Numerical simulation of noise production and propagation is a very complex problem. A methodology fitting for one particular problem can fail for another one. So there are no general guidelines on how to deal with such phenomena. In the present work, noise propagated in non-uniform mean-flow is considered. For most cases, in the propagation field, there is a rather significant region where the mean flow is not uniform, but the sound production is negligible compared to the noise emitted by the source region. In this<p>nearfield, a linear set of propagation equations may be considered (LEE). For such problems, the following simulation methodology is proposed:<p>1. Incompressible/compressible LES simulation in the source region.<p>2. Linearized Euler Equations to propagate the noise through the nonlinear mean flow.<p>3. Kirchhoff method in the farfield, if necessary.<p>This thesis deals with the second item of this system (LEE), including interfacing with the other two steps. / Doctorat en Sciences de l'ingénieur / info:eu-repo/semantics/nonPublished

Le présent travail est une étude sur la modélisation des éoliennes flottantes alliant à la fois des chargements hydrodynamiques et aérodynamiques. L’approche expérimentale a tiré profit de la grande soufflerie de Luminy opérée par le MIO (Institut Océanologique de Méditerranée), unissant une soufflerie de très bonne qualité avec un bassin équipé de systèmes de génération de houle et de courant. Les dimensions de cette installation imposent un travail à échelle très réduite introduisant ainsi les interrogations sur les similitudes à respecter (Reynolds, Froude) et les complexités de maquettage. Ces travaux ont permis de développer des outils numériques avec d’un côté une approche fréquentielle basé sur un code utilisant les éléments finis développé par l’IFP au début des années 70, et de l’autre, une approche temporelle basé sur les formulations de Morison ou de Rainey permettant l’introduction de méthodes avancées de calculs des efforts aérodynamiques. / The present work focuses on the modeling of the hydrodynamic and aerodynamic loads on a floating wind turbine. The experimental approach took advantage of the wind and wave flume in Luminy operated by the MIO (Mediterranean Institute for Oceanography) comprising a wind tunnel with a very high flow quality blowing over a wave tank. The dimensions of the installation impose working at very small scales for which the similitudes (Reynolds, Froude) introduce high modeling complexities. This work allowed the development of numerical tools using one the one hand a frequency domain approach based on a finite element code developped by IFP¨in the early seventies, and in the other hand a time-domain approach based on Morison or Rainey formulation for hydrodynamic loads allowing the introduction of advanced methods for aerodynamic loads computation.

L'analyse de sensibilité pour la simulation numérique des écoulements compressibles en aérodynamique externe par rapport à la discrétisation de maillage et aux incertitudes liées à des paramètres d'entrées du modèle a été traitée 1- par le moyen des méthodes adjointes pour le calcul de gradient et 2- par approximations stochastiques non-intrusives basées sur des grilles creuses. 1- Une méthode d'adaptation de maillages goal-oriented basée sur les dérivées totales des fonctions aérodynamiques d'intérêt par rapport aux nœuds du maillage a été introduite sous une forme améliorée. La méthode s'applique au cadre de volumes finis pour des écoulements RANS pour des maillages mono-bloc et multi-bloc structurés. Des applications 2D pour des écoulements transsoniques ainsi que subsonique détaché atour d'un profil pour l'estimation du coefficient de traînée sont présentées. L'apport de la méthode proposée est vérifié. 2- Les méthodes du polynôme de chaos généralisé sous forme pseudospectrale creuse et de la collocation stochastique construite sur des grilles creuses isotropes et anisotropes sont examinées. Les maillages anisotropes sont obtenus par le biais d'une méthode adaptive basée sur l'analyse de sensibilité globale. L'efficacité des ces approximations est testée avec des fonctions test et des écoulements aérodynamiques visqueux autour d'un profil en présence d'incertitudes géométriques et opérationnelles. L'intégration des méthodes et aboutissements 1- et 2- dans une approche couplée permettrait de contrôler de façon équilibrée l'erreur déterministe/stochastique goal-oriented. / Sensitivity analysis for the numerical simulation of external aerodynamics compressible flows with respect to the mesh discretization and to the model input parametric uncertainty has been addressed respectively 1- through adjoint-based gradient computation techniques and 2- through non-intrusive stochastic approximation methods based on sparse grids. 1- An enhanced goal-oriented mesh adaptation method based on aerodynamic functional total derivatives with respect to mesh coordinates in a RANS finite-volume mono-block and non-matching multi-block structured grid framework is introduced. Applications to 2D RANS flow about an airfoil in transonic and detached subsonic conditions for the drag coefficient estimation are presented. The asset of the proposed method is patent. 2- The generalized Polynomial Chaos in its sparse pseudospectral form and stochastic collocation methods based on both isotropic and dimension-adapted sparse grids obtained through an improved dimension-adaptivity method driven by global sensitivity analysis are considered. The stochastic approximations efficiency is assessed on multi-variate test functions and airfoil viscous aerodynamics simulation in the presence of geometrical and operational uncertainties. Integration of achievements 1- and 2- into a coupled approach in future work will pave the way for a well-balanced goal-oriented deterministic/stochastic error control.

