Ce travail expérimental concerne la diffusion de la chaleur en aval d'une source ponctuelle placée au culot d'un corps d'Ahmed. Trois géométries particulières ont été étudiées avec des angles d'inclinaison de la lunette arrière a=05°, 25° et 40°. Ces études ont été menées dans l'air et dans l'eau à différents nombres de Reynolds. L'anémométrie Doppler Laser (ADL) et à fil chaud et la thermométrie à fil froid ont été utilisées pour mesurer les champs de vitesse et de température dans une zone correspondant au proche sillage ( ).<br />Les caractéristiques des champs de vitesse mesurées pour les trois angles d'inclinaison a ont montré que le champ dynamique dans le sillage proche dépend très fortement de cet angle lorsque le nombre de Reynolds augmente. Ces mesures ont mis en évidence pour a=25° l'existence d'une transition 2D-3D à un nombre de Reynolds ReLc=2,7.104. L'étude des champs thermiques a mis en évidence une complexité importante liée à la fois au caractère complexe du champ dynamique et à l'injection décentrée. Nous avons décrit les différents scénarios de transport et de mélange du scalaire en fonction de l'angle a de la lunette arrière. Le problème du mélange a été abordé en étudiant successivement les variations de l'écart de la température moyenne maximale, de l'intensité maximale des fluctuations de température et du taux de dissipation de ces fluctuations. Les résultats obtenus dans cette étude ont permis de déterminer le temps de mélange et d'estimer les ordres de grandeur des concentrations de polluants émises reçues par des récepteurs particuliers (piéton au bord d'une route lors du passage d'un véhicule automobile ou automobiliste dans le sillage d'une voiture).

Cette thèse est une contribution à l'étude de la turbulence dans le champ proche de la sortie de jets, avec ou sans effets de rotation. Notre dispositif expérimental permet de générer un jet tournant qui se développe en formant une couche de mélange axisymétrique turbulente et dont le nombre de swirl peut être précisément fixé. L'écoulement est caractérisé par PIV stéréoscopique, avec un recours à des acquisitions à haute cadence de manière à résoudre la dynamique des grandes échelles de la turbulence. Nous avons proposé une méthode qui permet de déterminer la vitesse de convection des structures turbulentes et d'estimer la validité de l'approximation de Taylor. Cette étude démontre qu'il est ici légitime de décrire les structures spatiales de la turbulence à partir de mesures temporelle réalisées dans un plan transverse à l'écoulement. Dans le cœur du jet non tournant, une POD confirme la prédominance de modes m=0 et m=1 décrite dans de précédentes études. Le mode m=1 prend plus souvent la forme d'un battement que d'une hélice. Dans la couche de mélange, les tourbillons longitudinaux sont les structures dominantes. Une organisation sous forme de paires de signe opposé orientées radialement est mise en évidence par l'analyse des corrélations doubles de vorticité. L'étude des corrélations vorticité-vitesse donne la position préférentielle de ces tourbillons par rapport aux modes m=0 et m=1. Nous avons alors proposé un scénario d'interaction entre les modes m=0 et m=1, les tourbillons longitudinaux et le champ moyen. Lorsque le nombre de swirl augmente, le taux de croissance et l'énergie cinétique turbulente dans la couche de mélange du jet varient de manière non-monotone. Ceci est dû à des conditions initiales issues du mécanisme de mise en rotation, qui ont un effet contraire à celui de l'alignement du tenseur de Reynolds avec le tenseur des déformations. L'orientation des paires de tourbillons avec le swirl permet d'interpréter dynamiquement l'évolution du tenseur de Reynolds.

