L’objectif de ce travail est d’étudier les capacités de la méthode de Boltzmann sur réseau (LBM) dans un cadre numériquement contraignant : celui de la simulation aéroacoustique en maillage non-uniforme, à très haut nombre de Reynolds et à nombre de Mach non négligeable (Ma > 0.1), appliquée à l’automobile. La problématique industrielle est celle du calcul du bruit intérieur d’origine aérodynamique, dont le calcul du champ de pression pariétal instationnaire sur le vitrage conducteur est la première étape décisive. Il a été constaté qu’un manque de précision sur la faible part acoustique du champ de pression total sur le vitrage, provenant très probablement d’erreurs au niveau des transitions de résolution du maillage, était la cause d’une surestimation du bruit intérieur. Nous présentons d’abord une construction cohérente et unifiée de la méthode de Boltzmann sur réseau à partir de l’équation de Boltzmann, dans un cadre athermal faiblement compressible. Nous étudions ensuite en détail les propriétés aéroacoustiques de la LBM, en parcourant toutes les grandes familles d’opérateurs de collision de la littérature. Une variante de modèle à temps de relaxation multiples, utilisable pour l’aéroacoustique, est présentée et testée. Un modèle alternatif simplifié de filtrage sélectif, rapide et compact, est développé et validé. La problématique des maillages non-uniformes est abordée. Un recensement exhaustif des études LBM menées dans ce cadre dans la littérature montre qu’aucune ne correspond à nos contraintes. Des algorithmes alternatifs aux transitions sont développés. Enfin, des applications industrielles sont réalisées à l’aide des modèles développés dans le mémoire. / The main goal of this work is to study the capacities of the Lattice Boltzmann Method in a constrained numerical framework : that of numerical simulation in automotive aeroacoustics with non-uniform meshes, at high Reynolds number and non egligible Mach number (Ma > 0.1). The industrial problem is the computation of the interior aerodynamic noise, which includes as its first decisive step the computation of the unsteady wall pressure field on the car windows. It was observed that a lack of precision on the weak acoustic part of the total pressure field on the driver-side window, which is most probably due to errors at mesh refinement interfaces, caused an overestimation of the interior noise. We first present a coherent and unified construction of the Lattice BoltzmannMethod from the Boltzmann equation, in an athermal weakly compressible framework. Then, we study in details the aeroacoustic properties of the LBM by reviewingall the main families of collisional operators that exist in the literature. A variant of multiple relaxation time operator that can be used for aeroacoustics is presented and tested. A simplified alternative selective filter, fast and compact, is developped and numerically validated. The problem of non-uniform meshes is discussed. An exhaustive review of the LBM studies that have been carried out within that framework shows that none of them corresponds to our constraints. Alternative transition nodes algorithms are developed. Finally, all the developed models of this work are applied to industrial cases.

Ocean noise pollution is an invisible but growing threat. There are many sources of sound in the ocean but human underwater radiated noise, in particular from shipping is one of the most prominent one. Ocean noise pollution can interfere or sometimes even directly harm marine life.  This thesis is in collaboration with Kongsberg Maritime which aims to develop an underwater radiated noise prediction method for the ELegance pod system. In particular, the focus is on the noise generated as a direct effect of the permanent magnet motor vibrations. Kongsberg wants to be able to calculate the underwater radiated noise for different pod geometries and engine configurations in order to find an optimal operating speed of the electric motor. The underwater radiated noise prediction is carried out using two methods. The first one is a 2-way coupled fluid-structure interaction harmonic response model, dealing with the vibrations. In addition, the flow induced noise is evaluated using CFD combined with Ffowcs-Williams Hawkings acoustic analogy.  The harmonic response model is used to calculate the sound in terms of a frequency response, which can be translated to revolutions per minute of the rotor. This allows Kongsberg to identify rotor speeds where the operation may or may not be optimal. The flow induced noise is investigated for a typical transit speed. The results show this noise is multiple orders of magnitude smaller than the sound caused by the vibrations. This together with the fact that the computational cost of CFD is large suggests that the flow induced noise is not something Kongsberg needs to consider at an early design stage. Neither the propeller nor cavitation is considered in this thesis, due to the limited computational resources but also that Kongsberg designs propellers that are vessel specific. These sources of sound become important when considering the full acoustic profile of a propulsion unit of this type.

