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.

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.

The growth that aviation has seen in the last decades has drawn the attention on the environmental impact of aircraft. An important part of this environmental impact is the noise emitted by air vehicles, which is considered rather significant for community annoyance. The generation and propagation of air vehicle noise are two different areas of interest, which require accurate prediction in order to control the emitted noise levels. The present thesis employs numerical methods in order to investigate various air vehicle noise propagation effects. It is divided in two parts: the far field and the near field study. Each of these studies is concentrated on the sound propagation mechanisms that are dominant for each case and uses a numerical method that is best suited for it in terms of mechanisms incorporated and cost effectiveness. The far-field study of this thesis focuses on the nonlinear propagation of helicopter rotor noise using the Burgers equation, a well known one direction propagation method. The Burgers equation incorporates geometrical spreading, atmospheric absorption and nonlinear distortion effects. Towards this study, the HELISHAPE descent case experimental database is used. Blade Vortex Interaction (BVI) noise, the dominant noise contributor during descent, is mainly examined. It is shown that advancing side BVI noise is affected by nonlinear distortion, while retreating side BVI noise is not. For some frequency bands the difference between linear and nonlinear calculations can be as high as 7 dB. Based on signal characteristics at source, two quantities are derived. The first quantity (termed polarity) is based on the pressure gradient of the source signal and can be used to determine whether a BVI signal will evolve as an advancing or a retreating side signal. The second quantity (termed weighted rise time) is a measure of the impulsiveness of the BVI signal and can be used to determine at which frequency nonlinear effects start to appear. Finally, polarity and weighted rise time are shown to be applicable in cases of BVI noise generated from different blade tips, as well as, in cases of non-BVI noise. However, employment of the Burgers equation can be time consuming to be included in routine calculations. It also requires knowledge of the initial pressure time signal. The power spectrum alone, which is usually known, is not sufficient. In order to overcome these difficulties, three prediction methods are presented that are based on the Burgers equation. These are: i) a numerically generated database, ii) correlation equations and iii) the phase assignment method. Near field propagation of air vehicle noise requires different treatment than far field. The effects which are mainly affecting the propagation are geometrical spreading, convection and refraction effects due to the flow field, as well as reflections and diffraction on the air vehicle surfaces. Towards these objectives, a new low-order flow/acoustics interaction method for the prediction of sound propagation and diffraction in unsteady compressible flow using adaptive 3-D hybrid grids is investigated. The total field is decomposed into the flow field described by the Euler equations, and the acoustics field described by the Nonlinear Perturbation equations. The method is shown capable of predicting monopole sound propagation, while employment of