La thèse est relative à la compréhension de la physique et au contrôle des émissions acoustiques dans les jets turbulents simples et double-flux. La génération du bruit est associé à des structures turbulentes de grandes tailles caractéristiques et à la turbulence de petites échelles. i Il est maintenant admis que les structures de grandes échelles sont des instabilités se propageant dans un champ moyen turbulent. Ici elle sont analysées sur la base de la théorie linéaire non locale appelées PSE pour Parabolized Stability Equations. Ces instabilités inflexionnelles associées à la présence de couche de cisaillement sont des modes de Kelvin-Helmhotz. Dans le cas du jet sous détentu des cellules de choc apparaissent et influencent très fortement les taux d'amplification et fréquences des modes propres. Divers écoulements sont investigués, de faible nombre de Mach au jet double-flux supersonique dont le champ moyen provient de simulation LES (Cerfacs). Le champ acoustique lointain est déterminé par l'analogie de Ffowcs-Williams-Hawkings. Ensuite une étude de sensibilité originales des instabilités et du bruits par rapport à divers forage locaux est produite sur la base deséquations de stabilité PSE adjointes. Les fortes sensibilités apparaissent dans les couches de cisaillements et aussi dans une moindre mesure autour des cellules de chocs. Les sensibilités sont plus complexes pour le jet double flux et dépendent du mode instable étudié lié soit au jet primaire soit au jet secondaire. Les sensibilités maximales se trouvent auvoisinage de la sortie de la tuyère et à la limite ou à l’extérieur du cne potentiel. En complément une étudesur le jet simple flux permet de mettre en rapport les approches de quantification d'incertitude et la sensibilité calculée par des équations adjointes. Les résultats de sensibilité vont permettre de contribuer à proposer des stratégies de contrôle aero-acoustique dans les jets de turboréacteurs. / This thesis leads to a better knowledge of the physic and of the control of acoustic radiation in turbulent single and dual-stream jets.It is known that jet noise is produced by the turbulence present in the jet that can be separated in large coherent structures and fine structures. It is also concluded that these large-scale coherent structures are the instability waves of the jet and can be modelled as the flow field generated by the evolution of instability waves in a given turbulent jet. The growth rate and the streamwise wavenumber of a disturbance with a fixed frequency and azimuthal wavenumber are obtained by solving the non-local approach called Parabolized Stability Equations (PSE). Typically the Kelvin-Helmholtz instability owes its origin into the shear layer of the flow and, moreover, the inflection points of the mean velocity profile has a crucial importance in the instability of such a flow. The problem is more complex in case of imperfectly expanded jet where shock-cells manifest inside the jet and strongly interaction with the instability waves has been observed. Several configurations are tested in this thesis, from a subsonic incompressible case to the dual-stream underexpanded supersonic jet obtained by solving Large Eddy Simulations LES (CERFACS). The acoustic far-field is determined by the Ffowcs-Williams-Hawkings acoustic analogy. Then a sensitivity analysis of the jet with respect to external forcing acting in a localized region of the flow are investigated by solving the adjoint PSE equations. High sensitivity appeared in the shear-layer of the flow showing, also, a high dependency in the streamwise and radial direction. In the case of dual-stream jet the propagation of the instability in the inner and outer shear layer should be taken into account. This configuration leads to two different distinct Klevin-Helmholtz modes that are computed separately. The highest sensitivity is determined in the exit of the nozzle outside of the potential core of the jet. In addition, comparison between sensitivity computed by adjoint equations and Uncertainty Quantification (UQ) methods has been done, in the case of a single-stream jet, showing a link between these two methods for small variations of the input parameters. This result leads to the application of a lower cost tool for mathematical analysis of complex problem of industrial interest. This work and in particular the sensitivity theory investigated in this thesis contribute to a development of a new noise control strategy for aircraft jet.