Due to legislative reasons and environmental concerns the automotive and transport sector are shifting their focus from traditional internal combustion engine (ICE) vehicles to development of battery electric vehicles (BEVs). This brings new challanges to design of cooling systems where axial fans are one of the key components. Axial fans are usually designed with regards to a certain operating condition and outside this region the efficiency of the fan drops drastically. Due to difficulty in specifying the exact operational parameters when placed in a car, post-design optimization may be necessary to ensure maximized performance. This thesis focuses on fan blade shape optimization through mesh morphing using the surrogate based optimization algorithm called Efficient Global Optimization (EGO). The target fans was a 9 bladed prototype fan by Johnson Electric with uneven blade spacing. The optimization uses steady state Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) simulations to evaluate the fan designs and a Bezier curve parametrization in order to change the fan blade shape together with mesh morphing. The simulation setup was evaluated before peceding with the optimization, and showed good agreement close to intended operational conditions. Differences in turbulence modeling treatments were also evaluated in order to have a satisfactory agreement with measurement data. The EGO algorithm manages to provide fan designs with higher total-to-static efficiency at several different operational conditions. Evaluation of the optimized fan designs was limited to comparison with the provided measurement data and corrensponding simulations. Acoustic evaluation of selected fan designs is also attemped, but further work is required in order for the study to result in a quantitative comparison. / På grund av lagstiftning och miljöpåverkan har bil- och transportindustrin börjat skifta fokus från traditionella förbränningsfordon till utveckling av batteridrivna elbilar. Med detta medföljer nya utmaningar kring kylsystemsdesign där axiella fläktar är en av huvudkomponenterna hos systemet. Axiella fläktar är vanligtvis designade kring ett specifikt drifttillstånd och utanför detta har fläkten avsevärt lägre verkningsgrad. På grund av svårigheter att specificera detta drifttillstånd med hög precision, speciellt när fläkten monteras i en bil, kan efterdesigns-optimering vara nödvändigt för att uppnå maximal prestanda. Denna avhandling fokuserar på form-optimering av fläkt via mesh morphing med hjälp av den surrogat-baserade optimeringsalgoritmen Efficient Global Optimization (EGO). Fläkten som optimerades var en prototypfläkt designad av Johnson Electric med 9 fläktblad och icke-symmetriska mellanrum mellan bladen. I optimeringsprocessen användes icke-tidsberoende Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) simuleringar för att utvärdera fläktdesignerna och parametrisering med hjälp av Bezier kurvor och mesh morphing för att ändra fläktbladen. Simulerings-uppställningen utvärderades innan optimeringen och bra överensstämning nära avsett driftstillstånd kunde påvisas. Skillnader i turbulens-modelering utvärderades även för att få en tillfredställande överensstämning med mätdata. EGO-algoritmen klarar att förse fläktdesigner med högre total-till-statisk verkningsgrad vid flera olika driftstillstånd. Utvärdering av fläktdesignerna var dock begränsad till jämförelse med mätdata och motsvarande simuleringsdata. En akustik utvärdering av utvalda fläkt-designer försöktes, men mer arbete krävs för att studien ska erhålla en kvantitativ jämförelse.

<p dir="ltr">The CFD-CAA method combines computational fluid dynamics (CFD) and computational aeroacoustics (CAA) techniques to analyze the interaction between fluid flow and the generation and propagation of sound. CFD is primarily concerned with simulating fluid flow patterns, while CAA focuses on predicting noise generation and its propagation in fluids. The CFD-CAA method provides a powerful tool for understanding and predicting the acoustic behavior of turbulent flows. By combining the strengths of CFD and CAA, this approach provides more precise and comprehensive analyses across various fields, thereby contributing to enhanced designs and noise control strategies.</p><p dir="ltr">Within industrial applications, a primary concern is noise source identification. This process enables engineers to locate and quantify the strength of noise sources within a system, facilitating the implementation of more effective strategies during the design process. A novel methodology, computational statistically optimized near-field acoustic holography (C-SONAH), is proposed to virtually identify aeroacoustic sources. Initially, sound pressure is obtained using the CFD-CAA method, followed by the application of the SONAH algorithm to locate acoustic sources and predict the sound field. C-SONAH offers computational advantages over direct CAA methods for simulating sound produced by systems with rotating elements, as CAA analyzes sources on the moving elements, making sound field calculation computationally expensive. The SONAH procedure converts these rotating sources into a series of equivalent stationary planar or cylindrical waves, reducing the number of sources and the time required to compute the sound field from each source. This methodology was demonstrated by characterizing the aerodynamic noise produced by a bladeless fan. The sound pressure level obtained by C-SONAH method was validated by the data predicted by the direct CFD-CAA method. Acoustic maps were reconstructed at different locations and frequencies, revealing that the C-SONAH method can predict noise sources generated by airflow and rotating components within the fan. Thus, it serves as an effective tool for understanding the aeroacoustic noise generation mechanism and guiding the design optimization of similar products.