Le champ proche des jets est une zone où cohabitent des contributions de pression de nature hydrodynamique et acoustique. Leurs caractéristiques sont méconnues, conduisant à une définition controversée des frontières de cette région ainsi qu'à l'impossibilité d'y prédire les niveaux de pression effectivement rencontrés. Cette zone présente un fort intérêt pour l'étude de la dynamique du jet ainsi que pour celle du rôle que peuvent jouer les structures cohérentes dans les mécanismes de génération de bruit aéroacoustique. L'étude présentée ici porte sur un jet subsonique, de nombre de Mach Mj=0,3, et un jet supersonique, Mj=1,4. Elle s'appuie sur des mesures acoustiques en champs proche et lointain ainsi que des mesures de pression champ proche synchrones à des mesures de vitesse dans l'écoulement par vélocimétrie laser à effet Doppler (LDV). Une interaction forte entre les deux contributions de pression est mise en évidence par des pertes de cohérence importantes. Ce phénomène, dont un modèle est proposé, permet de définir précisément la frontière du champ proche par le produit du nombre d'onde et de la position radiale kr=1,3. L'analyse par décomposition orthogonale aux valeurs propres (POD), sur la base de laquelle est également proposée une méthode de normalisation des données, montre le caractère très cohérent du champ de pression proche à basse fréquence ainsi que l'importance de la prise en compte des contributions azimutales. Une séparation des contributions hydrodynamique et acoustique de pression est obtenue grâce à un filtrage POD. La champ de pression instantanée est déterminé sur une surface entourant le jet grâce à une extension au domaine spectral de l'estimation stochastique linéaire (LSE). Ces données sont utilisées pour estimer le rayonnement acoustique du jet par une formulation intégrale de Kirchhoff ainsi que pour extraire la structuration tridimensionnelle de l'écoulement.

