J'ai développé un instrument permettant de mesurer simultanément le CO2 (ou le CO), le CH4, le N2O et le SF6. Il s'agit d'un chromatographe gazeux commercial (Agilent 6890N) que j'ai modifié pour atteindre une très haute précision. Les reproductibilités calculées sur 24 heures avec un gaz target sont: 0.06 ppm pour le CO2, 1.4 ppb pour le CO, 0.7 ppb pour le CH4, 0.2 ppb pour le N2O et 0.05 ppt pour le SF6. Le fonctionnement de l'instrument est automatisé et permet d'analyser un échantillon toutes les 5 minutes. En juillet 2006, j'ai instrumenté une tour de télécommunication de 200 mètres dans la forêt d'Orléans sur la commune de Trainou, pour le suivi en continu des gaz à effet de serre (CO2, CH4, N2O, SF6), de traceurs atmosphériques (CO, Radon-222) et des paramètres météorologiques. Des lignes de prélèvement ont été installées à partir de trois niveaux (50, 100 et 180 m), et permettent d'échantillonner les masses d'air selon la verticale. Les mesures en continu ont démarré début 2007. J'ai utilisé les mesures atmosphériques en continu à Mace Head (Irlande) et Gif-sur-Yvette (91) pour estimer les flux d'émission des principaux gaz à effet de serre à l'échelle régionale. Pour faire le lien entre les mesures atmosphériques et les flux de surface, il est indispensable de quantifier la dilution par le transport atmosphérique. J'ai utilisé pour cela le Radon-222 comme traceur atmosphérique (méthode Radon), et les estimations de hauteurs de couche limite par le modèle ECMWF (méthode du bilan de la couche limite). Dans les deux cas je me suis attaché à comparer les résultats obtenus avec les inventaires d'émission disponibles.

Cette thèse étudie essentiellement des phénomènes touchant aux domaines aéronautique et spatial. Elle traite par simulations numériques des écoulements dans les tuyères de moteur-fusée, les écoulements d'arrière-corps d'avions, et les écoulements supersoniques en présence d'interactions onde de choc/couche limite. La motivation principale de ce travail a été de comprendre les différents facteurs qui gouvernent ces écoulements. Ce travail, soutenu par le groupe SNECMA, est consacré plus particulièrement à l'étude et à la modélisation des phénomènes en proche paroi en utilisant le code industriel N3S-Natur. L'objectif visé est d'améliorer les chaînes de conception et de développement industriels (RANS) et de développer de nouvelles méthodes de calcul (LES/DES) pour une meilleure maîtrise des systèmes énergétiques. Ainsi, les modèles mis au point dans cette étude ont été d'abord validés sur une variété d'écoulement simple (couche limite compressible, jet supersonique,...) avant d'être appliqués aux écoulements complexes (tuyères avec film de refroidissement, arrière-corps 3D, interaction visqueuse et décollement tridimensionnel). Une partie de l‘étude a été consacrée aux phénomènes transitoires d'amorçage rapide des tuyères propulsives. En ce qui concerne les aspects instationnaires, il a été montré, à travers l'étude d'une interaction onde de choc/couche limite, que la DES (Detached Eddy Simulation), tout comme la LES (Large Eddy Simulation), constitue un outil pertinent, permettant une prédiction fine des caractéristiques moyennes et fluctuantes des écoulements supersoniques décollés. Les résultats obtenus dans ce travail confirment la portée et l'intérêt scientifiques des études en aérodynamique supersonique.

