Résumé: Dans un turboréacteur civil à haut taux de dilution, l'étage de soufflante contribue significativement au rayonnement acoustique d'un avion en phase d'approche. La problématique de ce projet de recherche s'inscrit dans le cadre de l'amélioration des méthodes de prédiction du bruit tonal et large bande créé par l'interaction rotor-stator d'un étage de soufflante, afin de fournir des outils pour une conception silencieuse des avions. Une étude bibliographique conduit à choisir deux approches pour la prédiction du bruit de soufflante. D'une part, les modèles analytiques prenant en compte l'effet de grille sont adaptés à des études paramétriques dans un contexte industriel, mais font appel à plusieurs hypothèses simplificatrices. D'autre part, les méthodes numériques permettent de considérer des configurations réalistes au prix d'efforts de calculs importants. Les objectifs originaux consistent donc à évaluer des modèles avec effets de grille, à proposer des améliorations afin de les rendre plus fiables et à développer une nouvelle méthode numérique pour le bruit de turbomachine. Celle-ci repose sur des simulations aérodynamiques compressibles instationnaires dans lesquelles les sources acoustiques sont directement calculées puis rayonnées à l'aide d'une analogie acoustique. Dans le cadre du bruit tonal, des simulations instationnaires d'écoulement par la méthode des équations de Navier-Stokes moyennées (UftANS) sont réalisées sur des configurations simplifiées d'étages rotor-stator et sur un compresseur axial réaliste. Les sources acous-tiques déterministes créées par l'interaction des sillages moyens du rotor avec les aubes du stator sont correctement résolues, permettant l'application de la méthode numérique. Un modèle de grille est amélioré afin de prendre en compte une décomposition plus fine de l'excitation ainsi que les effets de cambrure de l'aube dans la prédiction des sources. Ces améliorations sont validées par comparaisons avec les résultats de la méthode numérique. Cette dernière s'avère très efficace pour la prédiction du bruit tonal lorsque les sources sont réparties sur la cambrure réelle des aubes puisque les effets pleinement 3D de la réponse du stator et de la géométrie des aubes sont inclus. Concernant le bruit à large bande, trois modèles avec effets de grilles sont évalués sur deux cas tests réalistes. L'effet de grille est significatif pour des stators avec recouvrement, à la fois sur les sources et sur la puissance rayonnée sur toute la bande de fréquences. De plus, un modèle avec une réponse de grille tridimensionnelle et une analogie acoustique en conduit fournit les meilleurs résultats relativement aux mesures. Par ailleurs, une simulation aux grandes échelles (LES) est effectuée sur le compresseur axial. L'interaction des sillages turbulents du rotor avec les aubes est correctement résolue et crée les sources acoustiques à large bande. La LES permet une meilleure compréhension des phénomènes physiques en vue d'une amélioration des modèles analytiques. Enfin, l'application de la méthode numérique fournit les spectres de puissances acoustiques et s'avère prometteuse.||Abstract: In a modern high bypass ratio turbofan engine, the fan stage significantly contributes to the acoustic energy radiated by an aircraft at approach conditions. This research project takes place in the framework of improving prediction methods for tonal and broadband noise created by the rotor-stator interaction in a fan stage in order to provide tools for quieter designs of aircrafts. A literature review leads to the choice of two approaches for the fan noise prediction. On the one hand, analytical models taking into account cascade effects are designed for parametrical studies in an industrial context although they use several simplifying hypotheses. On the other hand, numerical methods allow considering realistic configurations but are computationally demanding. Thus the original objectives of this work consist in evaluating cascade based acoustic models, in proposing modifications to improve their reliability, and in developing a new numerical method for turbomachinery noise. The latter is based on unsteady compressible aerodynamic simulations to directly compute acoustic sources that are then radiated with an acoustic analogy. For tonal noise studies, unsteady flow simulations using Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations (URANS) are performed on simplified rotor-stator configurations as well as on a realistic axial compressor stage. The deterministic acoustic sources created by the rotor wake interaction with the downstream stator vanes are correctly resolved, allowing the application of the numerical method. A cascade analytical model is improved in order to introduce a better decomposition of the excitation as well as vane camber effects in the acoustic sources prediction. These improvements are validated by comparisons with the results of the numerical method. The vane thickness is also seen to have a second order effect. Finally the developed numerical method is shown to be very efficient for tonal noise prediction with a distribution of sources following the mean vane camber line since the fully 3D effects of the stator response and of the vane geometry are included. In the broadband noise context, three cascade based analytical models are evaluated and compared to an isolated airfoil model on two realistic test cases. Cascade effects are found to play a major role both on the acoustic sources and on the acoustic power over the frquency band for overlapping vanes. A model including a tri-dimensional cascade response as well as an acoustic analogy within an annular duct provides the best results compared to measurements. Moreover a Large-Eddy Simulation (LES) is performed on the axial compressor. The turbulent rotor wakes interaction with the downstream stator vanes is correctly resolved and creates broadband acoustic sources. The LES allows a better understanding of physical phenomena in order to improve analytical models. Finally the application of the numerical method provides the acoustic power spectra radiated within the duct and appears to be promising.

