L'industrie aéronautique cherche à réduire son empreinte environnementale et à augmenter son efficacité. Un axe de recherche porte sur la conception de moteurs plus efficients comme le CROR, pour Counter Rotating Open Rotor. Ce moteur reprend les éléments des turboréacteurs en changeant sa soufflante carénée par doublet d'hélices contrarotatives non caréné qui augmente son rendement. Il est environ 30 % plus économique qu'un turboréacteur de puissance équivalente, mais génère un bruit important.Ce bruit a plusieurs origines, dont la principale en basse vitesse (situation de décollage ou d'atterrissage) vient de l'interaction entre les hélices du doublet. La composante la plus importante dans cette interaction est l'interaction entre l'hélice aval et les tourbillons marginaux issus de l'hélice amont. Le mécanisme de génération de bruit de cette interaction est complexe. Il a été montré dans des travaux précédemment menés à l'Onera que le type de tourbillon a une influence sur le bruit généré.L'objectif de cette thèse est d'étudier le rayonnement acoustique de l'interaction orthogonale entre un tourbillon et une pale en rotation. L'étude porte sur des configurations simplifiées (pale simpliste, tourbillons analytiques).Le but est d'identifier et de hiérarchiser les paramètres déterminants de cette interaction, c'est-à-dire la géométrie de la pale et les propriétés du tourbillon, sur le bruit rayonné, puis de trouver une configuration silencieuse.Pour cela, une étude paramétrique est mise en place. Cette étude se base sur une approche numérique et utilise les codes de calcul Cassiopée et Kim développés à l'Onera. La modélisation physique utilise les équations d'Euler instationnaires dans leur formulation tridimensionnelle et compressible pour la dynamique des fluides et les équations de Ffowcs-Williams et Hawkings dans leur formulation sur surface solide en rotation pour le rayonnement acoustique. Les simulations sont réalisées à un ordre élevé et utilisent la méthode Chimère. L'analyse porte à la fois sur la réponse aérodynamique en champ proche et sur le rayonnement acoustique en champ lointain.À partir des résultats de cette étude paramétrique, il est prévu de rechercher des critères de design pour la réalisation de pales optimales et silencieuses.Il est ensuite prévu d'étudier, avec ces critères, la conception d'hélices de CROR valides autant sur le plan acoustique que sur le plan aérodynamique. Les applications de la thèse ne se limitent cependant pas qu'à ce moteur, mais à n'importe quelle configuration où la trajectoire d'une pale croise un tourbillon, comme sur un hélicoptère par exemple, pour l'interaction entre le sillage du rotor principal et le rotor de queue. / The aeronautics industry focuses on decreasing its ecological footprint and increasing airplanes efficiency. One way for this is to design more efficient motors, like CROR, for Counter Rotating Open Rotor. This engine, also called propfan, is quite close to a turbofan, but with a pair of counter rotating propellers instead of ducted fan, which increase its yield. The efficiency is about 30 % higher than a turbofan of equal power, but it generates a lot of noise.This noise has several causes, the main one at low speed (typical takeoff or landing situation), is due to the interaction between propellers. The higher contribution to this interaction is the interaction between rear blades and tip vortexes generated by front blades. The noise generation process of this interaction is complex. It has been shown in previous studies at Onera that vortex kind plays an important role on the generated noise.The goal of this thesis is to identify and classify the influent parameters of this interaction on the noise generation, especially the blade geometry and the vortex properties, and then, to find a silent configuration.To this aim, a parametric study is set up. This study is based on a numerical approach and uses the Cassiopée and Kim computational softwares, developed at Onera. Physical models uses Euler unsteady equations, in their three dimensional and compressible expression, for the CFD and Ffowcs-Williams and Hawkings equations, in their rotating solid surface expression, for the CAA. Simulations are run on high orders schemes and use the Chimera method. Analyses are based on both close field fluid dynamics and far field acoustics.With the results of this parametric study, silent and optimal blades design criteria will be find out.Then, with these criteria, it will be possible to design CROR blades which are aeroacoustically efficient as well as aerodynamically efficient. The outcomes of this thesis are not limited to CROR situation only: any configuration where a blade crosses a vortex orthogonally can benefits from this study, by instance the interaction in a helicopter between the main rotor flow and the tail rotor blades.

