L'enveloppe de vol des hélicoptères est limitée par le décrochage dynamique, que le contrôle d'écoulement permet de surmonter. Malgré de nombreuses études, aucun dispositif de contrôle ne s'est révélé utilisable sur un rotor. Conçu par l'ONERA, un Vortex Generator déployable (DVG) s'est révélé efficace pour limiter les effets du décrochage dynamique d'un profil OA209 en oscillation de tangage. Mais l'étude de cet actionneur est nécessaire avant son application. Le travail exposé dans le présent mémoire s'attache à reproduire par simulations numériques l'écoulement du décrochage dynamique contrôlé par DVG afin d'identifier les phénomènes physiques en jeu. Après une première partie bibliographique dédiée au contrôle de décrochage dynamique et aux Vortex Generators, une seconde partie a été consacrée à valider et étudier la simulation numérique du contrôle du décrochage statique. L'écoulement induit a pu être ainsi caractérisé par les interactions tourbillonnaires présentes du fait de l'épaisseur du DVG et qui réduisent l'efficacité du contrôle. Cette analyse a permis d'élaborer une modélisation préliminaire du DVG. Dans une troisième partie, la validation et l'étude de la simulation numérique du contrôle du décrochage dynamique a mis en évidence un effet de contrôle similaire au cas statique, et la décomposition en modes propres orthogonaux de l'écoulement contrôlé a montré une altération du mode lié au tourbillon de décrochage dynamique. Ce travail valide la simulation numérique mise en place, laisse entrevoir des perspectives d'amélioration du dispositif de contrôle et permet la simulation numérique ultérieure du contrôle de décrochage dynamique de voilure tournante. / The helicopter flight envelope is limited by dynamic stall, which can be reduced by flow control actuation. Numerous studies are dedicated to the alleviation of dynamic stall, however no actuator has ever been used on real rotor configuration. A new deployable Vortex Generator-type actuator called DVG has been designed by the ONERA and proved its efficiency over pitch-oscillating dynamic stall control of an OA209 airfoil. However, the control effect must be in-depth analyzed before further application. Therefore, the present works aims at reproducing the dynamic stall control through numerical simulations,in order to investigate the physics involved. After a first part dedicated to the literature review of dynamic stall control and Vortex Generators, a second part considered the validation and investigation of the static stall control. DVG-induced secondary flow has been characterized by its vortex interactions, which reduce the control efficiency because of the DVG thickness. This analysis made a preliminary modeling of the DVG possible. In a third part, validation and investigation of the dynamic stall control have been performed, and the actuation showed strong similarities with the static case. Eventually, Proper Orthogonal Decomposition of the flow brought evidence of Dynamic Stall Vortex mode distortion thanks to DVG presence. This work validates the numerical simulation methodology, lets hope possible improvement of the actuator design and allows further numerical simulations of dynamic stall control over real helicopter blades.