L'estimation précise de la traînée est aujourd'hui un enjeu majeur pour les avionneurs. Il est nécessaire d'identifier et de quantifier ses sources phénoménologiques dans le cadre d'un processus de design efficace. Les méthodes champ lointain, qui permettent une telle décomposition, sont cependant limitées aux applications stationnaires.Cette étude consiste à développer une méthode d'extraction champ lointain destinée à permettre une décomposition phénoménologique de la traînée pour des écoulements instationnaires. La première étape a consisté à généraliser la formulation stationnaire de Van der Vooren aux écoulements instationnaires. Des axes pour l'amélioration de la robustesse et du contenu physique ont ensuite été explorés, avec la mise en évidence de phénomènes acoustiques. La formulation ainsi obtenue a ensuite été appliquée à des cas tests simples, dans le but de valider la décomposition phénoménologique. Le comportement des composantes de traînée s'est avéré cohérent avec la physique de l'écoulement. Enfin, la méthode a été appliquée à des cas complexes afin de démontrer ses capacités : un cas instationnaire 3D ainsi qu'un écoulement simulé en ZDES.Dans l'avenir, il serait intéressant de continuer à explorer la définition de la composante de traînée induite, par exemple en utilisant les formulations basées sur le vecteur vitesse. En ce qui concerne les cas d'application, l'évaluation de la performance d'un doublet d'hélices contra-rotatives pourrait fortement bénéficier de l'utilisation d'une méthode comme celle-ci. Enfin, des applications en vol d'ailes battantes pourraient être d'intéressantes perspectives. / Accurate drag prediction is now of a major issue for aircraft designers. Its phenomenological sources need to be identified and quantified for an efficient design process. Far-field methods, which allow such phenomenological drag breakdown, are however restricted to steady flows. This study consists in developing a far-field drag prediction method aiming at a phenomenological breakdown of drag for unsteady flows. The first step has consisted in generalizing the steady formulation of Van der Vooren to unsteady flows, starting from a new rigorous proof. Axes for the improvement of the robustness and physical background have then been explored. Acoustic contributions have in particular been highlighted and quantified. The resulting five-components formulation has then been applied to simple cases, in order to validate as best as possible the phenomenological breakdown. The behavior of the drag components has proved to be consistent with the physics of the flow. Finally, the method has been applied to complex cases in order to demonstrate its capabilities: a 3-D case and a flow simulated by the ZDES method. In the future, it would be interesting to further improve the definition of the induced drag component, for example by using velocity-based formulations. As far as the application cases are concerned, the performance evaluation of a Counter-Rotating-Open-Rotor would strongly benefit from such a method. Unsteady optimization of one of the drag component could also be contemplated. Finally, applications in aeroelasticity or flapping flight would be an interesting perspective.