Renewed interest in open rotor aeroengines, due to their fuel efficiency, has driven renewed interest in all aspects of the noise they generate. Noise due to the ingestion of distorted atmospheric turbulence, known as Unsteady Distortion Noise (UDN), is likely to be higher for open rotors than for conventional turbofan engines since the rotors are fully exposed to oncoming turbulence and lack ducting to attenuate the radiated sound. However, UDN has received less attention to date, particularly in wind-tunnel and flight testing programmes. In this thesis a new prediction scheme for UDN is described, which allows inclusion of many key features of real open rotors which have not previously been investigated theoretically. Detailed features of the mean flow induced by the rotor, the form of atmospheric turbulence, asymmetries due to installation features, and the effect of rotor incidence are all considered. Parameter studies are conducted in each of these cases to investigate their effect upon UDN in typical static testing and flight conditions. A thorough review of the technological issues of most relevance and previous theoretical work on all types of turbulence-blade interaction noise is first undertaken. The prediction scheme is then developed for the case in which the mean flow into the rotor is axisymmetric. This shows excellent qualitative agreement with previous findings, with increased streamtube contraction resulting in a more tonal noise spectrum. The theoretical framework involves using Rapid Distortion Theory to calculate the distortion of an isotropic turbulence field (such as given by the von Karman spectrum) by the mean flow induced by the rotor (such as given by actuator disk theory), leading to an expression for the velocity incident upon the leading edge of the rotor blades. Strip theory is then used to calculate the pressure jumps across the blades, input as the forcing term in the far-field wave equation. Models are derived for open rotor-induced flow which account for the variation of blade circulation with radius, and the presence of the rotor hub and rear blade row. An investigation of appropriate turbulence models and realistic turbulence parameters is also undertaken. A key finding is that the heights of the tonal peaks are determined by the overall magnitude of the induced streamtube contraction (dependent on the total thrust generated) whereas the precise form of distortion (affected by the detailed components of the mean flow and the form of atmospheric turbulence present) alters the resulting broadband level. The prediction scheme is formulated in such a way as to facilitate extension to the asymmetric case, which is also fully derived. The model is applied in the first instance to the case of two adjacent rotors and then to the case of a single rotor at incidence. Under flight conditions, when distortion is reduced but UDN can still contribute a significant broadband component to overall noise levels, asymmetry is found to increase broadband levels around 1 Blade Passing Frequency but reduce levels elsewhere.

Dans le contexte actuel, l'open-rotor contrarotatif connaît un regain d'intérêt. Cependant, en l'absence de carter extérieur, la prédiction des effets d'installation devient une problématique primordiale du cycle de conception. L'objectif de ces travaux de thèse est de construire une méthode de calcul qui permette à la fois de rendre compte de l'impact du bloc moteur sur la traînée de l'avion et de l'impact de l'installation sur les performances aérodynamiques des hélices. Suite à une étude bibliographique, nous nous sommes orientés vers le couplage des codes ligne portante LPC2 et RANS elsA, développés à l'Onera. La méthode de couplage se base sur la condition de disque d'action et est itérative afin de rendre compte de l'interaction.Dans un second temps, des résultats de calculs instationnaires et d'essais en soufflerie ont été comparés aux résultats fournis par le couplage afin de confirmer que ce dernier rendait bien compte des performances aérodynamiques du moteur en configuration installée. Afin de valider sur un large domaine de calcul, plusieurs configurations ont été utilisées, prenant en compte différentes installations, différentes hélices et plusieurs points de vol.Enfin, nous avons proposé une amélioration de la condition de disque d'action par une modélisation de la turbulence représentant l'impact du passage des hélices sur l'écoulement. En effet, en l'état actuel, cette condition n'est pas en mesure de retranscrire l'impact des hélices sur la turbulence, en particulier sur l'augmentation du taux de turbulence. C'est pourquoi une formulation originale d'un modèle de turbulence, basée sur les travaux de Mr