La présente thèse propose une étude expérimentale du décollement dans le diffuseur d’un modèle de turbine hydroélectrique bulbe. Le décollement se produit quand la turbine est opérée à forte charge et il réduit la section effective de récupération du diffuseur. La diminution de la performance du diffuseur à forte charge engendre une baisse brusque de l’efficacité de la turbine et de la puissance extraite. Le modèle réduit de bulbe est fidèle aux machines modernes avec un diffuseur particulièrement divergent. Les performances de la turbine sont mesurées sur une large gamme de points d’opération pour déterminer les conditions les plus intéressantes pour l’étude du décollement et pour étudier la distribution paramétrique de ce phénomène. La pression est mesurée le long de l’aspirateur par des capteurs dynamiques affleurants alors que les champs de vitesse dans la zone de décollement sont mesurés avec une méthode PIV à deux composantes. Les observations à la paroi sont pour leur part faites à l’aide de brins de laine. Pour un débit suffisant, le gradient de pression adverse induit par la géométrie du diffuseur affaiblit suffisamment la couche limite, entraînant ainsi l’éjection de fluide de la paroi le long d’une large enveloppe tridimensionelle. Le décollement instationnaire tridimensionnel se situe dans la même zone du diffuseur indépendamment du point d’opération. L’augmentation du débit provoque à la fois une extension de la zone de décollement et une augmentation de l’occurrence de ses manifestations. La position et la forme du front de décollement fluctue significativement sans périodicité. L’analyse topologique et celle des tourbillons des champs de vitesse instantanés montrent une topologie du front de décollement complexe qui diffère beaucoup d’une réalisation à l’autre. Bien que l’écoulement soit turbulent, les tourbillons associés aux foyers du front sont clairement plus gros et plus intenses que ceux de la turbulence. Cela suggère que le mécanisme d’enroulement menant aux tourbillons du décollement est clairement distinct des mécanismes de la turbulence. / This thesis presents an experimental investigation of flow separation inside the diffuser of a small scale model of a bulb turbine. The flow separation occurs when the turbine is operated at high discharge and it reduces the diffuser effective area. In the case of bulb turbines, the kinetic energy recovered by the diffuser represents an important part of the total net head available for the runner energy extraction. The decrease of the diffuser efficiency leads to a sudden drop in the turbine efficiency and in the power extraction. The small scale model is faithful to modern turbines with a particularly divergent diffuser. The turbine performances are measured in a large range of operating conditions in order to select the most interesting ones and to investigate the parametric range of the phenomena. The pressure is measured along the diffuser by flush mounted dynamic sensors while the velocity fields inside the separation zone are obtained by a two-component PIV method. Separation observations on the wall are done using tufts. For a sufficient flow rate, the adverse pressure gradient induced by the diffuser geometry sufficiently weakens the boundary layer, thus leading to fluid ejection from the wall along a large three-dimensional envelope. The three-dimensional unsteady flow separation zone is located in the same area independently of the operating points. The flow rate increase leads to a wider separation zone occurring more frequently. The separation front fluctuates significantly both in location and in shape with no periodicity. Topological and vortex analyses on instantaneous velocity fields show a complex separation front topology which differs greatly from one realisation to another. Despite the highly turbulent flow, the separation front vortices are definitely bigger and more intense than turbulent vortices. It suggests that the roll-up mechanisms leading to separation surface vortices appear to be distinct from those of turbulent vortices.