Un cadre d'optimisation multi-Objectif pour les pales d'hélicoptère est développé en utilisant des modèles de simulation de haute fidélité. Des fonctions objectives caractérisant la performance de l'hélicoptère en vol stationnaire et d'avancement sont retenues. Deux solveurs sont utilisés afin de prédire la performance du rotor: le code général HOST et le solveur CFD elsA. Le premier axe de recherche porte sur la caractérisation de la précision des méthodes de prédiction. L'influence de la prise en compte de la souplesse de la pale, du trim rotor et/ou de l'utilisation de modélisations aérodynamiques simplifiées est caractérisée pour chaque cas de vol en utilisant des mesures en soufflerie. Un cadre numérique adapté à l'optimisation est développé. Le deuxième axe de recherche porte sur des techniques d'optimisation multi-Objectif de pales en vol stationnaire et d'avancement. Deux algorithmes novateurs basés sur la compétition (Jeux de Nash) et la coopération (Descente à Gradients Multiples) sont présentés comme des alternatives aux approches traditionnelles pour traiter le problème multi-Objectif. Afin de réduire le coût des simulations, un cadre de simulation basé sur des métamodèles est développé y compris une stratégie multi-Fidélité pour prédire la performance du rotor en vol d'avancement. Ces techniques sont appliquées à un cas réaliste de rotor, en utilisant des simulations CFD trimmées avec pale souple pour le cas du vol d'avancement et des simulations CFD avec pale rigide en vol stationnaire. Les résultats sont ensuite analysés, démontrant le potentiel de ces techniques pour l'obtention de conceptions réalistes représentant des bons compromis entre les objectifs. / This work addresses the development of a multi-Objective optimization framework for helicopter rotor blades using high-Fidelity simulation models. In particular, objective functions corresponding to hover and forward flight are considered. Two solvers are used to predict the rotor performance: the comprehensive rotor code HOST and the Computational Fluid Dynamics (CFD) solver elsA. The first research axis of this work is the characterization of the accuracy of each available prediction method. The influence of considering the blade elasticity, the rotor trim and/or simplified aerodynamics is characterized for each flight case using wind-Tunnel data. As a result, a numerical framework adapted to the optimization is developed. The second part of this work concerns the formulation and development of techniques adapted to the multi-Objective optimization of rotor blades in hover and in forward flight. Innovative algorithms based on competition (Nash Games) and cooperation (Multi-Gradient Descent) are presented as alternatives to traditional multi-Objective approaches. In order to reduce the simulation costs, a surrogate-Based framework is developed, including a multi-Fidelity strategy to predict the rotor performance in forward flight. These techniques are finally applied to a realistic rotor, considering trimmed elastic CFD computations in the forward flight case and rigid blade CFD computations in the hover case. The results are subsequently analyzed, demonstrating the potential of these techniques to obtain realistic designs realizing interesting trade-Offs.

Les essais expérimentaux pour des écoulements hypersoniques sont extrêmement dispendieux dans les coûts des installations et d'opérations. Par contre, la meilleure façon de contourner ce problème est l'utilisation de simulation numérique pour représenter des systèmes complexes. Cependant, la simulation numérique est encore à ces débuts et il reste beaucoup de travail à accomplir pour bien comprendre la physique de la mécanique des fluides. Ainsi, la plupart des scientifiques n'ont pas le choix de se retourner vers des modèles analytiques plus simples, afin de résoudre des problèmes complexes. Ce mémoire traite d'une méthode semi-analytique et semi-numérique afin de caractériser la modélisation, l'analyse et l'optimisation d'un véhicule hypersonique, utilisant un système de propulsion de type superstatoréacteur (SSRéacteur) ou superstatoréacteur à combustion induite par ondes de choc (SSCRéacteur), pour une mission donnée. Chaque véhicule hypersonique est un surfeur d'ondes (anglais : waverider) en 2D et qui est composé d'un modèle d'entrée d'air, de mixage et de réaction air/carburant, de chambre de combustion, de tuyère, d'aérodynamique externe et de masse. Ainsi, tous ces sous-systèmes utilisent un écoulement à propriétés constantes et/ou variables en fonction de la température et ils sont interreliés dans le but d'analyser les performances du véhicule global. Par l'emploi d'un processus d'optimisation, les performances des véhicules sont évaluées pour une convergence sur une masse déterminée (430 kg) et sur un équilibre des forces en Xet Ten fonction d'une mission donnée (Mach 7 à 20). La synthèse des résultats obtenus convient que pour les paramètres de la mission définie, les deux configurations ont des portées similaires, et que le SSCRéacteur a un fort potentiel avec l'utilisation de la détonation comme processus de combustion. Ces résultats donnent une bonne approximation des performances plausibles de deux configurations génériques de SSRéacteur et de SSCRéacteur. Cette étude multidisciplinaire démontre bien que des études complémentaires sont requises pour l'obtention de propriétés optimales (l'impulsion spécifique et la portée) pour chaque concept et ceci à chacune des conditions de vol. Néanmoins, le concept du SSCRéacteur demeure toujours très prometteur pour les années futures.