En vue de comprendre et prévoir les modes de dispersion des polluants émis dans les zones urbanisées, des simulations numériques sont menées à haute résolution. L'objectif est de reproduire les caractéristiques atmosphériques au-dessus d'un milieu complexe urbanisé. On a développé une méthode précise de mise en œuvre des simulations numériques de l'atmosphère urbaine à haute résolution spatiale en se basant sur trois outils complémentaires, optimisés sur l'exemple de Marseille : le modèle atmosphérique SUBMESO, en mode SGE (simulation des grandes échelles), le modèle de sol pour les échelles sub-meso urbanisé SM2-U, le logiciel de cartographie des caractéristiques morphologiques de la canopée urbaine DFMap. Pour pouvoir simuler l'atmosphère de villes côtières, on a développé et validé une méthode de calcul des flux à l'interface mer – atmosphère adaptée aux données de température disponibles par mesure ou télédétection. Une étude de sensibilité est ensuite menée sur une configuration académique de ville dans son environnement rural et/ou côtier, à l'aide de douze simulations permettant d'évaluer les rétroactions entre le modèle de sol et le modèle atmosphérique. Cinq autres simulations sont effectuées sur la région marseillaise au cours d'une période d'observation intensive de la campagne expérimentale CLU – ESCOMPTE, avec trois grilles emboîtées, permettant la première validation du couple SUBMESO – SM2-U, l'analyse des interactions entre la ville, les systèmes de brise et la topographie, et aussi l'étude des champs turbulents à très haute résolution. La méthode développée peut être utilisée pour l'étude de la qualité de l'air d'autres agglomérations.

Afin d'alléger les moteurs d'avions et diminuer la consommation de carburant, les industriels tendent à rendre plus compact le système de compression de leurs moteurs, qui représente environ 40% de la masse totale. Or, à taux de compression global égal, la réduction du nombre d'étages implique une charge aérodynamique plus élevée par étage. Cela augmente d'autant les risques de décollements sur les aubes et la dégradation des performances. L'aspiration de la couche limite sur les aubages s'est révélée très prometteuse pour supprimer ces décollements néfastes et satisfaire aux besoins de charge aérodynamique élevée. Cependant, l'aspiration modifie fortement la distribution de pression statique à la paroi des aubes, rendant les approches de conception traditionnelles inadaptées. L'objectif de ce travail de thèse est donc de proposer une nouvelle méthode et de nouveaux critères de conception d'aubages fortement chargés, intégrant l'aspiration de la couche limite. Cette méthode repose sur une stratégie d'aspiration en deux étapes. Dans un premier temps, un contrôle passif, par courbure et diffusion, de la position du point de décollement est effectué dans le but de la rendre insensible aux conditions de fonctionnement. Dans un second temps, un contrôle actif par aspiration vise à placer la fente d'aspiration par rapport au point de décollement de manière à minimiser le taux d'aspiration nécessaire au recollement de la couche limite. Afin de mettre en pratique cette stratégie, une technique de dessin d'aubages par prescription de la distribution de courbure de l'extrados et de la variation de section du canal inter-aubes, est ainsi développée. Associée à un outil de pré-dimensionnement rapide ainsi qu'une évaluation des pertes de pression totale incluant la présence d'aspiration, cette méthode permet ainsi de concevoir une grille de stator aspirée subsonique réalisant une déflexion fluide de 60 degrés, pour un nombre de Mach amont de 0,5, correspondant à un facteur de diffusion de 0,73. Cette performance au point nominal est obtenue avec un coefficient de pertes de pression totale de 2,5%, en aspirant 1,1% du débit entrant dans la grille. Ces valeurs peuvent néanmoins être réduites respectivement à 2,1% et 0,8% par l'emploi d'une fente d'aspiration à bords arrondis. Cette étude numérique bidimensionnelle est effectuée à l'aide du code de calcul elsA de l'ONERA. Afin de valider expérimentalement cette méthode de conception ainsi que les outils numériques associés, une grille d'aubes plane est construite et testée à basse vitesse au laboratoire de Mécanique de Fluides et d'Acoustique de l'Ecole Centrale de Lyon. A mi-envergure, les résultats issus de l'expérience et de simulations numériques 3D confirment la pertinence de la stratégie d'aspiration et la démarche de conception adoptée. Cette confrontation met alors en évidence l'impact de la distribution du taux d'aspiration suivant l'envergure sur l'efficacité de l'aspiration. Etant donné l'importance des écoulements tridimensionnels rencontrés, une généralisation en trois dimensions de la stratégie d'aspiration est proposée et est appliquée numériquement sur cette même grille d'aubes. En contrôlant simultanément les couches limites se développant sur l'aube et sur les parois latérales du canal de compression, il est alors possible de supprimer presque totalement les décollements de coins présents dans celui-ci. En contrepartie, le taux d'aspiration voit sa valeur augmenter très fortement, tempérant ce bénéfice. L'épaisseur des couches limites entrantes se révèle alors également être un facteur déterminant pour le succès du contrôle des couches limites par aspiration, dans un cadre tridimensionnel.

