposition de HPGM à l’aide de deux montages expérimentaux. Un montage de goutte isolée a permis la détection d’une pression seuil d’allumage pour les monergols d’étude, mais également une première approximation de la vitesse de régression. La réalisation d’un second montage en gouttière a étendu la gamme de pression pour cette mesure, tout en réduisant l’incertitude. Finalement, un modèle numérique a été proposé pour représenter la vitesse de régression des monergols d’étude et leur combustion en spray.