Tableau d’honneur de la Faculté des études supérieures et postdoctorales, 2013-2014. / La présente thèse vise à améliorer notre compréhension de l’organisation interne des écoulements turbulents en analysant les caractéristiques des structures cohérentes dans une couche limite turbulente non canonique. L’écoulement étudié est la région externe d’une couche limite turbulente soumise à un gradient de pression adverse dans des con- ditions semblables à celles existant à l’extrados d’une aile d’avion à fort angle d’attaque en situation de décollement de bord de fuite. Diverses bases de données expérimentales et numériques ont été utilisées afin de réaliser les objectifs spécifiques de la thèse. Les principales bases de données ont été acquises en effectuant des mesures par vélocimétrie par images de particules (PIV) à deux composantes dans des plans dans une soufflerie à couche limite subsonique. Les autres bases de données ont été obtenues d’autres groupes de recherche ou ont été les anciennes bases de données de notre groupe. Deux grandes catégories de structures cohérentes, les structures à grande échelle de quantité de mouvement longitudinale et les structures tourbillonnaires, ont été prises en compte. Afin de détecter et de caractériser ces structures, de nouvelles techniques de reconnaissance de formes, de classification des structures et d’analyse statistique ont été mises au point. Il a été démontré que les structures cohérentes considérées sont présentes et fréquentes dans l’écoulement étudié. Les dimensions et l’organisation spatiale des structures à grande échelle sont généralement comparables à celles déjà rapportées pour de telles structures dans la région de recouvrement des couches limites turbulentes à gradient de pression nul. Il apparaît toutefois que le gradient de pression adverse affecte la fréquence d’apparition et la distribution des longueurs de ces structures allongées, surtout dans la partie inférieure de la région externe. Concernant les tourbillons, diverses analy- ses ont montré que des valeurs typiques de résolution spatiale et des niveaux typiques d’incertitudes aléatoires de mesures PIV ont des effets significatifs sur les paramètres des tourbillons. Les paramètres des tourbillons extraits des bases de données PIV exis- tantes doivent donc être interprétés avec prudence. En prenant en compte les effets de la résolution spatiale et des erreurs de mesure, nous trouvons que tous les paramètres des tourbillons, lorsque moyennés à travers la région externe, sont raisonnablement comparables dans les couches limites turbulentes à gradient de pression nul et adverse malgré le fait que ce sont des écoulements très différents. / The present thesis is an attempt to further enhance our understanding of the inner organization of turbulent flows by analyzing the characteristics of coherent structures in a non-canonical turbulent boundary layer. The flow studied was the outer region of an adverse-pressure-gradient turbulent boundary layer under external flow conditions similar to those found on the suction side of airfoils at high angle of attack with trailing edge detachment. Various experimental and numerical databases were employed in order to realize the specific objectives of the thesis. The main databases were acquired by performing two-component planar particle image velocimetry (PIV) measurements in a low-speed boundary-layer wind tunnel. The other databases were obtained from other research groups or were existing older database of the group. Two important categories of coherent structures, namely large-scale momentum structures and vortical structures were considered. In order to detect and characterize these structures novel techniques of pattern recognition, structure classification and statistical analysis were developed. It has been shown that the considered coherent structures are present and frequent in the present flow. The dimensions and arrangement of large-scale momentum struc- tures are generally comparable to those previously reported for such structures in the overlap region of zero-pressure-gradient turbulent boundary layers. It is however shown that the adverse pressure gradient affects both the frequency of appearance and the length distribution of these streaky structures especially in the lower part of the outer region. With regards to vortices, various analyses showed that typical values of spa- tial resolution and typical levels of random measurement uncertainties of planar PIV measurements have significant effects on the vortex parameters. The vortex parameters extracted from the existing PIV databases have therefore to be interpreted with caution. Taking spatial resolution and measurement error effects into account, it is found that all the vortex parameters, when averaged across the outer region, are reasonably com- parable in the zero-pressure-gradient and adverse-pressure-gradient turbulent boundary layers despite the fact that these are very different flows.