</p><p dir="ltr">The CFD-CAA method is also a powerful tool for design optimization. Computational simulations are typically less expensive and time-consuming than building and maintaining experimental setups, particularly for large or complex projects. Additionally, simulations reduce the need for multiple physical prototypes, which can shorten the development cycle. CFD-CAA simulations provide detailed flow and acoustic field data, including variables that may be difficult or impossible to measure experimentally, such as pressure distributions, velocity fields, and turbulent structures. In this dissertation, aeroacoustic characteristics and flow field information of vortex whistles were investigated using the CFD-CAA method. The simulation results clearly illustrate the swirling motion created in the vortex whistle cylinder and also demonstrate the linear frequency versus flow rate relationship characteristic of the whistle. The design of the vortex whistle was optimized based on the acoustic response and flow resistance by both simulations and experiments. The results suggest that the whistle with a thin inlet exhibits the best performance at high flow rates, while the whistle with a scale of 0.5 is the most sensitive to low flow rates, making it suitable for pediatric applications.</p><p dir="ltr">In CFD-CAA simulations, the time step typically cannot be too small due to limited computational resources. This constraint results in an aliasing error in spectral analysis. Consequently, an anti-aliasing operation prior to sampling is necessary to eliminate such errors from the acoustic source terms. In the present study, an anti-aliasing filter based on the compact finite difference formulation was designed within a time-domain, compact filter scheme. This filter was directly applied to the Navier-Stokes solver prior to sampling for CAA analysis. A cavity flow case was simulated to validate this mitigation strategy. The results indicate that the artificial spectral peak induced by aliasing error is removed without affecting other signature peaks. The anti-aliasing filter was also applied to more complex cases for predicting the acoustic field of a vortex whistle. The acoustic field around the vortex whistle, with both constant and variable inlet flow rates, was simulated, and the aliasing peak was successfully removed. Although the peak magnitudes decreased slightly due to the filter, the signature frequencies remained unchanged. Thus, the simulation with anti-aliasing operation can predict acoustic features without introducing aliasing errors, even if the time step is not sufficiently small, thereby significantly reducing simulation time.</p><p dir="ltr">In engineering applications, once noise sources are identified, the subsequent concern is noise reduction. An effective strategy for noise reduction involves acoustical absorbing materials to minimize noise emissions from components. Traditionally, experiments in engineering applications have focused on surface treatments to explore noise control techniques. However, the CFD-CAA method commonly assumes smooth and purely reflective wall surfaces. Consequently, there is growing interest in incorporating impedance boundary conditions into the CFD-CAA method. Since impedance boundary conditions are defined in the frequency domain, while CFD-CAA simulations operate in the time domain, direct implementation is not feasible. To address this issue, several methods have been proposed to define time-domain impedance boundary conditions in simulations. In the present study, a wall softness model was implemented in the CFD-CAA method and to examine a vortex whistle featuring an acoustically permeable surface. In simulations, an impedance boundary condition representing the properties of melamine foam was defined over the surface of a cylindrical cavity. The simulation results were validated against experimental data obtained from a vortex whistle with melamine foam. The findings revealed that the impedance of the melamine foam contributed to noise reduction at high frequencies. Additionally, at low airflow rates, the impedance boundary condition enhanced the signal-to-noise ratio for the low-frequency peak, which is advantageous in clinical applications.</p>

Um Flugzeugtriebwerke und stationäre Gasturbinen schadstoffärmer und leiser zu gestalten, werden effizientere Dämpfer zur Unterdrückung des in der Brennkammer entstehenden Schalls benötigt. Hierfür sollen durchströmte, perforierte Wandauskleidungen eingesetzt werden, die sogenannten Bias-Flow-Liner (BFL). Die Erhöhung der Dämpfungseffizienz von BFL erfordert jedoch ein tiefer gehendes Verständnis der aeroakustischen Dämpfungsmechanismen. Die Analyse der Mechanismen bedarf einer experimentellen Untersuchung des Vektorfeldes der Fluidgeschwindigkeit, die sowohl die Strömungsgeschwindigkeit als auch die Schallschnelle enthält. Zur gleichzeitigen Erfassung beider Größen wird eine berührungslose sowie örtlich und zeitlich hoch aufgelöste Messung der Geschwindigkeit von im Mittel 10 m/s bis 100 m/s bei einer Unsicherheit von maximal 10 mm/s für die Schallschnelleamplitude und einem Dynamikumfang von 1000 bis 10 000 benötigt. Für diese Messung sind optische Verfahren vielversprechend, genügten aber bisher nicht diesen Anforderungen. Deshalb wurden im ersten Schritt neuartige optische Geschwindigkeitsmessverfahren erstmals bezüglich der Eignung für aeroakustische Untersuchungen am BFL, speziell hinsichtlich der Unsicherheit und des Dynamikumfangs, charakterisiert: der Laser-Doppler-Geschwindigkeitsprofilsensor (LDV-PS), die akustische Particle Image Velocimetry (A-PIV) und die Doppler-Global-Velozimetrie mit Frequenzmodulation (FM-DGV). Aus dem Messunsicherheitsbudget geht für alle Verfahren die turbulente Strömungsfluktuation als dominierender Beitrag zur Unsicherheit für die gemessene Schnelleamplitude hervor, wobei die Unsicherheit durch eine