Lors du développement d’un nouvel avion, l’estimation des échanges d’énergie entre l’air ambiant et les parois est une donnée cruciale pour la conception aérothermique. Cette conception repose de plus en plus sur des simulations numériques mais certains phénomènes d’aérothermique externe, comme le jet débouchant du système de dégivrage des nacelles moteur, montrent les limites des modèles RANS classiques. La simulation des grandes échelles (LES) se révèle bien adaptée à ce type de phénomène mais se heurte à un coût de calcul extrêmement élevé pour ces écoulements pariétaux à très grand nombre de Reynolds. Pour lever cette limitation, cette thèse propose l’étude de deux briques fondamentales : la LES avec loi de paroi (WMLES) conjuguée à l’injection d’une couche limite turbulente à l’entrée du domaine. Pour une meilleure compréhension et une utilisation fiable de l’approche loi de paroi, on se concentre tout d’abord sur les sources d’erreur qui lui sont associées. Après les avoir identifiées, on propose une correction de l’erreur de sous-maille ainsi qu’une loi de paroi adaptée aux écoulements compressibles. Grâce à ces deux éléments, on obtient une estimation correcte du flux de chaleur pariétal sur des simulations WMLES de canal plan supersonique sur parois froides. Puis, pour préparer la transition vers des applications plus industrielles, on introduit un schéma numérique plus dissipatif ce qui nous permet d’étudier l’influence de la méthode numérique sur l’approche loi de paroi. Dans une seconde partie dédiée à l’injection de couche limite pour la WMLES, on sélectionne une méthode basée sur l’injection de perturbations combinée à un terme de contrôle volumique. On montre que des simulations WMLES utilisant cette méthode d’injection permettent d’établir une couche limite turbulente réaliste à une courte distance en aval du plan d’entrée, à la fois sur une plaque plane mais également sur un écoulement de jet débouchant à la géométrie plus complexe, représentative d’un cas avion. / During the design of a new aircraft, the prediction of energy exchanged between the ambient air and the aircraft walls is crucial regarding aerothermal design. Numerical simulations plays a role of increasing importance in this design. However classical RANS models reach their limits on some external aerothermal flows, like the jet-in-cross-flow from the anti-icing system oh the engine nacelles. The large eddy simulation (LES) is well suited to this kind of flow but faces an extremely large computational cost for such high Reynolds number wall-bounded flows. To remove this limitation, we propose two building blocks: the Wall Modeled LES (WMLES) combined with a turbulent inflow generation. For a better understanding and a reliable use of the WMLES, we first focus on the sources of error related to this approach. We propose a correction to the subgrid-scale error as well as a wall model suitable for compressible and anisothermal flows. Thanks to these two elements, we correctly predict the wall heat flux in WMLES computations of a supersonic isothermal-wall channel flow. Then, to allow the computation of more industrial flows, we introduce some numerical dissipation and study its effect on the wall modeling approach. The last part is dedicated to turbulent inflow generation for WMLES. We select a method based on synthetic perturbation combined with a dynamic control term. We validate this method on WMLES computations of a flat plate turbulent boundary layer and a hot jet-in-cross-flow representative of an industrial configuration. In both cases, we show that a realistic turbulent boundary layer is generated at a small distance downstream from the inlet plane.

L'objectif de cette étude est d'analyser expérimentalement l'interaction entre un tourbillon longitudinal isolé et une couche limite se développant sur un profil portant bi-dimensionnel de type NACA0015 pour des incidences faibles et autour du décrochage statique. Le travail a été réalisé en tunnel hydrodynamique à Reynolds 5 105, le tourbillon est généré en amont par une aile elliptique de section NACA0020. Les campagnes de mesures ont été réalisées par LDV et PIV en ce qui concerne le champ de vitesse et par balance hydrodynamique en ce qui concerne les efforts globaux. Ce type de configuration peut être retrouvé dans les applications de contrôle d'écoulement (par utilisation de générateurs de vortex) ou en hydrodynamique navale dans les interactions « tourbillon d'ogivesafran de gouvernail ». L'originalité de la configuration étudiée réside dans le fait que le vortex est généré hors couche limite, contrairement à la configuration classique du contrôle d'écoulement en aérodynamique, où le vortex est généré à une distance de l'ordre de l'épaisseur de couche limite. Les résultats ont montré que la présence du tourbillon inhibe le phénomène d'hystérésis lors du décrochage statique du profil NACA0015, ceci étant associé à une modification notable des états de couche limite tant en valeur moyenne que fluctuante. En effet, pour les faibles incidences, la présence du tourbillon longitudinal modifie le gradient de pression, retarde de manière globale le décollement de la couche limite en réaccélérant le fluide à la paroi. Pour les incidences plus élevées, on observe un ré-attachement de la couche limite dans la région d'inflow (zone d'apport de fluide rapide à la paroi). La dynamique de cet écoulement est analysée par décomposition orthogonale en modes propres (POD) dans le but de mieux appréhender l'alignement spatial tourbillonnaire dans le sillage des corps mis à grande incidence et contrôlé.