L’ Holographie acoustique de champ proche (NAH) est une méthode d’imagerie acoustique robuste, mais son application en écoulement peut être limitée par l’utilisation de mesures intrusives de pression ou de vitesse acoustique. Dans cette étude, une procédure holographique applicable en écoulement utilisant des mesures de vitesse non-intrusives est proposée. Cette méthode est basée sur le théorème intégral de Kirchhoff-Helmholtz convecté. La fonction de Green convectée est alors utilisée pour déterminer des propagateurs spatiaux convectés définis dans l’espace réel et incluant l’effet d’un écoulement subsonique uniforme. Les transformées de Fourier discrètes de ces propagateurs permettent alors d’évaluer les champs acoustiques à partir de la mesure du champ de pression ou de vitesse acoustique normale. Le but étant de développer une méthode de caractérisation de sources aéroacoustiques à partir de mesures de vitesse non-intrusives, cette étude se concentre essentiellement sur les propagateurs réels convectés basés sur la mesure de vitesse acoustique. Afin de valider cette procédure,des simulations ont été menées dans le cas de combinaisons de sources monopolaires et dipolaires convectées corrélées ou non. La procédure holographique développée donne de bons résultats par comparaison aux champs acoustiques théoriques. Une comparaison des résultats obtenus par les propagateurs convectés réels, développés dans cette thèse, avec ceux obtenus par leurs formes spectrales, développés par Kwon et al. fin 2010 pour des mesures de pression acoustique, montre l’intérêt d’utiliser la forme réelle pour la reconstruction de la pression acoustique à partir de la mesure de vitesse acoustique normale. L’efficacité de la procédure développée est confirmée par une campagne de mesure en soufflerie avec un haut-parleur affleurant rayonnant au sein d’un écoulement à Mach 0.22, et des mesures non-intrusives effectuées par Vélocimétrie Laser Doppler (LDV). Les champs de vitesse acoustique utilisés pour la procédure holographique sont dans ce cas extraits des mesures LDV par corrélation avec un microphone de référence. La faisabilité de prendre en compte des variations de l’écoulement dans la direction de reconstruction holographique est également vérifiée. / Nearfield Acoustic Holography (NAH) is a powerful acoustic imaging method but its application in flow can be limited by intrusive measurements of acoustic pressure or velocity. In this work, a moving fluid medium NAH procedure using non-intrusive velocity measurements is proposed. This method is based on the convective Kirchhoff-Helmholtz integral formula. The convective Green’s function is then used to derive convective realspace propagators including uniform subsonic airflow effects. Discrete Fourier transforms of these propagators allow then the assessment of acoustic fields from acoustic pressure or normal acoustic velocity measurements. As the aim is to derive an aeroacoustic sources characterisation method from non-inrusive velocity measurements, this study is especially focused on real convective velocity-based propagators. In order to validate this procedure, simulations in the case of combinations of monopolar and dipolar sources correlated or not, radiating invarious uniform subsonic flows, have been performed. NAH provides very favorable results when compared to the theoretical fields. A comparison of results obtained by real convective propagators, developed in this work, and those obtained by the spectral ones, developed by Kwon et al. at the end of 2010 for acoustic pressure measurements, shows the interest of using the real-form for NAH acoustic pressure reconstruction from normal acoustic velocity measurements. The efficiency of the developed procedure is confirmed by a wind tunnel campaign with a flush-mounted loudspeaker radiating in a flow at Mach 0.22 and non-intrusive Laser Doppler Velocimetry (LDV) measurements. Acoustic velocity fields used for the NAH procedure are in this case extracted from LDV measurements by correlation with a reference microphone. The feasibility of taking into account mean flow variations in the direction of NAH reconstruction is also checked.

