La transition vers la turbulence pour un fluide rhéofluidifiant avec seuil en écoulement dans une conduite cylindrique est étudiée. Une analyse linéaire de stabilité est effectuée moyennant des approches modale et non modale. Les résultats numériques montrent que l'écoulement de Hagen-Poiseuille d'un fluide à seuil est linéairement stable. L'effet du comportement rhéologique du fluide sur les caractéristiques de la perturbation optimale est clairement mis en évidence. Pour de faibles valeurs du nombre d'Herschel-Bulkley (Hb << 1), la perturbation optimale se présente pratiquement sous forme de rouleaux longitudinaux et l'amplification de l'énergie est assurée par le mécanisme lift-up. Par contre pour des valeurs suffisamment élevées de Hb, la perturbation optimale est axisymétrique et l'amplification de l'énergie est assurée par le mécanisme Orr. D'un point de vue expérimental, l'écoulement d'une solution de Carbopol à 0.2 % en masse dans une conduite cylindrique est étudié à partir de la mesure des profils des vitesse axiale et analyse statistique des fluctuations de celle-ci. Il a été constaté qu'en régimes laminaire et turbulent, les profils moyens (au sens temporel) sont axisymétriques et présentent une asymétrie croissante avec le nombre de Reynolds lors de la transition. Une description tridimensionnelle de cette asymétrie a été obtenue à partir des profils de vitesse axiale mesurés à différentes positions angulaires. Les résultats obtenus suggèrent l'existence d'une structure cohérente robuste constituée de deux rouleaux longitudinaux contra-rotatifs de longueur comparable à celle du dispositif expérimental. L'analyse statistique des fluctuations de la vitesse axiale fait apparaître deux phases lors de la transition vers la turbulence. Dans la première phase, le système passe du régime laminaire à un état non linéaire asymétrique où les spectres de puissance sont très similaires à ceux observés dans le cas d'une turbulence bidimensionnelle. La deuxième phase correspond au passage de cet état asymétrique à un régime turbulent avec apparition de spots classiques de la turbulence hydrodynamique. / The transition to turbulence for shear-thinning fluid with a yield-stress in a cylindrical pipe flow is studied. A linear stability analysis is performed using modal and non-modal approches. The numerical results show that the Hagen-Poiseuille flow of yield stress fluid is linearly stable. The effect of rheological behavior of the fluid on the characteristics of the optimal perturbation is clearly highlighted. At very low Herschel-Bulkley number (Hb << 1), the optimal perturbation consists of almost streamwise vortices, and the amplification of the kinetic energy is provided by the lift-up mechanism. In contrast for sufficiently large values of $Hb$, the optimal perturbation is axisymmetric and the growth of the kinetic energy is provided by the Orr-mechanism. From experimental point of view, the flow of 0.2 wt % aqueous solution of Carbopol 940 in a pipe is investigated from the measurement of the mean, i.e., time-averaged, axial velocity profiles as well as the statistical analysis of the fluctuations. It is observed that the velocity profiles are axisymmetric in the laminar and turbulent regimes, and present an increasing asymmetry with increasing Reynolds number in the transitional regime. A three-dimensional description of this asymmetry is provided from velocity profiles measurements at different azimuthal positions. The observed transitional flow suggest the existence of a robust non-linear coherent structure characterized by two weakly modulated counter-rotating longitudinal vortices, which length is comparable to that of the test section. The statistical analysis of the axial velocity fluctuations indicate that the transition occurs essentially in two stages. The first stage corresponds to the transition from the laminar regime to a stable non linear asymmetric state, where the spectra of axial velocity fluctuations are similar to those obtained in the case of two-dimensional turbulence. The second stage corresponds to the transition from this non linear asymmetric state to the hydrodynamic turbulence with the apparition of the classical spots of turbulence.

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.