Dans l'optique de développer à terme des modèles pertinents et in fine améliorer le design de véhicules supersoniques, cette étude propose une analyse détaillée de l'influence d'un choc et d'un transfert de chaleur sur la structure de la turbulence au sein d'une couche limite supersonique. La stratégie numérique utilisée repose sur des simulations numériques directes des équations de Navier-Stokes à l'aide de schémas WENO et compact d'ordre élevé. Le développement complet de la couche limite est simulé à l'aide d'un forçage amont à la paroi afin de s'assurer du plus haut degré de réalisme dans la zone d'étude. Des conditions de séparation naissante et deux conditions thermiques de paroi (adiabatique et refroidie) sont considérées. L'analyse se concentre sur l'altération des caractéristiques moyennes et turbulentes à travers la zone d'interaction et au sein de la zone de relaxation, sur la base de profils moyens et de paramètres intégraux. L'amplification anisotrope des variables turbulentes est quantifiée tandis que les évènements turbulents associés à la modification de la structure globale sont identifiés. La forte modification des champs thermiques moyens et turbulents par le refroidissement est mise en exergue, notamment la diminution significative des quantités turbulentes à travers la couche. Par ailleurs, la réduction à la fois des longueurs d'influence amont, de séparation et de relaxation est mise en évidence.

Dans le contexte du bruit intérieur des avions, ce travail de thèse étudie l'intérêt acoustique de l'utilisation de patchs viscoélastiques. La masse de ces traitements est aujourd'hui considérée comme pénalisante. Une optimisation en termes de taille et de placement est donc envisagée. La stratégie adoptée est choisie analytique pour couvrir une large gamme de fréquences avec des temps de calcul performants. Ce mémoire de thèse propose une approche originale calculant le rayonnement acoustique de plaques amorties localement. Cette approche présente les intérêts suivants : s'absoudre des difficultés de calcul des impédances de rayonnement et être particulièrement adaptée aux structures complexes de l'avion. L'apport scientifique de cette thèse en terme de modélisation réside d'une part dans une approche de calcul vibroacoustique basée sur la minimisation de l'erreur de vérification de l'équation de mouvement sur un échantillonnage spatial et, d'autre part, dans un formalisme par fonctions Dirac mis en œuvre pour simuler les hétérogénéités aux limites d'un patch amortissant localisé. Ce modèle analytique est appliqué à des plaques planes finies non raidies où un traitement amortissant localisé, une plaque multicouche ou une plaque à épaisseur variable peuvent être considérés. Une validation numérique pour les excitations mécanique, acoustique et aérodynamique ainsi qu'une validation expérimentale sous excitation champ diffus démontrent une très bonne précision du modèle développé : le couplage fluide-structure et l'amortissement localisé sont correctement modélisés. Les effets de taille et de placement du patch sont finalement étudiés sur un cas particulier sous excitation aérodynamique en conditions réalistes. Le comportement non linéaire observé de l'effet de taille par rapport à la masse ajoutée permet de définir un optimum. L'apport scientifique de cette thèse offre un outil prédictif performant et adapté à la problématique du bruit interne des avions.