L'air que nous respirons au travers des voies aériennes supérieures est essentiel pour la vie et pour la communication orale. Dans les études de production de parole humaine, l'écoulement d'air est en général extrêmement simplifié. Or cet écoulement est complexe car turbulent et fortement sensible aux conditions limites. Dans le cas de la production de fricatives non voisées, une description plus fine de l'écoulement s'avère nécessaire pour pouvoir modéliser correctement les mécanismes aéroacoustiques sous-jacents. A l'aide d'expériences in-vitro et de simulations numériques, l'objectif de cette thèse est de contribuer à la modélisation et la caractérisation aéroacoustique d'écoulements dans des configurations de type canal avec obstacle(s), avec application à la production de fricatives non voisées. Une attention toute particulière est portée à l'influence des conditions limites et à la turbulence. / Airflow through the human upper airways is essential for life and for oral communication. In studies dealing with human speech production, airflow is mostly severely simplified. Nevertheless, this airflow is complex owing to turbulence and extreme sensitivity to boundary conditions. Recently, deeper attention has been given to characterize the airflow in the case of unvoiced fricative production and the necessity of obtaining a more detailed flow description has been outlined. With the aid of in-vitro experiments and numerical simulations, the aim of the current PhD research is to contribute to the aeroacoustic modeling and characterization of airflows through various configurations of ducts with obstacle(s), relevant for unvoiced fricative speech production. Special interest is given to the influence of boundary conditions and to turbulence.

Depuis plusieurs décennies, le trafic aérien ne cesse de croître. Ainsi, près de 6 milliards de passagers transitent dans le monde par an. Les objectifs européens à l’horizon 2020 en terme d’émission sonore des aéronefs imposent une réduction de 10 dB par point de mesure par rapport aux aéronefs de l’an 2000. Dans ce contexte, le projet européen VALIANT (VALidation and Improvement of Airframe Noise prediction Tools) a pour but principal de tester, valider et améliorer les codes numériques et les modèles de prédiction du bruit de cellule (trains d’atterrissage + voilure) sur des géométries simplifiées afin de disposer de cas tests pour les recherches futures. L’objectif de la thèse, associé à la contribution de l’ECL dans ce projet, est de créer des bases de données expérimentales fiables sur des systèmes à deux éléments – bec/aile et aile/volet – et de modéliser analytiquement le bruit issu de tels systèmes. La thèse s’est concentrée sur un système aile/volet non porteur et parallèle dans un écoulement de soufflerie à veine ouverte, en configuration d’alignement ou de recouvrement partiel, menant à de possibles interactions aérodynamiques et/ou acoustiques. Les mesures ont été faites pour différentes vitesses d’écoulement (30 − 100 m~s), avec une attention particulière à 50 m~s (M0 ∼ 0, 15). Le taux de turbulence de l’écoulement incident est modifiable par l’ajout d’une grille de turbulence à maille large placée dans la section de sortie du convergent. Les résultats aérodynamiques (fil chaud, pression en paroi) ont révélé la présence d’une forte interaction lorsque la distance entre les deux corps est de l’ordre de grandeur de la couche limite turbulente au bord de fuite de l’aile. De plus, le couplage acoustique a lieu lorsque la longueur de recouvrement est positive ou nulle. Des mesures de localisation de sources menées par l’ONERA/DSNA ont permis de valider les mesures de champ lointain en confirmant l’absence de sources de bruit d’installation en dessous de 10 kHz. Par ailleurs, des comparaisons avec les simulations numériques donnent de bons accords. Du point de vue analytique, le problème mathématique de deux plaques planes en recouvrement partiel dans un écoulement uniforme a été posé et une réduction bidimensionnelle a été justifiée. Le problème n’ayant pas de solution exacte, plusieurs modèles issus de la littérature – théories de Howe et d’Amiet – ont été étudiés. Les plus pertinents ont été confrontés aux