Abstract FR:

La transition d'une couche limite en écoulement compressible est d'une importance capitale au niveau de la conception du système de protection thermique d'un véhicule de rentrée. Ce problème a été abordé numériquement grâce à la théorie de la stabilité linéaire puis expérimentalement dans la soufflerie à Me=7 de l'ensae. Numériquement, il a été montré que l'effet fortement stabilisant d'un refroidissement de paroi en écoulement supersonique diminue progressivement avec le nombre de mach et s'annule au debut de l'hypersonique. En écoulement décéléré, au voisinage du point de décollement, trois modes instables ont pu être calculés dans la meme courbe neutre. Pendant les vols de rentrée des véhicules spatiaux, l'apparition de la transition est le plus souvent déclenchée par des rugosités tridimensionnelles isolées, résultant du mauvais alignement des tuiles du bouclier de protection thermique. Les résultats essentiels de la partie expérimentale sont que la corrélation de Van Driest-Blumer n'est pas applicable dans le cas d'une plaque plane et que les flux de chaleur mesurés près de la rugosité sont deux à trois fois supérieurs à ceux rencontrés plus en aval dans le coin de turbulence.