Les écoulements transsoniques rencontrés dans le cadre de la propulsion aéronautique et spatiale sont associés à l'apparition d'ondes de choc. En impactant la couche limite se développant sur une paroi, un gradient de pression adverse est généré qui conduit à l'épaississement ou au décollement de la couche limite. Lors de la vibration de la structure, l'onde de choc oscille et interagit avec la couche limite, générant une fluctuation de la pression statique à la paroi. Il s'ensuit alors un échange d'énergie entre le fluide et la structure qui peut être stabilisant ou au contraire conduire à une instabilité aéroélastique (flottement). La modélisation de la réponse instationnaire de l'interaction onde de choc / couche limite pour l'étude des interactions fluide-structure est l'objet de ce travail de recherche. Il s'appuie sur la résolution des équations de Navier-Stokes moyennées (RANS) et la modélisation de la turbulence. Les méthodes et modèles utilisés ont été validés à partir de résultats expérimentaux issus d'une tuyère transsonique dédiée à l'étude des interactions fluide-structure. Ces travaux sont ensuite appliqués à l'amélioration de la prédiction du flottement en turbomachine. Une méthode linéarisée en temps permettant la résolution des équations RANS dans le domaine fréquentiel est utilisée. Nous confirmons l'importance de la dérivation du modèle de turbulence lors de la prédiction d'une interaction forte entre une onde de choc et une couche limite décollée. Une méthode de régularisation est présentée puis appliquée aux opérateurs non dérivables du modèle de turbulence k-! de Wilcox (2006). La prédiction de la réponse instationnaire de l'interaction onde de choc / couche limite dans une tuyère est évaluée à partir de simulations bidimensionnelles et présente un bon accord avec les données expérimentales. En évaluant l'influence de la fréquence réduite, une instabilité aéroélastique de type flottement transsonique est identifiée. Un dispositif de contrôle, reposant sur la génération d'ondes de pression rétrogrades à l'aval de la tuyère, est proposé puis validé numériquement. Enfin, une méthodologie est proposée pour comprendre les mécanismes aérodynamiques conduisant au flottement. Pour cela, il a été réalisé un dessin provisoire d'une soufflante transsonique à fort taux de dilution. Cette soufflante, l'ECL5, est destinée à l'étude expérimentale des instabilités aérodynamiques et aéroélastiques. La méthodologie proposée repose sur la simulation 2D d'une coupe de tête et met à profit la linéarisation pour analyser la contribution de sources locales en fonction de la fréquence réduite, du diamètre nodal et de la déformée modale / Transonic flows, which are common in aeronautical and spatial propulsion systems, produce shock-waves over solid boundaries. When a shock-wave impacts the boundary layer, an adverse pressure gradient is generated and a thickening or even a separation of the boundary layer is induced. If the solid boundary vibrates, the shock-wave oscillates, interacts with the boundary layer and produce a fluctuation of the static pressure at the wall. This induces an exchange of energy between the fluid and the structure which can be stabilising or lead to an aeroelastic instability (flutter).The main objective of this PhD thesis is the modelling of the unsteady behaviour the simulation of the shock-wave/boundary layer interaction for fluid-structure interaction studies. To this end, simulations have been carried out to solve Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations using two equations turbulence model. The method is validated thanks to experimental data obtained on a transonic nozzle dedicated to aeroelastic studies. This method is then use to increase the predictability of flutter events in turbomachinery.A time linearised frequency-domain method is applied to RANS equations. It is shown that the unsteady behaviour of the turbulent boundary-layer contributes to the fluctuating static pressure when the shock-wave boundary layer interaction is strong. Hence, the frozen turbulence assumption is not valid and the turbulence model must be derivated. Thus, the regularisation of the non derivable operators is proposed and applied on k-? Wilcox (2006) turbulence model.The unsteady behaviour of the shock-wave/boundary-layer interaction in a transonic nozzle is evaluated thanks to 2D numerical simulations and shows good agreement with experimental data. When varying the reduced frequency an aeroelastic instability is found, known as transonic flutter. An active control device generating backward travelling pressure waves is then designed and numerically validated.Finally, a methodology is proposed to understand the aerodynamic onsets of transonic flutter. To this end, a preliminary design of a high bypass ratio transonic fan has been carried out. This fan, named ECL5, is dedicated to experimental aerodynamic and aeroelastic studies. The methodology relies on 2D simulations of a tip blade passage and uses linearisation to analyse the contribution of local sources as a function of reduced frequency, nodal diameter and mode shape