Le présent travail s'inscrit dans le cadre d'une collaboration entre le Laboratoire de Mécanique des Fluides et d'Acoustique à l'École Centrale de Lyon (LMFA-ECL), Turbomeca et l'ONERA. Le sujet de recherche porte sur l'interaction rouet-diffuseur et sur l'entrée en régime de pompage d'un étage de compresseur centrifuge transsonique à fort taux de compression étudié à vitesse de rotation de croisière (0,927Nn). L'alimentation des analyses est réalisée par trois méthodes de mesures et deux types de simulations numériques. Le module d'essai est installé sur le banc d'essai 1 MW du LMFA. La caractérisation expérimentale du compresseur TM est réalisée par le biais de mesures de pression et température auxquelles sont adjointes des mesures du débit et de la vitesse de rotation de la roue mobile. La description de l'écoulement interne au compresseur s'appuie sur les résultats de sondages par Anémométrie Laser à effet Doppler (LDA) et de mesures de pression à haute fréquence. Les simulations numériques sont réalisées par l'intermédiaire du code de calcul elsA développé par l'ONERA, qui permet de résoudre le système d'équations de Navier-Stokes couplé à un modèle de turbulence k-l de Smith. Deux modélisations de l'interaction rouet-diffuseur permettent de générer des champs aérodynamiques stationnaires (modèle plan de mélange) et instationnaires (modèle chorochronique). La comparaison entre les données expérimentales et numériques est très satisfaisante et permet alors de profiter pleinement de la richesse des informations numériques. L'examen détaillé de l'écoulement interne au rouet pour trois points de fonctionnement (à débit bloqué, à rendement maximum et à proximité du pompage) révèle que, du blocage vers le pompage, l'évolution de l'intensité et de la taille du tourbillon de jeu est le point de départ d'un enchaînement de mécanismes conduisant à la dilatation du sillage de la structure jet-sillage. Pour l'écoulement en amont du diffuseur, ceci ce traduit en moyenne temporelle par une augmentation de l'incidence principalement au voisinage du moyeu. L'onde de choc en amont des aubes du diffuseur remonte à mesure que le débit du compresseur diminue. La trajectoire de l'écoulement principal bascule du côté de la face en dépression vers le côté de la face en pression du canal inter-aubes du diffuseur. La cartographie des nombreux décollements de couches limites est également modifiée à l'approche du pompage. Les structures instationnaires majeures sont produites par l'interaction de l'onde de choc en amont des aubes du diffuseur avec les pales du rouet. Des ondes de pression progressives et des poches à faible nombre de Mach sont ainsi générées. Les ondes pression impriment d'intenses fluctuations au champ de vitesse qui favorisent le processus de mélange. En conséquence, les couches limites sont plus robustes vis-à-vis des décollements (en moyenne temporelle). Le défilement instationnaire des poches à faible nombre de Mach engendre une dissymétrie marquée des conditions d'alimentation du diffuseur dans la direction azimutale. Au cours du changement de point de fonctionnement en allant du débit bloqué vers le pompage, les ondes de pression se renforcent et la taille des poches à faible nombre de Mach diminue. De ce fait, les conditions sont plutôt favorables à retarder l'entrée en pompage du compresseur qui est localement initié en amont du diffuseur aubé. Le pompage du compresseur est provoqué par un changement rapide de la structure supersonique de l'écoulement en entrée de diffuseur qui est alors déstabilisée par les fluctuations de pression des ondes progressives. / The present work is in line with a collaboration between the Laboratoire de Mécanique des Fluides et d'Acoustique at École Centrale de Lyon (LMFA-ECL), Turbomeca and ONERA. The subject is focused on impeller-diffuser interaction and phenomena occurring during surge ignition of a transonic centrifugal stage with high-compression ratio at cruise rotation speed (0,927Nn). The analysed data come from three measurement devices and two kinds of numerical simulations. The 1MW LMFA-ECL test rig was used for carrying out the experiments on the centrifugal compressor stage. The global performances were obtained by pressure, temperature, mass flow rate and rotation speed measurements. The internal flow field properties were probed by Laser Doppler Anemometry (LDA) and high frequency pressure measurements. The computations were performed with the elsA software developed at ONERA. The code solves the compressible Reynolds Averaged Navier-Stokes equations associated with the two-equations (k-l) turbulence model of Smith. Two models of impeller-diffuser interaction were used to simulate the flow within the compressor. The first model is based on the Averaged Passage equations, gives a stationary description of the internal flow fields. The second model is based on the phase lagged approach and allows access to the unsteady phenomena. A good agreement between experiments and simulations was obtained, which justifies the use of the CFD results for the flow field analysis. Analysis of the flow development within the impeller were carried out for three operating points (choke, peak efficiency and close to surge). This study shows that, from choke to near surge, the development of the tip clearance vortex is the starting point of a sequence of physical mechanisms which lead to an extend of the wake of the jet-wake structure. The change in flow field at impeller exit tends to increase the upstream incidence of the vaned diffuser, especially close to the hub. The vane bow shock wave progresses in the impeller passages when the operating point moves from choke to near surge. The location of the main flow moves from suction side to pressure side of the vaned diffuser passage. The topology of the boundary layer separations within the diffuser passage is deeply affected when approaching surge. The main unsteady structures are generated by the interaction between the bow shock wave and the impeller blades. Progressive pressure waves and low Mach number flow bubbles are generated by this locally time-spaced interaction phenomenon. The pressure waves lead to strong fluctuations of the velocity field. As a consequence, the boundary layer becomes more resistant in relation to the separations (in term of time-averaged point of view). In time-averaged point of view, the low Mach number flow bubbles lead to inhomogeneous conditions at the vaned diffuser inlet along the azimuthal direction . From choke to near surge operating point, the strength of the pressure wave increases whereas the size of the low Mach number flow bubbles decreases. These conditions are quite favourable to push back the surge limit which is locally initiated in the inlet part of the vaned diffuser. The surge of the compressor is produced by a rapid change in supersonic flow structure at diffuser inlet. The pressure fluctuations due to the progressive waves lead to destabilise the new supersonic flow configuration and degenerate in the global instability of the compressor flow.

