Cette thèse propose la reformulation et l'implantation d'une méthode simplifiée de prévision de la transition laminaire-turbulent naturelle, la méthode des paraboles. Elle s'appuie sur une base de donnée pour fournir une expression analytique des taux d'amplification de perturbations modales de la couche limite. Ces perturbations prennent naissance dans la couche limite à travers un mécanisme de réceptivité, puis connaissent une croissance linéaire suivie d'interactions non-linéaires qui conduisent à la transition vers la turbulence. La méthode du facteur-N permet la prévision de la position de transition en supposant qu'elle a lieu quand l'amplification linéaire totale d'un mode des perturbations a atteint une amplitude critique. L'amplification totale est obtenue en intégrant les taux d'amplifications des perturbations le long de la ligne de courant extérieure à la couche limite. Cette formulation intégrale n'est pas adaptée aux codes RANS et ces travaux proposent une reformulation de la méthode du facteur-N sous forme d'équation de transport, dont le terme source dépend du taux d'amplification des perturbations donné par la méthode des paraboles. Le modèle qui en résulte (N-sigma-P ou NSP) permet de déterminer si un point donné est en amont ou en aval du point de transition et ainsi de prévoir la position de transition, pour des configurations où la transition est déclenchée par des modes longitudinaux (ondes de Tollmien-Schlichting) ou transverses (crossflow).

Cette thèse étudie l'application de méthodes de parallélisation en temps pour la simulation numérique directe des écoulements turbulents. Après une étude préliminaire, on choisit de se focaliser sur l'algorithme Parareal avec grossissement spatial. Le comportement de l'algorithme est étudié en premier lieu sur l'équation d'advection, comme simplification des équations de Navier-Stokes, par une analyse de Fourier et une série d'expériences numériques, afin d'en cerner les mécanismes et paramètres dimensionnants. L'algorithme est ensuite étudié dans un contexte HPC, à l'aide du code de simulation massivement parallèle Hybrid. Deux situations d'écoulements turbulents tridimensionnels sont à l'étude: la décroissance d'une turbulence homogène isotrope et l'écoulement de canal turbulent. Ce travail propose une première mesure de l'efficacité de la parallélisation combinée espace-temps, ainsi qu'une évaluation précise de la capacité de l'algorithme à représenter les propriétés physiques de la turbulence.

Depuis de nombreuses années, le givrage a été identifié comme un danger dans le domaine de l’aéronautique. L’accrétion de givre se produit lorsque des gouttelettes d’eau surfondue se déposent sur une surface, en particulier le bord d’attaque d’une aile ou la lèvre d’entrée d’air moteur, et gèlent après l’impact. Ceci peut ensuite engendrer une dégradation des performances aérodynamiques, un dysfonctionnement des sondes ou encore un endommagement du moteur. C’est pourquoi cette problématique est étudiée avec attention. Les essais en vol et en soufflerie étant longs et coûteux, la simulation numérique de l’accrétion de givre est devenue un outil nécessaire dans le processus de conception et de certification des avions. Cette thèse s’inscrit dans le contexte de la modélisation 3D de l’accrétion de givre, et plus particulièrement des couches limites dynamique et thermique qui se développent autour du corps givré. Les outils numériques devant être rapides et robustes, l’approche proposée dans cette thèse pour le calcul aérodynamique est une méthode couplée Euler/couche limite intégrale. Ainsi, un modèle intégral est développé pour représenter le développement de la couche limite dynamique. La partie thermique est modélisée soit par une méthode simplifiée basée sur des approches algébriques, soit par une méthode intégrale. Cette modélisation des couches limites dynamique et thermique est valable sur paroi lisse ou rugueuse et permet de fournir notamment le coefficient de frottement et le coefficient d’échange thermique qui sont nécessaires pour un calcul d’accrétion de givre. Les équations intégrales de couche limite, associées à leurs relations de fermeture, sont ensuite résolues par une méthode Volumes-Finis sur maillage surfacique non structuré, qui est bien adaptée pour les géométries complexes. De plus, des traitements numériques spécifiques sont mis en œuvre pour améliorer la précision de la méthode au voisinage du point d’arrêt et pour rendre le code robuste au passage du décollement. Après la validation de la méthode de couche limite, le code est utilisé dans les chaînes de givrage 2D et 3D de l’ONERA pour des applications d’accrétion de givre. Ceci permet de montrer l’intérêt de la méthode en termes de robustesse et de précision par rapport aux codes de couche limite habituellement utilisés dans les codes de givrage actuels.

