L'objectif de cette thèse est double : d'une part, étudier la dynamique intrinsèque dans le champ proche des jets chauds axisymétriques par simulation numérique directe, et décrire ces oscillations synchronisées sous l'angle de la théorie des modes globaux non-linéaires. D'autre part, caractériser le champ lointain aéro-acoustique généré par les oscillations synchronisées du champ proche, également par simulation numérique directe, et identifier la nature physique des sources aéro-acoustiques dans le jet. Ainsi il est établi que les oscillations synchronisées intrinsèques que l'on observe dans les simulations possèdent toutes les caractéristiques d'un mode global non-linéaire, régi par un front stationnaire situé au bord amont d'un milieu absolument instable. Une analyse d'instabilité linéaire révèle qu'un jet suffisament chaud devient absolument instable près de la buse, grâce à l'effet déstabilisant du couple barocline. L'apparition des oscillations auto-entretenues ainsi que leur fréquence, observées numériquement, suivent précisement les prédictions déduites des critères théoriques. Les résultats numériques sont en bon accord avec les expériences tirées de la littérature. Le mode global d'un jet chaud émet un champ sonore dipolaire; une analyse de l'équation de Lighthill révèle que ce rayonnement est dû aux fluctuations d'entropie, à la différence d'un jet isotherme forcé, pour lequel les sources quadripolaires liées au tenseur de Reynolds sont dominantes.

Le bruit de combustion est devenu un contributeur de plus en plus important dans le bruit total de moteur d'avion. Ce bruit global a deux composantes: Le bruit direct et le bruit indirect. Le premier est issu des fluctuations de dégagement de chaleur dans la flamme elle-même. Le deuxième a pour origine les inhomogénéités de température dans les gaz brûlés. L'objectif de ce travail est la conception d'un banc de combustion sous pression avec une flamme pauvre, prémélangée swirlée dont les paramètres d'injection permettront d'obtenir des grandes quantités de bruit indirect.Il est nécessaire de caractériser ce banc et d'établir quelle est la part du bruit direct et de l'indirect afin d'identifier les sources de ces contributions. Pour cette caractérisation il est nécessaire d'utiliser différents diagnostics, de prendre en compte la résolution temporelle. Ces diagnostics à haute cadence permettent de caractériser les champs de vitesse et les dynamiques de flamme, les instabilités de combustion dans le système et ainsi évaluer les contributions du bruit direct et indirect. / Combustion noise has become an increasing contributor of overall aircraft engine noise. It consists of two major parts, direct and indirect combustion noise. The former is generated by the heat release fluctuations of the flame itself. The latter is generated by the temperature inhomogeneities in the burnt gases, which are accelerated in the turbine stages or nozzle following the combustion chamber.The aim of this work is to design and build a pressurized lean swirling combustor test bench, in order to quantify the two contributions.The combustor is thus supposed to generate high quantities of indirect combustion noise. The second aim is then to determine the contributions of direct and indirect combustion noise quantitatively and to gain insight about the sources of the two contributions. These analyses are conducted by different high-speed diagnostics, which were worked on during this work. These diagnostics allow to characterize the flow fields and flame dynamics, to put forward the combustion instability in the system and finally to quantify the direct and indirect combustion noise contributions.