résultats expérimentaux, révélant les limites asymptotiques de ces modèles. Un modèle original est alors proposé pour la géométrie du problème posé, sans hypothèse restrictive. La démarche est basée sur une procédure de diffraction itérative permettant de prendre en compte la proximité des deux corps et utilisant la fonction de Green exacte du demi-plan en écoulement uniforme. Le modèle prédit des comportements qualitatifs angle/fréquence proches des résultats expérimentaux. La prise en compte de la statistique des rafales incidentes reste néanmoins à effectuer afin de procéder à des comparaisons quantitatives. Une campagne expérimentale complémentaire avec une marche descendante permet de mettre en évidence les écoulements de cavité arrière d’une aile, plus proche de la réalité. De même, des mesures sur une configuration bec/aile a été testée et la prise en compte de la déflexion du jet de la soufflerie pour la réfraction des ondes sonores par la couche de cisaillement a été proposée. / Air traffic still grows from decades, with yearly 6 billion passengers nowadays in the world. By 2020, the EC imposes aircraft noise reductions by 10 dB per measuring point with respect to the status in 2000. In this context, VALIANT (VALidation and Improvement of Airframe Noise prediction Tools) is an EC-supported project that aims at testing, validating and improving numerical codes and analytical/theoretical models for the prediction of airframe noise (landing gears + high-lift devices) in simplified configurations in order to generate test cases for research needs. The main objective of the thesis in connection with ECL contribution in the scope of VALIANT project is to generate reliable experimental databases for 2-element systems – slatwing and wing-flap – as well as to analytically model overlapping configurations. It is particulary focussed on the experimental and analytical studies of a non lifting wing-flap system in a parallel flow, in aligned and overlapping arrangements. This is aimed at discussing likely aerodynamic and/or acoustic interactions. The tests have been carried out in an open-jet anechoic wind-tunnel for each arrangement and for several flow speeds (30-100 m/s), with main interest on 50 m/s (M0 ∼ 0, 15). The turbulence rate could be changed by fixing a removable turbulence grid with a large mesh at the outlet cross-section of the duct. Aerodynamic results (hot-wire anemometry, wall-pressure) show a strong interaction when the wing-flap distance is about the wing trailingedge boundary layer thickness. Acoustic coupling can be pointed out in cases of overlap. Source localization tests performed by ONERA/DSNA have permitted to validate far-field acoustic tests since no installation effect source seems to strongly radiate below 10 kHz. A good agreement with numerical simulations has been shown for every test. In order to predict noise analytically for a 2-element system in case of overlap in a uniform flow, the mathematical statement has been defined and a 2D-reduction of the equation system can be justified. Since no exact solution exists, several models from the literature – Howe’s and Amiet’s theories – have been studied. Comparisons between overlapping half-planes and slotted trailing-edge models proposed by Howe and experimental results show obvious limitations in the predictions. Then, an original model is proposed involving two bodies in close overlap arrangement, with no assumption. It is based on an iterative scattering procedure to take into account the close vicinity of the two bodies, using the exact half-plane Green’s function in a uniform flow. Convergence is relatively quick and qualitative predictions in angle/frequency behaviour show a good agreement with experiments. However, the statistics of the vortical flows responsible for the sound must be implemented for better comparisons. Other experiments have been done with a backward-facing step – it represents wing trailing-edge cove – to make cavity flow mechanisms appear, such as what is observed in real HLD. Finally, a series of tests has been performed involving a slat-wing system and an angular correction due to refraction of sound waves in shear-layer for a deflected jet has been proposed.