On se propose d'analyser le régime transitoire de décrochage à l'aide de la simulation numériqueinstationnaire de type DNS. Cette approche permet de reproduire avec fidélité l'écoulementdans la région critique de Bulbe de Décollement Laminaire au bord d'attaque, encoreimpossible à modéliser ou mesurer avec précision. Après une étape de validation, la sensibilitédu BDL au niveau de turbulence extérieure est étudiée et comparée favorablement à celleétablie récemment dans la littérature. La phase d'établissement du décollement massif depuisle BDL est reproduite en réalisant de petites variations d'incidence à travers l'angle critiqued'apparition du décrochage. Ce raisonnement "aux petites perturbations" permet de reproduirel'éclatement du BDL communément rattaché au décrochage statique. La déstabilisation de larégion de BDL est alors étudiée à l'aide d'une base de données instationnaires et moyennes quipermet pour la première fois de rendre compte des déformations 3D du BDL. Conservant ceprotocole, et faisant varier la vitesse du profil, on est en mesure d'évaluer l'influence de cettedernière sur le régime transitoire. Des mouvements de rotation de plus forte amplitude angulaireont permis de mettre en évidence un mécanisme de décrochage sensiblement différent duprécédent. La couche de mélange surplombant le BDL s'enroule alors pour donner naissance àun tourbillon énergétique (Leading Edge Vortex), communément associé au décrochage dynamique.Enfin, l'analyse du champ de vitesse moyen a permis de valider un critère empiriqued'apparition de l'éclatement du BDL, qui s'est révélé pertinent aussi bien pour les mouvementsde faible amplitude que ceux plus amples.

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.

On se propose d’analyser le régime transitoire de décrochage à l’aide de la simulation numériqueinstationnaire de type DNS. Cette approche permet de reproduire avec fidélité l’écoulementdans la région critique de Bulbe de Décollement Laminaire au bord d’attaque, encoreimpossible à modéliser ou mesurer avec précision. Après une étape de validation, la sensibilitédu BDL au niveau de turbulence extérieure est étudiée et comparée favorablement à celleétablie récemment dans la littérature. La phase d’établissement du décollement massif depuisle BDL est reproduite en réalisant de petites variations d’incidence à travers l’angle critiqued’apparition du décrochage. Ce raisonnement ”aux petites perturbations” permet de reproduirel’éclatement du BDL communément rattaché au décrochage statique. La déstabilisation de larégion de BDL est alors étudiée à l’aide d’une base de données instationnaires et moyennes quipermet pour la première fois de rendre compte des déformations 3D du BDL. Conservant ceprotocole, et faisant varier la vitesse du profil, on est en mesure d’évaluer l’influence de cettedernière sur le régime transitoire. Des mouvements de rotation de plus forte amplitude angulaireont permis de mettre en évidence un mécanisme de décrochage sensiblement différent duprécédent. La couche de mélange surplombant le BDL s’enroule alors pour donner naissance àun tourbillon énergétique (Leading Edge Vortex), communément associé au décrochage dynamique.Enfin, l’analyse du champ de vitesse moyen a permis de valider un critère empiriqued’apparition de l’éclatement du BDL, qui s’est révélé pertinent aussi bien pour les mouvementsde faible amplitude que ceux plus amples. / High fidelity numerical simulation is used to study the transitory flow involved during the staIl ofan airfoil at high angle of attack. The nearly DNS resolution in the Laminar Separation Bubbleprovides the required accuracy to reproduce this complex flow that still represents a challenge forboth experimentation and modeling. The numerical procedure is comprehensively validated withparticular attention to the LSB region. The sensitivity of the LSB to an external disturbance ismonitored on the airfoil and is favorably compared with a recent study on flat plate in the literature.The destabilization of the LSB during staIl is reproduced with a small variation of the angle ofattack through the critical angle. The LSB bursting, typical of a static leading edge staIl, is thusreproduced. A comprehensive study of the unsteady events during the transitory flow is performedby means of a high frequency sampling of spanwise and short time averaged data base. Ofparticular interest is the 3D deformation of the flow captured by using a large spanwisecomputational domain (one chord length). The influence of the motion dynamic is then explored.The transitory is significantly affected by a high angular amplitude motion. The shear-Iayer in theLSB undergoes a roll-up which is found to be responsible for the formation of the Leading EdgeVortex, typical of a dynamic staIl configuration. An empirical criterion for the prediction of burstingis then assessed using the statistical data base. Results are found to surprisingly match the incipientof staIl in both static and dynamicaJ conditions.

