L’influence de la rugosité de surface sur la transition laminaire/turbulente d’une couche limite 2D incompressible est examinée de manière expérimentale en soufflerie. En particulier, l’effet de la rugosité sur la réceptivité, et surtout l’amplification des ondes de Tollmien-Schlichting (ondes T-S) est analysée. Une expérience dont la rugosité de surface peut être partiellement changée est conçue est usinant une plaque plane pour que trois inserts rectangulaires amovibles y soient placés. Ces inserts sont soit lisses (usinés en métal) soit rugueux, fabriqués par une imprimante 3D à stéréolithographie. La plupart des résultats sont obtenus par l’anémométrie à fil chaud.Si les premiers résultats ont permis de mettre en lumière un potentiel effet de la rugosité de surface sur la réceptivité des ondes de Tollmien-Schlichting, l’essentiel de ce manuscrit est consacré à l’étude de la suramplification de ces instabilités en présence de rugosité de surface. L’accent est dans un premier temps mis sur l’étude des phénomènes par lesquels la rugosité de surface suramplifie les ondes T-S. Aucune déformation du profil moyen n’est constatée mis à part une légère inflexion à proximité immédiate de la rugosité, mais les études effectuées montrent la limite de l’anémométrie à fil chaud pour les études dans les régions aussi proches de la paroi. La possibilité que la rugosité de surface génère des stries est étudiée et confirmée, mais dans certains cas seulement. Cette génération de stries semble en effet n'avoir lieu que lorsque la rugosité de surface possède les longueurs d’ondes adaptées, au sens de la théorie des perturbations optimales, pour déclencher ce type d’instabilités.L’avancée de la position de transition est ensuite étudiée de manière quantitative en fonction des paramètres de hauteur moyenne, de position et de longueur de la zone rugueuse. Des positions de transition obtenues dans les cas avec rugosité sont déduits des $Delta N$, représentant un surcroît d'amplification des ondes T-S. Pour une longueur de rugosité donnée, la hauteur moyenne adimensionnée par l’épaisseur de déplacement ($R_a/delta_1)$ semble être un paramètre majeur et l'évolution $Delta N$ induit par la rugosité en fonction de ce paramètre est proche d'une loi linéaire. Aucune influence de la position le long de la plaque plane n’est observée tant que la réceptivité n’est pas modifiée. La longueur de la zone rugueuse se révèle également être un paramètre fondamental, et donner lieu là encore à une évolution proche d'une loi linéaire de $Delta N$.Basées sur ces résultats expérimentaux, deux modélisations, dites par $Delta N$ et $Delta N$ réparti inspirées des modèles en $Delta N$ utilisés dans le cadre des rugosités 2D localisées ont été mises au point pour calculer le Delta N induit par une surface rugueuse. La première est une approche globale quand la seconde propose une formulation locale.

Le refroidissement par impact constitue une des méthodes les plus efficaces pour extraire de la chaleur d'un matériau. C'est pourquoi l'utilisation de jets impactant une surface est largement répandue dans les systèmes industriels, que ce soit dans les domaines des transports, en électronique ou bien pour la fabrication de certains matériaux. Une bonne modélisation de la turbulence et des échanges de chaleur par impact de jet est donc nécessaire afin de dimensionner au mieux les systèmes. À ce titre, la modélisation au second ordre de la turbulence (RSM) est privilégiée dans cette étude car elle permet de capter la physique complexe de la région d'impact contrairement aux modèles au premier ordre. Toutefois, les mécanismes à l'origine de l'évolution des tensions de Reynolds dans cette zone restent mal connus et les prévisions aérothermiques surestiment largement le niveau de turbulence et les échanges de chaleur pariétaux. Cette thèse vise à contribuer à l'amélioration de cette prévision. Pour cela, une simulation des grandes échelles de la turbulence est réalisée afin de mettre en lumière les termes dominant le bilan des équations de transport des tensions de Reynolds dans la région d'impact. Il est ainsi montré que le terme de diffusion par la pression est responsable des flux d'énergie cinétique turbulente, en particulier loin de la paroi. Ce résultat nouveau remet notamment en cause les hypothèses classiques de la modélisation des flux diffusifs. Un équilibre entre les termes de pression (redistribution, diffusion par la pression), la convection et la production est également mis en évidence. Une correction simple imposant cet équilibre est alors proposée pour les modèles au second ordre à pondération elliptique. D'autre part, une modélisation de la diffusion par la pression est aussi proposée. Celle-ci est associée à une modification de la redistribution pariétale afin d'absorber le flux d'énergie qui en découle. La prise en compte du terme de diffusion par la pression permet de reproduire plus fidèlement les mécanismes physiques de la région d'impact, et ainsi d'améliorer de manière significative les prévisions aérothermiques.

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.