Cette étude, en partenariat avec l'AFB (Agence Française pour la Biodiversité), a pour objectif de comprendre le devenir des sédiments qui ont été bloqués dans des barrages hydrauliques. Lors des « chasses » (lâchers massifs d’eau) réalisées pour assurer la continuité écologique des cours d'eau avec retenues, une certaine quantité de sédiments est relarguée en aval de la retenue, cessédiments sont ensuite transportés sur un fond de rugosités immobiles à différentes échelles(gravier, galets, rochers). L'objectif de cette thèse est donc d'étudier comment la présence de grains grossiers et immobiles peut avoir un effet sur les différentes échelles du transport de sédiment. Au travers de trois études expérimentales en canaux hydrauliques à surface libre, dans lesquelles les grains grossiers immobiles sont modélisés par une canopée d'hémisphères régulièrement espacés, différents impacts de la présence des rugosités immobiles sont mis en exergue. Une étude préliminaire a tout d'abord pour objectif de comprendre comment l'apparition d'une rugosité isolée dans du sédiment a pour effet de modifier les conditions d’hydrodynamique locale à l’amont de cette rugosité, en particulier par la mise en place d'un système de tourbillon(tourbillon en fer à cheval) pouvant accentuer le taux d'érosion locale. Ce tourbillon, très documenté pour des rugosités à géométrie simple, demeure très peu étudié dans le cas d'obstacle aux parois courbées de type grains de rivière. Cette étude montre alors que les dimensions et l'intensité du tourbillon en fer à cheval sont plus faibles dans le cas d'un obstacle aux parois inclinées et courbées que dans le cas d'un obstacle aux parois normales au fond, cephénomène étant expliqué par la facilité du fluide à contourner et l'obstacle, et donc la diminution du gradient de pression adverse à l'amont de l'obstacle, responsable du décollement de la couche limite incidente et de la formation du tourbillon en fer à cheval. Dans une seconde étude,l'hydrodynamique locale proche de sédiment placé dans un patch d'hémisphères est mesuré, pour différents niveaux de découvrement du patch et pour du sédiment collé au fond du canal. Il apparaît qu'en fonction du découvrement ($P = k/R$ avec $k$ la hauteur découverte d'une rugosité et $R$ sa hauteur totale), de forte variations locales de contrainte et de niveaux de turbulence au fond se mettent en place, le sédiment étant soumis à des sur-contraintesimportantes à l'arrière des rugosités pour $P = 20\%$, mais protégés pour des découvrements plus importants. Une analyse par quadrants montre alors que ce phénomène peut être expliqué par la capacité des événements turbulents instantanés de forte intensité à pénétrer entre les hémisphères pour atteindre le sédiment. Une troisième étude dans un canal aux dimensions plus importantes consiste à analyser la déstabilisation d’un lit sédimentaire initialement plat être couvrant totalement une canopée d’hémisphères immobiles. En début de la déstabilisation du lit,des dunes se forment et croissent, jusqu'à ce que leur volume devienne limité par l'apport initial de sédiment. Des zones érodées apparaissent alors entre ces dunes, dans lesquelles on observe du sédiment protégé entre les hémisphères immobiles. Il apparaît alors que cette protection est dépendante de la dimension des zones érodées. Sur les temps longs et après évacuation des dunes en aval du canal, l'effet de protection des hémisphères immobiles sur le sédiment est mis en avant, avec en particulier l'obtention d'une forte dépendance du taux d'érosion des grains en fonction du niveau de découvrement des hémisphères, un ralentissement soudain de l'érosionétant obtenu pour $P \sim 50 %. Ce changement de régime est expliqué en lien avec les résultats de l’étude précédente sur les groupes d’hémisphères. / This study is part of a project with the AFB (French Agency for Biodiversity), that aims to have abetter understanding of the remobilization of the sediment previously trapped in dams. After dambreaks, an amount of sediment is deposited downstream of the dam, this sediment being then setin motion on a bed of multi-scale immobile grains (gravels, rocks, boulders). The aim of this thesiswork is to study how coarse immobile grains can have an effect on the different scales of sedimenttransport. Thanks to three experimental studies in laboratory flumes, in which immobile coarsegrains are represented by a canopy of hemispheres, several effects of the roughness elements onsediment