Abstract FR:

À la fin du vingtième siècle l’étude d’un avion supersonique de deuxième génération voit le jour. Dans cette optique, les travaux, menés dans le cadre d’un PRF de l'ONERA, s’intéressent à la transition laminaire-turbulent des couches limites supersoniques. En effet les mécanismes de déstabilisation des couches limites, bien connus à des régimes de vitesse faible, restent peu documentés en écoulement supersonique. Trois expériences sont réalisées à Mach 3 afin de créer une base de données inédite sur ces problèmes de transition. Des analyses numériques de stabilité linéaire et non linéaire permettent ensuite de mieux comprendre les phénomènes. La première expérience concerne un écoulement sur plaque plane ; associée à des calculs de stabilité linéaire, elle met en évidence une faible valeur du facteur N de transition provoquée par la réceptivité des couches limites bidimensionnelles aux bruits rayonnés par les couches limites turbulentes se développant sur les parois des souffleries. Les deux autres expériences, respectivement sur un cylindre et sur un profil d’aile en flèche, révèlent une forte réceptivité des couches limites tridimensionnelles aux rugosités pariétales. Les résultats des calculs de stabilité obtenus par des méthodes linéaires locale et non locale, indiquent des niveaux de facteur N de transition plus élevés que ceux des écoulements subsoniques ou transsoniques. Enfin, une analyse de stabilité des ondes stationnaires permet de définir un critère de transition des couches limites tridimensionnelles.