Les récents progrès des microtechnologies permettent le développement de drones d'envergure inférieure à 15 cm, susceptibles de réaliser des missions d'observation ou d'intervention en milieu risqué. La possibilité de vol en présence d'obstacles ou en espace fermé nécessite une grande agilité à basse vitesse et des capacités de déplacement silencieux, pour lesquelles un concept à ailes battantes – inspiré du vol des insectes et du colibri – semble être le plus prometteur. Dans le cadre de cette thèse, nous avons donc développé un modèle de simulation de type mécanique du vol d'un tel engin, à partir de résultats antérieurs concernant l'aérodynamique du vol des insectes. Nous avons ensuite déterminé les cinématiques de battement optimales à l'aide d'algorithmes heuristiques, avant de chercher à commander en boucle fermée ce système non linéaire naturellement instable. Une technique inspirée du backstepping a permis d'obtenir de très bonnes performances, en statique comme en dynamique.

Les ventilateurs centrifuges à action dits « à cage d'écureuil » sont largement utilisés dans diverses applications. Ces machines sont caractérisées par des écoulements complexes fortement décollés et présentent des rendements aérodynamiques assez médiocres. Cette thèse concerne la prédiction numérique, la mise en oeuvre et l'analyse expérimentale du comportement aérodynamique instationnaire et aéroacoustique des ventilateurs centrifuges à action. Les travaux réalisés ont consisté en la simulation numérique des écoulements internes fortement tridimensionnels observés dans ces ventilateurs. Ces simulations numériques de type URANS effectuées sur différents débits de fonctionnement ont été validées expérimentalement. La validation expérimentale a concerné les grandeurs globales de l'écoulement (performances aérodynamiques), les grandeurs locales (fluctuations de pression pariétale) et les grandeurs acoustiques obtenues en champ libre et lointain. D'autre part, les essais expérimentaux ont contribué à valider une récente modélisation de la turbulence basée sur l'approche SAS. Outre la validation des modèles numériques utilisés dans les simulations, l'étude expérimentale couplée à d'autres calculs numériques appliqués à plusieurs prototypes de ventilateurs a permis de contribuer à l'optimisation des performances aérodynamiques et aéroacoustiques de ce type de machine. Ainsi, d'une géométrie à une autre, l'influence d'un certain nombre de paramètres géométriques constructifs a été évaluée.

Cette étude s'inscrit dans le domaine des moteurs à doublets d'hélices contrarotatives, aussi appelés open rotors. Elle a porté sur le développement des méthodologies à coût modéré pour la simulation aérodynamique des open rotors. Elle avait pour objectif, d'un côté, la mise en place et la validation de ces méthodologies rapides ; et d'un autre côté, l'approfondissement de la compréhension de l'origine des efforts dans le plan hélice, aussi appelés les efforts 1P. Pour le premier des objectifs, le code HOST-MINT, basé sur la méthode de la ligne portante a été adapté et amélioré pour la simulation de l'aérodynamique instationnaire des hélices et des open rotors. Des validations ont été réalisées avec succès par comparaison avec des données expérimentales et des simulations CFD plus avancées. Cette étude a ainsi ouvert des nombreuses perspectives d'application de ce type de méthodologies rapides dans la conception aérodynamique des futurs open rotors. En outre, cette méthode s'est révélée aussi adaptée pour d'autres domaines autour de l'aérodynamique, comme par exemple, pour les problèmes d'aéroélasticité ou pour les prédictions aéroacoustiques préliminaires. / This study is devoted to the development of moderate-cost methodologies for the aerodynamic simulation of open rotors. The main goals are, on one side, to develop and validate these rapid methodologies, and, on the other side, to better understand the mechanisms behind propeller in-plane loads, also called the 1P loads. To reach the first goal, the HOST-MINT code, based on the lifting-line theory, has been adapted and improved for the unsteady simulation of propellers and open rotors. The code has been assessed by comparison with experimental data and more complex and precise CFD simulations. Finally, the first developments and tests of a Lagrangian/Eulerian coupling strategy between HOST-MINT and the elsA CFD code have been performed. These studies enable to endeavor a number of applications of this type of rapid methodologies in the aerodynamic design of future open rotors. Moreover, these methodologies may be adapted for other domains linked to aerodynamics, such as aeroelastic problems or preliminary aeroacoustic predictions.

