Cette thèse a pour objectif le calcul direct du bruit rayonné par des jets ronds subsoniques à haut nombre de Mach et à nombre de Reynolds élevé. Un solveur L.E.S. en coordonnées cylindriques a été développé. La singularité des équations sur l'axe a été traitée numériquement tout en maintenant une précision de résolution élevée et l'évolution de la couche limite dans la tuyère est calculée. Une méthode de génération de la turbulence a été mise au point, afin d'obtenir des niveaux de fluctuations élevés en sortie de buse. Des mesures aérodynamiques et acoustiques ont ensuite été réalisées sur des jets subsoniques et supersoniques, pour construire une base de données servant à la validation des calculs. Deux jets ronds a Mach 0.9 ont finalement été simulés. L'un est turbulent en sortie de buse et l'autre est laminaire. Les champs aérodynamiques et acoustiques sont en très bon accord avec les mesures et le taux de turbulence a un effet notable sur le rayonnement des jets.

Cette thèse est consacrée à l'étude des propriétés aéroacoustiques de jets supersoniques impactant une paroi par simulation des grandes échelles. Ces simulations sont réalisées à partir des équations de Navier-Stokes 3-D instationnaires compressibles exprimées pour des coordonnées cartésiennes ou cylindriques. Afin de résoudre ces équations, des schémas numériques de différenciation spatiale et d'intégration temporelle peu dispersifs et peu dissipatifs sont utilisés. Les écoulements étudiés étant supersoniques, une procédure de capture de choc est également implémentée afin de supprimer les oscillations de Gibbs de part et d'autre des chocs.Dans un premier temps, un jet rond libre et quatre jets ronds impactant une paroi avec un angle de 90 degrés sont simulés sur des maillages cylindriques. Ces jets sont supersoniques, sous-détendus, et sont caractérisés par un nombre de Reynolds calculé à partir du diamètre du jet de Re=60.000, et par un nombre de Mach parfaitement détendu de Mj=1.56. Les résultats du jet libre sont tout d'abord présentés. Ils sont comparés aux résultats de plusieurs études expérimentales et de modèles afin de valider l'approche numérique utilisée. Notamment, les différentes composantes acoustiques spécifiques aux jets sous-détendus comme le bruit de choc large-bande et le bruit de screech sont observées et analysées. Les résultats obtenus pour les quatre jets impactant une paroi sont ensuite examinés. Dans ce cas, la présence d'une boucle de rétroaction aéroacoustique entre les lèvres de la buse et la paroi est montrée. Pour finir, le comportement aérodynamique et aéroacoustique des jets est étudié, et comparé à différentes études numériques et expérimentales de la littérature. Quatre jets plans supersoniques idéalement détendus impactant une paroi avec un angle de 90 degrés sont ensuite calculés. Ils ont un nombre de Reynolds évalué à partir de la hauteur de la buse de Re=50.000 et un nombre de Mach de Mj=1.28. Une boucle de rétroaction aéroacoustique entre la buse et la paroi est de nouveau mise en évidence. Une combinaison de modèles associant un modèle d'onde stationnaire aérodynamique-acoustique et un modèle de stabilité de jet plan 2-D avec des couches de mélange infiniment minces est alors proposée. Ce modèle permet de déterminer à la fois les fréquences les plus probables de la boucle de rétroaction aéroacoustique et leurs natures plane ou sinueuse.Enfin, les simulations de deux jets plans supersoniques impactant une paroi avec des angles de 60 et 75 degrés sont réalisées grâce à l'utilisation de deux maillages cartésiens, par une méthode de recouvrement de maillages. Les modifications des propriétés de la boucle de rétroaction aéroacoustique lorsque l'angle d'impact dévie de 90 degrés sont ainsi étudiées.