Le bruit de cavité est un phénomène très fréquent dans le domaine des transports aériens.Il survient notamment lors de l'approche à l'atterrissage, où des interactions entre la cellule de l'aéronef et l'écoulement sont à l'origine de fortes émissions tonales. Il devient dès lors une source de pollution acoustique non-négligeable pour les populations résidant à proximité de zones aéroportuaires. Les études numériques et expérimentales décrites jusqu'à présent dans la littérature abordent essentiellement le cas des cavités rectangulaires. Pourtant, les cavités rencontrées en pratique dans l'industrie aéronautique impliquent des géométries souvent plus complexes. Lorsque ces cavités sont soumises à une excitation de nature aérodynamique, leur spécificité géométrique conduit le plus souvent à des réponses acoustiques assez éloignées des estimations issues de modèles académiques construits sur l'observation de cavités rectangulaires. Quelques travaux seulement abordent le cas des cavités cylindriques.Ce travail est consacré à l'étude aéroacoustique des cavités cylindriques, à l'initiative d'Airbus. Il s'inscrit dans le cadre du projet AEROCAV soutenu par la Fondation de Recherche pour l'Aéronautique & l'espace (FRAE). Son objectif est de déterminer les mécanismes impliqués dans les émissions acoustiques intenses et tonales pour les configurations étudiées.Une première partie présente les résultats expérimentaux issus des campagnes de mesures menées dans la soufflerie anéchoïque du Centre Acoustique du LMFA et de l'école Centrale de Lyon. Un modèle semi-empirique, reposant sur l'hypothèse d'une résonance acoustique pilotée par les instabilités présentes dans la couche de cisaillement à l'ouverture de la cavité,est construit à partir du modèle d'Elder (1978). Le modèle permet d'estimer les fréquences susceptibles de dominer l'acoustique rayonnée en champ lointain à partir de la donnée du champ moyen de vitesse longitudinale, que l'on mesure dans le plan de l'écoulement par Vélocimétrie par Imagerie des Particules (PIV).Une seconde partie est destinée au calcul direct du bruit rayonné par un écoulement laminaire ou turbulent affleurant une cavité cylindrique de référence. Il consiste à calculer le champ acoustique directement à partir de la résolution des équations tridimensionnelles de la mécanique des fluides. Le solver Alesia est présenté dans une version modifiée et adaptée à la mise en oeuvre d'une approche multidomaine d'ordre élevé faisant intervenir plusieurs maillages se recouvrant. Des techniques d'interpolation sont spécifiquement développées en vue d'assurer une communication bidirectionnelle entre les différents maillages, malgré des contraintes géométriques fortes. Un modèle d'excitation de l'écoulement est aussi développé afin de disposer de fluctuations dans l'écoulement incident, pour le cas turbulent. Ces deux points font l'originalité des calculs réalisés.Les simulations, menées sur une cavité de rapport d'aspect géométrique égal à 1 et soumise à un écoulement incident à Mach 0.2, montrent que le rayonnement acoustique peut être fidèlement reproduit numériquement. La couche de cisaillement est caractérisée par la présence de deux larges structures tourbillonnaires s'amplifiant lors de leur convection. Leur présence s'accompagne de fortes fluctuations de vitesse à l'origine d'un débit aérodynamique de fluide à l'ouverture qui excite la cavité acoustiquement. Une résonance forcée s'établit dans celle-ci, excitant la couche de mélange au voisinage du point de séparation. Ce couplage auto-entretenu est à l'origine du rayonnement acoustique intense et fortement tonal de la cavité. Il s'établit à une fréquence proche de la fréquence prédite par le modèle semi-empirique développé.