Le bruit de choc du rotor est aujourd'hui une des principales sources de bruit des moteurs d'avions dans les conditions de décollage et de montée. Le contrôle et la réduction de cette source de bruit sont d'une importance primordiale pour les avionneurs pour se conformer aux réglementations internationales et améliorer le confort des passagers. Des outils de simulation haute fidélité sont nécessaires pour son étude, avec prise en compte de tous les effets géométriques et d'écoulement 3D ainsi que la modélisation des traitements acoustiques incorporés dans les parois de l'entrée d'air de nacelle. Les solveurs Euler et Navier-Stokes proposent des solutions pour calculer la propagation non linéaire des fluctuations de pression de forte amplitude des chocs créés par les rotors dans l'entrée d'air. Cependant, la modélisation des revêtements acoustiques dans ces solveurs reste un défi de l'acoustique numérique moderne, en raison de leur appartenance naturelle au domaine fréquentiel. Le présent travail se concentre sur la validation et l'extension de la condition limite d'impédance dans le domaine temporel (TDIBC) basée sur la Représentation Oscillo-Diffusive (ODR) et son implémentation dans un solveur CFD industriel. L'ODR s'est déjà avéré être un outil mathématique performant pour traduire l'opérateur d'impédance (ou de reflection) dans le domaine temporel.Un développement numérique dans un formalisme Navier-Stokes Characteristic Boundary Condition (NSCBC) a permis l'implémentation de ce modèle temporel dans le solveur Navier-Stokes à volumes finis elsA. Les validations de cette méthodologie sont réalisées par rapport à des données acoustiques issus de la littérature et de mesures expérimentales industrielles. Ils ont tous démontré que la nouvelle TDIBC est correctement implémentée dans le solveur CFD et prouvé son efficacité en termes de temps de calcul et stabilité numérique. Enfin, une application à la propagation et à l'atténuation des ondes de choc créées par les rotors dans une entrée d'air traiteé est proposée.

Ce travail présent le développement d’une formulation exergétique réduite au sillage, adaptée à l’analyse aérodynamique de configurations ayant un fort couplage aéro-propulsif. Cette formulation est basée sur le travail d’Arntz (formulation exergétique utilisant un plan de sondage de taille infinie qui est bien adaptée pour l’analyse des simulations aérodynamique computationnelles par CFD) et combinée avec des méthodes classiques de champ lointain afin de réduire la zone d’étude au sillage. L’intérêt de cette réduction de la zone d’étude est double : d’un part, cela autorise une validation expérimentale de l’étude aéro-propulsif. D’autre part, cette réduction au sillage offre une compréhension très puissante de la physique et permet aussi de décomposer tous les mécanismes de génération de pertes aérodynamique. Ainsi, cette décomposition permet d’établir une comptabilité des phénomènes aéro-propulsifs pour des configurations avion complexes, ayant un fort couplage, ce qui est très outil pour le design d’un avion.La deuxième partie de la thèse vise à récolter des donnés expérimentaux (essais en soufflerie) d’une configuration avion type multifan, ayant un très fort couplage aéro-propulsif. Une maquette simplifiée de cet avion a été testée, tout en réalisant des mesures de sillage par PIV et sonde cinq trous, ainsi que des mesures de balance. Cette base de données a été utilisée pour valider expérimentalement la nouvelle formulation exergétique. Aussi, elle a été utilisé pour établir une modèle aéro-propulsif en utilisant une analyse aérodynamique classique, suivi d’une analyse exergétique complémentaire qui a fourni information de design très outil et qu’aucune méthode existante permet de le faire.

Lors de la rentrée atmosphérique d’un véhicule hypersonique, l’écoulement présente une onde de choc détachée enveloppant le véhicule et une couche limite visqueuse au voisinage de la paroi qui conduit à son échauffement. Dans les basses couches de l’atmosphère, l'écoulement évolue d'un régime laminaire à un régime turbulent en raison de l’augmentation du nombre de Reynolds. L’échauffement de la paroi conduit à la détérioration du matériau sous l’effet de l’ablation et de réactions chimiques susceptibles de modifier l’état de surface. Dans le cas d’un écoulement pleinement turbulent, l'effet des rugosités de paroi se traduit par une augmentation du frottement et des échanges de chaleur. Actuellement, on dispose de modèles avec différents degrés de sophistication et de validation qui reproduisent cet effet par augmentation de la turbulence en proche paroi. Concernant le soufflage en paroi, des modèles existent qui permettent de reproduire l'effet d'injection de fluide à la paroi sur le développement de la turbulence. L’objectif de cette thèse est de mettre au point un modèle permettant de tenir compte d'effets conjoints/couplés de rugosité et de soufflage adapté à des approches RANS (Reynolds Averaged Navier-Stokes) de la turbulence, par exemple modèle à deux équations de type k-ω;, dans le contexte d’écoulements hypersoniques. La thèse se déroulera en 3 ans dans le cadre d’une collaboration entre le CEA-CESTA (à proximité de Bordeaux) et l’ONERA-DMAE (Toulouse). Le déroulement se fera comme suit: - Tout d'abord une revue bibliographique la plus exhaustive possible sera entreprise sur la problématique des parois rugueuses avec soufflage. Cette revue doit aboutir à l'élaboration d'une base de données détaillée. On distinguera notamment les écoulements subsoniques incompressibles des écoulements supersoniques et hypersoniques. A partir de cette base de données, la seconde étape de la thèse sera la construction d'un modèle de rugosité/soufflage. - Dans un premier temps, on adoptera une approche avec un couplage faible entre les effets de rugosité et de soufflage. Ainsi, les modèles de rugosité actuels seront couplés à des conditions limites de soufflage pour voir dans quelle mesure une telle approche peut s'appliquer. - Ensuite, on considèrera des approches où les effets de soufflage, notamment sur la turbulence de proche paroi, seront pris en compte en supplément des effets de rugosités dans la formulation du modèle de turbulence. Enfin, on envisage le développement d'un modèle directement à partir de la base de données collectée, dans lequel les effets de rugosité et de soufflage sont fortement couplés. Les différents modèles identifiés seront développés dans un code de couche limite (code CLICET de l'ONERA) puis dans un solveur Navier-Stokes (code CEA). Une phase de validation sur des cas pertinents d'application sera ensuite menée.