L’introduction de fuselages et de pales de plus en plus légers durant le développement des nouveaux hélicoptères, combinée à une puissance disponible augmentée peut donner lieu à des couplages rotor/structure d’un nouveau genre. Ces instabilités complexes apparaissent à des fréquences plus élevées que les couplages connus et étudiés tels que les résonances sol et air, et impliquent des modes de pale souple, des modes de structure, et des phénomènes aérodynamiques. Des codes de calcul multi-corps aéromécaniques tels que HOST sont capables de déterminer la stabilité de l’hélicoptère, mais sont difficilement modifiables et manipulables. Des modèles analytiques existent également pour les instabilités maîtrisées citées précédemment, mais n’ont pas les capacités de modélisation nécessaires à la prédiction de ces couplages haute fréquence. Ce travail de thèse se concentre sur le développement d’un modèle semi-analytique, capable de prédire la stabilité de l’hélicoptère vis-à-vis de ces phénomènes. Cette approche est différente de l’approche multi-corps et a un double avantage car elle permet des études paramétriques rapides et une analyse terme à terme des équations de la dynamique de l’hélicoptère. Ce modèle a été validé à l’aide de HOST et le mécanisme de l'instabilité a été détaillé. Enfin, l’influence des paramètres de rotor, de structure, et de vol a été évaluée et les considérations architecturales pour éviter l'apparition de tels phénomènes sont présentées. / The introduction of lightweight fuselages and blades during new developments, combined with an increased available power, may lead to the triggering of a new kind of rotor/structure coupling. These complex instabilities appear at higher frequencies than known and studied couplings, such as ground and air resonance, and involve elastic blade modes, structure modes, and aerodynamic phenomena. Comprehensive analysis codes, like HOST, are able to determine the helicopter stability but can hardly be tweaked and handled. Rotor/structure coupling analytical models also exist for ground and air resonance, but do not have the modeling capabilities required to predict these high frequency couplings. This research work focuses on the development of a semi-analytical model, able to predict the helicopter stability with respect to these phenomena. This approach has a two-fold advantage since fast parametric studies can be carried out and a term-by-term analysis of the helicopter stability equations can be performed. This model has been validated with HOST and the triggering mechanism has been detailed. Finally, the influence of rotor, structure, and flight parameters has been evaluated and architectural considerations to avoid the appearance of such couplings are presented.

Bien que les méthodes de calcul peuvent donner de bons résultats, ils ne sont généralement pas en accord avec exactement les données d'essais en vol en raison des incertitudes dans les modelé de calcul de structure et aérodynamiques. Une méthode efficace est nécessaire pour la mise à jour des modelé aeroelastiques en utilisant les données d'essais en vol, les données d'essais de vibration au sol ( GVT ) et les données de soufflerie. Tout d'abord tous les développements ont été valides sur une section de l'aile 2D et sur un modèle 3D simple et après l'approche POD a été applique= a une configuration industrielle (modèle de soufflerie aile-fuselage et modèle d' avions complète). / Although computational methods can provide good results, they usually do not agree exactly with the flight test data due to uncertainties in structural and aerodynamic computational models. An effective method is required for updating computational aeroelastic models using the flight test data along with Ground Vibration Test (GVT) data and wind tunnel data. Firstly all developments have been validated on a 2D wing section and on a simple 3D model and after the POD approach has been applied to an industrial configuration (wing-fuselage wind tunnel model and complete aircraft model).