Les modélisations physiques actuelles des instruments de la famille des flûtes permettent de prédire correctement et d'interpréter leurs comportements quasi-stationnaires, c'est à dire les modifications du son induites par des variations lentes, par rapport au temps de réponse de l'instrument, des paramètres de contrôle .Le musicien fait cependant varier constamment ces paramètres pour articuler le discours musical. Au cours des transitoires d'attaques notamment, une variation brusque de la pression d'alimentation induit une mise en oscillation progressive de l'instrument. La naissance du son jouant un rôle important dans sa perception, la maîtrise de ces attaques est donc un point essentiel de l'apprentissage du jeu de la flûte et de la fabrication des instruments.Ce travail porte sur la caractérisation et l'interprétation physique des différents phénomènes ayant lieu au cours des transitoires d'attaque des flûtes à bec et des tuyaux d'orgue.Des attaques produites par des musiciens experts et novices sont étudiées dans le domaine spectral et temporel afin d'identifier et quantifier les mécanismes mis en jeu. La comparaison entre les différents musiciens permet de déterminer les phénomènes qu'ils contrôlent et ceux imposés par l'instrument.Après avoir modélisé l'impédance de l'ouverture au niveau du biseau, des simulations de transitoires d'attaque par modèles physique, montrent la capacité ou l'incapacité de ceux-ci à prédire et interpréter les phénomènes observés et leurs variations. Ce travail met ainsi en évidence la complexité des phénomènes contrôlés par les flutistes et les facteurs et les éléments qu'il reste à modéliser afin de pouvoir les interpréter. / Current physical models of flute-like instrument allow to predict and interpret quite well the quasi-stationary behaviors associated to the sound modifications induced by a slow variation of control parameters, compared to the response time of the instrument. However, the musician varies continuously these parameters to articulate the music. During the attack transient a sharp variation of supply pressure starts progressively the vibration of the instrument. The birth of the sound plays an important role for its perception. The control of these attacks is therefore an essential point of interest for the musicians and the instrument makers.The purpose of the studies presented here is to characterize and interpret physically the different phenomena occurring during attack transients of recorders and organ pipes. Attacks played by expert or novice musicians allow to identify and quantify the mechanisms involved. The comparison between musicians allows then to determine phenomena they control and the ones imposed by the instrument.The impedance of the resonator end near the edge is then modelled and included in physical models in order to simulate attack transients. These simulations show the ability or failure of models to predict and to interpret the phenomena observed experimentally and their variability. These studies illustrate the complexity of the phenomena controlled by recorder players and instrument makers and identify the aspects that still need to be modelled in order to interpret them.

Les diaphragmes utilisés comme organes de perte de charge à l'intérieur des tuyauteries de centrales électriques ont été mis en cause dans la création de sifflement. Les conséquences de ces phénomènes sont des niveaux de bruit et de vibration pouvant dépasser les valeurs admissibles. L'objectif de la thèse est d'étudier le sifflement sur la base d'expérimentations et de calculs numériques afin de proposer des outils de compréhension et de prédiction. Un résultat de la thèse correspond à l’identification expérimentale et numérique des conditions d’amplification acoustique au niveau de diaphragmes, phénomène nécessaire au sifflement. Les expériences montrent que les plages de sifflement, exprimées sous la forme d’un nombre de Strouhal fonction de l’épaisseur du diaphragme et de la vitesse dans l’orifice, s’étendent de 0,2 à 0,4 et de 0,7 à 0,9 et sont indépendantes du nombre de Reynolds. Le potentiel de sifflement de diaphragmes est également caractérisé à l’aide de simulations numériques. Deux approches sont utilisées avec des calculs U-RANS incompressibles et des simulations LES compressibles. Il apparaît que la simulation numérique permet de reproduire l’effet d’amplification acoustique à l’origine du sifflement, pour des pas de discrétisation spatial au coin amont de l’orifice suffisamment petit. Un autre résultat de la thèse est la définition des paramètres contrôlant les caractéristiques du sifflement en présence de réflexions acoustiques. Une analyse de stabilité linéaire prédit l’apparition d’un sifflement et sa fréquence. L’amplitude de sifflement est maximum pour un nombre de Strouhal autour de 0,25 et augmente avec le taux de réflexion autour du diaphragme. / Orifices used as pressure drop devices in pipes of power plants can cause tonal noise. The consequences of whistling are noise and vibration levels higher than what is acceptable. The purpose of the present works is to study the whistling phenomenon with experiments and numeric in order to propose comprehension and prediction tools. One of the results of the study is the experimental and numerical identification of the acoustic amplification conditions at the orifice, which is a necessary phenomenon for whistling. The experiments show that the whistling ranges, expressed in a Strouhal number function of the orifice thickness and the flow velocity inside the orifice, lie between 0.2 and 0.4 and between 0.7 and 0.9 and that they are independent of the Reynolds number. The whistling ability of orifices has also been defined with numerical simulations. Two approaches are used, the first consisting of incompressible U-RANS calculations, the second based on compressible LES. The numerical simulations are able to capture the acoustic amplification at the orifice, for a spatial discretization small enough at the upstream edge of the orifice. Another result of the study is the definition of the parameters controlling the whistling features when acoustic reflections are present. A linear stability analysis is able to predict the whistling frequency, and it is shown that the whistling amplitude is maximum at a Strouhal number of 0.25 and that it increases with the global reflection surrounding the orifice.