Benay, a été proposée. / The counter rotating open rotor entered a period of renewed interest because of the current circumstances. However, due to the absence of outer casing, predicting the installation's effects became an essential issue of the design process. The objective of this thesis is to elaborate a calculation method able to give the impact of the engine on the aircraft drag as well as the installation impact on the propellers aerodynamic performances. As a result of a literature review, we headed for the coupling of the LPC2 lifting-line code and elsA RANS code, developed by the Onera. The coupling method is based on the actuator disc condition and was made iterative in order to take the interaction into account.In a second phase, results from unsteady simulations and wind tunnel experiments were compared to the coupling results so as to confirm that the later was able to produce the engine's aerodynamic performances under the influence of the installation. In order to validate the coupling on a wide computational domain, multiple configurations were used, taking different installations into account, with different propellers and multiple flight conditions.Finally, an improvement of the actuator disc condition was proposed through a turbulence modeling showing the impact of the blades passages on the flow. Indeed, the actuator disc condition is currently unable to faithfully transpose the propellers impact on the turbulence, especially on the turbulence rate increase. Therefore, an original formulation of a turbulence model was given, based on the works of Mr. Benay.

Dans le cadre du projet européen Clean Sky, Snecma construit un démonstrateur de Contra Rotating Open Rotor (CROR). La conception du système de régulation du moteur nécessite d'avoir connaissance du comportement aérodynamique de chacune des hélices du doublet. Les objectifs de cette thèse sont dans un premier temps de comprendre les interactions entre les différents éléments constitutifs d'un CROR ayant un effet sur les performances des hélices, d'isoler leurs contributions respectives et dans un deuxième temps de développer un modèle prédictif des performances individuelles des hélices d'un CROR intégrable dans un environnement de calcul de cycles thermodynamiques. Pour cela, le comportement des hélices en doublet est rapproché de celui d'hélices isolées dont les effets macroscopiques sont bien connus. Des calculs Euler et NS3D ont servi de base pour proposer un couplage entre les hélices isolées permettant de retrouver le champ de vitesses induits entre les hélices d'un calcul doublet. Pour respecter les exigences de rapidité d'exécution et de robustesse numérique imposées par l’environnement de calcul de cycles thermodynamiques, les performances individuelles des hélices du doublet sont calculées à partir de champs hélice isolée. Une approche monodimensionnelle permet de calculer les vitesses induites propres des hélices à partir de la traction et de la puissance absorbée et une méthode pour estimer les vitesses induites mutuelles à partir des vitesses induites propres est donnée. Le calcul des performances individuelles des hélices d'un doublet contrarotatif est itératif. Cette méthode estime les performances avec une erreur relative inférieure à 5%. Elle est utilisée dans le développement du système de régulation du démonstrateur CROR SAGE2. / Within the scope of the European research project Clean Sky, Snecma builds a ground demonstrator of the concept engine Contra Rotating Open Rotor (CROR). Engine control system design requires knowing how each propeller will behave aerodynamically under the interaction of each other. The aim of this work is to design a predictive model of contra rotating propeller individual performance fitting in a thermodynamic cycle calculation environment. A coupling is proposed in order to represent the dual propellers thanks to isolated propeller behavior. It has been shown that by matching the isolated propellers thrust and torque to the doublet values, the good values of mutual induced velocities can be found. Hence contra rotating propellers individual performance can be reached with a good variation in parameters. In addition to that, in order to meet withthermodynamic cycle calculation environment requirements of rapidity and numerical robustness, performance is calculated from pre-generated propeller maps. One-dimensional approach is used to calculate mutual induced velocities from propellers thrust and torque. Contra rotating propellers individual performance calculation is an iterative process. The method developed gives the performance within a 5% relative error margin and is currently used for the design of the ground demonstrator control system.