LES ETUDES DEVELOPPEES CONSISTENT EN LA PREVISION NUMERIQUE DU BRUIT DE JETS LIBRES SUBSONIQUES SOUMIS A UNE INJECTION DE MASSE ET DE SA REPARTITION SPECTRALE. LES OBJECTIFS SONT D'UNE PART, L'ANALYSE DES MECANISMES DE REDUCTION DE BRUIT DE JETS PAR INJECTION DE MASSE, ET D'AUTRE PART LA DETERMINATION DE CONDITIONS D'INJECTION CONDUISANT A UNE REDUCTION SONORE. ON SE PLACE DANS LE CADRE DE L'ANALOGIE DE LIGHTHILL, ET ON CONSIDERE UNE TURBULENCE HOMOGENE AVEC UN FORT CISAILLEMENT MOYEN. LA RESOLUTION DE L'EQUATION DE LIGHTHILL SE FAIT PAR UNE METHODE INTEGRALE, PAR CONSEQUENT LA MODELISATION DE LA TURBULENCE EST STATISTIQUE. ON DISPOSE FINALEMENT DE LA PUISSANCE ACOUSTIQUE GLOBALE, DU SPECTRE SONORE ET DE LA REPARTITION DES SOURCES ACOUSTIQUES. LA PUISSANCE ACOUSTIQUE EST ESTIMEE A PARTIR DE LA FORMULE DE LILLEY ET LA REPARTITION DES SOURCES SONORES EST DONNE PAR LE MODELE DE DAVIES. LE MODELE NUMERIQUE DU CONTENU FREQUENTIEL DE L'EMISSION SONORE PREND EN COMPTE LA STRUCTURE INTRINSEQUE DE L'ECOULEMENT. DE CE FAIT, LE RAYONNEMENT ACOUSTIQUE EST MODULE PAR CELUI DES STRUCTURES A GRANDES ECHELLES EN MODELISANT LE CHAMP TURBULENT SPATIO-TEMPOREL ET EN DEFINISSANT LE VOLUME SOURCE EQUIVALENT. LES GRANDEURS TURBULENTES NECESSAIRES POUR LE CALCUL ACOUSTIQUE SONT DONNEES PAR UN CODE DE CALCUL BASE SUR LE MODELE DE TURBULENCE K-. L'ANALYSE DES MECANISMES DE REDUCTION SONORE MONTRE QUE CELLE-CI EST LIEE A LA TURBULENCE, AU CISAILLEMENT MOYEN ET A L'INTENSITE DES SOURCES ACOUSTIQUES. ON MONTRE AINSI QU'IL EST POSSIBLE A PARTIR D'UN CALCUL AERODYNAMIQUE, BASE SUR LE MODELE K-, ET D'UNE MODELISATION AEROACOUSTIQUE DE DEVELOPPER DES METHODES DE PREVISION DE BRUIT QUI ETENDENT LE CHAMP DES APPLICATIONS

Ce travail de thèse concerne le calcul direct du bruit d'origine aérodynamique à partir des équations de Navier-Stokes. Il permet d'obtenir simultanément les champs aérodynamiques et les champs acoustiques, lesquels possèdent des caractéristiques physiques très différentes, sans faire intervenir de modélisation acoustique. L'alternative à cette démarche consiste à utiliser des méthodes hybrides, également étudiées dans ce travail, qui s'appuient sur un calcul en deux étapes. Dans ces méthodes, on détermine dans une première étape un champ turbulent de vitesse et on utilise, dans une seconde étape, un modèle de sources acoustiques combiné avec un opérateur de propagation pour obtenir le rayonnement acoustique. Pour ces diverses approches, un code de résolution des équations de Navier-Stokes 2-D puis 3-D est développé avec des techniques propres à l'aéroacoustique numérique. Les techniques numériques mises au point prennent en compte les particularités des fluctuations acoustiques. La précision des conditions aux limites fait notamment l'objet d'une évaluation minutieuse à l'aide de cas tests afin de minimiser les réflexions parasites. On dispose ainsi d'un code de simulation numérique directe (DNS) qui calcule toutes les échelles de la turbulence. Le modèle de sous-maille de Smagorinsky est de plus implanté pour pouvoir réaliser des simulations des grandes échelles (LES) dans lesquelles seules les grosses structures sont résolues. Plusieurs configurations sont considérées. (1) Le rayonnement de deux tourbillons corotatifs avec et sans écoulement moyen est déterminé directement par DNS. La source de bruit de type quadrupôle tournant est mise en évidence. Ces deux calculs préliminaires permettent également d'évaluer la précision de la méthode hybride qui introduit des termes sources dans les équations d'Euler linéarisées. L'expression des termes sources est ainsi validée. (2) Le rayonnement produit par appariement de tourbillons dans une couche de mélange 2-D subsonique est calculé directement par LES. Le mécanisme de génération de bruit est analysé en rapport avec la source quadrupolaire associée aux tourbillons corotatifs. Cette simulation permet aussi d'appliquer avec succès les deux méthodes hybrides s'appuyant sur l'analogie de Lighthill et sur les équations d'Euler linéarisées. (3) Un jet rond 3-D présentant un nombre de Mach de 0.9 et un nombre de Reynolds de 6.5 x 104 est étudié par LES. Le développement naturel du jet est obtenu en ajoutant des perturbations aléatoires de vitesse au profil initial en entrée du domaine de calcul. Les caractéristiques aérodynamiques du jet sont validées par comparaison avec des données expérimentales. Le rayonnement acoustique de ce jet, obtenu directement par LES, est conforme aux mesures de la littérature en terme de niveau, de directivité et de contenu spectral. Le jet est aussi excité de manière axisymétrique afin de générer des tourbillons annulaires. Les propriétés du rayonnement acoustique produit par les appariement s de tels tourbillons sont ainsi directement mises en évidence.