Ce mémoire présente une étude numérique du bruit aéroacoustique large bande d'une roue de ventilateur centrifuge. La recherche bibliographique démontre qu'il existe peu de méthod~s pour identifier les zones responsables de la propagation du bruit large bande des centrifuges due à la complexité de la géométrie du ventilateur. La connaissance de ces zones responsables de ce type de bruit orientera la conception d'un ventilateur silencieux. Afin d'accroître la gamme de méthode pour la localisation de ces zones, un code spécifique a été développé et présenté dans ce mémoire. L'approche utilisée vise à simuler d'une part, l'écoulement dans le ventilateur par la LES (Large Eddy Simulation) sous le logiciel Fluent. En effet, la LES permet d'avoir accès aux petites échelles responsables du bruit large bande. Ensuite, les fluctuations de pression pariétales émanant de cette simulation sont récupérées pour alimenter l'analogie acoustique. D'autre part, la puissance acoustique rayonnée est calculée par le biais du code spécifiquement développé. Ce code s'appuie sur la méthode de la décomposition modale (DOP). Finalement, on extrait les modes et les zones qui rayonnent le plus sur les pales de la roue (principale source de bruit large bande). Les résultats de validation numériques entre le code développé et le logiciel Fluent sont convaincants. En effet, les variations des champs acoustiques des deux codes sont comparables avec une différence en moyenne de 2.5dB. De plus, on obtient une atténuation du bruit par la distance qui correspond à la décroissance d'une onde plane en fonction de la distance. Les résultats d'identification des zones de la pale qui contribuent le plus au rayonnement acoustique sont également présentés dans ce mémoire. Cette technique permettra aux concepteurs d'aiguiller les modifications à faire pour rendre la roue de ventilation plus silencieuse.