Dans cette étude nous considérons l'interaction entre une onde de choc et une couche limite turbulente dans un écoulement transsonique sur une bosse d'un point de vue expérimentale et théorique, ainsi que dans un écoulement autour d'un profil d'aile. Dans le premier cas, des mesures ont permis de montrer que l'interaction est caractérisée par la coexistence de deux fréquences distinctes, mais l'origine des oscillations basse fréquence est controversée. Des simulations numériques s'appuyant sur les équations RANS permettent une description de l'écoulement moyen, mais ne sont pas capables de reproduire le comportement instationnaire de l'interaction. Nous proposons une étude de stabilité globale : une décomposition en valeurs propres de l'opérateur de Navier-Stokes linéarisé au tour d'un champ de base RANS indique que l'interaction est un phénomène stable, et la dynamique de l'écoulement ne peut pas être décrite par un mode global instable. Nous considérons ensuite une approche linéarisée, où la réceptivité de l'écoulement à un forçage externe est analysée à travers une décomposition en valeurs singulières du Résolvant Global. Cette approche est proposée afin d'expliquer la sélection de fréquence dans cet écoulement, et montre que l'interaction filtre et amplifie le bruit résiduel existant : certaines perturbations sont plus amplifiées dans la couche de mélange, tandis que le choc semble se comporter comme un filtre passe-bas. La même approche est enfin appliquée sur un cas d'écoulement transsonique autour d'un profil d'aile, qui peut présenter des oscillations périodiques de l'onde de choc. La décomposition en valeurs propres de l'opérateur de Navier-Stokes linéarisé est capable de décrire la dynamique instationnaire quand un mode instable est présent. Cependant, la décomposition en valeurs singulières du Résolvant Global peut indiquer la présence des instabilités convectives qui sont responsables du comportement instationnaire à moyenne fréquence de l'écoulement.

La turbine basse-pression est un composant essentiel d'un turboréacteur car elle entraine la soufflante qui génère la plus grande partie de la poussée dans la configuration actuelle des turboréacteurs à double flux. Dans la perspective d'accroître son rendement en termes de consommation de carburant, il y a une recherche permanente dans la réduction du nombre d'aubage (c'est-à-dire la réduction de la masse) qui implique un chargement plus élevé par aube de rotor. Cet environnement est caractérisé par un écoulement dont le nombre de Reynolds est faible ainsi qu'une large diffusion le long de la partie aval de l'extrados. Par conséquent, l'écoulement le long de cette surface est potentiellement sujet à une séparation laminaire qui, suivant le statut de la bulle de recirculation, pourrait causer une diminution de la performance aérodynamique (sillages plus larges et plus profonds). La présente thèse de doctorat se concentre sur l'investigation du phénomène de la transition induite par séparation dans les écoulements de turbines basse-pression. L'accent est mis sur les prédictions numériques basées sur une approche CFD RANS utilisant le modèle innovant de transition γ-Reθt à deux équations de transport (la première équation pour l'intermittence numérique et la seconde équation pour le nombre de Reynolds dont la longueur caractéristique est l'épaisseur de quantité de mouvement au début de transition γ-Reθt). Neuf aubes différentes de rotor de turbine basse-pression constituent une base de données de référence et couvrent les plages de fonctionnement de différents nombres de Reynolds de sortie isentropique, de nombres de Mach de sortie isentropique, d'intensités de turbulence d'entrée, avec ou sans sillage provenant d'une rangée d'aubes amont et avec deux configurations de rugosité locale. Une première analyse de cette base de données met en évidence l'effet de la séparation sur le début de la transition et sur les performances. La définition d'une corrélation a été tentée et permet de lier le taux de diffusion d'un aubage au nombre de Reynolds de sortie isentropique fia la condition de " Bursting ". Une méthodologie numérique fiable et robuste a été établie afin de prédire la transition dans le cas d'un écoulement amont uniforme. Les résultats sont en bon accord avec les mesures expérimentales même si il a été nécessaire d'adapter les conditions limites dans le but de prédire une séparation laminaire numériquement pour des aubages fortement chargés et fia fort taux de diffusion uniquement. La résolution des profils de vitesse de la couche limite permet d'obtenir une évaluation détaillée des paramètres de la topologie de l'écoulement. Cela fournit une information sur l'épaisseur de quantité de mouvement qui est le paramètre principal définissant les corrélations de transition. La technique " Chimère " des maillages recouvrants est utilisée pour faciliter la modélisation des moyens de contrôle passif pour déclencher la transition. C'est une technique appropriée pour l'implémentation de géométries simples ou plus élaborées.