Cette thèse aborde la problématique de la conception optimale de structures composites stratifiées d’épaisseur variable. Les variables d’empilement définissent un problème d’optimisation combinatoire et des espaces de décisions de grande taille et potentiellement multimodaux. Les algorithmes d’optimisation stochastiques permettent de traiter ce type de problème et de tirer profit des performances et de l’anisotropie des plis composites pour l’allègement des structures composites stratifiées. Le but de cette étude est double : (i) développer un algorithme d’optimisation dédié aux composites stratifiés d’épaisseur variable et (ii) estimer le potentiel des composites stratifiés pour la maîtrise des performances aérodynamiques d’une pale de CROR composite.Dans la première partie de cette thèse, un algorithme évolutionnaire est spécialisé pour l’optimisation de tables de drapage et la gestion d’un ensemble de règles de conception représentatif des pratiques de l’industrie. Pour se faire, un encodage spécifique des solutions est proposé et des opérateurs de variations spécialisés sont développés.Dans la deuxième partie, l’algorithme est enrichi d’une technique de guidage basée sur l’exploitation d’un espace auxiliaire afin d'accroître son efficacité et d’intégrer davantage de connaissances des composites dans la résolution du problème.Finalement, la méthode est appliquée pour la conception d’une pale de CROR composite à l’échelle de la maquette de soufflerie. Au préalable, des processus itératifs de mise à froid et mise à chaud de la pale sont mis en place afin d’estimer la forme de la pale au repos et l’état de contraintes dans la pale en fonctionnement. / This thesis deals with the optimal design of variable-thickness laminated composite structures. The stacking variables define a combinatorial optimization problem and large decision spaces which are potentially multimodal. Stochastic optimization algorithms allow solving this type of problem and allow taking advantage from the performance and the anisotropic nature of unidirectional composite plies to lighten laminated composite structures.The purpose of this study is twofold: (i) developing an optimization algorithm dedicated to variable-thickness laminated composites and (ii) assessing the potential of laminated composites in influencing the aerodynamic performances of a composite CROR blade.Firstly, an evolutionary algorithm is specialized in order to optimize layup tables and handle a set of design guidelines which is representative of industrial practices. In this purpose, a specific encoding of the solutions is suggested and specialized variation operators are developed.Secondly, the algorithm is enriched with a guiding technique based on the exploitation of an auxiliary space in order to improve its efficiency and to include further composites-related knowledge for the resolution of the problem.Finally, the method is applied for the design of a reduced-scale composite CROR blade intended for wind-tunnel testing. Beforehand, iterative processes are implemented to estimate the shape of the non-operating blade and the stress state within the operating blade.

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

Le développement de systèmes de propulsion alternatifs aux turboréacteurs actuels constitue un axe de recherche important dans le contexte aéronautique. L’open-rotor, moteur à hélices contrarotatives, constitue une piste sérieuse car il permet à la fois de réduire fortement la consommation de carburant et les émissions de gaz. Toutefois, les émissions sonores restent un défi pour ce type d’architecture, notamment du fait de l’absence de carénage. La compréhension des sources acoustiques et leur prévision est nécessaire afin de pouvoir, par la suite, réduire le bruit de ces moteurs. Les écoulements d’un doublet d’hélices contrarotatives sont complexes, en particulier pour l’hélice aval qui constitue l’axe d’étude de la thèse. Le travail présenté est dédié à une étude numérique, expérimentale et analytique et intervient dans le cadre de la chaire industrielle ADOPSYS entre Safran Aircraft Engines et l’Ecole Centrale de Lyon. L’objectif de ce travail est double. Il s’agit d’une part de réaliser une campagne expérimentale afin d’observer et de mieux comprendre le comportement de l’écoulement et de l’acoustique d’une pale en flèche, notamment en réponse à la présence d’un tourbillon de bord d’attaque. Un second objectif de la thèse était de constituer une base de données afin de comparer les prévisions obtenues avec un modèle analytique. Une méthode de calcul semi-analytique de la réponse