Dans le cadre de l'étude de l'avion de transport supersonique de seconde génération, cette thèse a pour objectif de définir une méthodologie de conception et d'analyse de l'intégration du système propulsif à l'avion. Après avoir situé le contexte du supersonique de seconde génération et décrit les choix et le fonctionnement de son système propulsif, les méthodes d'évaluation motrice sont présentées dans la première partie. L'analyse des phénomènes physique infiuents pour chacune des étapes de la conception de l'intégration motrice guide ensuite nos choix pour les méthodes numériques adaptées à ces différentes étapes. Placée dans un contexte industriel de conception, la méthodologie d'étude est construite à partir d'outils présentant le temps de cycle et l'investissement en moyens minimaux compte tenu de la complexité des phénomènes à étudier. On accède alors à la mise en oeuvre de méthodes de plus en plus complexes au fur et à mesure de l'avancement, au fur et à mesure du raffinement du dessin. Dans la seconde partie, cette démarche est présentée en l'appliquant à la conception du systèmes propulsif de l'avion supersonique de seconde génération, les phases la constituant sont décrites. Différents niveaux de modélisation géométriques (deux nacelles sur un plan, avion complet ...) associés à différents niveaux de modélisation du fluide (Euler, Navier-Stokes) sont présentés suivant la nature des phénomènes à observer. Cette méthodologie a amené à la définition d'un système propulsif dans le temps imparti pour cette thèse. L'évaluation expérimentale du dessin final est présentée dans la troisième partie. L'adéquation entre les différentes méthodes numériques et les phénomènes physiques influents est ainsi analysée et en majeure partie vérifiée. La justesse de l'approche est ainsi démontrée et des possibilités d'améliorations sont dégagées.

Ce livre est consacré à l'étude de la portance, cette force a priori un peu mystérieuse qui permet à un avion de voler, et à son inséparable acolyte, la traînée. En fait, tout objet en déplacement dans un fluide est soumis à l'action de ces deux forces. Ces deux forces sont à la base des propriétés aérodynamiques des avions ; on leur associe par commodité deux coefficients sans dimension : le coefficient de portance, Cz, et le coefficient de traînée, Cx. Elles font l'objet de nombreuses recherches tant dans le domaine aéronautique que dans d'autres domaines comme celui de la construction automobile (le Cx d'une voiture, d'un camion), la fabrication d'éoliennes, ou la construction de voiliers, afin d'obtenir les meilleures qualités aérodynamiques. Il s'agit aussi d'économiser l'énergie, en l'air sur terre et en mer, donc de limiter la traînée, et, pour un avion, d'augmenter la portance au moindre coût. Ces recherches de pointe nécessitent des ordinateurs de plus en plus puissants et des logiciels de plus en plus sophistiqués. Elles sont abondamment développées chez Airbus, Boeing, la NASA, l'ONERA,..., mais aussi chez tous les constructeurs automobiles et navals. Alors qu'au moins trois gros ouvrages américains sont consacrés à ce sujet, il n'y a pas à ce jour d'ouvrage français équivalent. Sans avoir aucune prétention d'égaler ces ouvrages, celui-ci, volontairement à mi-chemin entre un niveau universitaire bac+1 et un niveau avancé de vulgarisation, et concis tout en étant suffisamment complet, est susceptible d'intéresser à des degrés divers toute personne touchant de près ou de loin à ce sujet, c'est-à-dire en fin de compte un nombre assez important de lecteurs.

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