Erhöhung der Messdauer gesenkt werden kann. Für eine Messdauer von 80 s beträgt die mittels FM-DGV erzielte Unsicherheit bei einer mittleren Strömungsgeschwindigkeit von 100 m/s beispielsweise 10 mm/s, woraus ein Dynamikumfang von 10 000 resultiert. Demnach erfüllen die neuartigen Verfahren die Voraussetzungen für die Anwendung am BFL, was im zweiten Schritt experimentell demonstriert wurde. Hierbei wurde zwecks Untersuchung kleiner Strukturen der LDV-PS mit einer feinen Ortsauflösung von minimal 10 µm genutzt. Ferner wurde die großflächige Erfassung mittels A-PIV zur Untersuchung der Wechselwirkung zwischen den Perforationslöchern eingesetzt und eine spektrale Untersuchung der mittels FM-DGV gemessenen Geschwindigkeit bei einer hohen Messrate von 100 kHz durchgeführt. Im Ergebnis wurden folgende Erkenntnisse zum Dämpfungsverhalten gewonnen: Am BFL tritt eine Interaktion von Strömung und Schall auf, die zu einer Oszillation der Geschwindigkeit mit hoher Amplitude bei der Schallanregungsfrequenz führt. Aus der erstmals durchgeführten Zerlegung der volumetrisch gemessenen Geschwindigkeit in Strömungsgeschwindigkeit und Schallschnelle resultiert, dass die akustisch induzierte oszillierende Geschwindigkeit vorwiegend dem Strömungsfeld zuzuordnen ist. Folglich wurde ein Energietransfer vom Schallfeld ins Strömungsfeld am BFL nachgewiesen, der wegen des sich typischerweise anschließenden Zerfalls von Strömungswirbeln und der finalen Umwandlung in Wärmeenergie zur Dämpfung beiträgt. Zudem wurde mittels spektraler Analyse der Geschwindigkeit ein breitbandiger Energiezuwachs bei tonaler Schallanregung festgestellt, welcher mit der Dämpfungseffizienz korreliert ist. Somit wird die These der primär von der akustisch induzierten Wirbelbildung herrührenden Dämpfung gestützt. Diese mit den neuartigen optischen Messverfahren gewonnenen Erkenntnisse tragen perspektivisch zur Optimierung von BFL hinsichtlich einer hohen Dämpfungseffizienz bei.

L’évolution des turboréacteurs vers des taux de dilution toujours plus importants est associée à de nouvelles problématiques. Parmi elles, le raccourcissement de l’entrée d’air et de la tuyère est associé à une diminution du gain apporté par les traitements acoustiques de nacelle. La contribution des traitements situés dans l’espace entre la soufflante et le stator redresseur (OGV) va donc prendre de l’importance par rapport à l’ensemble des traitements. Cette zone, également appelée “interstage”, est caractérisée par une forte giration de l’écoulement moyen due à l’entraînement du fluide par le rotor. L’objectif de ce travail est de développer un modèle analytique afin d’évaluer l’effet de la giration sur le comportement des traitements acoustiques dans l’interstage, ainsi que sur le bruit à large-bande rayonnant en amont dû à l’interaction de la turbulence en aval de la soufflante avec les aubes des stators (OGV). Dans un premier temps, l’évolution de petites perturbations dans écoulement moyen tournant et cisaillé dans un conduit rigide est étudiée. Après avoir introduit les équations ainsi que les hypothèses du problème, l’analogie acoustique de Posson & Peake [122] est présentée. L’effet de la giration sur le contenu modal dans un conduit rigide est mis en évidence pour plusieurs types d’écoulements tournants. En particulier, le décalage des fréquences de coupures est étudié. L’étude est ensuite étendue au cas d’un conduit annulaire traité acoustiquement. Une attention particulière est portée sur la condition aux limites à appliquer aux parois du conduit. Dans ce cadre, une correction due aux effets centrifuges est apportée à la condition aux limites de Myers [101]. Une extension du modèle de Brambley [24] est aussi proposée afin de prendre en compte l’effet de l’épaisseur de la couche limite aux parois du conduit dans le cas tournant. Les effets combinés de la rotation et de la condition aux limites sur le contenu modal sont ensuite étudiés. En outre, une relation de dispersion pour les modes de surfaces en présence d’écoulement tournant est développée. À partir des développements précédents, un modèle de transmission acoustique est proposé afin d’évaluer l’effet de la giration sur le comportement des traitements acoustiques. La méthode repose sur le principe de raccordement modal appliqué à la conservation du débit massique et de l’enthalpie totale aux interfaces séparant les sections rigides et traitées. Une nouvelle méthode de projection basée sur les propriétés des polynômes de Chebyshev est proposée. À partir de ce modèle, l’efficacité des traitements acoustiques est étudiée pour différents écoulements tournants. Enfin, un modèle de prédiction du bruit à large-bande d’interaction rotor-stator est établi à partir de l’analogie de Posson & Peake [122], dans le but de prendre en compte l’effet de la giration sur la puissance acoustique rayonnée en amont. Le terme source est calculé selon le formalisme de Posson et al. [120]. Le modèle ainsi développé permet de prendre en compte une évolution radiale des paramètres géométriques et des propriétés statistiques de la turbulence incidente. Le modèle est ensuite évalué sur le cas test NASA SDT pour différents régimes et géométries. / The advent of modern turbofan engines such as UHBR goes along with new issues. Amongst others, the shortening of the inlet and exhaust yield a relatively higher importance of the liners located inside the interstage, where the flow is highly swirling. The present work aims at developing analytical models to assess the effect of the swirl both on the behavior of the interstage liners and on the upstream radiation of the fan-OGV interaction broadband boise. The evolution of small fluctuations in a rigid annular duct containing a swirling and sheared mean flow are studied first. After having introduced the governing equations and the main assumptions, the acoustic analogy of Posson & Peake [122] tailored to an annular duct