Tableau d’honneur de la Faculté des études supérieures et postdoctorales, 2014-2015 / Ce mémoire concerne l'étude aéroélastique des oscillations auto-soutenues en pilonnementtangage d'une aile portante montée sur des supports élastiques et exposée à un écoulement. De telles oscillations pourraient être utilisées afin de développer un nouveau type de turbine hydrocinétique relativement simple d'un point de vue mécanique. Ceci est possible car les oscillations qui résultent de l'interaction fluide-structure entre l'écoulement, l'aile et ses supports élastiques sont entretenues par un transfert d'énergie de l'écoulement vers la structure. Dans cette étude numérique, le logiciel OpenFOAM-2.1.x est utilisé afin de résoudre le problème aéroélastique. À l'aide de simulations instationnaires en deux dimensions d'un écoulement visqueux à nombre de Reynolds de 500 000, ce type de turbine est optimisé et amplement étudié afin de développer une meilleure compréhension de la physique en jeu. Suite à une optimisation de la turbine à l'aide d'une méthode de type gradients, des efficacités relativement élevées ont été obtenues. En effet, le cas optimal qui est présenté dans cette étude a une efficacité qui est de l'ordre de 34%. Cela correspond à une efficacité relativement élevée lorsqu'elle est comparée à l'efficacité d'une turbine hydrolienne cinématiquement contrainte qui est de l'ordre de 43%. Il faut noter que la version pleinement passive est mécaniquement beaucoup plus simple que la version cinématiquement contrainte. Un tel avantage mécanique peut, en soi, justifier pleinement une efficacité légèrement plus faible. De plus, la solution optimisée proposée dans ce mémoire n'est certainement pas unique et ne correspond pas au seul extremum du vaste espace paramétrique. En fait, d'autres solutions efficaces sont présentées dans ce mémoire et une optimisation complète autour de ces solutions demeure toujours à être effectuée. Dans tous les cas, ces réesultats démontrent le grand potentiel d'utiliser des ailes oscillantes pleinement passives en guise d'hydroliennes efficaces. D'un point de vue physique, ce mémoire met en valeur que le phénomène d'oscillations de cycle limite auquel l'aile est sujette est le résultat d'un flottement de décrochage. Cela est ainsi en raison de la forte interaction entre l'aile et les tourbillons largués pendant le grand décrochage dynamique. En fait, c'est spécifiquement cette interaction entre l'aile et les vortex qui donne lieu au mouvement de tangage. De plus, deux mécanismes responsables des bonnes performances de la turbine ont été mis en valeur. Ces mécanismes sont la synchronisation adéquate entre les deux degrés de liberté, ainsi que le mouvement non sinusoïdal en tangage. / This master's thesis deals with an aeroelastic problem that consists into self-sustained, pitchheave oscillations of an elastically-mounted airfoil. Such oscillations of an airfoil could be used in order to develop a novel fully-passive flow harvester that is relatively simple from a mechanical point of view. Indeed, the motion of an airfoil that is elastically mounted emerges as a result of the fluid-structure interaction between the flow, the airfoil and its elastic supports, and is sustained through a transfer of energy from the flow to the structure. In this numerical study, the OpenFOAM-2.1.x CFD toolbox is used for solving the aeroelastic problem. Through unsteady two-dimensional viscous simulations at a Reynolds number of 500,000, such a fully-passive turbine is optimized and extensively investigated to develop a better comprehension of the physics at play. Following a gradient-like optimization of the turbine, relatively high efficiencies have been obtained. Indeed, the optimal case found in this numerical study has a two-dimensional efficiency in the range of 34%. This is fairly high when compared to the two-dimensional efficiency of a kinematically-constrained turbine, which is in the range of 43%. Further, the fully-passive version of the turbine is far less mechanically complex than its kinematicallyconstrained counterpart. Alone, such a mechanical advantage could justify the slightly lower efficiency of the fully-passive turbine. Nevertheless, the optimized solution suggested within this thesis is certainly not the only local extrema of the vast parametric space pertaining to the aeroelastic device. Other efficient cases have been found, and complete optimizations about these solutions still need to be achieved. Overall, the results demonstrate the great potential of using fully-passive, flapping airfoils as efficient hydrokinetic turbines. From a more physical perspective, this thesis highlights the fact that the airfoil is undergoing limit-cycle oscillations as a result of stall flutter. This is because the interaction between the airfoil and the vortices shed during the dynamic stall events is large. In fact, it is specifically this interaction that mostly accounts for the pitching motion of the airfoil. Further, two fundamental mechanisms have been found to be very beneficial for enhancing the performances of the turbine. These mechanisms are the adequate synchronization between both degrees-offreedom, and the nonsinusoidal shape of the pitching motion.

