Cette thèse est consacrée à l'étude des propriétés aéroacoustiques de jets supersoniques impactant une paroi par simulation des grandes échelles. Ces simulations sont réalisées à partir des équations de Navier-Stokes 3-D instationnaires compressibles exprimées pour des coordonnées cartésiennes ou cylindriques. Afin de résoudre ces équations, des schémas numériques de différenciation spatiale et d'intégration temporelle peu dispersifs et peu dissipatifs sont utilisés. Les écoulements étudiés étant supersoniques, une procédure de capture de choc est également implémentée afin de supprimer les oscillations de Gibbs de part et d'autre des chocs.Dans un premier temps, un jet rond libre et quatre jets ronds impactant une paroi avec un angle de 90 degrés sont simulés sur des maillages cylindriques. Ces jets sont supersoniques, sous-détendus, et sont caractérisés par un nombre de Reynolds calculé à partir du diamètre du jet de Re=60.000, et par un nombre de Mach parfaitement détendu de Mj=1.56. Les résultats du jet libre sont tout d'abord présentés. Ils sont comparés aux résultats de plusieurs études expérimentales et de modèles afin de valider l'approche numérique utilisée. Notamment, les différentes composantes acoustiques spécifiques aux jets sous-détendus comme le bruit de choc large-bande et le bruit de screech sont observées et analysées. Les résultats obtenus pour les quatre jets impactant une paroi sont ensuite examinés. Dans ce cas, la présence d'une boucle de rétroaction aéroacoustique entre les lèvres de la buse et la paroi est montrée. Pour finir, le comportement aérodynamique et aéroacoustique des jets est étudié, et comparé à différentes études numériques et expérimentales de la littérature. Quatre jets plans supersoniques idéalement détendus impactant une paroi avec un angle de 90 degrés sont ensuite calculés. Ils ont un nombre de Reynolds évalué à partir de la hauteur de la buse de Re=50.000 et un nombre de Mach de Mj=1.28. Une boucle de rétroaction aéroacoustique entre la buse et la paroi est de nouveau mise en évidence. Une combinaison de modèles associant un modèle d'onde stationnaire aérodynamique-acoustique et un modèle de stabilité de jet plan 2-D avec des couches de mélange infiniment minces est alors proposée. Ce modèle permet de déterminer à la fois les fréquences les plus probables de la boucle de rétroaction aéroacoustique et leurs natures plane ou sinueuse.Enfin, les simulations de deux jets plans supersoniques impactant une paroi avec des angles de 60 et 75 degrés sont réalisées grâce à l'utilisation de deux maillages cartésiens, par une méthode de recouvrement de maillages. Les modifications des propriétés de la boucle de rétroaction aéroacoustique lorsque l'angle d'impact dévie de 90 degrés sont ainsi étudiées. / In this PhD work, supersonic impinging jets are simulated using large-eddy simulation in order to investigate their aerodynamic and acoustic fields. In practice, the unsteady compressible Navier-Stokes equations are solved on Cartesian or cylindrical meshes. Low-dissipation and low-dispersion numerical methods are used for spatial differentiation and time integration. As the jets are supersonic, a shock-capturing filtering is also applied in order to avoid Gibbs oscillations near shocks.A free round jet and four round jets impinging normally on a flat plate are first simulated on cylindrical meshes. They are underexpanded, and have a Reynolds number based on the nozzle diameter of Re=60.000 and a fully expanded Mach number of Mj=1.56. The results for the free jet are first presented. They are compared with experimental results and predictions given by models in order to validate the numerical setup. Acoustic components specific to underexpanded jets such as broadband shock-associated noise and screech noise are obtained. The results for the four impinging jets are then examined. An aeroacoustic feedback mechanism establishing between the nozzle lips and the flat plate is found to generate tones. Finally, the flow and acoustic properties of the jets are studied and compared with numerical and experimental data.Four ideally expanded jets impinging normally on a flat plate are then simulated. They have a Reynolds number based on the nozzle height of Re=50.000 and a Mach number of Mj=1.28. An aeroacoustic feedback mechanism is again observed between the nozzle lips and the flat plate. A combination of models based on an aeroacoustic feedback model and a vortex sheet model of the jet is then proposed. The model appears able to predict the most likely tone frequencies of the feedback mechanism, and the symmetric or antisymmetric nature of the corresponding jet oscillation.Finally, two ideally expanded jets impinging on a flat plate with angles between the jet direction and the plate of 60 and 75 degrees are simulated using two Cartesian meshes. The effects of the angle of impact on the properties of the aeroacoustic feedback mechanism are finally studied.

