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

Et une quantification de la distorsion due à l’effet potentiel des OGVs et de celle due à l’asymétrie de l’entrée d’air sont proposées. Les effets de la distorsion sur l’aérodynamique sont mis en évidence avec notamment une modification importante des sillages des pales de la soufflante, des chocs et de la charge instationnaire exercée sur les différentes pales et aubes. Des prévisions Les objectifs en termes de réduction de la consommation et du bruit émis par les moteurs d’avions ont progressivement mené aux architectures à très grand taux de dilution (UHBR). Leur géométrie est caractérisée par une entrée d’air courte et par une réduction de l’espace entre la soufflante et les aubes du redresseur du flux secondaire (OGVs), entraînant alors une augmentation de l’inhomogénéité azimutale de l’écoulement au niveau de la soufflante. Cette inhomogénéité, appelée distorsion, pourrait impacter le bruit tonal généré par le module de la soufflante. Ce bruit est généralement supposé être dominé par le mécanisme d’interaction des sillages des pales de la soufflante avec les OGVs. En régime transsonique, le bruit de choc et le bruit de charge stationnaire deviennent également prépondérants. L’augmentation de la distorsion pourrait être à l’origine de nouvelles sources de bruit en interagissant avec les pales de la soufflante et l’objectif de cette thèse est d’évaluer leur contribution. Les effets de la distorsion sur les mécanismes de bruit déjà existants sont également analysés. Cette étude est réalisée à l’aide de simulations numériques des équations instationnaires de Navier-Stokes moyennées (URANS). Un module complet de fan est considéré sur 360 degrés et se compose d’un conduit d’entrée d’air, de la soufflante et des redresseurs des flux primaire et secondaire (IGVs/OGVs). Le redresseur du flux secondaire est typique des moteurs actuels avec un pylône intégré et deux entrées d’air différentes sont étudiées de manière à isoler les effets de la distorsion d’entrée d’air. La première est axisymétrique et ne produit donc pas de distorsion alors que la deuxième ne l’est pas et produit un niveau de distorsion typique de ceux attendus dans les moteurs UHBR. Une description acoustiques basées sur les approches directe et hybride sont réalisées et soulignent la contribution importante des sources localisées sur les pales de la soufflante sur le bruit amont. Le bruit aval reste dominé par les sources sur les OGVs mais est tout de même impacté par la distorsion d’entrée d’air via la modification des sillages. / Fuel consumption and noise reduction trigger the evolution of aircraft engines towards Ultra High Bypass Ratio (UHBR) architectures. Their short air inlet design and the reduction of their interstage length lead to an increased circumferential inhomogeneity of the flow close to the fan. This inhomogeneity, called distortion, may have an impact on the tonal noise radiated from the fan module. Usually, such a noise source is supposed to be dominated by the interaction of fan-blade wakes with Outlet Guide Vanes (OGVs). At transonic tip speeds, the noise generated by the shocks and the steady loading on the blades also appears to be significant. The increased distortion may be responsible for new acoustic sources while interacting with the fan blades and the present work aims at evaluating their contribution. The effects of distortion on the other noise mechanisms are also investigated. The work is based on full-annulus simulations of the Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS) equations. A whole fan module including the inlet duct, the fan and the Inlet and Outlet Guide Vanes (IGVs/OGVs) is studied. The OGV row is typical of current engine architecture with an integrated pylon and two different air inlet ducts are compared in order to isolate the effects of inlet distortion. The first one is axisymmetric and does not produce any distortion while the other one is asymmetric and produces a level of distortion typical of the ones expected in UHBR engines. A description and a quantification of the distortion that is caused by both the potential effect of the OGVs and the inlet asymmetry are proposed. The effects of the distortion on aerodynamics are highlighted with significant modifications of the fanblade wakes, the shocks and the unsteady loading on the blades and on the vanes. Both direct and hybrid acoustic predictions are provided and highlight the contribution of the fan-blade sources to the upstream noise. The downstream noise is still dominated by the OGV sources but it is shown to be significantly impacted by the inlet distortion via the modification of the impinging wakes.