Le travail mené dans le cadre de cette thèse porte sur l’étude expérimentale et numérique de l’écoulement au sein d’un éjecteur supersonique. Le régime d’écoulement qui s’installe dans ces appareils est très complexe du fait des phénomènes physiques qui les caractérisent comme la turbulence et les ondes de choc. Les méthodes expérimentales utilisées sont la mesure de la pression le long de l’axe de l’éjecteur `a l’aide d’une sonde développée à cet effet, la visualisation de l’écoulement par tomographie laser et la mesure de vitesse par PIV. Les simulations numériques sont réalisées à l’aide du code Ansys-Fluent en 2D axisymétrique et en 3D. Dans un premier temps, une étude de sensibilité du modèle numérique portant sur les paramètres de simulations et les modèles de turbulence est menée sur l’éjecteur fonctionnant sans flux induit. La validation des simulations repose sur une comparaison des résultats numériques avec des mesures de vitesse par PIV. Un modèle 3D s’est avéré incontournable pour l’étude de l’écoulement dans l’éjecteur avec flux induit à cause de sa géométrie complexe. Les outils expérimentaux et numériques développés permettent d’analyser finement l’interaction des flux moteur et induit, en particulier les processus de recompression par chocs obliques et de mélange. Une tentative de modélisation par LES des instabilités de l’écoulement détectées expérimentalement est également abordée. / The work reported in this thesis relates to the experimental and numerical studies of the flow within a supersonic ejector. The flow pattern which occurs in these apparatuses is very complex because of the flow phenomena encountered like flow turbulence and shock waves. The experimental methods used are the measurement of the pressure along the axis of the ejector using a specific probe developed for this purpose, the flow visualization by laser tomography and the velocity measurement by PIV. The numerical simulations are carried out using the Ansys-Fluent code with 2D axisymmetric and 3D models. First, a study of sensitivity to the numerical parameters of simulation and to the turbulence models is carried out on the ejector operating without induced flow. The validation of the simulations is achieved by a comparison between the numerical results and velocity measurements by PIV. A 3D model is necessary for the simulation of the flow in the ejector operating with induced flow because of the complex ejector geometry. The experimental techniques and the numericalmodels developed make it possible to analyze the interaction of the primary and secondary flows, in particular the process of recompression by oblique shocks and the mixing process. An attempt at modeling by LES simulation the flow instabilities detected during experiments is also approached.

The aim of this PhD work is to elaborate using plasma spraying fine, dense, crack-free coatings of Yttria Stabilized Zirconia (YSZ) for SOFCs electrolyte. The experimental approach has been based on the increase velocities of particles in a molten state upon impact using three plasma spraying processes (Arc plasma spraying, vacuum plasma spraying and supersonic inductive plasma spraying) and powder with a fine granulometry (-25+5[micro]m). In-flight particles and lamellaes characterisations were carried out to study their influence onto deposit microstructure and the influence of the latter one on their porosity and ionic conductivity. Two kinds of microstructure function of spraying process were obtained thanks to the increase of particle velocities upon impact. Those specific microstructures lead to the increase of the number of good interlamellar contacts that allows benefiting ionic conductivity. So, in future, it will be possible to elaborate all the stack (anode-electrolyte-cathode) with the same plasma spraying process.

Analyse et simulation numérique d'écoulements supersoniques réactifs. Étude de la stabilisation d'une flamme par effet Mach au sein d'un écoulement air-hydrogène prémélangé bidimensionnel. Analyse phénoménologique des conditions d'allumage et de stabilisation d'une flamme à l'aval d'un système stationnaire d'ondes de choc ; cette analyse montre qu'il faut tenir compte de la réaction chimique dans la structure considérée. Exploration de méthodes de résolution des équations de la cinétique chimique complexe explosive air-hydrogène ; analyse de la stabilité de ces méthodes.