Lors des phases de vol à basse vitesse et à forte incidence, les effets d’installation motrice sontpilotés par une dynamique tourbillonnaire complexe, instationnaire et en interaction pariétaleforte. Il en résulte en particulier, à la jonction du mât réacteur et de la voilure, l’apparition d’untourbillon de type trombe qui est advecté proche de l’extrados de la voilure. Son interaction avecla couche limite d’extrados a tendance à dégrader les performances aérodynamiques de l’aile etpeut favoriser son décrochage prématuré. Dans ces conditions de vol, l’écoulement autour del’installation motrice est alors régi par la concomitance de décollements locaux, d’interactionstourbillon / couche limite et tourbillon / tourbillon, ainsi que le développement d’instabilitéstelles que l’éclatement tourbillonnaire, le tout en présence d’un gradient de pression défavorableimposé par la voilure.Les travaux menés au cours de cette thèse visent dans un premier temps, par une recherchebibliographique ciblée, à identifier et à analyser les mécanismes tourbillonnaires imposés par laprésence d’une installation motrice proche de voilure afin d’améliorer la compréhension de leurimpact sur les performances aérodynamiques de l’avion. Une attention particulière est portéesur l’analyse des phénomènes d’interaction tourbillon / couche limite qui se produisent sur l’extradosde la voilure.En se basant sur les formes tri-dimensionnelles complexes d’un avion de transport commercial,une simplification géométrique du système Nacelle/Mât/Voilure est proposée. Dans certainesconditions d’angle d’incidence et de dérapage, cette géométrie de référence permet de reproduireune dynamique tourbillonnaire analogue à celle rencontrée sur un avion. Plus spécifiquement,l’accent est porté sur la capacité de cette géométrie à générer un tourbillon de type trombe.Sur cette base, les travaux menés au cours de cette thèse s’intéressent ensuite à caractériserl’influence de modifications locales de la forme du mât sur cette dynamique tourbillonnaire,et notamment sur le tourbillon de type trombe naissant à la jonction mât/voilure. Afin de répondreà ces objectifs, deux approches complémentaires de la mécanique des fluides sont mises enœuvre : d’une part, une approche numérique menée à travers des calculs chimères stationnaireset instationnaires de types RANS et URANS; d’autre part une approche expérimentale conduitepar le biais d’essais en soufflerie mettant en œuvre des visualisations par enduit pariétal ainsique de la PIV bi-composante et stéréoscopique. Une cartographie exhaustive de l’écoulement estainsi obtenue autour de la géométrie de référence et des différents effets de forme. Combiné àun algorithme de suivi des structures cohérentes, les phénomènes tourbillonnaires en interactionpariétale forte sont alors précisément caractérisés. En l’absence de dérapage, l’écoulement autourde la géométrie de référence en incidence est symétrique. Deux structures tourbillonnairescontra-rotatives, générées de part et d’autres des flancs du mât simplifié sont advectés sur l’extradosde la voilure. Cette topologie d’écoulement, partiellement connue de la littérature, a enpartie permis de valider les méthodes expérimentales et numériques mises en place ici. La miseen dérapage de la géométrie en incidence complique l’écoulement et permet de restituer uneorganisation tourbillonnaire analogue à celle rencontrée sur un avion réel, avec en particulier lagénération d’un tourbillon trombe. Le bon accord des résultats expérimentaux et numériques, etla complémentarité des méthodes ont ainsi apporté des éléments de réponse sur les mécanismesà l’origine des décollements locaux d’extrados, qui favorise le décrochage prématuré de la voilure. / At low speed/high angle of attack flight conditions, the presence of the powerplant installationunder the wing initiates a complex and unsteady vortical flow field at the nacelle/pylon/wingjunctions. In particular, it results the occurrence of a tornado-like vortex on the pylon crestwhich is advected close to the upper wing. The interaction of this vortical flow with the upperwing boundary layer causes a drop of aircraft performances and can promote a premature stallmechanism. In this flight conditions, the flow field around the engine installation is led by theconcomitance of local boundary layer separations, vortex-wall and vortex-vortex interactions,instabilities like vortex breakdown as well as a strong adverse pressure gradient imposed by thewing.First, thanks to a targeted bibliographic research the present thesis work aims at identifyand analyse the vortical flow field imposed by the presence of the engine installation close tothe wing, in order to have a more comprehensive knowledge of the complex physics. So, it isinitially proposed to simplify the nacelle/pylon/wing configuration of a real transport aircraftby isolating some fundamental mechanisms responsible for this vortical physics, highly designsensitive.In certain conditions of angle of attack and side-slip angle, this simplified geometry isable to recover this particular vortex dynamics interacting with the upper wing boundary layer.Second, based on this previous work, the influence of different local changes of pylon designas well as the influence of the swept wing on the vortex dynamics, and more particularly on thetornado-like vortex are characterised.In order to fulfil these objectives, this thesis work relies on Reynolds Averaged Navier Stokes(RANS) and unsteady Reynolds Averaged Navier Stokes (URANS) computations, oil flow visualizationsand stereoscopic Particle Image Velocimetry (3C-PIV) measurements. An exhaustivecartography of the flow field is then obtained around the simplified geometry and the differentdesign effects. The vortex dynamics thus produced is described in terms of vortex core position,intensity, size, tangential velocity and fluctuating intensity thanks to a vortex trackingapproach. Without side-slip angle, the flow field around the simplified geometry at incidence issymmetric and is characterized by the separation and the longitudinal rolling-up of the cylinderboundary layer into two main counter-rotating vortices distributed on both sides of the cylinder.This vortical topology, partially known in the literature, enables to validate numerical andexperimental methods used here. With a certain side-slip angle, the analysis of the simplifiedgeometry brought to light a more complex vortex dynamics, close to a real aircraft in high-liftflight conditions. This analysis, obtained from the computations and the PIV measurements,highlights the influence of the tornado-like vortex initiated at the pylon/wing junction on theseparation process of the boundary layer near the upper wing leading-edge, which can lead tothe premature stall mechanism.

