Lors du décollage d'un lanceur Ariane les jets des propulseurs éclatent sur la table de lancement. L'objectif de cette étude était de caractériser et de modéliser le bruit produit par cet impact. Pour faciliter la compréhension des phénomènes physiques, l'attention a été concentrée sur le rayonnement acoustique produit par l'impact normal d'un unique jet supersonique sur un obstacle plan de grande dimension. La bibliographie sur ce sujet est restreinte. Pour pallier ce manque d'information, une étude expérimentale a été réalisée. L'analyse du champ sonore et des localisations de sources par réseau de capteurs ont permis de dégager la contribution des différentes parties de l'écoulement dans le rayonnement sonore. Lorsque l'obstacle est proche de la tuyère, le jet pariétal apparaît comme la source acoustique dominante. Dans les autres configurations, le jet libre amont de l'obstacle est prédominant. Lors de l'impact d'un jet, une source sonore est aussi localisée dans la zone d'impact. L'introduction d'un obstacle de grande dimension dans un jet supersonique ne modifie pas sensiblement la puissance acoustique rayonnée et sa répartition spectrale. La conservation de ce spectre et une analyse du champ acoustique laissent supposer que les instabilités de l'écoulement restent la source prépondérante de bruit lors de l'impact d'un jet supersonique. Les caractéristiques de ces instabilités ont été calculées et l'importance des instabilités du jet pariétal dans la génération du bruit a été confirmée. La conservation de la fréquence maximum du spectre de puissance acoustique rayonnée a pu être justifiée par ces calculs. Une modélisation du champ acoustique rayonné par l'impact d'un jet supersonique a finalement été développée. Les résultats confortent les conclusions tirées de l'étude expérimentale et des calculs d'instabilité. Des expériences complémentaires seront nécessaires pour évaluer dans quelles mesures les conclusions de cette étude s'étendent aux impacts de jets très fortement supersoniques.

Ce mémoire de thèse concerne les bruits auto-entretenus génèrés dans un écoulement interne: jet confiné rencontrant un obstacle à faible nombre de Mach. Le dispositif expérimental consiste en un conduit cylindrique comprenant deux diaphragmes en série. Dans certaines configurations géométriques, de fortes oscillations de pression peuvent être observées. Un mécanisme, caractérisant la génération de ces bruits entretenus, est mis en avant, en s'appuyant sur nos résultats expérimentaux et sur les travaux d'autres auteurs. Les différents éléments constituant la boucle d'entretien du bruit sont mis en évidence: (a) détachement périodique de tourbillons; (b) couplage tourbillon-champ acoustique résonnant; (c) perturbation de la couche cisaillée du jet confiné par le champ résonnant (feedback). L'influence des paramètres géométriques et de la vitesse de débit est étudiée systématiquement. Les bruits, génèrés par excitations des modes propres du circuit, se manifestent par des sauts entre modes lorsque la vitesse évolue. Le phénomène se complique par la présence d'interactions quadratiques non linéaires d'ondes acoustiques. La formation d'harmoniques et les interactions non linéaires entre modes propres sont mises en évidence par un outil de traitement du signal : l'analyse bi spectrale. L'approche présentée dans ce rapport, peut servir de base dans la prévision des nuisances sonores, engendrées par des écoulements internes similaires, rencontrées dans diverses applications industrielles (exemples: aéronautique, spatial, combustion...)