Afin d'atteindre leur cible, les projectiles guidés d'artillerie nécessitent d'être dotés d'un dispositif de pilotage. Des surfaces de contrôle déployables et orientables sont donc nécessaires. Toutefois, le montage de gouvernes ajustables sur une ogive est une tâche mécaniquement ardue. En effet, lors du tir effectué par canon, l'équipement de bord subit une accélération significative, ce qui implique que des liaisons mécaniques particulièrement robustes doivent être conçues entre les ailettes et le corps. Cette technologie est bien maîtrisée lorsqu'elle est employée sur des projectiles de gros calibre, mais devient bien plus compliquée quand elle doit être adaptée pour être intégrée dans des petits ou moyens calibres. Néanmoins, dans des conditions de vol supersonique, des ondes de choc qui interagissent avec des surfaces solides sont susceptibles de considérablement modifier la distribution de pression. Ce principe a permis d'imaginer une méthode alternative de pilotage de projectiles supersoniques en exploitant des ondes de choc générées au moyen de petites perturbations créées à partir d'un micro-actionneur de forme cylindrique, aussi appelé micro-plot. Comme les forces de portance exercée sur un corps sont essentiellement dues à une pression appliquée sur de grandes surfaces, il a été choisi de se baser sur une configuration stabilisée par empennage. En vue de simplifier l'étude, le travail a été effectué sur un projectile académique de référence bien connu appelé le Basic Finner.Des expériences ont tout d'abord été effectuées dans la soufflerie supersonique de l'ISL sur une plaque plane comportant un plot et deux ailettes verticales. Ces mesures ont permis de valider la capacité de simulations numériques stationnaires RANS à prédire à la fois la distribution pariétale de la pression que génère un tel actionneur et le champ de vitesse de l'écoulement dans son voisinage. Les distributions de pression et de vitesse ont été mesurées en utilisant des méthodes optiques appelés Pressure Sensitive Paints (PSP) et Particle Image Velocimetry (PIV) afin d'être comparés avec les résultats de la CFD. Une étude paramétrique a ensuite été menée en se basant exclusivement sur ces simulations RANS. Ces calculs ont permis de déterminer l'emplacement optimal pour lequel le plot est le plus efficace sur toute l'enveloppe de vol du projectile. A partir de cette position optimale, deux configurations spécifiques ne générant aucun moment de roulis ont été étudiées numériquement et comparés en termes d'efficacité. En utilisant les coefficients aérodynamiques résultants de ce travail, des simulations de trajectoires à 6 degrés de liberté (6-DOF) ont été réalisées avec le code de BALCO (OTAN). Celles-ci ont permis de déterminer la déviation potentielle qui peut être obtenue sur une des deux configurations retenues en employant un tel micro-actionneur. Ces simulations 6-DOF ainsi que l'effet de du plot sur le projectile ont enfin été validés lors d'une campagne d'essai en vol libre qui a eu lieu sur le champ de tir de l'ISL. / In order to reach their target, guided artillery projectiles need some steering capability. Folding and adjustable control surfaces are thus necessary. However, mounting adjustable rudders on a shell is a difficult task, mechanically speaking. Indeed, during the gun launch, the onboard equipment undergoes significant acceleration so that robust mechanical joints have to be designed between the rudders and the body. This technique performs very well on large-caliber projectiles, but becomes more complicated when it has to be embedded in small- or medium-caliber ones. Nevertheless, under supersonic flight conditions, shock waves interacting with solid surfaces are likely to strongly modify the pressure distribution. This principle made it possible to imagine a way of steering small-caliber vehicles using shock waves generated by means of small disturbances created by a cylindrical-shaped micro-actuator, also called micro-pin. As lift forces exerted on a body are mainly due to the pressure applied to large surfaces, a finned configuration has been chosen. To simplify the study, the work has been conducted on the Basic Finner, a well known academic reference projectile.Experiments were first performed in the ISL supersonic wind tunnel on a flat plate on which a pin and two vertical projectile-like fins were mounted in order to validate the capability of steady RANS numerical simulations to predict both the pressure footprint of such an actuator and the flow velocity in its vicinity. Pressure and velocity distributions have been measured by using optical methods called Pressure-Sensitive Paint (PSP) and Particle Image Velocimetry (PIV) in order to be compared with the calculation results. A parametric study was then conducted with these RANS simulations so that the optimum location for which the pin is the most effective over the complete flight envelope of the projectile could be determined. Using this optimum position two specific no-roll momentum configurations were studied numerically and compared in terms of effectiveness. By using the aerodynamic coefficients resulting from this work, 6-Degree-Of-Freedom (6-DOF) trajectory simulations were performed with the NATO BALCO code on one of these configurations in order to determine the potential deviation which can be obtained with such an actuator. These 6-DOF simulations as well as the pin effect on the projectile could finally be validated during a free-flight campaign that took place at the ISL open-range testing site.

Cette thèse traite de la réalisation d'un jet supersonique d'atomes de sodium, et de l'excitation des ces atomes dans un état de Rydberg en vue de les ralentir en utilisant l'interaction des forts moments dipolaires de ces états avec un champ électrique inhomogène dépendant du temps. Le jet supersonique d'atomes de sodium est produit par ablation laser et caractérisé par fluorescence induite par laser (T∥ ∼5 K et T⊥ ∼1 K). Les atomes sont excités optiquement dans un état de Rydberg. Des transitions Landau-Zener ont été mises en évidence pour des paires d'atomes de Rydberg évoluant dans des gradients de champ électrique dépendant du temps. L'interaction dipôle-dipôle entre les atomes de Rydberg plus proches voisins induit le changement d'état interne de la paire d'atomes. Nous proposons également un prototype de décélérateur Stark pour manipuler la vitesse des atomes de Rydberg du jet : avec ce dernier, il doit être possible de retirer environs 50 cm−1 à l'énergie cinétique des atomes de sodium. Cette thèse a été réalisée en collaboration avec l'Université de Hanovre. Ces travaux ont concerné la photodissociation au seuil de molécules de dioxyde de soufre refroidies dans une expansion supersonique et ralentie avec un décélérateur Stark. Le but est de produire des atomes d'oxygène froid avec peu d'énergie cinétique afin de les piéger.