Le travail présenté dans ce mémoire est relatif au bruit intense émis par le lanceur Ariane V au décollage qui est susceptible d’endommager les charges utiles présentes dans la coiffe du lanceur. L’objectif est d’apporter des éléments nouveaux à la compréhension des phénomènes aérodynamiques à l’origine du bruit émis par les jets subsoniques et supersoniques chauds. Deux études expérimentales sont menées dans ce but. La première s’intéresse à l’influence de la température du jet sur le rayonnement sonore en champ lointain. Les informations concernant les fluctuations de température dans de tels écoulements sont difficiles à obtenir. C’est pourquoi une méthode expérimentale innovante, la Fluorescence Induite par Laser Plan (PLIF) avec acétone, est testée sur des écoulements faiblement subsoniques afin de mieux cerner les possibilités et les limites de la technique. L’application à des écoulements de nombre de Mach plus importants est ensuite discutée. L’autre étude expérimentale est réalisée au banc MARTEL sur deux jets supersoniques chauds, simulant les conditions du lanceur Ariane V au décollage. Les deux jets ont des conditions génératrices équivalentes, mais l’un est adapté et l’autre est non-adapté. L’objectif est de mettre en évidence l’influence des cellules de choc sur le champ sonore rayonné et d’étudier les mécanismes sources de bruit. A cet effet, une méthode causale reliant les fluctuations de vitesse au sein de l’écoulement et le bruit mesuré en champ lointain est appliquée. Les corrélations uʹ-pʹ mettent en évidence une relation forte entre certaines zones des écoulements et le champ sonore rayonné à des angles d’observation proches de l’axe des jets, à savoir les zones de mélange situées à la fin du cône potentiel et les couches de mélange mais aussi la zone supersonique et les cellules de choc pour le jet non-adapté.

Cette thèse est consacrée au calcul et à l’étude du champ acoustique rayonné par un jet fortement supersonique, sur-détendu et chauffé. L’approche numérique utilisée consiste à résoudre simultanément l’écoulement turbulent et le champ proche acoustique par simulation des grandes échelles.Afin de résoudre les équations de Navier-Stokes instationnaires et compressibles, des schémas numériques de dérivation spatiale et d’intégration temporelle peu dissipatifs et peu dispersifs sont utilisés. Pour le système de coordonnées cylindriques, une procédure de déraffinement progressive au voisinage de l’axe du jet est proposée pour augmenter le pas de temps de l’intégration temporelle. Une procédure de capture de choc est finalement développée pour supprimer les oscillations de Gibbs aux voisinages des chocs. Cette procédure est explicite, adaptative et conservative.Un jet rond, sur-détendu et présentant un nombre de Mach d’éjection de 3.30 ainsi qu’une pression et une température de réservoir de 28.6 × 105Pa et 1144K est résolu par simulation des grandes échelles. Ce jet est initialement laminaire et possède un nombre de Reynolds de 0.94 × 105. Les champs aérodynamique et acoustique obtenus sont comparés aux données disponibles dans la littérature. Afin de pouvoir identifier les sources acoustiques,le champ turbulent est caractérisé le long de la couche de mélange, notamment en utilisant une analyse spectrale et une décomposition selon les modes azimutaux. Les champs acoustiques proche et lointain sont enfin étudiés et différentes composantes de bruit sont identifiées à partir de comparaisons avec des mesures et des modèles de la littérature, ainsi qu’en établissant des liens avec les propriétés de l’écoulement turbulent. L’influence des effets de la propagation non linéaire des ondes acoustiques est finalement discutée.