Cette thèse a pour objectif d'améliorer la compréhension de la dynamique d'une interaction entre une onde de choc droite ou oblique et une couche limite laminaire ou turbulente. En particulier, nous nous sommes intéressés aux mécanismes responsables de l'apparition d'oscillations auto-entretenues basses fréquences. Ce phénomène survient dans de nombreux cas applicatifs comme dans des entrées d'air d'avions supersoniques, autour d'un profil d'aile en régime transsonique et au sein de tuyère en régime de sur-détente. La première partie de ce mémoire traite des différentes études réalisées pour déterminer la phénoménologie de ce type de dynamique. Dans un deuxième temps, nous expliquons la stratégie retenue pour effectuer notre étude qui consiste à développer un outil d'étude des instabilités, adapté à des écoulements turbulents présentant une interaction entre une onde de choc et une couche limite. Le développement d'un outil CFD linéarisé couplé à une méthode de résolution d'un problème aux valeurs propres par une approche dite sans matrice ou de « time-stepping », a permis la réalisation d'une telle étude. Après une étape de validation de notre outil, nous avons étudié des cas d'écoulements présentant une interaction entre une onde de choc et une couche limite. Trois cas en particulier ont été traités. Le premier cas correspond à une interaction entre une onde de choc oblique impactant une couche limite laminaire se développant sur une plaque plane. Ce cas est généralement qualifié dans la littérature de cas de « réflexion de choc ». Nous montrons qu'un tel écoulement est globalement stable et que sa dynamique peut être caractérisée par des mécanismes de réceptivité et par la réponse de l'écoulement vis-à-vis de perturbations extérieures. Les deux autres cas abordés dans ce travail ont été le cas d'un écoulement transsonique autour d'un profil d'aile de type NACA0012 en régime d'entrée en tremblement aérodynamique et un cas de tuyère transsonique plane de type Sajben en régime de sur-détente. Dans le premier cas, l'analyse de stabilité nous permet de mettre en évidence le phénomène de « buffet » sur le profil NACA0012, ce qui montre que le phénomène est lié à une instabilité globale linéaire . Dans le second cas, l'analyse de stabilité ne permet pas d'expliquer le phénomène auto-entretenues basses fréquences, et montre que l'écoulement est linéairement globalement stable. Dans ce cas, la dynamique est convective, transitoire et pilotée par des mécanismes de réceptivité. / The general purpose of this study is to provide a better understanding of the dynamics of an interaction between a shock wave and a laminar or turbulent boundary layer. In particular, we were interested in mechanisms responsible for the emergence of low-frequency self-sustained oscillations. This phenomenon arises in numerous industrial cases as in air inlets of supersonic aircrafts, around a profile of wing in transonic regime and within over-extended nozzle. The first part of this report handles various studies carried out to determine the phenomenology of this kind of dynamics. Secondly, we explain the strategy adopted to make our study which consists in developing a tool of study of the instabilities adapted to turbulent flows including an interaction between a shock wave and a boundary layer. The development of a linearized CFD tool coupled with a method of resolution of a eigenvalue problem by a free-matrix approach ( " time-stepping " approach), allowed the realization of such a study. After a stage of validation of our tool, we studied cases of flows including an interaction between a shock wave and a boundary layer. Three cases in particular were handled. The first case corresponds to an interaction enter an oblique shock wave impacting on a laminar boundary layer developing on a flat plate. This case is generally qualified in the literature of case as " reflected shock wave". We show that such a flow is globally stable and that the dynamics of such a flow behaves as a selective noise amplifier, the dynamic is mainly driven by receptivity mechanisms and by the response of upstream white nose disturbance. Two other cases have been studied on this work, the case of a transonic flow around a profile wing of NACA0012 type around the onset of buffet phenomenon and the case of transonic nozzle of Sajben type on over-extended regime. In the first case, the global stability analysis allows us to highlight the buffet phenomenon of on the profile NACA0012, what shows that the phenomenon is linked to a linear global instability. In the second case, the analysis of stability does not allow to explain the self-sustained low frequencies phenomenon, and shows that the flow is linearly globally stable. In this case, the dynamics is convective, passing and piloted by receptivity mechanisms.

