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.

On s'intéresse dans ce travail à la prévision numérique du bruit rayonné par des écoulements turbulents libres subsoniques et supersoniques. Dans une première partie, on présente une modélisation statistique avec une résolution intégrale de l'équation de Lighthill. On développe deux modélisations pour des écoulements turbulents libres possédant un nombre de mach convectif soit subsonique, soit supersonique. Le calcul du champ moyen est effectué par résolution des équations de Navier-Stokes moyennées, avec un modèle de turbulence compressible k-epsilon. Dans une seconde partie, on utilise les équations d'Euler linéarisées autour d'un écoulement moyen stationnaire pour calculer le rayonnement acoustique. Le champ moyen est déterminé par résolution des équations de Navier-Stokes moyennées, alors que l'on utilise un champ spatio-temporel synthétique pour la turbulence. Le système forme par les équations d'Euler linéarisées et leurs termes sources est résolu numériquement. Sur un plan pratique, les développements réalisés ici sont déjà utilisés pour la prévision aéroacoustique dans des systèmes industriels

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.

L'objectif de cette thèse est de réaliser une démarche d'estimation du bruit des écoulements turbulents à partir des grandeurs statistiques de la turbulence et qui pourrait être utilisable pour des applications industrielles. Tout d'abord, nous élaborons un modèle de sources acoustiques base sur la théorie de lighthill dans le cas simple d'une décroissance de turbulence homogène et isotrope. Cette approche est étendue ensuite pour traiter le cas de jets turbulents libres. En partant du modèle théorique de Goldstein issu de la théorie de lighthill, on établit des expressions analytiques permettant le calcul du bruit émis a partir d'un code numérique de turbulence base sur le concept de la viscosité turbulente. La comparaison entre les résultats numériques obtenus et les données expérimentales concernant un jet simple et deux jets coaxiaux, montre qu'on retrouve correctement l'évolution des grandeurs acoustiques étudiées. Enfin, une dernière approche stochastique de modélisation est présentée, elle consiste tout d'abord, à étendre les équations linearisées d'Euler pour traiter le phénomène de génération du bruit, puis, à identifier les termes sources turbulents responsables de l'émission acoustique. Ces termes générateurs du bruit sont modélisés à partir d'un champ de vitesse moyenne et turbulente. Les tests de validation réalisés en configuration de jet simple conduisent a des résultats satisfaisants. Cette approche peut être appliquée pour des écoulements en géométrie confinée; les codes utilises de turbulence et de propagation y sont bien adaptes

LE BRUIT GENERE PAR LA TURBULENCE SOULEVE DE NOMBREUSES QUESTIONS FONDAMENTALES ET PRATIQUES. L'ESTIMATION DU BRUIT GENERE PAR LES EFFETS SOUS-MAILLE LORS D'UNE SGE A ETE REALISEE. LA DERIVATION DE L'ANALOGIE DE LIGHTHILL A PARTIR DES EQUATIONS DE NAVIER-STOKES EST PRESENTEE POUR LA SND ET LA SGE. LE TENSEUR DE LIGHTHILL PEUT ALORS ETRE DECOMPOSE EN TROIS PARTIES : UNE PARTIE HAUTE FREQUENCE QUI N'EST PAS RESOLUE PAR LA SGE, UN TENSEUR DE LIGHTHILL RESOLU S'EXPRIMANT A PARTIR DES VARIABLES PRIMITIVES FILTREES ET LE TENSEUR SOUS-MAILLE. DES SND ET SGE DE TURBULENCE HOMGENE ISOTROPE ONT ETE REALISEES AFIN D'EVALUER LA CONTRIBUTION DE CHAQUE TERME A LA PRODUCTION DE BRUIT. ON CONFIRME QUE LA CONTRIBUTION HAUTE FREQUENCE N'EST PAS SIGNIFICATIVE POUR DES NOMBRES D'ONDE DE COUPURE TYPIQUEMENT UTILISES EN SGE. LA CONTRIBUTION SOUS-MAILLE EST SIGNIFICATIVE ET NECESSITE L'UTILISATION D'UN MODELE SOUS-MAILLE POUR RETROUVER DES RESULTATS FIABLES CONCERNANT LE CHAMP ACOUSTIQUE. LES CONTRIBUTIONS SOUS-MAILLE SONT RETROUVEES LORS DE L'UTILISATION DE MODELES DE TYPE SIMILARITE D'ECHELLES. L'EXTENSION DE L'ETUDE A PORTE SUR UNE SIMULATION DE JET SUPERSONIQUE RECTANGULAIRE REPRESENTANT UN CAS PLUS REALISTE. ON MONTRE QUE LES RESULTATS AERODYNAMIQUES ET ACOUSTIQUES DEPENDENT FORTEMENT DE LA CONDITION DE FORCAGE ET DE L'INFLUENCE DU SCHEMA NUMERIQUE ET/OU MODELE SOUS-MAILLE. COMME LE CHAMP ACOUSTIQUE EST PRINCIPALEMENT LIE AUX PLUS GROSSES STRUCTURES, LA MODELISATION DES EFFETS SOUS-MAILLE DANS L'EQUATION DE LIGHTHILL N'APPORTE PAS D'AMELIORATION SIGNIFICATIVES. LA COMPARAISON ENTRE LES RESULTATS OBTENUS PAR L'ANALOGIE DE LIGHTHILL ET LA METHODE DE KIRCHHOFF MONTRE QUE L'UTILISATION DE CETTE DERNIERE N'EST PAS DIRECTE POUR LES ECOULEMENTS SUPERSONIQUES.