L'objectif de cette thèse est de contribuer au développement et à la validation d'outils numériques permettant la Simulation aux Grandes Echelles (SGE) de l'allumage d'un écoulement turbulent diphasique dans une chambre de combustion. Pour ce faire, une méthode de dépôt d'énergie modélisant l'apport d'énergie lié au claquage de la bougie d'allumage a été implémentée dans la chaîne de calcul CEDRE. Cette méthode a été validée sur une simulation de l'allumage d'un écoulement laminaire purement gazeux d'air et de propane. Une SGE de l'écoulement d'air du MERCATO a été effectué à l'aide du solveur Navier-Stokes CHARME de CEDRE. Cette simulation reproduit fidèlement l'écoulement turbulent non-réactif dans la chambre de combustion. Une méthode d'injection simplifiée FIMUR a été ajoutée au solveur lagrangien SPARTE de CEDRE. Dans cette méthode, des gouttes sont injectées directement au nez de l'injecteur avec une distribution de vitesse et de taille imposée. Une SGE de l'écoulement turbulent diphasique dispersé non-réactif dans la chambre MERCATO a ensuite été réalisée avec cette méthode. La comparaison des champs particulaires moyens de vitesse et de taille obtenus par simulation numérique avec les données expérimentales est satisfaisante. Enfin, des SGE de l'allumage de la chambre MERCATO ont été effectuées à partir du champ diphasique non-réactif simulé et de la méthode de dépôt d'énergie développée. Selon l'instant du dépôt d'énergie, les simulations conduisent à des allumages réussis ou ratés. La propagation de la flamme dans la chambre pour un allumage réussi a fait l'objet d'une analyse détaillée pour tenter de déterminer les principaux facteurs l'influençant.

La réduction des émissions polluantes et l'amélioration des performances des turboréacteurs nécessitent une connaissance détaillée des phénomènes physiques mis en jeu dans une chambre de combustion. L'atomisation du carburant résulte du cisaillement engendré par un fort écoulement d'air généré dans l'injecteur. La simulation numérique directe d'écoulements avec interface permet de simuler l'ensemble du processus d'atomisation. L'utilisation de maillages Cartésiens permet la réalisation de calculs HPC efficaces et précis. Mais, une des complexités de l'atomisation vient d'une interaction forte entre le comportement de la nappe liquide et l'écoulement gazeux dans les conduites de l'injecteur, rendant impératif la simulation de l'injecteur complet. Ceci étant impossible avec des maillages Cartésiens structurés, l'objectif de cette thèse est de développer une méthode d'interface immergée permettant l'inclusion d'objets solides dans un domaine de calcul, indépendamment du maillage, afin de réaliser des DNS du système d'injection complet. Les équations de Navier-Stokes incompressibles diphasiques sont résolues à l'aide d'un algorithme de projection, l'interface liquide-gaz étant transportée avec une méthode CLSVOF conservative en masse et quantité de mouvement. La présence du solide est prise en compte grâce à la méthode d'interface immergée. Cette méthode a été appliquée à la simulation numérique de nappes liquides cisaillées pour une configuration d'injecteur utilisée en essais à l'ONERA et a permis une meilleure prédiction de la fréquence de battement de la nappe.

Les moteurs à propergol solide de certains lanceurs spatiaux peuvent présenter des oscillations de poussée provoquées par des oscillations de la pression interne du moteur. Il est désormais connu qu'une instabilité hydrodynamique propre à l'écoulement et mise en évidence par une approche de stabilité linéaire, appelée Vortex Shedding Parietal, est le phénomène à l'origine de ces oscillations. Cependant plusieurs questions subsistent quant à l'apparition de ces oscillations. En particulier, on constate que ces oscillations ne sont observées que dans la seconde moitié du tir. On suppose que la transition laminaire-turbulent de l'écoulement joue un rôle dans ce phénomène. Par ailleurs, l'utilisation possible de la géométrie étoilée pour les blocs de propergol de géométrie étoilée oblige à reprendre l'étude de stabilité linéaire pour l'étude de ces oscillations. Cette thèse porte ainsi à la fois sur l'étude de la stabilité linéaire de l'écoulement induit par une géométrie étoilée et sur la transition laminaire-turbulent d'une configuration circulaire. Une solution analytique de l'écoulement au sein d'un conduit à paroi débitante de géométrie étoilée est d'abord obtenue. Le profil de vitesse associé peut présenter des points d'inflexion en fonction de la déformation radiale ou du nombre de Reynolds de l'écoulement. Ensuite les approches de stabilité linéaire locale et biglobale sont appliquées à cette solution. Par rapport au cas circulaire, cette étude de stabilité linéaire met en évidence la possible existence d'un ou plusieurs modes amplifiés. Enfin, une simulation numérique LES de la transition laminaire-turbulent de la configuration du montage VALDO est effectuée.