Cette thèse a été effectuée au sein de l’Institut de Physique de Rennes, et qui porte sur le transfert d’énergie rotationnelle lors des collisions de CO-Ar et CO-H2 à très basses températures pour des applications astrophysiques. Comprendre la constitution du milieu interstellaire (MIS), son évolution et ses propriétés physiques telles que la température et la densité, nécessite la connaissance de l’efficacité des collisions atomiques et moléculaires. Cette thèse expérimentale a été motivée par cet objectif. Le MIS et plus particulièrement les nuages moléculaires froids sont caractérisés par des températures très basses atteignant ~ -260 °C. Afin de reproduire ces conditions, on a utilisé la technique CRESU (Cinétique des Réactions en Ecoulement Supersonique Uniforme). Deux systèmes de collisions ont été étudiés : CO-Ar et CO-H2 pour leur impact dans les modèles astrophysiques (dits aussi modèles de transfert radiatifs). Une technique spectroscopique IR-VUV (Infrarouge-Ultraviolet dans le vide) en double résonance à base de lasers pulsés a été utilisée pour la détection et le diagnostic de l’efficacité des collisions et la détermination les constantes de collisions. Les résultats expérimentaux obtenus (pour la première fois) ont été comparés à des prédictions basées sur des calculs théoriques très avancés de mécanique quantique. Un très bon accord a été obtenu, ce qui a permis de tester et valider ces calculs théoriques d’un côté, et aussi de pouvoir fournir des constantes de collisions robustes qui vont être utilisées par les astrophysiciens pour modéliser et déterminer les propriétés physiques du MIS, ainsi qu’interpréter les spectres astrophysiques obtenus par des télescopes ou des satellites. / In the quest to understand the universe, astrophysicists observe and make models for astrophysical objects in the sky. The interstellar medium, ISM, in particular is of central importance since it represents the matter that exists in the space between stars in a galaxy, and in which stars and planets form. Understanding it, its constituents and its evolution and characteristics requires the quantification of several chemical and physical processes, including collision processes. In this work, we used the CRESU technique to reproduce very cold environments of astrophysical media, in particular dense molecular clouds in the ISM. We studied experimentally rotational energy transfer, RET, resulting from inelastic collisions at very low temperatures using a pump-probe laser-based spectroscopic technique for the purpose of measuring constants quantifying collisions. Two types of constants were determined: the first are total removal constants of RET resulting from a specific rotational quantum state to all possible final rotational quantum states, and the second are more detailed information consisting in rate constants from a specific rotational quantum state to another specific rotational quantum state, so-called state-to-state rate constants. Two experiments have been performed involving Carbone monoxide molecule, CO, as a target molecule of collisions. The first involves argon, Ar, as a projectile atom, and the second molecular hydrogen, H2, as a projectile molecule. Both collisional systems play an important role in a wide range of areas including gas-phase phenomena and astrophysical applications. In the first experiment, we investigated collisions between CO and Ar, from 293 K down to 30 K. IR-VUV double resonance technique has been exploited to measure, directly for the first time, absolute values of total removal and state-to-state constants of collisions. The experimental results have been compared to theoretical predictions based on a diatom-atom model of collision, where very good agreement was observed. In the second experiment, we investigated collisions between CO and H2 (the most abundant molecules in the ISM) from 293 K down to 5.5 K focusing on the very low temperatures of dense molecular clouds in the ISM. For the first time, total removal and state-to-state constants have been measured and compared to theoretical predictions of a highly accurate diatom-diatom model of collisions, where excellent agreement was observed. The results obtained in this thesis served to validate theoretical models of molecular collisions, helping the continuous efforts for pushing the frontiers of theoretical models. In the astrophysical side, the obtained collisional constants will be taken into account in modeling of many astrophysical media.

L'objectif de la thèse consiste en l'étude expérimentale du rôle de la température sur le rayonnement acoustique des jets supersoniques.<br />Dans une première étude, on analyse de façon globale les effets de la température sur le bruit de cinq jets ayant des vitesses de jet parfaitement détendu identiques pour des températures différentes (niveau de puissance acoustique global, directivité et analyse spectrale). On examine ainsi les contributions acoustiques des diverses sources sonores en fonction de la température du jet. L'influence de celle-ci sur l'efficacité de la technique d'injection d'eau comme moyen de réduction sonore est par ailleurs étudiée sur ces jets.<br />On s'intéresse ensuite aux valeurs de températures moyennes et fluctuantes locales dans ce type de jets. Pour cela, on développe la méthode optique Schlieren basée sur des mesures de déviations angulaires de faisceaux lumineux à travers l'écoulement et permettant la mesure d'indices de réfraction. La température est obtenue à partir de l'inversion d'une équation intégrale type Abel, de la relation de Gladstone et de la relation d'état des gaz parfaits. Les températures quadratiques sont quant à elles estimées à l'aide de calculs statistiques sur les déviations angulaires mesurées. Cette méthode est dans un premier temps validée sur un écoulement subsonique pour lequel les mesures issues de la méthode optique sont comparées à celles obtenues avec un thermocouple. La méthode Schlieren est finalement appliquée sur les cinq jets dont les conditions sont proches de celles présentes sur les lanceurs spatiaux. Dans le cas du jet parfaitement détendu, les résultats ainsi obtenus sont comparés à des calculs numériques.