with swirl and shear is presented. The effect of the swirl on the modal content in a rigid annular duct is highlighted for different types of swirl. In particular the shift of the cut-on thresholds is studied. Then, the modal analysis is extended to a duct with lined walls. A particular attention is paid on the boundary condition. Notably, a correction of the classical Myers boundary condition [101] is proposed to account for the centrifugal effects. An extension of Brambley’s boundary condition [24] is also derived to account for the boundary layer thickness to first order. The effect of both the swirl and the boundary condition on the modal content are studied. Besides, a dispersion relation for the surface waves is derived for the corrected Myers boundary condition. Based on the previous modal analyses, a transmission tool is developed to assess the effect of the swirl on the efficiency of a liner. The method, which relies on the mode-matching approach, is based on the conservation of the total enthalpy and the mass flow at the interfaces between the rigid and the lined sections. Due to the nature of the eigenfunctions, a new projection method based on the Chebyshev polynomial properties is proposed. Thanks to this model, the absorption is assessed for different types of swirl. Finally, a rotor-stator interaction broadband noise prediction model is derived from Posson & Peake’s acoustic analogy [122], to account for the effect of the swirl on the upstream radiated acoustic power. The source term is computed according to Posson et al.’s model [120]. It allows considering a radial variation of the geometry and the statistical properties of the incident turbulence. The model is assessed on the NASA SDT test case and the effect of the swirl is evaluated for several stator geometries and regimes.

Le bruit tonal d’interaction rotor-stator, généré par l’impact des sillages issus des pales d’un rotorsur la grille d’aubes d’un stator redresseur, contribue de manière déterminante au bruit d’origineaérodynamique des turbomachines axiales carénées, qui équipent une large part des systèmes de propulsionaéronautique et de conditionnement d’air. La prédiction du bruit par l’utilisation de simulationsnumériques demeure onéreuse, notamment dans les premières phases de conception lorsque de nombreusesconfigurations doivent être testées. Dans cette optique, l’approche analytique choisie dans cettethèse apporte une alternative tout à fait appropriée. Les modèles analytiques basés sur une fonctionde réponse aéroacoustique de profil isolé ne permettent pas de reproduire l’effet de grille engendrépar le nombre important d’aubes de stator. Inversement, de fortes approximations sont nécessairespour décliner les fonctions de réponse de grilles d’aubes existantes dans des configurations tridimensionnelles.Le formalisme proposé, basé sur la méthode de raccordement modal, permet d’introduiresimplement l’effet de grille dans une géométrie annulaire d’étage rotor-stator. Un modèle de réponse degrille rectilinéaire bidimensionnel est tout d’abord présenté pour la transmission d’ondes acoustiques àtravers le stator ainsi que pour la génération de bruit par l’impact de rafales hydrodynamiques. Dansce cadre, une analyse linéaire et non visqueuse est considérée, pour laquelle les modes acoustique ettourbillonnaire d’un gaz sont couplés par le biais des frontières rigides. Les perturbations de vitessesliées aux sillages sont modélisées comme des rafales convectées. Leur impact sur la grille de statorgénère des ondes acoustiques se propageant en amont, en aval ainsi que dans les espaces inter-aubesdu stator, vu comme un réseau périodique de guides d’ondes. Les sections de bords d’attaque et defuite des aubes sont considérées comme des interfaces sur lesquelles la continuité des fluctuations depression, de vitesse axiale et de vorticité est vérifiée. Un système d’équations est ainsi obtenu, puisrésolu par des projections sur les bases modales du conduit et des inversions matricielles. Le champacoustique rayonné est ainsi déterminé uniformément dans tout le domaine. Les résultats issus de cesmodélisations sont comparés à ceux des fonctions de réponse de grilles d’aubes rectilinéaires issues dela littérature, montrant un très bon accord avec les modèles basés sur la technique de Wiener-Hopf. Leformalisme est par la suite étendu aux grilles annulaires par l’ajout de fonctions de Bessel comme fonctionsde forme radiale exprimant les effets tridimensionnels. Finalement, une procédure est présentéepour rendre compte de l’hétérogénéité des aubes de stator, caractéristique des nouvelles architecturesde turbomachines. Cette méthodologie est basée sur l’emploi conjoint du principe du dipôle de bordd’attaque et de la fonction de réponse aéracoustique de la grille de stator à l’aide de la technique deraccordement modal. Le principe de dipôle de bord identifie le chargement instationnaire des aubesinduit par l’impact de rafales hydrodynamiques, calculé par le formalisme d’Amiet, avec la trace duchamp de pression acoustique produit par un dipôle placé au voisinage du bord de l’aube. Les prédictionsissues de ce modèle, appliqué dans un cadre bidimensionnel, sont ensuite comparées à des mesuresobtenues pendant la campagne d’essais du projet SEMAFOR. / The rotor-stator wake-interaction tonal noise, generated by the impingement of rotor wakes onoutlet guide vanes, plays a crucial role in the aerodynamic noise of axial-flow ducted fan stages. Thelatter are widely used in most aeronautic propulsion and air-conditioning systems. The noise predictionby means of numerical simulations remains expensive, especially at the preliminary design stage whennumerous configurations must be tested. In this respect, the analytical approach chosen in this thesisprovides a well suited alternative. The analytical modeling based on an isolated-airfoil response functioncan not reproduce the cascade