Les constructeurs aéronautiques envisagent les systèmes de propulsion à hélices contra rotatives comme une alternative aux turboréacteurs, afin de réduire la consommation de carburant et les émissions des gaz à effet de serre. En raison de l’absence de carénage, la réduction du bruit engendrée par de tels systèmes représente un enjeu majeur pour les industriels. En particulier, le bruit de raies dû à l’impact des sillages de l’hélice amont sur l’hélice aval constitue une part significative de l’émission acoustique. Le travail présenté dans cette thèse a abouti à une méthode semi-analytique de prédiction de ce bruit d’interaction, intégrant de façon relativement réaliste les effets tridimensionnels des sillages de l’hélice amont et de la géométrie des pales de l’hélice aval. L’espace balayé par une pale est décomposé en tranches annulaires, déroulées pour décrire localement l’interaction en coordonnées cartésiennes. Le segment de pale obtenu est approché par un trapèze plat de forme et d’orientation quelconques. Une double stratégie est proposée pour la description du sillage. Premièrement, il peut être décrit par un modèle analytique tenant compte du vrillage et de l’expansion avec la distance au bord de fuite. Deuxièmement, il peut être post-traité à partir des calculs numériques. Ensuite, dans chaque tranche le déficit de vitesse ressenti par le segment de pale fait l’objet d’une décomposition de Fourier à deux nombres d’onde. Le calcul de la réponse aérodynamique instationnaire du segment est fait dans le domaine fréquentiel. Il étend des solutions analytiques existantes valables pour un segment rectangulaire, et prend en compte la compressibilité du fluide et la non-compacité des pales. On restitue ainsi les effets de la flèche, du vrillage et de la variation de la corde en envergure. Les fluctuations de portance induites sur les différents segments, obtenues par le calcul, sont utilisées pour construire une répartition de sources acoustiques équivalentes sur la surface réelle des pales, au sens de l’analogie acoustique. Le bruit en champ lointain est alors calculé en utilisant le formalisme de Ffowcs Williams & Hawkings, adapté au cas d’un dipôle tournant dans un écoulement uniforme. La méthodologie proposée a été implémentée dans l’outil ORION et évaluée avec des résultats numériques et des mesures en soufflerie. / Counter-rotating open rotors are seen as a possible alternative to turbofan engines for future subsonic aircraft propulsion, essentially for their higher fuel-efficiency. This technology leads to fuel saving sand to reduced green-house gas emissions. However, these benefits are balanced by some inherent draw-backs, as the increased noise radiation. Particularly, the tonal noise produced by the impingement of the wakes issuing from the front rotor onto the rear-rotor blades is recognized as a major contributor to the emitted noise. The research presented in this thesis led to a semi-analytical methodology to predict the rotor-rotor interaction tonal noise, including three-dimensional features of both rear-rotor blades and front-rotor wakes. The space is cut into annular regions, subsequently unwrapped for formulating the problem in equivalent Cartesian coordinates. Also, the obtained blade segments are assimilated as a set of flat trapezoids with arbitrary orientation, accounting for blade sweep and chord variations in the span wise direction. A double strategy is proposed for the description of front-rotor wakes. First, an analytical model is proposed in which wake direction and diffusion are deduced from the blade stagger angle and axial distance between the rotors. Secondly, a strategy for post-processing numerical wakes is presented. In both cases, the oncoming excitation is expanded in a series of sinusoidal gusts with two aerodynamic wavenumber components. Using this information the unsteady loading on the rear-rotor blades is obtained, in the frequency domain, from an extension of Amiet’s theory for gust-air foil interaction to account for air foil sweep and chord variations, flow compressibility and source non-compactness. The obtained noise source is back-projected on the blade mean-camber surface. An extended far-field formulation is then used to predict the noise. This theory is derived in detail from Ffowcs Williams &Hawkings’ formalism adapted for acoustic dipoles rotating in a uniformly moving atmosphere. The pro-posed methodology has been implemented in the tool ORION and assessed by comparing its results with numerical simulations and wind-tunnel measurements.

Bien que les méthodes de calcul peuvent donner de bons résultats, ils ne sont généralement pas en accord avec exactement les données d'essais en vol en raison des incertitudes dans les modelé de calcul de structure et aérodynamiques. Une méthode efficace est nécessaire pour la mise à jour des modelé aeroelastiques en utilisant les données d'essais en vol, les données d'essais de vibration au sol ( GVT ) et les données de soufflerie. Tout d'abord tous les développements ont été valides sur une section de l'aile 2D et sur un modèle 3D simple et après l'approche POD a été applique= a une configuration industrielle (modèle de soufflerie aile-fuselage et modèle d' avions complète). / Although computational methods can provide good results, they usually do not agree exactly with the flight test data due to uncertainties in structural and aerodynamic computational models. An effective method is required for updating computational aeroelastic models using the flight test data along with Ground Vibration Test (GVT) data and wind tunnel data. Firstly all developments have been validated on a 2D wing section and on a simple 3D model and after the POD approach has been applied to an industrial configuration (wing-fuselage wind tunnel model and complete aircraft model).