L'effet du vol d'avancement sur le bruit de choc de jets supersoniques sous-détendus est étudié de manière expérimentale. La structure de tels jets est d'abord explorée, avec et sans vol simulé. L'analyse employée allie des visualisations strioscopiques à des mesures quantitatives de pression statique et de vitesse, par vélocimétrie laser Doppler et vélocimétrie par images de particules. L'accent est mis sur l'étude de l'écoulement moyen et des propriétés de la turbulence dans la couche de mélange. L'effet du vol sur la composante tonale du bruit de choc, le screech, est ensuite examiné. A l'aide d'une antenne azimutale de microphones placée dans le champ proche acoustique, une analyse fine des modes du screech est notamment proposée. Par ailleurs, plusieurs effets de cette composante de bruit sur la dynamique du jet sont mis en évidence, en particulier l'oscillation des chocs ; on montre que cette oscillation est intimement liée au mode du screech. De manière à étudier spécifiquement la composante large bande du bruit de choc, diverses techniques de suppression du screech sont ensuite explorées.L'utilisation d'une tuyère crénelée s'est révélée satisfaisante pour l'éliminer de manière non-intrusive et a permis de déduire son influence sur le bruit de choc large bande. Enfin, l'effet du vol sur cette dernière composante est déterminé par l'étude de l'évolution de sa fréquence centrale, de son amplitude et de sa forme spectrale en situation de vol simulé. Une explication des tendances observées est alors proposée à la lumière des résultats aérodynamiques obtenus.

L’effet du vol d’avancement sur le bruit de choc de jets supersoniques sous-détendus est étudié de manière expérimentale. La structure de tels jets est d’abord explorée, avec et sans vol simulé. L’analyse employée allie des visualisations strioscopiques à des mesures quantitatives de pression statique et de vitesse, par vélocimétrie laser Doppler et vélocimétrie par images de particules. L’accent est mis sur l’étude de l’écoulement moyen et des propriétés de la turbulence dans la couche de mélange. L’effet du vol sur la composante tonale du bruit de choc, le screech, est ensuite examiné. A l’aide d’une antenne azimutale de microphones placée dans le champ proche acoustique, une analyse fine des modes du screech est notamment proposée. Par ailleurs, plusieurs effets de cette composante de bruit sur la dynamique du jet sont mis en évidence, en particulier l’oscillation des chocs ; on montre que cette oscillation est intimement liée au mode du screech. De manière à étudier spécifiquement la composante large bande du bruit de choc, diverses techniques de suppression du screech sont ensuite explorées.L’utilisation d’une tuyère crénelée s’est révélée satisfaisante pour l’éliminer de manière non-intrusive et a permis de déduire son influence sur le bruit de choc large bande. Enfin, l’effet du vol sur cette dernière composante est déterminé par l’étude de l’évolution de sa fréquence centrale, de son amplitude et de sa forme spectrale en situation de vol simulé. Une explication des tendances observées est alors proposée à la lumière des résultats aérodynamiques obtenus. / The flight effects on the shock-associated noise components of underexpanded supersonic jets are experimentally studied. To begin with, the jet structure is investigated, with and without simulated flight. To that end, Schlieren visualizations are combined with quantitative measurements of static pressure and velocity, by laser Doppler velocimetry and particle image velocimetry. The investigation focuses on the mean flow and on the properties of the mixing layer turbulence. Then, the effects of flight on the tonal component of shock-associated noise, the so-called screech, are studied. By means of a near field, azimuthal microphone antenna, a detailed analysis of its modal behaviour is proposed. Furthermore, several effects of screech on the jet dynamics are highlighted, like the shock oscillations. It is shown that these oscillations are closely connected to the screech mode. In order to study specifically the broadband component of shock-associated noise, several screech suppression techniques are considered. It is found that a notched nozzle is successful in non-intrusively suppressing it. This device is then used to deduce the screech influence on the broadband shock-associated noise.Finally, some effects of flight on the latter component are pinpointed through the study of the evolutionof its amplitude, peak frequency and spectral shape under flight conditions. The observed tendencies are explained in light of the aerodynamic results obtained.