Analyse de la stabilité et prévision de la transition laminaire / turbulent de l'écoulement proche paroi sur l'avant-corps d'un véhicule hypersonique

The objective of this study is to predict the boundary layer laminar/turbulent transition over a hypersonic vehicle fore-body flying at Mach numbers between 4 and 8, at altitudes located between 20 and 30 km. Modal growth calculations of perturbations (local linear stability theory) coupled to the eN method is used to determine the transition location.A stability code was made for this study. It uses a specific model for the calculation of transport and specific heat coefficients of air.A Navier-Stokes code (Fluent) is used for mean flow calculations. This approach has been validated on flat plate by comparison with stability results obtained from Levy-Lees profiles.N factors are calculated using the envelop method, following integration paths locally tangent to the group velocity. An original method of calculation, in spatial approach, of this velocity direction is proposed.Stability results show a destabilizing effect of the entropy layer due to the bluntness of the vehicle nose-tip. However, the principal instability is of CrossFlow type. In some cases, the oblique first mode is important too. The occurrence of the 2D second mode is rare and associated N factors are weak. A parametric study allows a comparison between N factors and the NASP criterion (Rd2/Me) when altitudes then angles of attack are varied. In the first case, results agree, but in the second one, they diverge. Thereby, a new criterion based on the transverse flow quantity is developed. The adequacy between this latter and stability results is good in all the cases taken into account.L'objectif de cette étude est de prévoir la transition laminaire/turbulent de la couche limite sur l'avant-corps d'un véhicule hypersonique évoluant à des nombres de Mach compris entre 4 et 8 et à des altitudes variant de 20 à 30km. L'approche utilisée est celle de la croissance modale des perturbations (stabilité linéaire locale) couplée à la méthode du eN.Un code de stabilité a été créé pour cette étude. Il utilise un modèle spécifique pour le calcul des coefficients de transport et de chaleur spécifique de l'air.Un code Navier-Stokes (Fluent) est utilisé pour le calcul des profils de base. Cette approche a été validée sur plaque plane par comparaison avec des résultats de stabilité obtenus à partir de profils Levy-Lees.Les facteurs N sont calculés par la méthode enveloppe, en suivant des chemins d'intégration localement tangents à la vitesse de groupe. Une méthode originale du calcul, en approche spatiale, de la direction de cette vitesse est proposée.Les résultats de stabilité montrent un effet déstabilisant de la couche entropique due à l'émoussement du nez du véhicule. Cependant, l'instabilité majoritaire mise en évidence est de type CrossFlow. Dans certains cas, le premier mode oblique est aussi important. La présence du second mode droit est anecdotique. Une étude paramétrique permet de comparer les facteurs N par rapport au critère NASP (Rd2/Me) lorsque l'altitude puis l'incidence de vol varient. Dans le premier cas, les résultats concordent, dans le second, ils divergent. Ainsi, un nouveau critère basé sur la quantité d'écoulement transverse est développé. Ce dernier est en adéquation avec les résultats du calcul de stabilité pour tous les cas considérés