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.

Cette thèse traite des transferts pariétaux dans les écoulements turbulents supersoniques via la simulation des grandes échelles turbulentes. Des couches limites adiabatique et refroidie évoluant à Mach M∞ = 2 et à Reynolds Re0 ≈ 2600 sont considérées. Les simulations numériques utilisent un schéma split-centered d’ordre élevé pour la discrétisation des flux convectifs. Les résultats obtenus sont comparés aux simulations numériques directes (DNS) disponibles dans la littérature. Plusieurs modèles de sous-maille ont été testés et validés. Il a été montré que ces modèles exigent un minimum de raffinement de maillage afin de capturer les structures les plus énergétiques présentes en proche paroi. Les modèles montrent des performances différentes pour la distribution de la température à la paroi. Pour le cas d’une paroi refroidie, les fluctuations de température totale ne sont pas négligeables dans la région proche-paroi. Et l’anticorrélation (u’, T’) se basant sur l’hypothèse de Morkovin n’est pas satisfaite. / This work deals with spatially-evolving supersonic turbulent boundary layers over adiabatic and cold walls at M∞ = 2 and up to Re0 ≈ 2600 using 3 different SGS models. The numerical methodology is based on high-order split-centered scheme to discretize the convective fluxes of the Navier-Stokes equations . For the adiabatic case, it is demonstrated that all SGS models require a comparable minimum grid-refinement in order to capture accurately the near-wall-turbulence. Overall, the models exhibit correct behavior when predictiong the dynamic properties, but show different performances for the temperature distribution in the near-wall region. For the isothermal case, it is found that the compressibility effects are not enhanced due to the wall cooling. As expected, the total temperature fluctuations are not negligible in the near-wall region. The study shows that the anti-correlation linking both velocity and temperature fields, derived from the Morkovin's hypothesis, is not satisfied.