Cette thèse vise à étudier le couplage entre méthodes de Galerkine discontinue (DG) et méthodes de différences finies (DF) en maillages hybrides non structuré / cartésien, en vue d'applications en aéroacoustique numérique. L'idée d'une telle approche consiste à pouvoir tirer profit localement des avantages respectifs de ces méthodes, soit, en d'autres termes, à pouvoir prendre en compte la présence de géométries complexes par une méthode DG en maillage non structuré, et les zones qui en sont suffisamment éloignées par une méthode DF en maillage cartésien, moins coûteuse. Plus précisément, il s'agit de concevoir un algorithme d'hybridation de ces deux types de schémas pour l'approximation des équations d'Euler linéarisées, puis d'évaluer avec attention le comportement numérique des solutions qui en sont issues. De par le fait qu'aucun résultat théorique ne semble actuellement atteignable dans un cas général, cette étude est principalement fondée sur une démarche d'expérimentation numérique. Par ailleurs, l'intérêt d'une telle hybridation est illustré par son application à un calcul de propagation acoustique dans un cas réaliste / This thesis aims at studying coupling techniques between Discontinuous Galerkin (DG) and finite difference (FD) schemes in a non-structured / Cartesian hybrid-mesh context,in the framework of Aeroacoustics computations. The idea behind such an approach is the possibility to locally take advantage of the qualities of each method. In other words, the goal is to be able to deal with complex geometries using a DG scheme on a non-structured mesh in their neighborhood, while solving the rest of the domain using a FD scheme on a cartesian grid, in order to alleviate the needs in computational resources. More precisely, this work aims at designing an hybridization algorithm between these two types of numerical schemes, in the framework of the approximation of the solutions of the Linearized Euler Equations. Then, the numerical behaviour of hybrid solutions is cautiously evaluated. Due to the fact that no theoretical result seems achievable at the present time, this study is mainly based on numerical experiments. What's more, the interest of such an hybridization is illustrated by its application to an acoustic propagation computation in a realistic case

Le développement de systèmes de propulsion alternatifs aux turboréacteurs actuels constitue un axe de recherche important dans le contexte aéronautique. L’open-rotor, moteur à hélices contrarotatives, constitue une piste sérieuse car il permet à la fois de réduire fortement la consommation de carburant et les émissions de gaz. Toutefois, les émissions sonores restent un défi pour ce type d’architecture, notamment du fait de l’absence de carénage. La compréhension des sources acoustiques et leur prévision est nécessaire afin de pouvoir, par la suite, réduire le bruit de ces moteurs. Les écoulements d’un doublet d’hélices contrarotatives sont complexes, en particulier pour l’hélice aval qui constitue l’axe d’étude de la thèse. Le travail présenté est dédié à une étude numérique, expérimentale et analytique et intervient dans le cadre de la chaire industrielle ADOPSYS entre Safran Aircraft Engines et l’Ecole Centrale de Lyon. L’objectif de ce travail est double. Il s’agit d’une part de réaliser une campagne expérimentale afin d’observer et de mieux comprendre le comportement de l’écoulement et de l’acoustique d’une pale en flèche, notamment en réponse à la présence d’un tourbillon de bord d’attaque. Un second objectif de la thèse était de constituer une base de données afin de comparer les prévisions obtenues avec un modèle analytique. Une méthode de calcul semi-analytique de la réponse aéroacoustique d’une pale aval en réponse à une excitation provenant de l’amont et prenant en compte les effets de charge et de géométrie a été développée. Une étude numérique d’un doublet d’hélices contrarotatives a servi de base à la définition de la géométrie de pale utilisée pendant l’étude. Celle-ci a été définie de façon à observer un tourbillon de bord d’attaque pour certains angles d’incidence. La maquette a ensuite été placée dans une soufflerie anéchoïque de l’Ecole Centrale de Lyon afin de réaliser une étude paramétrique. Des visualisations par enduit visqueux et des mesures de pression pariétale permettent de rendre compte de la présence du tourbillon de bord d’attaque à certains angles d’incidence. L’étude des spectres en champ lointain permet de distinguer un comportement en trois régimes, associés aux trois comportements du tourbillon de bord d’attaque. Des mesures de localisation de sources permettent de corroborer ces observations. Des prévisions analytiques du bruit émis par la pale et se basant sur le modèle d’Amiet ont également été réalisées. Dans un premier temps, les effets de la flèche sont pris en compte dans le modèle et celui-ci est alors appliqué à la pale de l’étude. Une meilleure adéquation des résultats est alors trouvée quand les effets de flèche sont pris en compte, en particulier dans les directions perpendiculaires à la pale. Le modèle est ensuite étendu afin de prendre en compte les effets de la jonction en pied de pale. Cette partie est exploratoire et