low about a periodic array of quasi-random distributed roughness is examined using an immersed boundary spectral method. Verification of the code used in the simulations is obtained by comparing solutions to LDA wake survey and flow visualization experiments for a periodic array of cylinders at a roughness height-based Reynolds number of 202 and a diameter to spanwise spacing d/[lambda] of 1/3. Direct comparisons for the quasi-random distributed roughness are made with experiments at roughness height-based Reynolds numbers of 164, 227, and 301. Near-field details are investigated to explore their effects upon transition. Vortices formed as the flow moves over the roughness patch create three distinct velocity deficit regions which persist far downstream. Simulated streamwise velocity contours show good agreement with experiments. Additional geometries are simulated to determine the effects of individual components of the full roughness geometry on near-field flow structures. It was found that the tallest regions of roughness determine the overall wake profile. / text

Prévoir la transition laminaire-turbulent de la couche limite sur l'avant-corps d'un véhicule hypersonique est importantpour optimiser l'entrée d'air du superstatoréacteur qui lui est associé, mais reste très difficile après un demi-siècle derecherches intensives sur le sujet. Dans ce travail, les approches numériques et expérimentales sont mises en oeuvre etcomparées. Expérimentalement, la transition naturelle est détectée à Mach 4 et Mach 6 dans la soufflerie continue T-313de l'ITAM à Novossibirsk à l'aide de mesures de pression Pitot. Dans une autre soufflerie de l'ITAM, la AT-303 à rafale,on a détecté la transition naturelle à Mach 6 et la transition déclenchée par rugosités à Mach 8 à l'aide d'un procédéoptique basé sur l'emploi de peintures thermosensibles. Ces essais ont été réalisés sur maquette à échelle 1/3. Toutesles rugosités testées se sont montrées efficaces. La prévision théorique de la transition naturelle a été réalisée au moyende la théorie de la stabilité linéaire locale modale couplée à la méthode du eN. En vol, sur avant-corps à échelle 1, lesfacteurs N atteignent difficilement 8 à 9, ce qui est insuffisant pour assurer la transition avec certitude. Pour appliquer laméthode aux essais au sol, on a besoin de connaître les facteurs N de transition des souffleries, ce qui est réalisé à partird'essais de calibration sur plaque plane dans T-313. Un excellent accord théorie/expérience est obtenu à Mach 4. AMach 6, on doit prendre en compte la présence d'instabilité ‘’crossflow’’ inflexionnelle au nez de l'engin, moyennant quoil'accord est aussi très bon. Les calculs de stabilité ont été réalisés sur des solutions de base obtenues par simulationnumérique (CFD) des conditions de vol ou des essais au sol. Ces simulations ont également permis de bien comprendrela structure de l'écoulement autour de l'avant-corps et de concevoir en grande partie les moyens d'essai. / The prediction of the laminar-turbulent transition in the boundary layer on a hypersonic vehicle forebody is important tooptimize the air inlet of the associated scramjet engine, but is still very difficult after half a century of intensive research onthe subject. In this work, numerical and experimental approaches are applied and compared. Experimentally, the naturaltransition is detected at Mach 4 and Mach 6 in the blow down wind tunnel T-313 in ITAM Novosibirsk using Pitot pressuremeasurements. In the impulse AT-303 wind tunnel in ITAM, the natural transition at Mach 6 and the roughness inducedtransition at Mach 8 are detected using an optical method based on thermosensitive paints. These tests have beenperformed on a 1/3 scale model. All the trips tested have shown their effectiveness. The theoretical prediction of thenatural transition has been performed using the local modal linear stability theory coupled with the eN method. In flight, onthe full scale forebody, N factors hardly reach 8 to 9, which is insufficient for the transition. To apply the method to groundtests, the wind tunnels transition N factors are needed. They are obtained from calibration tests on a flat plate in T-313. Avery good agreement with experiments is found at Mach 4. At Mach 6, the presence of inflexional crossflow instabilitynear the nose of the body must be taken into account, which gives also a good agreement. Stability calculations havebeen done for mean flow solutions obtained by numerical simulations (CFD) of flight or ground tests conditions. Thesesimulations have also helped to understand the structure of the flow around the forebody and to design efficiently theexperimental setup.