transport are emphasised. A preliminary study first aims to understand how theprotrusion of an isolated hemisphere impacts the local hydrodynamics upstream of thishemisphere, specifically through the horseshoe vortex developping near the roughness elementwall that can increases local grain entrainment rate. The horseshoe vortex, although deeplydocumented for simple roughness elements (cube, cylinder), remains poorly studied for roughnesselements with tilted or curved front wall like river coarse grains. This study shows that thedimensions and intensity of the horseshoe vortex are weaker for an obstacle with tilted wall thanfor an obstacle with bottom normal wall. This phenomenon is explained by the weaker adversepressure gradient developping upstream of the titlted wall, responsible for the boundary layerseparation and the horseshoe vortex formation. In a second study, the local hydrodynamics near aglued sediment bed placed in a patch of hemispherical roughness elements is studied, for severalprotrusion levels $P$ of the hemispheres (where $P = k/R$, with $k$ the height of the hemisphereprotruding over the sediment, and $R$ the total height of the hemisphere). It is shown that,depending on the protrusion of the hemispheres, strong local modifications of the near bedhydrodynamics can develop. For P = 20 %, zones of enhanced shear stress appear downstreamof the roughness elements, while for P \ge 20 %, this enhanced shear stress zones vanishes andthe sediment bed is sheltered. A quadrant analysis then shows that this phenomenon is explainedby the abality of intense instantaneous events to reach the sediment bed. A third experimentalstudy aims to analyze the erosion of a flat sediment bed initially uniformely covering a canopy ofstaggered hemispheres. In the beginning of the experiment, dunes are forming on the sedimentbed, until their volume is limited by the supply-limited sediment condition. Eroded areas thenappear between dunes, in which sediment is protected between the immobile hemispheres. Theanalyze shows that this protection is strongly dependant on the dimensions of the eroded areas.After dunes migrated downstream of the canal, the sheltering effect of the hemispheres isemphasised by measuring the erosion rate of the bed. It appears that the erosion rate is heavilydependant on the level of protrusion of the hemispheres, the erosion suddenly getting weaker forP \sim 50 %. This abrupt change of erosion regime is explained using the results of the previousstudy on local hydrodynamics in a patch of hemispheres.

Le but de ce travail est d'étudier une couche limite soumise à un gradient de pression et de la comparer avec une couche limite de plaque plane à grands nombres de Reynolds. Dans ce cadre, l’accent est mis sur le comportement des structures cohérentes à grande échelle. En raison de leur grande longueur, ces structures ne sont pas faciles à extraire et à caractériser en utilisant des techniques de mesure standard. Pour cette raison, des dispositifs expérimentaux spécifiques utilisant la PIV dans les plans longitudinaux et parallèles à la paroi ont été conçus pour capturer les structures à grande échelle et pour mieux comprendre les mécanismes régissant la dynamique de ces écoulements. La première partie revisite les résultats obtenus sur une couche limite plaque plane en sondant l'origine d'une décroissance spectrale en dans la couche limite turbulente. Dans cette perspective, un modèle simpliste basé sur le modèle de Townsend-Perry est proposé. Ce modèle peut, en principe, être appliqué à n'importe quel écoulement turbulent de paroi. La deuxième partie se concentre sur l'amélioration de la compréhension de la turbulence en gradient de pression adverse en effectuant une caractérisation complète d’un écoulement académique au dessus d’une géométrie. L’accent est mis sur les caractéristiques des structures (longueur, scaling, contribution énergétique et distribution selon la normale à la paroi) ainsi que sur l'influence du gradient de pression adverse sur les structures des grandes échelles. L'analyse permet de comparer le comportement d'une couche limite en présence de gradient de pression adverse avec le cas d’une plaque plane à grands nombres de Reynolds / The aim of the present work is to study a boundary layer subjected to a pressure gradient and to compare it with a zero pressure gradient (ZPG) boundary layer at high Reynolds numbers. Within this framework, focus is laid on the behaviour of large-scale coherent