le développement reste à approfondir. Un complément à l’expérience a consisté en l’étude de l’impact de sillages défilants sur la pale. Un système de barreaux rotatifs permet de générer des sillages périodiques représentatifs d’une interaction de sillages rotor-rotor. Les mesures réalisées montrent le comportement quasi-stationnaire du tourbillon. / The development of alternative propeller systems to turbojets is a main issue for research in the current context of aeronautical transport. Counter rotating open rotors are a candidate solution because they allow reduction of fuel consumption and gas emission. However, noise emissions are still a challenge for these types of configuration, in particular because they cannot benefit from the nacelle and the liners currently used in turbojet. The understanding of acoustic sources and their prediction is necessary in order to be able to reduce noise emission in the near future. Flows in an open-rotor are complex, in particular for the downstream propeller which is the subject of this approach.This work based on a numerical, experimental and analytical study and takes part in the ADOPSYS chair between Safran Aircraft Engines and l’Ecole Centrale de Lyon. This PhD has two main goals. The first one is to complete an experimental study in order to elucidate the behavior of the flow on a swept airfoil and the resulting acoustics, with a possibly developing leading-edge vortex. The measurements will be a data base for further comparison with analytical prediction. The second objective of the PhD consists in developing a semi-analytical modeling of the noise emitted by an airfoil in response to an incoming perturbation, taking into account the loading and geometry effects. A numerical study of a full counter-rotating system was used as a basis for designing the investigated airfoil. The latter was designed so that a leading-edge vortex could be formed on the surface for some angles of attack. The mock-up was then tested in an anechoic wind tunnel of Ecole Centrale de Lyon for various sets of parameters. Flow visualization and wall-pressure measurements indicated the presence of the leading-edge vortex for some angles of attack. The far-field measurements indicated three acoustic regimes, which can be associated with three behaviors of the leading-edge vortex. Source localization measurements corroborate these observations. Analytical predictions of the noise emitted by the airfoil and based on Amiet’s model were also performed. Firstly, the sweep angle is taken into account in the model. Secondly it is applied to the studied airfoil. A better match of the results is found when the sweep is considered, in particular in the perpendicular directions. The model in then extended in order to include the wall-junction. This part is exploratory and should be further developed. Finally, a complementary experimental investigation of the impingement of periodic wakes on the airfoil has been performed, using a system made of rotating bars, mimics true wake interactions. The measurements suggest that the leading-edge vortex has a quasi-steady behavior.

Dans les systèmes d'échappement automobile, les sources de bruit d'origine aéro-acoustique représentent une partie importante du contenu fréquentiel, objectivement et subjectivement identifiable. De robustes procédures de tests ont été mises en place mais la simulation du contenu du bruit n'a pas encore fait ses preuves dans les processus de développement au quotidien. Cette thèse montre que le bruit aéro-acoustique provenant de sources type dipôle est dominant pour ce qui concerne les systèmes automobiles. La simulation des écoulements à l'origine de ces bruits spécifiques combinée avec les outils de calculs acoustiques classiques est très lourde voir tout simplement impossible. Le but de cette thèse est d'analyser la loi d'échelle pour des modèles de sources compactes, permettant de déterminer l'émission de la puissance acoustique selon différentes configurations géométriques "simples" et généralement répandues (par ex. tube perforé, diaphragme placé dans un tube…) basées sur des données empiriques. Il est démontré à l'aide de simulations que son utilisation est simple et que la précision de ces modèles de sources est satisfaisante si l'on ne s'écarte pas trop des géométries déjà analysées. / On automotive exhaust systems aero acoustic noise is a dominant and critical noise content, which is clearly objectively and subjectively detectable. Robust test procedures are established but the simulation of this noise content has not gained ground in the real life development processes. This thesis shows that the dominating characteristic of the aero acoustic noise of automotive systems is dipole noise. The simulation of these specific noise sources with classical computational areo acoustics is very cumbersome or even just impossible. The aim of the thesis is a review of the scaling law approach for compact source models, enabling the determination of the sound power emission of discret configurations based on empirical data. Application simulations show that the use of these source models is simple and that the accuracy is acceptable within the geometry limits analysed.