effect introduced by the large number of stator vanes. Conversely, drasticapproximations are required to extend the current cascade response functions to three-dimensionalconfigurations. The proposed modeling based on the mode-matching technique simply introduces thecascade effect in an annular rotor-stator stage. A rectilinear cascade response function is firstly presentedto account for the acoustic transmission through the stator along with the wake-interaction noise.In this context, a linearized and non-viscous analysis is carried out, in which the acoustic and vorticalmodes of a gas are coupled at rigid physical boundaries. The velocity perturbations issued from thewakes are written as a sum of convected gusts. Their impingement on the cascade of vanes generatesacoustic waves propagating upstream, downstream of the cascade, as well as inside the inter-vane channelsof the stator, seen as a periodic array of bifurcated waveguides. The duct cross sections at theleading-edge and the trailing-edge of the vanes are seen as interfaces on which the continuity of thefluctuating pressure, axial velocity and vorticity is fulfilled. A system of linear equations is obtained,then solved by means of modal projections and matrix inversions. The acoustic field is then uniformlycalculated in the whole domain. Comparisons with rectilinear cascade response functions show a verygood agreement with predictions based on the Wiener-Hopf technique. The configuration of an annularcascade is addressed by introducing the Bessel functions as radial shape functions, expressing threedimensionaleffects. Finally, a procedure is presented to account for the heterogeneity of the statorvanes, typical of modern fan architectures. This approach is based on the combinaison of the leadingedgedipole principle and the cascade response function derived from the mode-matching technique.The edge-dipole principle identifies Amiet’s solution for the unsteady loading and the radiation of adipole approached very close to the edge of a half plane. The predictions provided by this modeling,applied in a two-dimensional configuration, are finaly compared to measurements performed in the testcampaign of the SEMAFOR project.

Le bruit tonal rayonné au bord de fuite des profils à faible nombre de Reynolds est un phénomène observé sur les ailes de drones ou micro-drones qui sont utilisés partout dans la vie quotidienne. La diminution de ce bruit va augmenter la survivabilité et l'efficacité des appareils dans le domaine militaire. De plus, cela va augmenter le champ des applications civiles et minimiser la pollution par le bruit. La réduction efficace du bruit est indispensable et, par conséquent, une compréhension complète du processus de rayonnement du bruit tonal du profil est nécessaire. Malgré le fait que des essais dédiés aient été réalisés depuis les années 70, il reste beaucoup de détails à expliquer. Le travail présenté est dédié à une étude expérimentale et analytique du bruit tonal. C'est une partie de collaboration entre l'Ecole Centrale de Lyon et Embry- Riddle Aeronautical University. Le but est de réaliser une caractérisation exhaustive des paramètres acoustiques et aérodynamiques du bruit tonal de bord de fuite d'un profil et de produire une base de données qui pourra être utilisée pour valider les simulations numériques réalisées dans le futur. Le profil symétrique NACA-0012 ainsi que le profil asymétrique SD7003 ont été testés pour une série d'angles d'incidence (de -10° à 10°) dans la soufflerie anéchoïque à jet ouvert de l'Ecole Centrale de Lyon pour des nombres de Reynolds modérés (0.6x105 < Rec < 2.6x105). Les mesures de pression aux parois et de pression acoustique en champ lointain pour différentes configurations ont permis d'observer une structure en escalier de la signature du bruit, de déterminer quelle face du profil a produit le bruit et de distinguer le rôle de la boucle de rétroaction. Des techniques supplémentaires de post-traitement comme l'analyse temps-fréquence ont montré l'existence de plusieurs régimes (un régime de commutation entre deux états, un régime d'une seul fréquence et un régime à plusieurs fréquences) de l'émission de bruit. L'analyse de bi-cohérence a montré qu'il y a des couplages nonlinéaires entre les fréquences. Une étude par l'anémométrie à fil chaud et par des techniques de visualisation de l'écoulement a montré que la formation d'une bulle de décollement est une condition nécessaire mais pas suffisante pour la génération du bruit. De plus, la localisation de la bulle est aussi importante et elle doit être suffisamment proche du bord de fuite. En outre, l'analyse de stabilité linéaire des résultats de simulations numériques a montré que des ondes de Tollmien-Schlichting sont transformées en ondes de Kelvin-Helmholtz dans la zone du décollement. Une prédiction analytique de l'amplitude des fréquences pures émises dans le champ lointain a été effectuée sur la base du modèle d'Amiet en supposant que le champ de pression pariétal est bidimensionnel. Les mesures de pression proches du bord de fuite du profil ont été prises comme données d'entrée. Les amplitudes prédites sont globalement en accord avec les mesures acoustiques. Après l'analyse de tous les résultats la description suivante du processus de rayonnement de sons purs peut être proposée. Les ondes de Tollmien-Schlichting qui se développent initialement dans la couche limite se transforment en ondes de Kelvin-Helmholtz le long de la couche de cisaillement de la bulle de décollement. Au bord de fuite du profil elles sont converties en ondes acoustiques qui forment un couplage fort avec les instabilités de couche limite plus en amont de l'écoulement, pilotant elles-mêmes le déclenchement de ces instabilités. / The tonal trailing-edge noise generated by transitional airfoils is a topic of interest because of its wide area of applications. One of them is the Unmanned Air