L’objectif de cette thèse est de faire progresser la modélisation de la transition de couche limite sur des aubes de turbines basse-pression fortement chargées. Cette modélisation repose sur l’utilisation du modèle de transition de Menter et Langtry utilisé pour des calculs RANS dans le code elsA. Une fois les limitations du modèle de transition clairement identifiées par une étude sur la mise en données des calculs, nous avons entrepris de modifier ce dernier. Pour cela, un processus d’optimisation a été développé afin de permettre la recalibration des fonctions de corrélation internes au modèle de transition. Cette nouvelle version du modèle nous permet d’obtenir des gains sur la modélisation d’environ 20 % sur les cas T106C du VKI en capturant mieux la transition au sein du bulbe de décollement. Ces précédents calculs correspondent à des cas idéaux, où l’on peut considérer les surfaces comme étant lisses. Cependant, nous avons aussi un besoin de se rapprocher de surfaces plus réalistes pour lesquelles les rugosités peuvent avoir un impact sur l’écoule- ment. En effet, les rugosités de surface peuvent notamment avoir un effet sur la transition. En particulier, si les rugosités entraînent le déclenchement de la transition en amont du point de décollement laminaire théorique en surface lisse, ce décollement sera supprimé. Vu nos efforts pour améliorer la prévision de la transition par bulbe de décollement par le modèle γ-Rθt, il parait intéressant que celui-ci puisse prendre en compte l’état des surfaces. Pour cela, nous avons implanté une méthode de prévision de la transition sur surfaces rugueuses développée par Stripf et al. au sein du modèle γ-Rθt. Enfin, l’utilisation du modèle de transition γ-Rθt a été étendue au modèle de turbulence k-l de Smith. / The goal of this thesis is to enhance laminar-turbulent transition modeling on high-lift low- pressure turbine blades. The presented transition modeling method relies on the Menter and Langtry transition model used in a RANS framework in the elsA solver. Once the model’s limits were clearly identified through a parametric study, we moved on to modification of the model. To do so, an optimization method was developed that allows recalibration of the model’s inner correlation functions. This new version of the model allows us to obtain modeling gains of about 20% on the VKI T106C cases through better capture of the separation-induced transition process. These previous computations correspond to ideal cases, for which surfaces may be considered as being smooth. However, we also have the need to consider more realistic surfaces for which roughness may influence the flow. Indeed, among those effects, is the potential influence of surface roughness on transition. In particular, if surface roughness induces transition up-stream of the smooth separation point, the separation bubble will be suppressed. Considering our efforts on modeling separation-induced transition with the γ-Rθt model, it seemed natural to add roughness-induced transition modeling capacities to it. To do so, we implemented in the γ-Rθt model a method developed by Stripf et al. to take into account surface roughness. Finally, the use of the γ-Rθt transition model was extended to the k-l of Smith tur- bulence model. Indeed, this turbulence model is widely used in turbomachinery. In order that our works on transition modeling over turbine blades be more widely usable, we have completed this thesis by proposing an evolution of the transition model so that it may be used alongside the k-l model.

Ce travail est consacré à la modélisation des stries dans une couche limite laminaire et à l'étude de leur influence sur la transition. Dans une première partie, on présente une modélisation de ces structures longitudinales en utilisant les équations de Navier-Stokes paraboliques. La résolution numérique est basée sur des schémas de projection, de type Chorin-Temam, associés à des méthodes de discétisation spectrales. Ce modèle parabolique est appliqué au problème de réceptivité de la couche limite laminaire vis-à-vis de différentes perturbations extérieures. La dernière étape du processus de transition vers la turbulence est abordée par une étude de stabilité linéaire ainsi qu'une simulation numérique directe. Enfin on propose un modèle pragmatique pour reproduire la dynamique des stries et estimer le seuil de transition 'bypass'. Sur l'ensemble, on a cherché à comparer les résultats à différents travaux expérimentaux existants.

