Le travail de thèse présenté est centré autour du développement d'une boucle d'optimisation de forme aérodynamique supersonique basée sur un algorithme génétique avec comme objectif la détermination d'une forme optimisée sous contrainte de bang sonique. La contribution au développement de la boucle intervient à trois niveaux du cycle de calcul. La première partie concerne l'amélioration des performances de l'outil de calcul aérodynamique TORPEDO. Pour cela, des méthodes visant à augmenter la robustesse ainsi que la capacité à capturer des chocs est affinée y sont implémentées. Le deuxième axe de l'étude est le développement et l'implémentation d'un module de calcul de bang sonique afin qu'il constitue un critère d'optimisation de forme. Dans un dernier temps, les travaux précédents sont regroupés dans la boucle d'optimisation ainsi que l'algorithme génétique GADO auquel elle fait appel. La paramétrisation des éléments géométriques définissant les éléments de la population étudiée s'appuie sur les contraintes relatives à la physique des phénomènes, et notamment celle du bang sonique. Enfin, la boucle est utilisée pour déterminer une forme optimale pour différents cas de contraintes.

LE BUT DE CETTE THESE EST DE DEMONTRER LA POSSIBILITE DE REPRODUIRE A L'AIDE DE LA SIMULATION NUMERIQUE LE FONCTIONNEMENT AERODYNAMIQUE DES ENTREES D'AIR SUPERSONIQUES EN VUE DE LA CONCEPTION ET L'OPTIMISATION DE CELLES D'UN FUTUR AVION DE TRANSPORT SUPERSONIQUE. LA PREMIERE PARTIE INTRODUIT LES DIVERSES DIFFICULTES DECOULANT DU CHOIX D'UNE MODELISATION POUR LA SIMULATION ET DES CONTRAINTES OPERATIONNELLES ET DE PERFORMANCES POUR LA CONCEPTION DES ENTREES D'AIR. DANS LA DEUXIEME PARTIE SONT PRESENTEES LES PRINCIPALES CARACTERISTIQUES DU CODE DE CALCUL AERODYNAMIQUE FLU3M DEVELOPPE PAR L'ONERA ET AEROSPATIALE POUR DES APPLICATIONS VARIEES: SOLVEUR MULTIDOMAINES VOLUMES FINIS, SCHEMAS DECENTRES, DISCRETISATION SPATIALE AU SECOND ORDRE AVEC LIMITEURS DE PENTE, TRAITEMENT IMPLICITE, CONDITIONS AUX LIMITES. SONT EGALEMENT PRESENTES DES OUTILS DE PRE- ET POST-TRAITEMENT SPECIFIQUEMENT DEVELOPPES POUR REPONDRE AUX BESOINS DE LA CONCEPTION. LA TROISIEME PARTIE ILLUSTRE LA FAISABILITE DE LA CONCEPTION NUMERIQUE SUR DES GEOMETRIES BIDIMENSIONNELLES EN MODELISATION EULER. LE CODE DE CALCUL EST VALIDE SUR DES CAS TESTS THEORIQUES ET EXPERIMENTAUX. LA CARACTERISTIQUE DE FONCTIONNEMENT D'UNE ENTREE D'AIR AXISYMETRIQUE AVEC PIEGE A COUCHE LIMITE EST REPRODUITE A MOINS DE 0.1% DANS TOUT LE DOMAINE CRITIQUE. LA QUATRIEME PARTIE REPREND CES VALIDATIONS SUR DES GEOMETRIES TRIDIMENSIONNELLES DONT, EN PARTICULIER, CELLE DE L'AVION CONCORDE. LA SIMULATION AVEC LES CHOIX NUMERIQUES RETENUS A PERMIS LA CONCEPTION D'UNE MAQUETTE PREFIGURANT LES ENTREES D'AIR D'UN FUTUR AVION DE TRANSPORT SUPERSONIQUE ET DONT LES PERFORMANCES EN SOUFFLERIE CONFIRMENT LE BIEN-FONDE DE LA DEMARCHE SUIVIE DANS CETTE THESE