Cette thèse concerne l’étude des ailes oscillantes flexibles et des méthodes numériques qui s’y rattachent. De ce fait, la thèse est divisée en deux parties. La première contribution concerne le développement d’un algorithme de couplage fluide-structure qui prend en charge les interactions entre un solide élastique en grands déplacements et un fluide incompressible. L’algorithme est basé sur une approche partitionnée et permet d’utiliser des codes numériques de mécanique des fluides et de mécanique des solides existants. L’utilisation d’un terme de compressibilité artificiel dans l’équation de continuité du fluide combinée à des choix algorithmiques judicieux permet d’utiliser cette méthode de couplage efficacement avec un code de mécanique des fluides utilisant une méthode de projection de type SIMPLE ou PISO. La seconde contribution est l’étude de l’effet de flexibilité des ailes sur le vol à ailes battantes. Deux principaux régimes de vol sont mis en évidence concernant la déformation de l’aile : déformation causée par la pression et déformation causée par l’inertie. Les effets de ces régimes sur la topologie de l’écoulement et sur les performance de l’aile en propulsion sont discutés. Il est montré que les cas avec des déformations causées par la pression présentent généralement des efficacités plus élevées avec une flexibilité modérée. Il en est de même pour la force de poussée lorsque l’amplitude de tangage est faible. D’autre part, lorsque les déformations sont causées par l’inertie, les performances de l’aile sont généralement réduites. Certains cas montrent une augmentation marginale des performances lorsque le synchronisme des déformations est optimal, mais ces cas représentent davantage une exception que la norme. Il est également démontré que la flexibilité peut être utilisée comme mécanisme de tangage passif tout en conservant des performances intéressantes. Enfin, un modèle d’aile oscillante flexible non contraint est présenté. Il est démontré que le mouvement de déviation observé dans la nature est une conséquence d’un phénomène aérodynamique de mise en drapeau. / This thesis concerns the study of flexible flapping wings and the related numerical methods. It thus contains two distinct themes. The first contribution is the implementation of an efficient fluid-structure interaction algorithm that handles the interaction of an elastic solid undergoing large displacement with an incompressible fluid. The algorithm is based on the partitioned approach and allows state-of-the-art fluid and structural solvers to be used. Stabilization with artificial compressibility in the fluid continuity equation along with judicious algorithmic choices make the method suitable to be used with SIMPLE or PISO projection fluid solvers. The second contribution is the study of the effects of wing flexibility in flapping flight. The different regimes, namely inertia-driven and pressure-driven wing deformations are presented along with their effects on the topology of the flow and, eventually, on the performance of the flapping wing in propulsion regime. It is found that pressure-driven deformations can increase the thrust efficiency if a suitable amount of flexibility is used. Thrust increases are also observed when small pitching amplitude cases are considered. On the other hand, inertia-driven deformations generally deteriorate aerodynamic performances of flapping wings unless meticulous timing is respected, making them less practical. It is also shown that wing flexibility can act as a passive pitching mechanism while keeping decent thrust and efficiency. Lastly, a freely-moving flexible flapping wing model is presented. It is shown that the deviation motion found in natural flyers is a consequence of a feathering mechanism.

L’objectif de ce travail de thèse consiste à analyser les solutions de contrôle permettant de réduire la traînée aérodynamique et donc de diminuer la consommation d’un véhicule. Les véhicules ciblés dans cette étude sont ceux se rapprochant d’une géométrie à culot droit telles que les versions break, monospace, SUV, utilitaires, ou même les remorques de camions. Pour s’affranchir des variantes de style, ces travaux sont concentrés sur la géométrie académique du corps de Ahmed à culot droit. La vitesse de l’écoulement est de 30m/s afin de retrouver des caractéristiques d’un écoulement de sillage fortement turbulent, proche des vitesses d’un véhicule sur autoroute. Ce travail à dominante numérique se décompose en deux parties : la première a pour objectif de valider les résultats de calculs avec et sans solution de contrôle avec des mesures expérimentales identiques, la seconde d’explorer numériquement des configurations de contrôle mixant des solutions de jets périodiques et de déflecteurs agissant sur le sillage du corps de Ahmed à culot droit. Les solutions les plus efficaces apportent des réductions de la traînée de l’ordre de 10%. / This present work is focused on the analysis of control solutions that reduce the aerodynamic drag and therefore the fuel consumption of vehicles. The selected vehicle geometries are closed to a bluff body such as Estate, van, SUV, commercial vehicles or even truck trailers. This work is then focused on the academic geometry of Ahmed body with square back in order to avoid style diversity. The reference velocity flow is equal to 30m/s, which is closed to a vehicle speed on a highway, and induces a highly turbulent wake flow. This work mainly numerical is divided in two parts. The first one is dedicated to the validation of the numerical model with experimental wind tunnel measurements. The second part looks for numerical configurations of flow control solution, mixing periodic jet and deflector both acting on the wake. Most effective solutions lead to drag reduction of about 10%.