The Counter-Rotating Open Rotors (CROR) are identified as a possible alternative to turbofan engines for middle-range aircrafts. Providing significant fuel savings and reducing the green-house gas emissions, they may lead however to an increased noise radiation due to the absence of nacelle shielding. To properly predict the acoustic radiation of such systems is then mandatory both to reduce the source mechanisms of the isolated engine and to offer an optimal noise installation solution. Such an objective is tackled in the present thesis in two steps. In a first part, the research aims at predicting the tonal noise radiated from the first propeller of CROR mounted on the rear fuselage by means of a pylon (pusher configuration), considering both the pylon-wake and the uniform ow effects. From the Ffowcs Williams & Hawkings' formalism, three noise sources are identified. First the unsteady loading is computed using a similar procedure to the one used for the rotor-rotor wake interaction noise prediction. The velocity deficit in the pylon wake is locally expanded in two-dimensional Fourier gusts in a reference frame attached to the front rotor. The unsteady lift induced by each gust on a blade segment is calculated using a linearized analytical response function that accounts for a realistic geometry. The steady loading is the second source contribution and is evaluated using both a software based on the lifting-line theory and some numerical simulations for different reference source surfaces. Finally the thickness noise due to the blade volume displacement is included in the analysis using Isom's formulation. From the linear acoustic assumptions, all these sources modelled as equivalent acoustic dipoles rotating in a uniformly moving atmosphere are then summed to calculate the far-field noise. The whole methodology is assessed against wind-tunnel test data and reference software predictions. A parametric study considering several pylon positionings and pylon-wake configurations with blowing is performed in order to emphasize the relative contribution of the three noise sources. Secondly, the rotor- rotor wake interaction noise being recognized as the most significant contribution in isolated configuration, its modelling is completed by introducing the dynamics of the vortex occurring near the rear-rotor leading edge. A semi-analytical methodology is developed to determine a vortex attached over a at plate embedded in a uniform ow with incidence. Applied to the case of a rear blade going through a front-rotor wake, it provides a first estimate of the noise contribution of the vortex. / Les hélices contrarotatives constituent une alternative possible aux turboréacteurs pour les avions moyens- courriers. Réduisant significativement la consommation de carburant et les émissions de gaz à effet de serre, ils peuvent néanmoins conduire à un rayonnement sonore accru de par l'absence de carénage. Prédire correctement le rayonnement sonore de telles motorisations est donc indispensable pour réduire les mécanismes sources propres au moteur isolé ou assurer une solution d'installation acoustique optimale. Un tel objectif est abordé dans cette thèse en deux temps. Dans un premier temps, l’étude vise à prédire le bruit tonal rayonné par la première hélice d'un moteur monté à l'arrière du fuselage (configuration dite en pousseur), en considérant les effets du sillage du pylône supportant le moteur et de l'écoulement moyen. Partant du formalisme de Ffowcs Williams & Hawkings, trois sources sonores sont identifiées à cet effet. La charge instationnaire, tout d'abord, est calculée en s'appuyant sur une méthodologie similaire à celle utilisée pour la prédiction du bruit d'interaction de sillages entre les deux rotors. Le déficit de vitesse dans le sillage du mât est décomposé localement en rafales bidimensionnelles dans un repère attaché au rotor amont. La portance instationnaire induite par chaque rafale sur un segment de pale est calculée en utilisant une fonction de réponse analytique linéarisée considérant une géométrie réaliste. Deuxième contribution, la charge stationnaire est évaluée au moyen d'un logiciel s'appuyant sur la théorie de la ligne portante mais également via des simulations numériques pour différentes surfaces sources de référence. Enfin, le bruit d'épaisseur associé au déplacement du volume de la pale est inclus dans l'analyse à partir de la formulation d'Isom. D'après les hypothèses de l'acoustique linéaire, toutes ces sources modélisées comme des dipôles acoustiques tournant dans une atmosphère uniforme en mouvement sont ensuite sommées pour calculer le bruit en champ lointain. L'ensemble de la méthodologie est comparé à des données d'essai et des prédictions d'un logiciel de référence. Une étude paramétrique considérant plusieurs positionnements du pylône et des configurations avec soufflage est effectuée afin de bien mettre en évidence les contributions relatives des trois sources sonores. Dans un deuxième temps, le bruit d'interaction de sillages étant reconnu comme la contribution majoritaire en configuration isolée, sa modélisation est complétée en introduisant la dynamique du tourbillon se développant au voisinage du bord d'attaque du rotor aval. Une méthodologie semi-analytique est développée pour déterminer un tourbillon attaché au-dessus d'une plaque plane plongée dans un écoulement uniforme avec incidence. Appliquée au cas d'une pale aval traversant le sillage du rotor amont, elle fournit une première estimation de la contribution sonore du tourbillon.