structures. Due to their large streamwise extent, these structures are not easy to extract and characterize using standard measurement techniques. For this reason, specific experimental set-ups using PIV in the streamwise/wall-normal planes was designed to capture the large-scale structures and to gain more insight into the mechanisms governing the dynamics of these flows. The achievements of the present investigation can be divided into two parts. The first part revisits the results obtained on a ZPG turbulent boundary layer by probing the origin of a spectral range in a turbulent boundary layer. To this end, a simple model which can in principle be applied to various wall-bounded turbulent flows is proposed from a new perspective based on the work of Townsend-Perry. The second part focuses on improving the understanding of turbulence under an adverse pressure gradient (APG) by performing a complete flow characterisation of an academic test case on a large scale geometry. Emphasis is laid on the characteristics of the structures (length, scaling, energetic contribution and their wall normal distribution) along with the influence of the APG on the large-scale structures. The analysis is also extended to compare the behaviour of APG with the ZPG case at high Reynolds numbers

Afin de concevoir des systèmes de propulsion innovants, l'amélioration des performances des prises d'air supersonique constitue un enjeu majeur. En particulier, les écoulements intervenant au sein des entrées d'air et/ou de diffuseurs supersoniques mettent en jeu des phénomènes complexes associés aux diverses échelles spatiales et temporelles: dynamique de la turbulence pariétale, interaction entre une onde de choc et une couche limite turbulente, décollements tridimensionnels et effets de coins. Malgré les contributions significatives et récentes des simulations numériques de haute fidélité sur les instationnarités de l'interaction onde de choc/couche limite sans paroi latérales, peu d'études numériques ont été menées sur l'influence des coins dans la dynamique de l'écoulement. En présence de parois latérales et à des nombres de Mach suffisamment élevés, l’interaction se modifie et un train de choc se forme dans le diffuseur. Dans le cadre de cette thèse, les équations de Navier-Stokes en régime compressible sont résolues à l'aide de schémas d'ordre élevé. Des simulations en régime supersonique de l'écoulement dans des diffuseurs rectangulaires de largeurs différentes sont effectuées. L'étude permet la mise en évidence de l'influence du confinement et des effets de coins. Une deuxième partie de l’étude est consacrée à la compréhension des instationnarités générées par un train de choc dans un diffuseur rectangulaire à l'aide d'outils de post-traitement avancés: décomposition modale dynamique et périodogramme. Les résultats montrent la présence d'un possible phénomène de résonance du diffuseur à des fréquences proches de celles émises par l'écoulement. / To design innovative propulsion systems, improving the performance of supersonic air intakes is a major issue. In particular, the flows through the air intakes and/or supersonic diffusers involve complex unsteady phenomena associated with various spatial and temporal scales such as: wall-bounded turbulence dynamics, interaction between a shock-wave and a turbulent boundary layer, three-dimensional separated flows and corners effects. Despite the significant contributions from recent high-fidelity simulations of unsteady shock-wave boundary layer interaction in the absence of side walls, few numerical studies were conducted with secondary flows due to corner effects. In the presence of side walls and at Mach numbers large enough, the topology of the interaction is modified and a shock-train forms in the diffuser. In this thesis, the Navier-Stokes compressible equations are solved using high-order schemes. Simulations of supersonic flows in rectangular diffusers of different widths are carried out. The study allows to highlight the influence of confinement and corners effects on the mean flow. A second part of the study is devoted to the understanding of the unsteadiness associated with a shock-train in a rectangular supersonic diffuser. For that purpose, advanced post-processing tools have been developed such as: dynamic mode decomposition and Fourier analysis. The results show the presence of a possible resonance phenomenon in the diffuser at frequencies close to those associated with the flow.