Le besoin permanent de réduire le bruit des moteurs d’avion constitue un véritable engouement pour le développement de nouveaux traitements acoustiques. Les traitements traditionnels de type résonateur continuent d’être utilisé et permettent d’atténuer le son sur une bande de fréquence restreinte malgré l’augmentation du nombre de degré de liberté. Une alternative possible est l’utilisation de matériaux poreux, dit à réaction non localisée, qui permettent d’élargir le spectre d’atténuation. Ce rapport est consacré à la modélisation d’un traitement acoustique basé sur des matériaux poreux dans les conditions d’une manche d’entrée d’air de turboréacteur. Un modèle semi-analytique a donc été développé pour le calcul de la perte par transmission d’un conduit cylindrique traité en paroi et soumis à un écoulement uniforme. Une étude paramétrique a ensuite été réalisée afin de cibler les caractéristiques du traitement optimal pour une configuration aéronautique donnée. Des résultats expérimentaux sur une veine à échelle réduite sont également montrés et témoignent d’un certain accord avec le calcul. Enfin, dans le but d’approfondir les connaissances théoriques sur le problème, une étude préliminaire sur les effets d’une couche limite est réalisée et montre que sa prise en compte parait indispensable pour bien choisir les traitements acoustiques, surtout à haute fréquence. / The constant need to reduce noise emissions from aircraft engine leads to a real demand for developing new acoustic treatments. Conventional liners based on resonatorlike structure continue to be used and provide narrow-band attenuation in spite of an increasing degree of freedom. A possible alternative is the use of porous materials (nonlocally reacting), which offer the possibility of broadening the attenuation spectrum. This report deals with the modelling of an acoustic treatment based on porous materials for aeroengine nacelle inlet. A semi-analytical model is developed for predicting the transmission loss of a treated cylindrical duct containing uniform mean flow. Then, a parametrical study is carried out in order to target the optimal liner characteristics for a given turbofan duct application. Also, experiments have been performed on a small-scale duct and have shown agreement with the simulation. Finally, for a better theoretical unv derstanding of the problem, a preliminary study on the effect of a boundary layer is conducted and shows that its consideration seems to be essential for optimal choice of acoustic lining, espacially at high frequencies.

Le bruit généré par les avions lors des phases de décollage et d'atterrissage est un sujet d'intérêt actuel dans l'industrie aéronautique. Il peut devenir critique avec l'urbanisation croissante des populations, celle-ci contribuant à l'augmentation du trafic aérien et le rapprochement des aéroports avec les zones habitées. Pour prévenir cette problématique, les centres de recherches et les industriels de l'aéronautique se regroupent pour développer des solutions technologiques communes. Dans le cadre général de ce projet sur la réduction du bruit global des avions civils, un système de réduction se base sur le principe du contrôle actif du bruit tonal d'interaction rotor/stator. Celui-ci est en effet, avec le bruit de jet, une des principales causes de nuisance sonore au décollage et à l'atterrissage. Pour cela, des sources d'anti-bruit sont placées à l'intérieur du conduit à proximité de l'interaction rotor/stator afin de l'annuler. L'objectif de ce projet de maîtrise est de modéliser une des sources d'anti-bruit utilisée dans le contrôle. Celle-ci est placée sur chaque aube composant la grille de stator. Elle est constituée d'une aube dans laquelle est inséré un actionneur piézoélectrique. Ce dernier est ensuite recouvert de plaques perforées permettant de garder une transparence acoustique et un profil aérodynamique, puis commandé électriquement. Le comportement vibratoire de l'aube instrumentée est simulé à l'aide du logiciel éléments finis COMSOL MULTIPHYSICS. Cela permet d'estimer le rayonnement acoustique de la source secondaire. Les paramètres du modèle sont ensuite ajustés par des mesures expérimentales puis les résultats obtenus validés expérimentalement. Cette caractérisation vibro-acoustique conduit au final à la modélisation de l'aube instrumentée par une source acoustique compacte, que l'on peut introduire dans un modèle analytique simplifié de turboréacteur afin de réaliser des simulations de contrôle.