aéroacoustique d’une pale aval en réponse à une excitation provenant de l’amont et prenant en compte les effets de charge et de géométrie a été développée. Une étude numérique d’un doublet d’hélices contrarotatives a servi de base à la définition de la géométrie de pale utilisée pendant l’étude. Celle-ci a été définie de façon à observer un tourbillon de bord d’attaque pour certains angles d’incidence. La maquette a ensuite été placée dans une soufflerie anéchoïque de l’Ecole Centrale de Lyon afin de réaliser une étude paramétrique. Des visualisations par enduit visqueux et des mesures de pression pariétale permettent de rendre compte de la présence du tourbillon de bord d’attaque à certains angles d’incidence. L’étude des spectres en champ lointain permet de distinguer un comportement en trois régimes, associés aux trois comportements du tourbillon de bord d’attaque. Des mesures de localisation de sources permettent de corroborer ces observations. Des prévisions analytiques du bruit émis par la pale et se basant sur le modèle d’Amiet ont également été réalisées. Dans un premier temps, les effets de la flèche sont pris en compte dans le modèle et celui-ci est alors appliqué à la pale de l’étude. Une meilleure adéquation des résultats est alors trouvée quand les effets de flèche sont pris en compte, en particulier dans les directions perpendiculaires à la pale. Le modèle est ensuite étendu afin de prendre en compte les effets de la jonction en pied de pale. Cette partie est exploratoire et le développement reste à approfondir. Un complément à l’expérience a consisté en l’étude de l’impact de sillages défilants sur la pale. Un système de barreaux rotatifs permet de générer des sillages périodiques représentatifs d’une interaction de sillages rotor-rotor. Les mesures réalisées montrent le comportement quasi-stationnaire du tourbillon. / The development of alternative propeller systems to turbojets is a main issue for research in the current context of aeronautical transport. Counter rotating open rotors are a candidate solution because they allow reduction of fuel consumption and gas emission. However, noise emissions are still a challenge for these types of configuration, in particular because they cannot benefit from the nacelle and the liners currently used in turbojet. The understanding of acoustic sources and their prediction is necessary in order to be able to reduce noise emission in the near future. Flows in an open-rotor are complex, in particular for the downstream propeller which is the subject of this approach.This work based on a numerical, experimental and analytical study and takes part in the ADOPSYS chair between Safran Aircraft Engines and l’Ecole Centrale de Lyon. This PhD has two main goals. The first one is to complete an experimental study in order to elucidate the behavior of the flow on a swept airfoil and the resulting acoustics, with a possibly developing leading-edge vortex. The measurements will be a data base for further comparison with analytical prediction. The second objective of the PhD consists in developing a semi-analytical modeling of the noise emitted by an airfoil in response to an incoming perturbation, taking into account the loading and geometry effects. A numerical study of a full counter-rotating system was used as a basis for designing the investigated airfoil. The latter was designed so that a leading-edge vortex could be formed on the surface for some angles of attack. The mock-up was then tested in an anechoic wind tunnel of Ecole Centrale de Lyon for various sets of parameters. Flow visualization and wall-pressure measurements indicated the presence of the leading-edge vortex for some angles of attack. The far-field measurements indicated three acoustic regimes, which can be associated with three behaviors of the leading-edge vortex. Source localization measurements corroborate these observations. Analytical predictions of the noise emitted by the airfoil and based on Amiet’s model were also performed. Firstly, the sweep angle is taken into account in the model. Secondly it is applied to the studied airfoil. A better match of the results is found when the sweep is considered, in particular in the perpendicular directions. The model in then extended in order to include the wall-junction. This part is exploratory and should be further developed. Finally, a complementary experimental investigation of the impingement of periodic wakes on the airfoil has been performed, using a system made of rotating bars, mimics true wake interactions. The measurements suggest that the leading-edge vortex has a quasi-steady behavior.