L'écoulement autour des véhicules produit une couche limite turbulente très proche de la paroi. Le caractère turbulent induit des fluctuations de pression pariétale qui font vibrer les panneaux du véhicule. Ces vibrations sont alors transmises à travers la structure et rayonnent du bruit dans l’habitacle. Les niveaux sonores dus à l'écoulement augmentent avec la vitesse du véhicule. Pour cette raison, cette problématique connaît un intérêt croissant dans le secteur aéronautique.Le but de cette thèse est double : comprendre les mécanismes à l’origine de ces fluctuations de pression à la paroi et prédire l’excitation de la structure avion due à l’écoulement turbulent.Pour ce faire, des calculs Large Eddy Simulation (LES) sont disponibles. Il s’agit de bases de données numériques d’écoulements de couches limites turbulentes en présence de gradients de pression favorable, adverse et nul. Ceci permet de caractériser l’écoulement sur des géométries courbes telles que la pointe avant d’un avion. L’effet du gradient de pression sur des structures cohérentes de type « hairpins » et paquets de « hairpins » a pu être identifié et quantifié à travers des méthodes de visualisation et d’analyse statistique. Une méthode d’estimation stochastique du champ de vitesse a révélé la présence de tourbillons contra-rotatifs au-dessus des paquets de hairpins. Ces tourbillons ont une vorticité opposée à celle des hairpins et un modèle de « hairpins inversé » a été proposé.En s’inspirant du travail de Ahn et al. (2010), un modèle stochastique de spectre de la pression pariétale a été développé. Il s’agit de reconstruire un champ stochastique de vitesse instantanée et d’en déduire le champ de pression à la paroi en résolvant une équation de Poisson sur la pression. Le champ de vitesse est obtenu en soumettant des structures de type paquets de hairpins à un écoulement moyen. Les caractéristiques des paquets de hairpins en fonction du gradient de pression sont basées sur l’analyse des bases LES. Les résultats de ce modèle sont comparés à ceux issues de bases de données numériques et expérimentales. Enfin, ce modèle est utilisé pour caractériser l’écoulement de couche limite turbulente dans une simulation de Statistical Energy Analysis (SEA) afin de prédire les niveaux de vibration des panneaux d’une portion de fuselage d’avion. / The flow around vehicles creates a turbulent boundary layer in the vicinity of the wall. The turbulent behavior induces pressure fluctuations that make the panels vibrate. These vibrations are then transmitted though the structure of the vehicle and radiate noise inside the cabin. The flow-induced noise levels increase with the speed of the vehicle. For this reason, aircraft manufacturers show a great interest in this topic.There are two objectives for this thesis: understand the mechanisms responsible for the wall-pressure fluctuations and predict this source of aircraft panel excitation.A study of available Large Eddy Simulation (LES) computations was performed. The database consists in simulations of turbulent boundary layer flows submitted to favorable, adverse and zero pressure gradients. This is necessary to understand the nature of the flow over curved geometries such as the aircraft flight deck. The effect of pressure gradients on coherent hairpin structures and hairpin packets could be identified and quantified based on visualization and statistical analysis methods. Linear stochastic estimation of the velocity fields revealed a pair of counter-rotating streamwise vortices above hairpin packets. These vortices have a vorticity opposite to that of the hairpins and an “inverse hairpin” model was proposed.Following the work of Ahn et al. (2010), a stochastic model for wall-pressure spectrum was developed. The idea is to build a stochastic turbulent velocity field using hairpin packets which are subjected to a mean flow. The characteristics of the packets depending on the pressure gradient are based on the analyses of the LES database. The pressure field at the wall is obtained by solving a Poisson equation. The results of the hairpin packet model are compared to numerical and experimental data. Finally, the model is used as input for a Statistical Energy Analysis (SEA) simulation in order to predict the levels of vibrations of panels submitted to a turbulent boundary layer flow over a portion of an aircraft cabin.