Vehicles operated at low Reynolds numbers which are widely used in our everyday life and have a lot of perspectives in future. The tonal noise reduction will increase the survivability and effectiveness of the devices in military field. Moreover it will enlarge the range of civil use and minimize noise pollution. The effective noise reduction is needed and therefore the complete understanding of the tonal noise generation process is necessary. Despite the fact that investigation of the trailing-edge noise was started since the seventies there are still a lot of details which should be explained. The present work is dedicated to the experimental and analytical investigation of the tonal noise and is a part of the collaboration project between Ecole Centrale de Lyon and Embry-Riddle Aerospace University. The aim is to conduct an exhaustive experimental characterization of the acoustic and aerodynamic parameters of the trailing-edge noise and to produce a data base which can be used for further numerical simulations conducted at Embry-Riddle Aerospace University. A symmetric NACA-0012 airfoil and a slightly cambered SD7003 airfoil at moderate angles of attack (varied from -10° à 10°) were tested in an open-jet anechoic wind tunnel of Ecole Centrale de Lyon at moderate Reynolds numbers (0.6x105 < Rec < 2.6x105). Measurements of the wall pressure and far-field acoustic pressure in different configurations allowed to observe the ladder-type structure of the noise signature, to determine which side produced tones and to distinguish the role of the acoustic feedback loop. Additional post-processing techniques such as time-frequency analysis showed the existence of several regimes (switching regime between two tones, one-tone regime and multiple-tones regime) of noise emission. The bicoherence analysis showed that there are non-linear relationships between tones. The investigation of the role of the separation area by hot-wire anemometry and flow visualization techniques showed that the separation bubble is a necessary but not a suficient condition for the noise generation. Moreover the location of the bubble is also important and should be close enough to the trailing edge. Furthermore the linear stability analysis of accompanying numerical simulation results showed that the Tollmien-Schlichting waves transform to the Kelvin-Helmholtz waves at the separation area. An analytical prediction of the tone levels in the far-field was done using Amiet's model based on the assumption of perfectly correlated sources along the span. The wall-pressure measurements close to the trailing edge were used as an input data. The comparisons of the predicted levels and measured ones showed a good agreement. After analysis of all results the following description of the tonal noise mechanism is proposed. At some initial point of the airfoil the Tollmien-Schlichting instabilities start. They are traveling downstream and continued to Kelvin-Helmholtz waves along the shear-layer of the separation bubble. These waves reach the trailing edge, scatter from it as acoustic waves, which move upstream. The acoustic waves amplify the boundary layer instabilities at some frequencies for which the phases of both motions match and creates the feedback loop needed to sustain the process.

Cette étude s'inscrit dans l'effort de réduction des nuisances sonores des avions au décollage. Une des principales composantes est le bruit de jet, dont la partie à basse fréquence peut notamment être imputée au rayonnement acoustique directif des structures cohérentes de grande échelle engendrées par les instabilités dans la couche de mélange du jet. L'évolution de ces ondes d'instabilité peut être décrite au moyen des équations de Stabilité Parabolisées (PSE). Un premier objectif a été de déterminer si dans le cas d'un jet turbulent naturel, les interactions non linéaires entre les ondes d'instabilité ont un impact significatif sur sa dynamique et sur son rayonnement acoustique. À cet effet, une modélisation PSE non linéaire a été développée et appliquée à une configuration réaliste. La possibilité de manipuler ces ondes d'instabilité par non linéarité a ensuite été étudiée en vue d'une réduction du rayonnement acoustique. Pour cela, une analyse PSE a été menée pour déterminer l'effet sur le bruit de jet de l'excitation d'un ou plusieurs modes instables. Ces travaux de thèse ont permis de montrer, d'une part, que les non linéarités semblent avoir un impact mineur sur la dynamique des ondes d'instabilité dans le cas des jets turbulents naturels, et d'autre part, qu'il est possible de réduire le rayonnement acoustique des modes dominants par interactions non linéaires. / This study is part of the effort to reduce aircraft noise during take-off. Jet noise is oneof the main contributors, of which lower frequency component can be attributed to thedirective acoustic field generated by the large-scale coherent structures arising from jetmixing-layer instabilities. The development of these instability waves can be describedusing Parabolized Stability Equations (PSE). A first objective was to determine if inthe case of a natural turbulent jet, nonlinear interactions between instability waveshave a significant impact on its dynamic and acoustic behaviour. For this purpose,a nonlinear PSE model has been developed and applied to a realistic configuration.Then, the possibility to manipulate these instability waves by means of nonlinearity wasinvestigated with a view to reduce noise. To this end, a PSE analysis has been carried outto assess the impact on jet noise of exciting one or more unstable modes. The findingsof this doctoral work demonstrate a minor impact of nonlinearities on the dynamics ofinstability waves for natural turbulent jets on the one hand, and the possibility to makethe initially dominant instability acoustically ineffective using nonlinear interactions onthe other hand.