Cette thèse étudie des méthodes de conception aérodynamique pour les avions de ligne de demain. A l'heure actuelle, les avions de ligne sont en général conçus de manière à ce que les moteurs, conçus séparément du reste de l'aéronef, n'interagissent que très peu avec la cellule de l'avion (la voilure, le fuselage,...). Pour diminuer la consommation de carburant, de nouveaux concepts comme l'ingestion de couche limite émergent, dans lesquels l'avion est conçu pour tirer profit des interactions aérodynamiques qui peuvent s'établir entre le moteur et la cellule de l'avion sur certaines configurations. Il devient alors nécessaire de simuler ces interactions pour s'assurer que le bénéfice pour l'avion en termes de consommation de carburant est réel. La méthode développée dans cette thèse a pour objectif de rendre possible la simulation de ces interactions, à un coût de calcul qui reste acceptable. La soufflante, qui est l'élément du moteur le plus à même d'interagir avec l'avion, est modélisée à l'aide d'un champ de force qui reproduit son aspiration de l'écoulement d'air. Cette approche permet de reproduire les interactions aérodynamiques entre l'avion et ses moteurs à un coût 50 fois inférieur à celui d'une simulation complète du moteur et de l'avion, ce qui permettra en pratique d'optimiser les lignes aérodynamiques des futurs avions. / This work explores new méthodologies for the aerodynamic conception of future commercial aircraft. In general, commercial aircraft are designed to limit aerodynamic interactions between the engines and the airframe. New aircraft concepts such as boundary layer ingestion are now studied, in which the aircraft is designed to take advantage of these interactions. It is then necessary to be able to simulate these interactions to ensure that real benefits in terms of aircraft fuel burn are possible. The methodology that is developed in the présent thesis aims at enabling the simulation of these aerodynamic interactions at affordable computational cost. The fan, which is the part of the engine the most likely to internet with the airframe, is modeled using a force field that reproduces the suction of the air inside the engine. This approach allows to reproduce fan- airframe interactions at a fraction of the cost of a complété simulation of the aircraft and the engines, and enable the practical optimization of the aerodynamic performance of future aircraft.

La conception des nacelles doit répondre à des contraintes géométriques d’encombrement mais aussi à des spécifications motoristes qui précisent les niveaux de performance exigés. Au sol, l’une des principales contraintes imposées par le motoriste concerne le niveau de distorsion de pression totale dans le plan fan quand la nacelle est soumise à un vent de travers. Dans le cas le plus limitant, c’est-à-dire lorsque la direction du vent est perpendiculaire à l’axe de la nacelle, il se produit un décollement au niveau de l’entrée d’air côté vent. L’hétérogénéité de l’écoulement crée des efforts instationnaires sur les aubes du fan. Ces efforts peuvent amener à un régime de pompage endommageant ainsi le moteur. De plus, la tendance actuelle est de réaliser des nacelles courtes, réduisant la distance qu’à l’écoulement pour s’homogénéiser avant d’impacter le fan, conduisant à un couplage entre le décollement et le fan. Le but de cette étude est de simuler numériquement l’écoulement intervenant dans une nacelle courte soumise à un vent de travers et d’étudier l’impact de la présence du fan. Tout d’abord, la définition de la distorsion est basée sur les grandeurs totales. Ainsi, la compréhension du comportement des grandeurs totales au voisinage d’une paroi et l’influence des paramètres numériques sur leur évolution est nécessaire. Une approche analytique et numérique sur plaque plane a permis d’évaluer le comportement des grandeurs totales à la frontière externe de la couche limite et l’influence des paramètres numériques RANS sur leur évolution. Cette étude a permis de choisir les paramètres numériques utilisés pour la simulation de la nacelle. Pour faire ressortir l’influence du fan sur la distorsion, deux types de simulations ont été menés : une simulation de nacelle isolée et une simulation de l’ensemble complet nacelle/fan respectivement comparées à un essai en soufflerie sur une maquette de nacelle isolée et à un essai de moteur complet à échelle 1 :1 réalisé en « soufflerie » à veine ouverte. La description correcte de la distorsion nécessite de prendre en compte les phénomènes de transition. Une méthode innovante de