acoustics-guided adapted grid refinement improves the accuracy of capturing the acoustic field. Interaction of sound with solid boundaries is also examined in terms of reflection and diffraction. Sound propagation through an unsteady flow field is examined using static and dynamic flow/acoustics coupling demonstrating the importance of the latter. Proof of concept for the new method is provided by its application to the case of a conventional jet transport airplane, examining the effect of flow field and wing shielding on the near field noise levels. During the aforementioned noise investigation and analysis, results on Blade Wake Interaction (BWI) noise were also reached. Presently, the mechanism of BWI noise generation, as well as the corresponding prediction model, are still under consideration. Helicopter rotor BWI noise is known to be significant during take-off and level flight, while less attention has been given to descent flight conditions, where BVI noise is dominant. Through signal analysis of the HELISHAPE descent case acoustic database, the rotor azimuthal region responsible for BWI noise is localized and the dominance of BVI noise in the BWI frequency region is shown. Coherence analysis of the blade pressure data indicate significant chordwise coherence in the 3 to 4 Struhal number range and absence of acoustic dipoles in the BWI frequency range. The findings of this study support BWI prediction models based on Amiet’s theory and suggest that BWI noise can be ignored for predictions of rotor noise in descent flight conditions. / Η ανάπτυξη που συναντάται στην αεροπλοΐα τις τελευταίες δεκαετίες έχει τραβήξει την προσοχή στην περιβαλλοντολογική επίδραση των αεροσκαφών. Ένα σημαντικό μέρος αυτής της επίδρασης είναι ο θόρυβος των αεροχημάτων ο οποίος ευθύνεται κατά ένα μεγάλος μέρος για την ενόχληση του πληθυσμού στις περιοχές των αεροδρομίων και όχι μόνο. Η δημιουργία και η διάδοση του θορύβου αεροχημάτων είναι δύο διαφορετικές περιοχές ενδιαφέροντος, οι οποίες απαιτούν ακριβή πρόβλεψη στην προσπάθεια ελέγχου των εκπεμπόμενων ηχητικών επιπέδων. Η παρούσα διατριβή χρησιμοποιεί αριθμητικές μεθόδους για τη μελέτη της διάδοσης του θορύβου αεροχημάτων. Χωρίζεται δε σε δύο μέρη: τη μελέτη του μακρινού και του κοντινού πεδίου. Καθεμία από αυτές τις μελέτες επικεντρώνεται στους μηχανισμούς ηχητικής διάδοσης που είναι κυρίαρχοι σε κάθε περίπτωση και χρησιμοποιεί μια αριθμητική μέθοδο που ταιριάζει καλύτερα όσο αναφορά την απόδοσή της και τους μηχανισμούς που εξετάζονται. Η μελέτη μακρινού πεδίου εστιάζεται στη μη-γραμμική διάδοση θορύβου ρότορα ελικοπτέρου με τη χρήση της εξίσωσης Burgers, μιας γνωστής μεθόδου υπολογιστικής διάδοσης ήχου σε μία διεύθυνση. Η εξίσωση Burgers περικλείει τα φαινόμενα της γεωμετρικής εξασθένισης, ατμοσφαιρικής απορρόφησης και μι-γραμμικής στρέβλωσης. Σε αυτή τη μελέτη χρησιμοποιήθηκαν τα δεδομένα του πειράματος HELISHAPE. Ο θόρυβος από αλληλεπίδραση πτερυγίου-στροβίλου (BVI noise), ο οποίος είναι ο κυρίαρχος αεροδυναμικός θόρυβος στην περίπτωση της καθοδικής πτήσης, είναι αυτός που εξετάστηκε κυρίως. Αποδείχθηκε ότι ο θόρυβος BVI στην πλευρά του προχωρούντος πτερυγίου (advancing side) επηρεάζεται σημαντικά από τα μη-γραμμικά φαινόμενα σε αντίθεση με την πλευρά του υποχωρούντος πτερυγίου (retreating side). Μερικές μπάντες συχνοτήτων έδειξαν διαφορές μεταξύ γραμμικής και μη-γραμμικής διάδοσης έως και 7dB. Βασιζόμενοι στα χαρακτηριστικά των σημάτων, δύο νέα μεγέθη ορίστηκαν. Το πρώτο από αυτά, με το όνομα πολικότητα (polarity) βασίζεται στην παράγωγο της ακουστικής πίεσης του αρχικού σήματος και μπορεί να προσδιορίσει αν το σήμα θα διαδοθεί σαν προχωρούν ή υποχωρούν. Το δεύτερο μέγεθος, με το όνομα ζυγισμένος χρόνος ανόδου (weighted rise time) είναι μια εκτίμηση της παλμικότητας του σήματος BVI και μπορεί να χρησιμοποιηθεί για να προσδιορίσει την περιοχή συχνοτήτων όπου τα μη-γραμμικά φαινόμενα θα ξεκινήσουν να εμφανίζονται. Αυτά τα μεγέθη αποδείχθηκε ότι μπορούν να χρησιμοποιηθούν και σε περιπτώσεις θορύβου BVI άλλων πτερύγων, καθώς και σε μη-BVI σήματα. Ωστόσο, η χρήση της εξίσωσης Burgers μπορεί να είναι χρονοβόρα αν συμπεριληφθεί σε υπολογισμούς ρουτίνας. Ακόμη προϋποθέτει γνώση του αρχικού σήματος ακουστικής πίεσης. Το ηχητικό φάσμα από μόνο του, που συνήθως είναι γνωστό, δεν είναι αρκετό. Για να ξεπεραστούν αυτές οι δυσκολίες, παρουσιάζονται τρεις μέθοδοι πρόβλεψης οι οποίες βασίζονται στην εξίσωση Burgers. Αυτές είναι: i) μια υπολογιστικά δημιουργημένη βάση δεδομένων ii) εξισώσεις συσχετίσεων και iii) η μέθοδος της ανάθεσης φάσης. Η μελέτη διάδοσης θορύβου στο κοντινό πεδίο απαιτεί διαφορετική μεταχείριση από το μακρινό πεδίο. Τα φαινόμενα που την επηρεάζουν περισσότερο είναι αυτά της γεωμετρικής εξασθένισης, μεταφοράς και περίθλασης λόγω του ροϊκού πεδίου, καθώς και ανάκλαση και διάθλαση στις επιφάνειες του αεροχήματος. Για το λόγο αυτό μελετάται μια νέα μέθοδος χαμηλής τάξης ακρίβειας, αλληλεπίδρασης ροϊκού-ακουστικού πεδίου για την διάδοση και διάθλαση ήχου σε ασταθή συμπιεστή ροή με τη χρήση 3D υβριδικού πλέγματος. Το ολικό πεδίο διαχωρίζεται στο ροϊκό πεδίο περιγραφόμενο από τις εξισώσεις Euler και το ακουστικό πεδίο από τις μη-γραμμικές εξισώσεις διαταραχών. Η μέθοδος αποδεικνύεται ικανή να προβλέψει την ηχητική διάδοση μονοπόλου, ενώ η χρήση προσαρμοσμένου πλέγματος βελτιώνει την ακρίβεια του ηχητικού πεδίου. Η αλληλεπίδραση ήχου και στερεών επιφανειών εξετάζεται επίσης σχετικά με τα φαινόμενα ανάκλασης και διάθλασης. Εξετάζεται ακόμα η διάδοση ήχου σε ασταθές ροϊκό πεδίο χρησιμοποιώντας στατική και δυναμική σύζευξη και αποδεικνύεται η σημαντικότητα της δεύτερης. Απόδειξη χρηστικότητας της νέα μεθόδου επιδεικνύεται με την εφαρμογή για την περίπτωση συμβατικού επιβατηγού αεροσκάφους, όπου εξετάζονται τα φαινόμενα της επίδρασης της ροής και της ηχητικής κάλυψης της πτέρυγας στα ηχητικά επίπεδα του κοντινού πεδίου. Κατά τη διάρκεια των παραπάνω ακουστικών διερευνήσεων, επιτεύχθηκαν ακόμα κάποια αποτελέσματα πάνω στον θόρυβο λόγω αλληλεπίδρασης πτερυγίου-απορεύματος (BWI noise). Μέχρι τώρα ο ακριβής μηχανισμός του θορύβου BWI, όπως και το αντίστοιχο μοντέλο πρόβλεψης, αποτελεί θέμα μελετών. Ο θόρυβος BWI στα ελικόπτερα είναι γνωστό ότι είναι σημαντικός στις περιπτώσεις ανοδικής και επίπεδης πτήσης, ενώ μικρή βαρύτητα έχει δοθεί στην περίπτωση της καθοδικής πτήσης λόγω της κυριαρχίας του BVI θορύβου. Μέσω ανάλυσης σημάτων του HELISHAPE για τη περίπτωση της καθοδικής πτήσης, εντοπίστηκε η περιοχή του δίσκου του ρότορα υπεύθυνη για τον θόρυβο BWI και δείχθηκε η επίδραση του θορύβου BVI στην περιοχή συχνοτήτων BWI. Ανάλυση συνοχής (coherence analysis) των αεροδυναμικών πιέσεων των πτερυγίων έδειξε σημαντικές τιμές στη περιοχή τιμών 3 με 4 αριθμών Struhal και απουσία ακουστικών διπόλων στην περιοχή συχνοτήτων του BWI. Τα ευρήματα της παρούσας μελέτης υποστηρίζουν το μοντέλο πρόβλεψης θορύβου BWI που βασίζεται στη θεωρία του Amiet και προτείνουν ότι ο θόρυβος BWI μπορεί να αγνοηθεί στις προβλέψεις θορύβου ρότορα σε συνθήκες καθοδικής πτήσης.