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.

La thèse vise à intégrer des critères de transition dans le solveur Navier-Stokes non structuré Aether utilisé chez Dassault Aviation. Une méthodologie de prévision de la transition laminaire/turbulent a été élaborée et implémentée dans le solveur RANS Aether. Deux stratégies de calcul de transition ont été testées. Soit Aether est couplé avec le code de couche limite de l’ONERA 3C3D. Soit la position de transition est calculée en utilisant directement les profils de vitesse RANS. Les deux méthodes ont été testées pour des écoulements subsoniques et transsoniques. L’influence des solveurs numériques, des critères de transition et du processus de couplage sont étudiés. L’utilisation de schémas numériques d’ordre élevé est également considérée. / This thesis present the state-of-the-art of the transition prediction numerical chain which has been developed at Dassault Aviation in the RANS solver AETHER. Two strategies for transition location estimations exist. First, AETHER is coupled with the ONERA boundary layer code 3C3D. Second, the transition location is computed by using directly the RANS velocity profiles. Both methods were preliminarily tested in subsonic and transonic. The issues of the influence of the numerical solvers, transition onset criteria and coupling process are studied. The influence of higher order numerical method, are also considered.