prise en compte de la transition par équations de transport est utilisée. Comme le coût de calcul de l’ensemble complet est prohibitif, la question du découplage du calcul en injectant une distorsion, issue d’une simulation de nacelle isolée, dans un calcul de fan isolé est discutée. La distorsion par vent de travers intervient lorsque l’avion est au sol. Par conséquent, l’impact de la présence du sol est étudié dans le cas de la nacelle isolée. Enfin, le critère de distorsion utilisé présente plusieurs défauts importants et peut être remis en cause. Une nouvelle méthode de mesure et de calcul estétudiée. / Inlet design must fulfill geometrical constraints and engine requirements. One of these requirementsis the homogeneity of the flow impacting the fan which is quantified by the distortionlevels of stagnation pressure. When the airplane is on the ground and ready to take-off, crosswindconditions are critical for the distorsion level. The most critical case is when the wind directionis normal to the engine axis. Subsonic and supersonic separations occur near the inlet lip. Theso-created heterogeneity produces an unsteady stress on the fan blades which can lead to surge.Furthermore, short inlets are designed nowadays reducing the distance available for the flow tohomogenize before the fan leading to a coupling between the fan and the separated flow region.The aim of this study is to numerically predict the flow in a short inlet under crosswind conditionsand to investigate the fan influence on the distortion. First of all, the distortion definition isbased on stagnation quantities. Therefore, the stagnation quantities behavior and the numericalparameters influence must be investigated. The behavior of the stagnation quantities near theboundary layer edge is studied with analytical and numerical approaches. The numerical parameterschosen for the inlet simulation come from the so-obtained results obtained. In order tohighlight the fan influence on the distortion, two kinds of simulations were proceeded and comparedto experimental results : an isolated inlet simulation and a inlet/fan simulation. To correctlypredict the distortion, transition has to be be taken into account. Therefore an innovative solutionusing transport equations is used. As the computation cost for the inlet/fan computation isprohibitive, the decoupling which consists in injecting on a isolated fan the distortion obtainedduring a isolated inlet computation, is discussed. In fact, crosswind conditions occur when theairplane is on the ground, thus, the ground influence over the inlet distortion is studied for anisolated inlet. Finally, the distortion criterion used in this study has evidenced some strong defectsand can be questioned. Another approach of measurement with another criterion definitionis investigated.

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 généré par l'impact du sillage de la soufflante avec les aubes du redresseur est une source prédominante des turboréacteurs en conditions d'approche, et la composante à large-bande contribue fortement au niveau sonore global. Une méthode numérique basée sur un code CAA résolvant les équations d'Euler est développée dans cette thèse afin d'estimer le bruit d'interaction entre un sillage turbulent et un aubage de géométrie quelconque. Le sillage amont est modélisé à l'aide d'une méthode stochastique supposant un spectre de turbulence homogène isotrope et une représentation spatiale simplifiée du champ de vitesse. Ces fluctuations de vitesse sont injectées dans le code CAA via des conditions aux limites adéquates. La méthode ainsi mise en place est validée dans un premier temps sur des cas d'interaction avec une plaque plane en comparant les résultats numériques aux solutions du modèle d'Amiet. Un chaînage avec une méthode intégrale est aussi réalisé pour estimer le rayonnement acoustique. La méthode numérique est ensuite mise en œuvre pour simuler la réponse acoustique d'un profil isolé avec un bord d'attaque ondulé conçu et testé dans la soufflerie de l'ISVR dans le cadre du projet européen FLOCON. Enfin, la méthodologie est étendue à des configurations de grilles d'aubes annulaires en conduit. Après une étape de validation sur des cas monofréquentiels issus d'un benchmark CAA de la NASA, des simulations large bande sont réalisées, tout d'abord sur une configuration de grille d'aubes sans incidence (écoulement axial uniforme) testée en soufflerie au LMFA, puis sur une configuration plus complexe de grille d'aubes non chargée en écoulement tournant proposée par Atassi.