Une étude expérimentale a été effectuée sur une configuration d'interaction à Mach 2.3 entre un choc incident et une couche limite turbulente (réflexion de choc oblique sur paroi plane) engendrant un décollement suivi d'un recollement, en vue de comprendre les phénomènes physiques mis en jeu dans ce type d'interaction : apparition et entretien de basses fréquences. Pour cela, l'organisation spatiale et temporelle de cet écoulement a été examinée pour différents angles de déflexion du générateur de choc (de 7 à 9.5°). Les données en paroi ou en champ en un ou plusieurs points proviennent de mesures effectuées à l'aide de capteurs de pression ou par anémométrie à fil chaud. L'analyse de ces données a permis de caractériser les différentes zones : le choc réfléchi instationnaire est animé d'un mouvement basse fréquence, avec des longueurs d'excursion variant d'une à deux fois l'épaisseur de couche limite initiale, cette longueur s'atténuant à l'extérieur de la couche. La construction d'une fréquence adimensionnelle associée aux oscillations basses fréquences du choc réfléchi (nombre de Strouhal) a permis de regrouper l'ensemble des résultats ainsi que ceux obtenus dans la littérature pour d'autres configurations d'interaction. Le décollement présente de grandes similitudes avec les décollements subsoniques, avec toutefois certaines spécificités propres à la compressibilité de notre écoulement. L'étude des connexions entre le choc réfléchi instationnaire et le décollement ont permis de revisiter les mécanismes proposés dans des configurations d'interaction différentes qui expliquent la nature de ces liaisons. Par ailleurs, l'organisation transversale du décollement a été explorée à l'aide de mesures effectuées par Vélocimétrie par Images de Particules (PIV) et a mis en évidence, pour les décollements les plus intenses, deux tourbillons contra-rotatifs de type trombe se développant au cœur de la zone de recirculation et dont les fréquences de rotation moyennes déterminées en paroi sont voisines de celles du choc réfléchi.

L'étude porte sur le contrôle actif du phénomène de tremblement transsonique sur une voilure supercritique par l'utilisation de deux stratégies de contrôle : thermique et pneumatique. Des simulations numériques de l'écoulement naturel obtenues par résolution des équations de Navier-Stokes moyennées ont permis la restitution des différents régimes (avec ou sans tremblement) en bonne cohérence avec les données expérimentales. Les observations des champs moyens, des champs turbulents et des signaux de pression permettent d'établir le principe de fonctionnement et les performances des actionneurs. Le tremblement transsonique est alors soit repoussé soit supprimé autorisant ainsi l'élargissement du domaine de vol des aéronefs. L'étude paramétrique des deux actionneurs est réalisée aussi bien en mode de fonctionnement continu que rétroactif. Une campagne d'essai consolide et approfondie les résultats obtenues avec la stratégie pneumatique.

Afin de concevoir des systèmes de propulsion innovants, l'amélioration des performances des prises d'air supersonique constitue un enjeu majeur. En particulier, les écoulements intervenant au sein des entrées d'air et/ou de diffuseurs supersoniques mettent en jeu des phénomènes complexes associés aux diverses échelles spatiales et temporelles: dynamique de la turbulence pariétale, interaction entre une onde de choc et une couche limite turbulente, décollements tridimensionnels et effets de coins. Malgré les contributions significatives et récentes des simulations numériques de haute fidélité sur les instationnarités de l'interaction onde de choc/couche limite sans paroi latérales, peu d'études numériques ont été menées sur l'influence des coins dans la dynamique de l'écoulement. En présence de parois latérales et à des nombres de Mach suffisamment élevés, l’interaction se modifie et un train de choc se forme dans le diffuseur. Dans le cadre de cette thèse, les équations de Navier-Stokes en régime compressible sont résolues à l'aide de schémas d'ordre élevé. Des simulations en régime supersonique de l'écoulement dans des diffuseurs rectangulaires de largeurs différentes sont effectuées. L'étude permet la mise en évidence de l'influence du confinement et des effets de coins. Une deuxième partie de l’étude est consacrée à la compréhension des instationnarités générées par un train de choc dans un diffuseur rectangulaire à l'aide d'outils de post-traitement avancés: décomposition modale dynamique et périodogramme. Les résultats montrent la présence d'un possible phénomène de résonance du diffuseur à des fréquences proches de celles émises par l'écoulement. / To design innovative propulsion systems, improving the performance of supersonic air intakes is a major issue. In particular, the flows through the air intakes and/or supersonic diffusers involve complex unsteady phenomena associated with various spatial and temporal scales such as: wall-bounded turbulence dynamics, interaction between a shock-wave and a turbulent boundary layer, three-dimensional separated flows and corners effects. Despite the significant contributions from recent high-fidelity simulations of unsteady shock-wave boundary layer interaction in the absence of side walls, few numerical studies were conducted with secondary flows due to corner effects. In the presence of side walls and at Mach numbers large enough, the topology of the interaction is modified and a shock-train forms in the diffuser. In this thesis, the Navier-Stokes compressible equations are solved using high-order schemes. Simulations of supersonic flows in rectangular diffusers of different widths are carried out. The study allows to highlight the influence of confinement and corners effects on the mean flow. A second part of the study is devoted to the understanding of the unsteadiness associated with a shock-train in a rectangular supersonic diffuser. For that purpose, advanced post-processing tools have been developed such as: dynamic mode decomposition and Fourier analysis. The results show the presence of a possible resonance phenomenon in the diffuser at frequencies close to those associated with the flow.