A leurs débuts dans les années 50, les véhicules de décollage et d'atterrissage verticaux (VTOL) n’étaient pilotés que par les pilotes les plus expérimentés. Les avancées récentes sur les capteurs inertiels à faible coût, les systèmes embarqués intégrés, d'autre part, renforcent les systèmes d'augmentation de la stabilité (SAS) pour atténuer les modes dynamiques instables et permettre un vol par un utilisateur faiblement expérimenté puis de façon totalement autonome. Cependant, presque toutes les techniques de conception du pilote automatique reposent sur des descriptions mathématiques précises d'architectures nouvelles et donc inconnues. La présente thèse établit un cadre unifié, à savoir la Phi-théorie, pour évaluer les qualités de manipulation des véhicules hybrides et, en outre, concevoir des lois de contrôle stabilisatrices appropriées. Cette étude a consisté à établir un modèle traçable pour les véhicules tail-sitters en vue de la conception du contrôle et de l'analyse de la dynamique qualitative. La Phi-théorie proposée ne donne pas seulement un modèle avantageusement numérique, mais élargit également notre compréhension des véhicules tail-sitters. En contraste étroit avec la littérature existante, le modèle proposé est globalement non singulier, de type polynomial et contourne l'utilisation d'angles aérodynamiques d'attaque et de glissement latéral (free-stream et propwash induits). Même si mathématiquement élégant, un modèle mathématique ne présente un intérêt que s'il est conforme à la réalité. Cette thèse montre que c'est le cas au moyen de données issues d’une campagne de soufflerie ainsi que grâce à des essais en vol.

Dans le contexte des avions plus électriques, le potentiel de récupération d'énergie de ventilateurs de refroidissement embarqués est étudié. Ces compresseurs conventionnels, utilisés uniquement au sol, fonctionnent en autorotation libre en vol. Dans cette dernière configuration, appliquer un couple donné sur l'arbre permet de récupérer de l'énergie électrique, le ventilateur fonctionne alors en autorotation chargée (mode turbine). Cependant, ces géométries conventionnelles obtiennent de faibles rendements turbine, causés par des incidences fortement négatives conduisant à des décollements massifs. Il est alors nécessaire de concevoir une machine axiale réversible capable de fonctionner de manière duale en mode compresseur et turbine, avec une performance élevée dans les deux cas. Ce nouveau concept permet de capitaliser l’équipement tout au long de la mission. Dans cette étude, l'adéquation de l'approche quatre-quadrants et du formalisme psi-phi à propos du mode dual de turbomachines est soulignée, au détriment des représentations classiques séparant les performances compresseur et turbine. Une analyse du fonctionnement du mode compresseur à l'autorotation chargée a permis de mettre en évidence les propriétés génériques des écoulements d'autorotation ainsi que ce qui fait la spécificité des machines duales. Les mécanismes de l’écoulement et les paramètres géométriques impactant la performance le long de la ligne de fonctionnement ont également été identifiés. Le concept de machine duale est validé grâce aux grands rendements obtenus en essais. Enfin, une géométrie optimisée est proposée et des recommandations liées au design de machines duales sont données.

L’aile rigide navale est le moyen de propulsion qui se substitue à la grande voile souple sur les catamarans de classe Coupe de l’América et Class-C. Ce gréement est similaire à une aile aéronautique, composée de deux éléments, avec le volet séparé de l’élément principal par une fente. Comparée à une voile souple, l’aile rigide permet d’améliorer les performances du bateau en naviguant à des vitesses plus grandes que celle du vent. Cependant, le décrochage brutal qui caractérise l’aile et sa sensibilité à l’instationnarité du vent rendent difficile la correcte maîtrise de l’aile pendant la navigation. La modification des forces aérodynamiques qui agissent sur l’aile, dû à l’action d’une rafale ou au dépassement de la limite du décrochage, peuvent compromettre la stabilité du catamaran avec un possible risque de chavirage. L’aile doit donc être dessinée et réglée correctement pour éviter cette possibilité de chavirage, mais il est nécessaire de connaître l’enveloppe aérodynamique.

Cette thèse étudie des méthodes de conception aérodynamique pour les avions de ligne de demain. A l'heure actuelle, les avions de ligne sont en général conçus de manière à ce que les moteurs, conçus séparément du reste de l'aéronef, n'interagissent que très peu avec la cellule de l'avion (la voilure, le fuselage,...). Pour diminuer la consommation de carburant, de nouveaux concepts comme l'ingestion de couche limite émergent, dans lesquels l'avion est conçu pour tirer profit des interactions aérodynamiques qui peuvent s'établir entre le moteur et la cellule de l'avion sur certaines configurations. Il devient alors nécessaire de simuler ces interactions pour s'assurer que le bénéfice pour l'avion en termes de consommation de carburant est réel. La méthode développée dans cette thèse a pour objectif de rendre possible la simulation de ces interactions, à un coût de calcul qui reste acceptable. La soufflante, qui est l'élément du moteur le plus à même d'interagir avec l'avion, est modélisée à l'aide d'un champ de force qui reproduit son aspiration de l'écoulement d'air. Cette approche permet de reproduire les interactions aérodynamiques entre l'avion et ses moteurs à un coût 50 fois inférieur à celui d'une simulation complète du moteur et de l'avion, ce qui permettra en pratique d'optimiser les lignes aérodynamiques des futurs avions.