En phase d’approche, le bruit rayonné par l’entrée d’air des turboréacteurs est principalement dû aux interactions entre le rotor et le stator. Cependant les ondes de choc (ou ondes en N) générées par le rotor en régime transsonique peuvent devenir une source de bruit dominante durant le décollage et la montée de l’appareil. L’étude des ondes en N nécessite de se concentrer sur deux processus majeurs : 1) la génération des chocs par un rotor parfait (dont toutes les aubes sont identiques) et par un rotor réel (en tenant compte des irrégularités géométriques des aubes), et 2) la propagation de ces ondes en N à travers la nacelle, produisant du bruit dont le spectre se compose des harmoniques de la fréquence de passage des aubes pour un rotor régulier, et des harmoniques aux fréquences multiples de la rotation du rotor (FMR) pour un rotor irrégulier. Plusieurs approches analytiques et numériques ont été développées durant les 40 dernières années.Cette thèse relate dans un tout premier temps les principales théories de la propagation des ondes de choc ainsi que les modèles majeurs de génération de FMR. Une attention particulière est portée sur les liens entre les équations générales de la mécanique des fluides et ces modèles de propagation non linéaire afin de mettre en évidence les différentes hypothèses formulées dans ces modèles. Dans un deuxième temps, les principales méthodes semi-analytiques de génération et de propagation des chocs seront évaluées et comparées en les appliquant à des configurations de turboréacteurs. En outre, un nouveau modèle de génération de FMR basé sur des considérations géométriques est élaboré par l’intermédiaire d’une campagne d’essais comportant d’une part des mesures de signaux de pression dans la nacelle et d’autre part les mesures des angles de calage des aubes pendant le fonctionnement du moteur. Le deuxième volet de la thèse concerne le développement d’une méthodologie de simulation numérique basée sur l’utilisation du code elsA de l’ONERA en résolvant les équations d’Euler (approche CAA). L’objectif de cette approche est de s’affranchir des limitations des modèles de propagation semi-analytiques et de tenir compte de la géométrie réelle de la nacelle ainsi que d’un écoulement réaliste. Des ondes de choc régulières et irrégulières sont directement injectées dans un plan proche de la soufflante et se propagent en remontant l’écoulement. Ces ondes de choc sont injectées par l’intermédiaire d’une condition limite de non-réflexion qui nécessite d’imposer le champ conservatif. La signature des chocs peut provenir d’un RANS, de mesures ou d’un signal analytique. Étant donné que les mesures ou le signal théorique ne permettent d’obtenir que la pression, une méthode de reconstruction du champ conservatif à partir des variations de pression induites par le choc a été élaborée. Cette méthode d’injection est tout d’abord appliquée à un conduit annulaire infiniment mince et validée par la méthode de propagation semi-analytique de McAlpine & Fisher. Ensuite, les effets de propagation 3D sont étudiés en augmentant l’épaisseur du conduit. Enfin, la méthode CAA est appliquée à des configurations de turboréacteurs modernes et des ondes de choc régulières et irrégulières sont propagées numériquement. Les résultats sont comparés aux solutions RANS ainsi qu’aux mesures disponibles. / Whereas the sound radiated from the inlet of turbofans is mainly due to rotor–stator interactions in approach flight, the shock waves (or N-waves) emitted by the rotor at transonic rotation speeds can be a dominant noise source during takeoff and climb. The study of N-waves needs to take account of two main processes: 1) the generation of N-waves for a perfect rotor (in which all blades are identical) and for a real rotor (considering small geometrical blade dispersion), and 2) the N-wave propagation through the inlet duct producing the blade passing harmonics for a perfect rotor, and the multiple pure tones (harmonics of the rotation frequency) for a real rotor. Several analytical and numerical approaches have been investigated for the past 40 years.This thesis first intends to relate the main propagation theories and to address the foremost MPT generation method hypotheses. The links between fluid dynamics equations and practical non-linear theories currently adopted are emphasized and discussed. In a second step, the main relevant semi-analytical methods are cross-checked by applying them to representative turbofan configurations. Moreover, a novel model of irregular N-wave generation based on geometrical considerations is investigated thanks to test data related to in-duct pressure signatures and blade stagger angle measurements during the engine operation. Then, a second part of the work investigates a numerical strategy based on elsA ONERA code, solving the full Euler’s equations (CAA approach). The objective is to prevent from the limitations of 2D analytical models and to take into account actual inlet geometry and realistic convection flow. Regular and non-regular shock waves are directly injected in a plane close to the fan and propagated through the inlet. These shock waves are injected through a non-reflective boundary condition which requires the conservative field. The initial shock description near the fan is provided either by a RANS computation or by experiment, or else from analytical model. As experiment or analytical signals only provide pressure signatures, a theory is set up to re-built the whole conservative field from the basis of a pressure shockwave. This injection method is firstly applied on an infinitely narrow annular duct and validated through the comparison with the McAlpine & Fisher analytical method. Then, the 3D propagation effects are pointed out by increasing the duct height. Finally, the CAA method is applied on actual intake geometry of modern turbofan demonstrators, and propagation of regular and irregular shock-waves are simulated. The numerical results are compared to RANS solutions and to available measurements.