La thèse est une contribution à l’étude des tourbillons longitudinaux qui se développent sur la lunette arrière des véhicules automobiles, dans l’idée de provoquer leur éclatement afin de réduire la traînée aérodynamique. On conçoit tout d’abord un système d’acquisition dénommé A-SPIV, permettant de reconstruire le champ moyen de vitesse 3D d’un sillage turbulent à partir de plans stéréo-PIV acquis par translation du système caméras-laser, sans qu’il soit nécessaire de le recalibrer. En complément, on propose une méthode de reconstruction de la pression moyenne reposant sur les données A-SPIV et sur une mesure de la pression pariétale. L’ensemble forme un nouveau protocole expérimental, validé dans le sillage d’un corps d’Ahmed 25° et dont les résultats à haut Reynolds sont comparés à la littérature existante. L'analyse topologique des tourbillons longitudinaux suggère l’existence d’un éclatement tourbillonnaire spontané dans le sillage proche, malgré l’absence de point de stagnation. On démontre formellement l’existence de cet éclatement par deux critères théoriques qui considèrent ce phénomène, soit comme la conséquence d’une réorganisation de la vorticité, soit comme la résultante d’une accumulation, en un point critique, d’ondes inertielles se propageant le long du tourbillon. Les analyses sous-jacentes sont menées dans un repère cylindrique attaché à l’axe tourbillonnaire et prédisent une même position d’éclatement, en bon accord avec la position singulière issue des mesures A-SPIV. La thèse se conclut par une analyse de stabilité globale de l'écoulement moyen qui suggère un lien possible entre l’éclatement et une instabilité globale de l’écoulement tourbillonnaire. / This thesis is a contribution to the study of the longitudinal vortices developing in the near wake of ground vehicles, with the general purpose of reducing the aerodynamic drag by triggering the vortex breakdown phenomenon. We present a new data acquisition system called A-SPIV, allowing to reconstruct a 3D turbulent time-averaged velocity field from stereo-PIV planes measured by translation of the whole cameras-laser system, with no need to recalibrate. We also propose a method to reconstruct the mean pressure in the bulk from the A-SPIV data and from a dedicated wall static pressure measurement. This new overall experimental protocol is applied to a standard aerodynamic test-case, the 25° Ahmed body, all results being compared and validated at high turbulent Reynolds number against existing data from the literature. A thorough analysis of the longitudinal vortices suggests the occurrence of a spontaneous vortex breakdown in the near-wake, although there exist no stagnation point in the experimental data. Such vortex breakdown is therefore evidenced using two different theoretical criteria considering the phenomenon as the consequence of either a reorganization of the vorticity, or an accumulation of inertial waves propagating along the vortex core. The underlying analyses are carried out in a cylindrical system attached to the vortex axis and predict a single breakdown position, in good agreement with the singular position initially inferred from the A-SPIV data. The thesis ends with a global stability analysis of the turbulent mean flow suggesting a possible connection between the occurrence of vortex breakdown and a global instability of the longitudinal vortex.