Cette thèse est consacrée à l'étude des écoulements de gaz raréfiés à travers divers micro-conduits de type circulaire et rectangulaire dans des conditions isotherme et stationnaire. L'objectif de la thèse est de contribuer à l'étude de l'interaction gaz-surface notamment en déterminant le coefficient d'accommodation de la quantité de mouvement pour différent matériaux de surface (Or, Silice, Acier inoxydable et Sulfinert) associés à différents types de gaz (hélium, azote, argon et dioxyde-de-carbone). Afin d'atteindre cet objectif, on adopte un triple point de vue : expérimental, théorique et numérique. L'aspect expérimental est réalisé par des mesures de débit massique à travers les micro-conduits, en utilisant la méthode dite « à volume constant ». L'aspect théorique original est développé à travers une nouvelle approche basée sur la résolution de l'équation de Stokes. Cette approche a permis d'écrire une expression analytique de débit massique en régime de glissement, qui prenne en compte les effets bidimensionnels dans une section de conduit rectangulaire. Cette approche complètement explicite, est conduite au deuxième ordre. Enfin l'aspect numérique permet de calculer le débit massique, en régimes transitionnel et moléculaire libre, en résolvant numériquement l'équation cinétique BGK linéarisée. La comparaison des mesures de débit massique avec l'équation analytique, en régime de glissement, ou avec les calculs numériques, en régimes transitionnel et moléculaire libre, nous a permis de déduire des coefficients de glissement et les coefficients d'accommodation correspondant à chaque couple gaz-surface dans tous les régimes de raréfaction. / This thesis is devoted to the study of rarefied gas flows through micro-channels of various cross sections (circular and rectangular) under isothermal and stationary conditions. The objective of this thesis is to contribute to the study of gas-surface interaction by determining the tangential momentum accommodation coefficient for different surface materials (gold, silica, stainless steel and Sulfinert) and associated to various gases (helium, nitrogen, argon and carbon-dioxide). To achieve this goal three aspects are considered: experimental, theoretical and numerical. The experimental aspect is considered by measuring the mass flow rate through microchannels using the constant volume technique. The theoretical aspect is considered by the development of a new approach based on the Stokes equations. This approach yields to the analytical expression of the mass flow rate in the slip regime, which takes into account the second order effects. The last aspect, numerical, is considered by the numerical simulations of the mass flow rate in the transitional and free molecular flow regimes by solving the linearized BGK kinetic model. The comparison between the measured mass flow rates and the analytically expressions in the slip regime or with the results of numerical simulations in the transitional and free molecular regimes enabled to deduce the tangential momentum accommodation coefficients corresponding to each pair gas-surface in all flow regimes.

Ces dernières années, les missions spatiales bénéficient d'un regain d'intérêt. Cependant, lorsqu’arrive laphase d’entrée dans l’atmosphère, nous faisons encore face à d’importantes difficultés. Afin de répondre àce problème, une nouvelle technique est proposée : le contrôle par plasma pour augmenter la force detraînée sur le véhicule et ainsi, décroître sa vitesse. Dans cette thèse, un actionneur plasma est testé danstrois écoulements supersoniques (N1(M2-8Pa), N2(M4-8Pa) and N3(M4-71Pa)) et un hypersonique (M20-0.062Pa), ces écoulements étant simulés par la soufflerie MARHy.L’actionneur plasma induit des modifications de l’écoulement autour du modèle étudié, comme unemodification de la géométrie de l’onde de choc et une augmentation de l’angle de choc. Afin de mieuxcomprendre les phénomènes gouvernant ces modifications, la pression Pitot, la température surfacique etvolumique, les données électroniques et des mesures spectroscopiques ont été analysées. Les résultatsmontrèrent que deux types d’effets interviennent : thermiques (surface et volume) et l’ionisation. De plus, il aété démontré que ces effets n’ont pas la même importance suivant les conditions d’écoulements.L’actionneur plasma lui-même a été modifié dans un but d’amélioration. En particulier, deux types degénérateurs ont été étudiés pour alimenter la cathode : DC et pulsé. Finalement, il est montré que pour unepuissance de décharge de 80 W, une augmentation de 13% de la traînée et donc, une diminution de plus de25% des flux de chaleur peuvent être attendus. Par conséquent, les actionneurs plasma semblent être descandidats idéaux pour les missions spatiales et les (r)entrées atmosphérique. / Space missions are arousing renewed interest in these recent years. However, when coming to the entryinto the atmosphere, major issues are still to be considered. To answer this problem, a new Entry DescentLanding technique is proposed: plasma actuation to increase the drag force over the vehicle body and thus,decrease its speed. In this thesis, a plasma actuator is tested in three supersonic rarefied flows (N1(M2-8Pa), N2(M4-8Pa) and N3(M4-71Pa)) and a hypersonic one (M20-0.062Pa), all generated by the wind tunnelMARHy.The plasma actuator induces flow modifications over the studied model, such as a change in the shock waveshape and an increase in the shock wave angle. In order to better understand the phenomena governingthese modifications, Pitot pressure, surface and gas temperature, electron data and spectroscopicmeasurements were analyzed. The results shown that two types of effects are involved: thermal (bulk andsurface) and ionization. Moreover, it was demonstrated that these effects had not the same importancedepending on the flow conditions.The plasma actuator was also modified in order to improve it. In particular, two types of generators wereused to biase the cathode: DC and pulsed. Finally, it was shown that, for a discharge power of 80 W, a 13%increase in the drag force could be expected and thus, a decrease in the heat load over the model body ofmore than 25%. Therefore, plasma actuators seem to be promising applications for space missions andatmospheric entries.