Les protections de véhicules terrestres contre les impacts balistiques ont longtemps été issues d’une évolution incrémentale basée sur des approches empiriques. Une conception basée sur une optimisation numérique permet de réduire le nombre des essais et les coûts afférents tout en faisant varier librement les matériaux, menaces et contraintes (environnementales par exemple). Une méthodologie de corrélation expérience-simulation couplant un code de calcul par éléments finis à un module d’optimisation est ainsi proposée. La méthodologie en question inclut trois étapes : (i) la calibration et la vérification d’un modèle numérique (à prendre au sens large), (ii) la validation du modèle, et (iii) la recherche d'une configuration optimale de protection, en l'occurrence ici un empilement multimatériaux.Une importante campagne de tirs balistiques a été conduite au moyen de la plateforme d’impact STIMPACT de l’ICA et d’un banc d’épreuve pour étudier la réponse de protections balistiques types (à base de plaques en acier et alliages, de carreaux de céramiques, de panneaux de polymères renforcés) en faisant notamment varier le type de projectile (matériau, géométrie), la vitesse d’impact (de 100 à 830 m/s), et la structure d’empilements multimatériaux. Des informations quantitatives ont été obtenues en termes de vitesses limites de protection (VLP) et de courbes vitesse résiduelle en fonction de la vitesse incidente, et des informations qualitatives en termes de modes de ruine des différents éléments constituant la protection. Ces essais ont permis de tirer des tendances et d'alimenter la base de données utilisée pour la partie corrélation expérience-simulation. Les simulations numériques ont été menées au moyen du code commercial de calcul par éléments finis Abaqus/Explicit. Le comportement des différents matériaux est décrit par des modèles spécifiques ingénieurs rendant compte des effets de la déformation et de la vitesse de déformation, de l'endommagement et de la température, et dont les constantes sont selon le cas issues de la littérature ou déterminées dans l'étape de calibration/vérification conduite sur des configurations simples à modérément complexes. Une fois validé sur des configurations complexes, le modèle est intégré dans une boucle d’optimisation via le module ISIGHT afin de déterminer un jeu de paramètres de conception optimal qui minimise la masse d’un empilement multimatériaux tout en assurant sa fonction de protection balistique. La comparaison des premières optimisations numériques à des essais réels est encourageante quant à la capacité prédictive du modèle.

Les assemblages sont le point critique de toutes les industries de construction. Au-delà de permettre la construction de systèmes mécaniques complexes, il en assure la durée de vie, du fait qu’ils ont pour fonction d’assurer le transfert des efforts au sein des structures. Comparée à la technologie d’assemblage par boulonnage, l’assemblage par collage offre des performances mécaniques accrues tout en réduisant la masse embarquée nécessaire au transfert des efforts. Cette technologie intéresse donc particulièrement les industries aéronautiques, spatiales, ferroviaires ou automobiles, pour lesquelles le rapport résistance sur masse est un enjeu majeur. Le sujet consiste à développer des méthodologies permettant de réduire les temps de calcul tout en prenant en compte le comportement réel de l’adhésif pour une meilleure représentativité de la simulation du comportement mécanique sous sollicitation dynamique à l’échelle de la structure. Il est démontré dans la littérature que certains jeux d’hypothèses simplificatrices permettent une représentation précise du comportement mécanique des assemblages collés au travers d’un schéma de résolution analytique. Néanmoins, le champ d’application de ces approches analytiques est souvent trop restrictif. Des schémas de résolution semi-analytique doivent alors être employés pour résoudre le système d’équations différentielles issu des judicieuses hypothèses simplificatrices. A notre connaissance, la technique par macro-élément, développée depuis 15 ans à l’Institut Clément Ader, est une des deux approches semi-analytiques qui existent dans la littérature. Aujourd’hui, cette technique est applicable dans le cadre d’une cinématique de poutre et peut être utilisée pour des éprouvettes de caractérisation ou des assemblages chargés dans le plan. L’objectif de cette thèse est d’étendre la technique par macro-élément à une cinématique de plaque, impliquant alors un système d’équations aux dérivées partielles, afin de pouvoir simuler des assemblages de structures minces sous chargement statique et dynamique quelconque.

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.