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, enparticulier le bord d’attaque d’une aile ou la lèvre d’entrée d’air moteur, et gèlent après l’impact. Ceci peutensuite engendrer une dégradation des performances aérodynamiques, un dysfonctionnement des sondes ouencore un endommagement du moteur. C’est pourquoi cette problématique est étudiée avec attention. Lesessais en vol et en soufflerie étant longs et coûteux, la simulation numérique de l’accrétion de givre est devenueun 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 représenterle développement de la couche limite dynamique. La partie thermique est modélisée soit par une méthodesimplifiée basée sur des approches algébriques, soit par une méthode intégrale. Cette modélisation des coucheslimites dynamique et thermique est valable sur paroi lisse ou rugueuse et permet de fournir notamment lecoefficient de frottement et le coefficient d’échange thermique qui sont nécessaires pour un calcul d’accrétion degivre. Les équations intégrales de couche limite, associées à leurs relations de fermeture, sont ensuite résoluespar une méthode Volumes-Finis sur maillage surfacique non structuré, qui est bien adaptée pour les géométriescomplexes. De plus, des traitements numériques spécifiques sont mis en œuvre pour améliorer la précision dela 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 3Dde l’ONERA pour des applications d’accrétion de givre. Ceci permet de montrer l’intérêt de la méthode entermes de robustesse et de précision par rapport aux codes de couche limite habituellement utilisés dans lescodes de givrage actuels. / Icing has since long been identified as a serious issue in the aeronautical world. Ice accretion occurs whensupercooled water droplets impinge on a surface, particularly the leading edge of a wing or an engine inlet, andfreeze after the impingement. This can lead to degradation of aerodynamic performances, sensor malfunctionor engine damage. This is why this issue is being carefully studied. The lengthy and costly flight and windtunnel tests have made numerical simulation of ice accretion a necessary tool in the aircraft design andcertification process. The present work deals with the 3D numerical modeling of ice accretion, and more particularly the modeling of the dynamic and thermal boundary layers that develop around an iced body. Since numerical tools must befast and robust, the approach proposed in this thesis for aerodynamic computation is a coupled Euler/integralboundary layer method. Thus, an integral model is developed to represent the development of the dynamicboundary layer. The thermal part is modeled either by a simplified method based on algebraic approaches,or by an integral method. This modeling of the dynamic and thermal boundary layers is valid on smoothor rough walls and provides the friction coefficient and heat exchange coefficient that are necessary for thecalculation of ice accretion. The integral boundary layer equations, associated with their closure relations,are then solved by a Finite-Volume method on unstructured surface mesh, that is well suited for complexgeometries. In addition, specific numerical treatments are implemented to improve the accuracy of the methodin the vicinity of the stagnation point and to make the code robust to separated boundary layers.After validation of the boundary layer method, the code is used in ONERA’s 2D and 3D icing tools foricing applications. This demonstrates the value of the method in terms of robustness and accuracy comparedto the boundary layer codes more commonly used in current icing tools.

L’interaction onde de choc/couche limite en écoulement transsonique autour de profils aérodynamiques est étudiée numériquement utilisant différentes classes de modélisation de la turbulence. Les approches utilisées sont celles de modèles URANS et de méthodes hybrides RANS-LES. L’emploi d’une correction de compressibilité pour les fermetures à une équation est aussi évalué. Premièrement, la séparation intermittente induite par le choc sur un profil supercritique en conditions d’incidence proches de l’angle critique d’apparition du tremblement est analysée. Suite à des simulations URANS, la modélisation statistique la mieux adaptée est étudiée et utilisée dans l’approche DDES (Delayed Detached-Eddy Simulation). L’étude de la topologie de l’écoulement, des pressions pariétales et champs de vitesse statistiques montrent que les principales caractéristiques de l’oscillation auto-entretenue du choc sont capturées par les simulations. De plus, la DDES prédit des fluctuations secondaires de l’écoulement qui n’apparaissent pas en URANS. L’étude de l’interface instationnaire RANS-LES montre que la DDES évite le MSD (modeled stress depletion) pour les phases de l’écoulement attaché ou séparé. Le problème de la ‘zone grise’ et de son influence sur les résultats est considéré. Les conclusions de l’étude sur le profil supercritique est ensuite appliquées à l’étude numérique d’un profil transsonique laminaire. Dans ce contexte, l’effet de la position de la transition de la couche limite sur les caractéristiques de deux régimes