L'aérodynamique latérale des véhicules automobiles suscite de nos jours de plus en plus d'intérêt de la part des constructeurs. L'automobiliste est en effet soumis quotidiennement à de forts courants d'air latéraux, que ce soit lors du dépassement d'un autre véhicule, ou alorsen passant dans un couloir de vent du à la topographie du terrain (passage devant un espace entre deux immeubles par exemple). Les efforts aérodynamiques mis en jeu dans ces situations peuvent provoquer des mouvements non désirés du véhicule, pouvant avoir des conséquences dramatiques si le conducteur se laisse surprendre. Des études expérimentales reproduisant les effets d'un dérapage dynamique ont mis en évidence des phénomènes transitoires importants mettant à défaut les modèles stationnaires généralement pratiqués par les constructeurs pour qualifier le comportement de leurs véhicules en présence de dérapage. Les mécanismes responsables de ces phénomènes transitoires sont encore mal connus de la communauté scientifique. Ce travail propose d'approfondir ce sujet au travers de l'étude de l'aérodynamique d'un véhicule terrestre fixe soumis à un vent longitudinal et à une rafale de vent latéral. Le but principal est d'identifier les structures tourbillonnaires au moyen de mesures PIV et de calculs numériques des champs de vitesse autour d'une maquette automobile et de les corréler aux efforts aérodynamiques. Un accord entre l'ISAT, composante de l'Université de Bourgogne, et l'Institut Supérieurde l'Aéronautique et de l'Espace (ISAE) de Toulouse a permis de mener l'étude avec les ressources de cet établissement. Le moyen d'essai principal, créé par l'ISAE, est le banc" rafale latérale ", constitué d'une soufflerie principale et d'une soufflerie secondaire, dont la sortie à volet déferlants (" Mexican Wave ") est inspirée de l'approche proposée par Ryan et Dominy (2000). L'analyse expérimentale a été effectuée à l'aide de la PIV résolue en temps et stéréoscopique, et d'une balance dard instationnaire à cinq composantes. Un banc" numérique " identique a été constitué à l'aide du logiciel FLUENT©, pour des calculs 3D. De plus, un modèle 2D annexe, basé sur la méthode " meshless ", a été développé pour de futures investigations, en raison de sa robustesse pour des problèmes à fortes discontinuités et sa bonne adaptabilité aux problèmes avec frontières mobiles.Une première phase de ce travail a consisté en la mise au point des bancs expérimental et numérique, avec génération d'un champ de dérapage homogène, de 21° dans la zone de mesure. L'évolution du dérapage en chaque point respecte bien la forme d'un créneau imposé par la rafale. Pour l'analyse des efforts, deux géométries de maquette ont été étudiées, à savoir un corps de Windsor à culot droit générant, pour un écoulement longitudinal, des structures de sillage bidimensionnelles, et son homologue à culot incliné de 25°, générant des tourbillons " cigare ". Des pics d'efforts ont été observés à l'arrivée de la rafale, tout comme la littérature le prédit. Pour ce qui est du coefficient du moment de lacet, les sursauts sont de 29 % et 19 % respectivement pour la maquette à culot droit et celle à culot incliné, par rapport aux valeurs stationnaires. Concernant le coefficient de force de dérive, ils sont de 10 % et 14 %, respectivement. Lors de nos essais, ces efforts se sont établis après 5.5 longueurs de maquette. Afin d'expliquer la différence de comportement entre les deux maquettes en termes d'efforts, l'évolution temporelle des tourbillons nommés, dans ce mémoire, ΓA, ΓB, ΓC et Γ1 à été discutée. Il en est ressorti une forte corrélation entre la circulation du tourbillon ΓA, le plusénergétique, naissant à l'avant du flanc sous le vent de la maquette, et les efforts latéraux, de sorte que ce tourbillon serait le meilleur témoin des phénomènes instationnaires mis en jeu dans l'étude de l'effet du vent latéral. [...]