La transition laminaire-turbulent au sein de la couche limite qui se développesur les parois des aéronefs augmente fortement la traînée de frottement. Ainsi, afin derépondre à une problématique à la fois environnementale et économique, une piste envisagéepour réduire la consommation en carburant des aéronefs du futur est de diminuerla trainée en reculant cette transition le plus en aval possible. Dans ce cadre, l’objectifde cette thèse est de caractériser expérimentalement et numériquement l’effet d’actionneursà plasma de type Décharge à Barrière Diélectrique sur la transition. Alimentés parune haute tension alternative, ces actionneurs actifs produisent une force volumique pulséequi permet, sous certaines conditions, de modifier les profils de vitesse moyenne dansla couche limite et de reculer la transition. Sous d’autres conditions, le caractère instationnairede cette force volumique peut entrainer une amplification des instabilités modalesnaturellement présentes dans la couche limite (ondes de Tollmien-Schlichting) et ainsiconduire à une transition prématurée. Une première expérience a permis de mettre enévidence cette compétition entre l’effet moyen stabilisant et l’effet instationnaire déstabilisanten mesurant respectivement un recul et une avancée de la transition. Parallèlementà ces activités expérimentales, une étude numérique, basée sur des analyses destabilité linéaire, a montré que l’effet moyen de la force volumique permettait d’atténuerune large gamme de fréquences d’ondes TS dans la couche limite et d’expliquer le reculde transition observé expérimentalement. En se concentrant sur l’effet moyen, une secondeexpérience a permis d’étudier l’influence de la position de l’actionneur ainsi quel’effet cumulatif de plusieurs actionneurs sur le recul de transition. / The boundary layer transition from a laminar to a turbulent state increases thewall friction drag. Particularly on future aircrafts, one way of reducing fuel consumption,and answering both an environmental and economic issue, consists in delaying the transitionfarther downstream. In this context, the aim of this work is to characterize the impactof Dielectric Barrier discharge (DBD) plasma actuators on the boundary layer transition.When powered with an alternative high voltage, these active actuators produce apulsed body force which is tangential to the wall and, under some conditions, enablesto modify the boundary layer mean velocity profiles to delay the transition. Under otherconditions, the unsteady body force amplifies modal instabilities (Tollmien-Schlichtingwaves) may destabilize the boundary layers, leading to a promoted transition. A first experimentenabled to highlight this competition between the stabilizing mean effect andthe destabilizing unsteady effect by measuring respectively a transition delay and a transitionpromotion. A numerical study based on local stability analyses wass conducted inparallel and showed that a wide frequency range of TS waves is damped by the mean bodyforce, which explains the transition delay. A second experiment, focusing on the mean effect,enabled to show the influence of the actuator position and the cumulative effect ofseveral actuators on the transition delay.

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.<br />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.<br />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.<br />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.<br />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.

Cette these est une contribution experimentale a l'etude de la convection thermique en regime laminaire, transitoire et turbulent pour un fluide a seuil en ecoulement dans une conduite cylindrique ou annulaire. Le fluide utilise est une solution de carbopol neutralisee. En regime laminaire, l'ecoulement unidirectionnel d'un fluide a seuil est caracterise par la presence, dans la partie centrale, d'une zone isovitesse. La fin du regime laminaire, determinee a partir des mesures de pression et de vitesse, est retardee par la presence d'un seuil d'ecoulement. Le debut de la transition se manifeste par des instabilites en presence d'une zone isovitesse stable. Ce regime particulier n'est observe que pour le fluide a seuil. Par la suite, des bouffees turbulentes envahissant toute la section de la conduite, sont obtenues et comparees a celles pour un fluide Newtonien. En regime turbulent, les effets dus aux caracteres rheofluidiants et elastiques des fluides utilises sont mis en evidence. Enfin, l'evolution du coefficient de transfert de chaleur dans les differents regimes est determinee montrant clairement l'effet des proprietes rheologiques.