d’interaction choc/couche limite sélectionnés est étudié. En conditions de tremblement, les simulations montrent une forte influence du point de transition sur l’amplitude du mouvement du choc et sur l’instationnarité globale de l’écoulement. / Shock wave/boundary layer interactions arising in the transonic flow over airfoils are studied numerically using different levels of turbulence modeling. The simulations employ standard URANS models suitable for aerodynamics and hybrid RANS-LES methods. The use of a compressibility correction for one-equation closures is also considered. First, the intermittent shock-induced separation occurring over a supercritical airfoil at an angle of attack close to the buffet onset boundary is investigated. After a set of URANS computations, a scale-resolving simulation is performed using the best statistical approach in the context of a Delayed Detached-Eddy Simulation (DDES). The analysis of the flow topology and of the statistical wall-pressure distributions and velocity fields show that the main features of the self-sustained shock-wave oscillation are predicted by the simulations. The DDES also captures secondary flow fluctuations which are not predicted by URANS. An examination of the unsteady RANS-LES interface shows that the DDES successfully prevents modeled-stress depletion whether the flow is attached or separated. The gray area issue and its impact on the results are also addressed. The conclusions from the supercritical airfoil simulations are then applied to the numerical study of a laminar transonic profile. Following a preliminary characterization of the airfoil aerodynamics, the effect of the boundary layer transition location on the properties of two selected shock wave/boundary layer interaction regimes is assessed. In transonic buffet conditions, the simulations indicate a strong dependence of the shock-wave motion amplitude and of the global flow unsteadiness on the tripping location.

The transition from a laminar to a turbulent flow strongly modifies the boundary layer properties.Understanding the mechanisms leading to transition is crucial to reliably predict aerodynamicperformances. For boundary layers subjected to high levels of external disturbances, the naturaltransition due to the amplification of the least stable mode is replaced by an early transition, calledBypass transition. This is the result of non-normal mode interactions that lead to a phenomenon oftransient growth of disturbances. These disturbances are known as Klebanoff modes and take theform of streamwise velocity streaks.This thesis aims at understanding this linear mechanism of transient growth and quantifying itsinfluence on the classical modal amplification of disturbances. This is done by computing theso-called optimal perturbations, i.e. the initial disturbances that undergo maximum amplificationin the boundary layer.These optimal perturbations are first determined for two-dimensional compressible boundary layersdeveloping over curved surfaces. In particular, we show that Klebanoff modes naturally evolvetowards Görtler vortices that occur over concave walls. Three-dimensional boundary layers arethen considered. In such configurations, transient growth provides an initial amplitude to crossflowvortices. Finally, applying the tools developed in this thesis to new flow cases such as swept wingsprovides further understanding of the phenomenon of transient growth for realistic geometries. / Le passage du régime laminaire au régime turbulent s’accompagne d’importantes modifications despropriétés physiques de la couche limite. La détermination précise de la transition est donc crucialedans de nombreux cas pratiques. Lorsque la couche limite se développe dans un environnementextérieur faiblement perturbé, la transition est gouvernée par l’amplification du mode propre le moinsstable. Lorsque l’intensité des perturbations extérieures augmente, des interactions multimodalesentraînent une amplification transitoire des perturbations. Ce phénomène peut conduire à unetransition prématurée, appelée transition Bypass. Les perturbations prennent alors la forme destries longitudinales de vitesse appelées modes de Klebanoff.L’objectif de cette thèse est d’étudier ce mécanisme linéaire de croissance transitoire et soninfluence sur l’amplification modale classique des perturbations. Cela passe par la déterminationdes perturbations les plus amplifiées au sein de la couche limite, appelées perturbations optimales.Ces perturbations optimales sont d’abord calculées pour des couches limites bidimensionnelles etcompressibles se développant sur des surfaces courbes. En particulier, on montre que les modes deKlebanoff évoluent vers les tourbillons de Görtler qui se forment sur des parois concaves. Le cas plusgénéral de couches limites tridimensionnelles est ensuite envisagé. Pour de telles configurations, lacroissance transitoire fournit une amplitude initiale aux instabilités transversales. Enfin, l’applicationdes outils développés dans cette thèse fournit de nouveaux résultats pour des cas d’écoulementsautour de géométries réalistes comme une aile en flèche.