La diffusion collective de la lumière est un moyen d'observation des gaz turbulents. Un laser éclaire le volume étudié. Le champ diffusé par les molécules du gaz est détecté, sous un angle proche de la direction de propagation avant. L'information recueillie est proportionnelle à la transformée de Fourier spatiale de la densité du gaz, sur le volume d'observation, suivant le vecteur d'onde de diffusion. La détection hétérodyne permet d'avoir accès au module et à la phase de ce signal complexe.<br /> L'effet Doppler implique qu'il est possible de mesurer la vitesse de l'écoulement: à travers le spectre du signal, on retrouve, sous certaines conditions, la distribution de probabilité de la vitesse moyenne sur le volume observé. De manière instantanée, on a étudié la dérivée de la phase du signal pour déterminer sous quelles conditions, cette dérivée approche la vitesse instantanée moyenne sur le volume. L'évolution temporelle de la vitesse moyenne sur le volume est alors connue. Son spectre peut être calculé. Un coefficient de diffusion turbulente peut être établi. Les expériences liées à cette étude, ont été faites sur une couche de mélange supersonique, dans la soufflerie S150 du LÉA de Poitiers.<br /> La diffusion a aussi la propriété de sélectionner une longueur d'onde, donc une échelle du milieu observé. Cette information est présente dans le module du signal. Un dispositif permettant d'observer simultanément deux diffusions à des échelles différentes a été monté. L'expérience a porté sur un jet à symétrie axiale. L'étude des auto- et intercorrélations entre signaux à échelles différentes laisse apparaitre deux échelles de temps distinctes: un temps court, visible uniquement sur l'autocorrélation, propre à l'échelle observée, et un temps plus long, observable dans tous les cas. Ce dernier ne dépend que de l'échelle de production et de la vitesse moyenne. On a montré que ce temps long est propre aux grandes structures de la turbulence.

Une étude expérimentale a été effectuée sur une configuration d'interaction à Mach 2.3 entre un choc incident et une couche limite turbulente (réflexion de choc oblique sur paroi plane) engendrant un décollement suivi d'un recollement, en vue de comprendre les phénomènes physiques mis en jeu dans ce type d'interaction : apparition et entretien de basses fréquences. Pour cela, l'organisation spatiale et temporelle de cet écoulement a été examinée pour différents angles de déflexion du générateur de choc (de 7 à 9.5°). Les données en paroi ou en champ en un ou plusieurs points proviennent de mesures effectuées à l'aide de capteurs de pression ou par anémométrie à fil chaud. L'analyse de ces données a permis de caractériser les différentes zones : le choc réfléchi instationnaire est animé d'un mouvement basse fréquence, avec des longueurs d'excursion variant d'une à deux fois l'épaisseur de couche limite initiale, cette longueur s'atténuant à l'extérieur de la couche. La construction d'une fréquence adimensionnelle associée aux oscillations basses fréquences du choc réfléchi (nombre de Strouhal) a permis de regrouper l'ensemble des résultats ainsi que ceux obtenus dans la littérature pour d'autres configurations d'interaction. Le décollement présente de grandes similitudes avec les décollements subsoniques, avec toutefois certaines spécificités propres à la compressibilité de notre écoulement. L'étude des connexions entre le choc réfléchi instationnaire et le décollement ont permis de revisiter les mécanismes proposés dans des configurations d'interaction différentes qui expliquent la nature de ces liaisons. Par ailleurs, l'organisation transversale du décollement a été explorée à l'aide de mesures effectuées par Vélocimétrie par Images de Particules (PIV) et a mis en évidence, pour les décollements les plus intenses, deux tourbillons contra-rotatifs de type trombe se développant au cœur de la zone de recirculation et dont les fréquences de rotation moyennes déterminées en paroi sont voisines de celles du choc réfléchi.

L'étude des écoulements turbulents supersoniques par Vélocimétrie Laser Doppler soulève de nombreuses difficultés spécifiques. Les fréquences élevées des fluctuations de vitesse posent notamment le problème de l'inertie des particules, aggravé par la basse densité de fluide. Dans le montage bidimensionnel, le processus de validation des signaux dépend fortement de la direction de la vitesse instantanée mesurée. Ces phénomènes dont les conséquences ont été mises en évidence dans les mesures sont largement étudiées et commentés. Nous avons développé et parfois optimisé le traitement statistique des données bidimensionnelles. Le traitement de l'intervalle de temps séparant les acquisitions laisse déjà entrevoir les difficultés majeures qui s'opposent à une exploitation systématique de cette donnée temporelle.