L'OBJECTIF DE LA THESE CONSISTE EN LA MODELISATION DU BRUIT DE MELANGE D'UN JET SUPERSONIQUE CHAUD. ON REALISE LE CALCUL ACOUSTIQUE A PARTIR DE L'ESTIMATION DU CHAMP AERODYNAMIQUE ET D'UNE ANALOGIE ACOUSTIQUE. LE CHAMP AERODYNAMIQUE EST ESTIME A PARTIR DES RESULTATS FOURNIS PAR UN CODE DE MECANIQUE DES FLUIDES FERME PAR UN MODELE DE TURBULENCE K-. L'ANALOGIE ACOUSTIQUE EST FONDEE SUR LA RESOLUTION DE L'EQUATION DE LILLEY. CETTE APPROCHE SE HEURTE A DEUX DIFFICULTES MAJEURES. LA PREMIERE DIFFICULTE APPARAIT LORS DU CALCUL DE LA FONCTION DE GREEN ASSOCIEE A L'EQUATION DE LILLEY. POUR DES VITESSES SUPERSONIQUES, L'EQUATION DEFINISSANT LA FONCTION DE GREEN DEVIENT SINGULIERE AU POINT OU LE FACTEUR DOPPLER S'ANNULE ; SA RESOLUTION EST IMPOSSIBLE PAR DES METHODES NUMERIQUES CLASSIQUES. ON DEVELOPPE DONC DEUX METHODES POUR S'AFFRANCHIR DE CETTE SINGULARITE. L'UNE FAIT INTERVENIR LES PREMIERS TERMES DU DEVELOPPEMENT LIMITE DE LA SOLUTION AU VOISINAGE DU ZERO, L'AUTRE EST UNE SOLUTION ANALYTIQUE EXACTE. LA MODELISATION STATISTIQUE DU TERME SOURCE CONSTITUE LA SECONDE DIFFICULTE DE L'APPROCHE CHOISIE. ON RETIENT LA GRANDEUR DEPLACEMENT POUR REPRODUIRE L'ORIGINE DU CHAMP ACOUSTIQUE, QUI APPARAIT COMME PLUS NATURELLE DANS LE FORMALISME DEVELOPPE. LES PROPRIETES STATISTIQUES DU DEPLACEMENT SONT MODELISEES DE MANIERE CLASSIQUE. LE CALCUL DE LA FONCTION DE GREEN ASSOCIEE A L'EQUATION DE LILLEY ET LA MODELISATION DU TERME SOURCE NOUS PERMETTENT D'ELABORER UN MODELE DE PREVISION ACOUSTIQUE (CODE DUNE) INDEPENDANT DU REGIME DE VITESSE ET DE TEMPERATURE DE L'ECOULEMENT. LA VALIDATION DE LA MODELISATION EST REALISEE AU TRAVERS DE JETS LIBRES CIRCULAIRES SUPERSONIQUES CHAUDS EXPERIMENTES DANS LA SOUFFLERIE ANECHOIQUE CEPRA 19 (U#J#E#T/C#J#E#T = 1,4 ; T#J#E#T/T#0 = 2) D'UNE PART, D'AUTRE PART DANS LE BANC MARTEL (U#J#E#T/C#J#E#T = 2,8 ; T#J#E#T/T#0 = 2,7). LES SIMULATIONS SEMBLENT CONFIRMER, PAR LEUR QUALITE, LE BIEN-FONDE DU MODELE ADOPTE. ON PEUT ESTIMER, AU VU DES RESULTATS, QUE LE CODE DUNE PREVOIT CORRECTEMENT LA DIRECTIVITE ET LE SPECTRE DE PUISSANCE ACOUSTIQUE D'UN JET LIBRE SUPERSONIQUE. LES SIMULATIONS METTENT EN EVIDENCE L'IMPORTANCE DU RAYONNEMENT DES ONDES DE MACH SUR LE CHAMP ACOUSTIQUE.

Une étude expérimentale aérodynamique et thermique de l'impact d'un jet rond unique sur une paroi plane a été menée. Un haut-parleur permet de moduler la vitesse du jet en sortie de buse. Des mesures de vitesse par PIV montrent que le forçage amplifie les structures tourbillonnaires dans la couche de mélange du jet. Selon le forçage, ces tourbillons peuvent être très stables ou donner lieu à des interactions régulières entre tourbillons. Des décompositions triples de vitesse montrent que les contributions moyennes, cohérentes et stochastiques de l'écoulement peuvent être adaptées en fonction de la fréquence et de l'amplitude du forçage acoustique. Les fluctuations de pression associées à ces tourbillons sur la plaque d'impact ont été mesurées et évaluées à l'aide d'un formalisme intégral pour la pression. Les transferts de chaleur moyens par convection entre le jet et la paroi d'impact révèlent deux principaux effets du forçage acoustique sur les variations radiales du nombre de Nusselt pour une petite distance d'impact. L'effet de l'impact du cône potentiel du jet sur la paroi disparaît lorsque le forçage acoustique conduit à une augmentation importante des niveaux de turbulence sur l'axe du jet. Le lobe secondaire de transferts de chaleur est déplacé et atténué par le forçage acoustique. Des mesures de températures pariétales fluctuantes mettent en évidence deux modes de propagation des fluctuations de température sur la plaque d'impact. Le premier est indépendant du forçage acoustique et correspond à une propagation filamentaire. Le second est lié à la convection des tourbillons sur la plaque d'impact, et correspond à la propagation radiale de fronts chauds et froids.