La prédiction des vibrations induites par un écoulement est essentielle dans la conception des conduits de nombreuses installations industrielles, en particulier dans l’industrie du gaz. Notre étude concerne la prévision du bruit et la vibration des conduits soumis à un écoulement turbulent à faible nombre de Mach. Notre objectif est de présenter une étude numérique et expérimentale permettant aux ingénieurs de mieux comprendre le couplage entre l’excitation aléatoire et le conduit pour deux géométries (circulaire ou rectangulaire). Une approche expérimentale est développée et utilisée pour valider les prévisions numériques. Deux cas sont étudiés : (i) un conduit droit sans singularité, où les modes acoustiques du conduit sont excités par une couche limite turbulente (TBL) et (ii) un conduit droit avec un diaphragme inséré en amont qui génère une source acoustique localisée. La contribution acoustique est déterminée soit par des méthodes de mesure d’interspectres, soit à l’aide des outils de mécanique des fluides numérique (CFD) et d’analogies aéroacoustiques. La réponse de la structure est estimée par une approche dite de « couplage faible » qui utilise des fonctions de transfert modale d’un conduit fini simplement appuyé. Les mesures conduiront à évaluer et suggérer des améliorations de modèles empiriques existants de densité interspectrale de puissance (CPSD) dans un contexte d’écoulements internes turbulents. Une analyse modale expérimentale d’un conduit rectangulaire finie est confrontée à des méthodes de calcul pour évaluer l’effet des conditions aux limites, du rayonnement acoustique et de l’amortissement aérodynamique. Le couplage fluide structure est analysé par la fonction de « joint acceptance » à la fois dans le domaine spatial et dans le domaine des nombres d’onde. L’excitation comprend à la fois les contributions acoustiques et hydrodynamiques à l’aide des CPSD exprimées sur la base des fonctions de cohérence de type Corcos, champ diffus et modes acoustiques d’ordre élevé. Enfin, les études numériques et expérimentales de cette thèse ont été utilisées pour développer un cadre d’étude et de modélisation du bruit et des vibrations dans les conduites, qui relie la dynamique des fluides, les modèles analytiques et empiriques à des techniques efficaces d’analyse aléatoire. / Pipeline and duct vibrations can cause a range of issues from unplanned shutdownsto decreased equipment life time. Thus, the prediction of flow-induced vibrations is essential in piping design in many industrial plants, especially, for Gas industry. This study deals with the prediction of pipe flow noise and vibration at low Mach number. We aim to present a numerical and experimental study which can offer engineers a better understanding of the coupling between random excitation and duct section for two geometries (circular or rectangular). An experimental facility and measurement approach is developed and used to validate numerical predictions. Two cases are investigated: (i) a straight duct with no singularity, duct acoustic modes are excited by the Turbulent Boundary Layer (TBL) and (ii) a straight duct with a diaphragm inserted upstream generating a localized acoustic source. The acoustic contribution is either measured via cross-spectra based methods or calculated using Computational Fluid Dynamics (CFD) and aeroacoustic analogies. The response of the structure is estimated via a ‘blocked’ approach using analytical modal Frequency Response Functions (FRFs) of a simply supported finite duct. Measurements will lead to evaluate and suggest improvements to existing Cross Power Spectral Density (CPSD) empirical models in a context of internal turbulent flows. Experimental modalanalysis of a finite rectangular duct are confronted to computational methods to assess the effect of the Boundary Conditions (BCs), the resistive damping from coupling with the internal acoustic medium and aerodynamic damping. The fluid-structure coupling is analyzed through the joint acceptance function both in the spatial and wave number domain. The excitation includes both the acoustic and hydrodynamic contributions using CPSD written on the basis of Corcos, Diffuse Acoustic Field (DAF) and acoustic duct mode coherence functions. Finally, the numerical and experimental studies in this thesis were used to develop a framework for studying and modelling pipe flow noise and vibration which links CFD, analytical and empirical models to efficient random analysis techniques.