This study is devoted to the development of moderate-cost methodologies for the aerodynamic simulation of open rotors. The main goals are, on one side, to develop and validate these rapid methodologies, and, on the other side, to better understand the mechanisms behind propeller in-plane loads, also called the 1P loads. To reach the first goal, the HOST-MINT code, based on the lifting-line theory, has been adapted and improved for the unsteady simulation of propellers and open rotors. The code has been assessed by comparison with experimental data and more complex and precise CFD simulations. Finally, the first developments and tests of a Lagrangian/Eulerian coupling strategy between HOST-MINT and the elsA CFD code have been performed. These studies enable to endeavor a number of applications of this type of rapid methodologies in the aerodynamic design of future open rotors. Moreover, these methodologies may be adapted for other domains linked to aerodynamics, such as aeroelastic problems or preliminary aeroacoustic predictions.

La mécanique des fluides numérique a permis d'optimiser de nombreux systèmes dont, notamment, les moteurs d'avions. Dans l'industrie aéronautique, les calculs numériques d'écoulements sont principalement limités à des approches stationnaires de par le coût prohibitif des simulations instationnaires. Néanmoins, les écoulements qui se développent dans les machines tournantes, à savoir les principaux composants d'un moteur d'avion, sont majoritairement périodiques en temps. En partant de cette hypothèse de périodicité temporelle, des approches dites spectrales en temps ont vus le jour il y a plus de quinze ans. Elles restent principalement limitées à des écoulements mono-fréquentiels, à savoir composés d'une seule fréquence de base et de ses harmoniques. Récemment, une méthode d'équilibrage harmonique multi-fréquentielle a été développée et implémentée dans le code de calcul elsA, élargissant le champ des applications possibles. En particulier, l'étude de l'aéroélasticité des machines tournantes multi-étagées devient alors envisageable.Cette thèse se propose d'appliquer la méthode d'équilibrage harmonique multi-fréquentielle pour étudier l'aéroélasticité d'une configuration nouvelle de moteur d'avion: les doublets d'hélices contra-rotatives. La méthode est tout d'abord validée analytiquement et numériquement sur des cas tests linéaires et non-linéaires avec succès. Deux problèmes sont soulevés pour l'utilisation d'une telle méthode sur des configurations aéroélastiques arbitraires: le conditionnement du terme source et la convergence de la méthode. Des approches originales ont été développées afin d'améliorer le conditionnement et de fournir une estimation a priori du nombre d'harmoniques nécessaire pour obtenir un certain niveau de convergence. La méthode d'équilibrage harmonique est ensuite validée sur un cas standard d'aéroélasticité des machines tournantes et montre des résultats très proches de ceux expérimentaux. L'applicabilité de la méthode est finalement démontrée pour la simulation de l'aéroélasticité des doublets d'hélices contra-rotatives. / Computational Fluid Dynamics (CFD) has allowed the optimization of many configurations among which aircraft engines. In the aeronautical industry, CFD is mostly restricted to steady approaches due to the high computational cost of unsteady simulations. Nevertheless, the flow field across the rotating parts of aircraft engines, namely turbomachinery blades, is essentially periodic in time. Years ago, Fourier-based time methods have been developed to take advantage of this time periodicity. However, they are, for the most part, restricted to mono-frequential flow fields. This means that only a single base-frequency and its harmonics can be considered. Recently, a multi-frequential Fourier-based time method, namely the multi-frequential Harmonic Balance (HB), has been developed and implemented into the elsA CFD code, enabling new kinds of applications as, for instance, the aeroelasticity of multi-stage turbomachinery.The present PhD thesis aims at applying the HB approach to the aeroelasticity of a new type of aircraft engine: the contra-rotating open rotor. The method is first validated on analytical, linear and non-linear numerical test problems. Two issues are raised, which prevent the use of such an approach on arbitrary aeroelastic configurations: the conditioning of the multi-frequential HB source term and the convergence of the method. Original methodologies are developed to improve the condition number of the simulations and to provide a priori estimates of the number of harmonics required to achieve a given convergence level. The HB method is then validated on a standard configuration for turbomachinery aeroelasticity. The results are shown to be in fair agreement with the experimental data. The applicability of the method is finally demonstrated for aeroelastic simulations of contra-rotating open rotors.

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