Dans le domaine de la recherche appliquée, les turbomachinistes sont confrontés à un manque de compréhension de la physique du décollement de coin. Ce décollement tridimensionnel (3D) à la jonction de l’extrados des aubages et du moyeu limite l’efficacité et la stabilité des compresseurs. Les simulations numériques utilisant les deux types de modélisations, « Reynolds-Averaged-Navier-Stokes » (RANS) et « Large Eddy Simulation » (LES), doivent encore être étalonnées pour des applications turbomachines. Dans la recherche fondamentale concernant la couche limite turbulente (TBL), il existe beaucoup d’études sur les effets de courbure et de gradients de pression qui jouent également un rôle important dans la physique du décollement de coin. Le but de cette thèse est de réaliser une expérience dans une grille d’aubes de compresseur pour acquérir une base de données qui pourrait être utilisée non seulement pour calibrer à la fois les approches RANS et LES, mais aussi pour donner quelques explications fondamentales sur le décollement de coin. Cette expérience permet aussi une étude de la TBL se développant sur l’extrados à mi-envergure des aubages, qui est plus complexe que les TBL rencontrées dans des configurations plus fondamentales, mais plus simples que celles existant d’un turboréacteur. Une expérience précise et détaillée de l’écoulement 3D au passage d’une grille d’aubes de compresseur a été mis en place. Les mesures ont été réalisées pour un nombre de Reynolds basé sur les conditions d’entrée et la corde de l’aubage de 3,82×105. Des mesures ont été réalisées par anémométrie à fil chaud, par des prises de pression sur la paroi latérale et sur l’aubage, par une sonde de pression à cinq trous, par de la visualisation d’huile, par la Vélocimétrie par Images de Particules (PIV) 2D, ainsi que par Anémométrie Laser Doppler (LDA) à deux composants. Une base de données originale et complète a ainsi été obtenue. Concernant l’étude de la TBL sur l’extrados à mi-envergure , le gradient négatif de pression normal à la paroi retarde le décollement, ce qui est paradoxal avec son influence sur le décollement de coin tel que présentée dans la littérature. Le gradient de pression adverse dans la direction de l’écoulement est responsable de l’accroissement des tensions de Reynolds. Un phénomène remarquable proche du bord de fuite de l’aubage est qu’il existe un point d’inflexion dans le profil de la vitesse moyenne de l’écoulement. A ce point d’inflexion, les grandeurs des tensions de Reynolds atteignent leurs valeurs maximales et la direction de diffusion de l’énergie est inversée. Le champ de vitesse dans le décollement de coin a été présenté. L’expérience met en évidence l’existence d’histogrammes bimodaux de vitesse. Les points de mesures faisant apparaitre ce caractère bimodal sont essentiellement localisés dans la région de l’interface du décollement de l’écoulement moyenné en temps. Deux modes ont été proposés pour interpréter la physique du comportement bimodal. Pour un point bimodal, les deux composantes de vitesse sont localement non-indépendantes, en raison de l’interaction apériodique de ces deux modes. / In applied research, a lack of understanding of corner stall, i.e. the three-dimensional (3D) separation in the juncture of the endwall and blade corner region, which has limited the efficiency and the stability of compressors. Both Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) and large eddy simulation (LES) still need to be calibrated for turbomachinery applications. In the fundamental research of the turbulent boundary layer (TBL), there are a lot of findings of the effects of curvature and pressure gradients, which also play an important role in physics of corner stall. The purpose of this thesis is (i) to carry out an experiment in a cascade, (ii) to gain a database that could be used to calibrate both RANS and LES, and (iii) to give some basic explanations of corner stall through investigating the TBL on the suction side at the mid-span which is more complex than those in the basic investigations but simpler than those in a real engine. A detailed and accurate experiment of 3D flow field through a linear compressor cascade has been set up. Experimental data were acquired for a Reynolds number of 3.82×10 ^5 based on blade chord and inlet flow conditions. Measurements have been achieved by hot-wire anemometry, pressure taps on blade and endwall, five-hole pressure probe, oil visualization, 2D particle image velocimetry (PIV),and two-component laser Doppler anemometry (LDA). An original and complete database was thus obtained. The TBL on the suction side at mid-span was investigated. The wall-normal negative pressure gradient restrains the separation, on the contrary to its influence in the corner stall. The streamwise adverse pressure gradient can be responsible for the development of Reynolds stresses. The remarkable phenomenon at measurement stations near the trailing edge of blade is that an inflection point occurs in each profile of the mean streamwise velocity. At this inflection point, the magnitudes of the Reynolds stresses reach their maximum values, and the direction of energy diffusion also changes. The velocity field in the corner stall was presented. Bimodal histograms of velocity exist in the experiment. The bimodal points mainly appear in the region around the mean interface of separated flow and non-separated flow. At a bimodal point the local two velocity components are non-independent from each other, due to the aperiodic interplay of two basic modes in the flow field. Two modes were proposed to interpret the physics of bimodal behaviour.