Dans la conception des turbomachines modernes, la prédiction des phénomènes aéroélastiques est devenue un point clé. La tendance à réduire la masse et à augmenter la charge des composants aérodynamiques accroit le risque de rupture. Dans un tel contexte, la compréhension et la bonne prédiction des diverses instabilités constituent un enjeu industriel et scientifique majeur. Le présent travail de recherche a pour objectif d’améliorer la prédiction des phénomènes instationnaires intervenant dans les problèmes d’aéroélasticité en turbomachines. Cette thèse est plus particulièrement axée sur la simulation de l’interaction onde de choc/couche limite. Le support d’étude est une tuyère transsonique présentant un écoulement avec des zones décollées. L’oscillation forcée de l’onde de choc est simulée grâce à une méthode de petites perturbations instationnaires couplée avec une hypothèse de turbulence variable. Cette approche est validée par comparaison avec des mesures. Elle permet une prédiction tout à fait satisfaisante du premier harmonique de pression sur la paroi de la tuyère. Ce travail a montré la nécessité de linéariser le modèle de turbulence. Le besoin de dériver le modèle de turbulence nous a amené à investiguer la modélisation faite pour prédire l’interaction onde de choc/couche limite. Un modèle de turbulence à deux équations complété par une équation de « retard » est implémenté afin de capter un déséquilibre de la turbulence. Les résultats obtenus en tuyère sont cohérents avec la théorie mais une surproduction d’énergie turbulente en présence de bord d’attaque rend le modèle inefficace pour des configurations de turbomachines. Au final, l’introduction d’un limiteur de viscosité turbulente dans un modèle de turbulence à deux équations s’avère donner de bons résultats. La méthode de dérivation du modèle est alors présentée sur le modèle de Wilcox proposé en 2008. Enfin, la technique de linéarisation est étendue à la problématique aéroélastique. Une approche de couplage fluide-structure faible est adoptée. L’oscillation structurelle des aubages suivant les modes propres est considérée mais en laissant la fréquence évoluer au cours du couplage. La nouvelle méthode utilisée s’appuie sur la construction d’un méta-modèle du comportement dynamique du fluide afin de résoudre directement le système fluide-structure couplé. Cette technique est validée sur une configuration de grille annulaire de turbine en haut subsonique et présente l’avantage d’un temps de calcul réduit. / In modern turbomachinery design, predicting aerolastic phenomena has become a key point. The development of highly loaded components, while reducing their weight, increases the risk of failure. In this context, good understanding and prediction of various instabilities are a major industrial and scientific challenge. This research work aims to improve the prediction of unsteady phenomena involved in turbomachinery aeroelasticity. This study focuses especially on the simulation of shock wave/boundary layer interaction. To begin with, a transonic nozzle separated flow is investigated. Forced oscillation of the shock wave system is simulated through a small unsteady perturbation method combined with the assumption of variable turbulence. This approach is validated against exprimental measurements. The first harmonic of pressure on the wall of the nozzle is predicted quite satisfactorily. The need to linearize the turbulence model was shown of high importance. Deriving the turbulence model, leads us to investigate the turbulence modeling performed to predict the shockwave/boundary layer interaction. A two equations turbulence model supplemented by a "time-lagged" equation is implemented to capture non-equilibrium effects of turbulence. All achieved results for a nozzle are consistent with theory, but overproduction of turbulent kinetic energy at leading edge makes the model useless for turbomachinery configurations. However, the introduction of an eddy viscosity stress limiter inside a two-equation turbulence model proves to give good results. The derivation method is thus presented on such a model, precisely on Wilcox model proposed in 2008. Finally, the linearization technique is extended to aeroelastic problems. A loose fluid-structure coupling strategy is adopted. The structural oscillation of the blades is considered for eigen-modes but frequency is free to change during coupling resolution. The new approach is based on the building of a meta-model to describe the fluid dynamic behavior in order to solve directly the coupled fluid-structure system. This technique is validated on a standard high subsonic turbine configuration and takes advantage of a reduced computation time.

Une interaction entre une onde de choc oblique et une couche limite turbulente sur plaque plane, à un nombre de Mach de 2.3 a été étudiée expérimentalement.<br />Ces interactions, pour des ondes de choc assez fortes, engendrent le décollement et le recollement de la couche limite, et sont le siège d'instationnarités basses fréquences dont les origines sont mal connues. Ces instationnarités ont été caractérisées expérimentalement en partie dans des travaux précédents, et des similarités entre l'interaction étudiée ici et d'autres configurations d'interactions ainsi qu'avec les décollements de couche limite subsonique ont été mis en évidence, suggérant que les mécanismes responsables des instationnarités sont de même nature.<br />Pour ces travaux, la Vélocimétrie par Imagerie de Particules (PIV) a été utilisée afin de décrire spatialement l'organisation longitudinale et transversale de cette interaction. L'exploitation des mesures a mis en évidence un lien statistique fort entre les mouvements basses fréquences du choc réfléchi et les contractions/dilatations successives du bulbe décollé. L'interprétation proposée est que les grands mouvements du choc sont liés aux pulsations basses fréquences du décollement, associées à sa réalimentation intermittente en air frais.<br />Un modèle aérodynamique en a été déduit et permet de préciser les principaux paramètres contrôlant l'échelle de temps du phénomène. En particulier, il permet de déterminer la fréquence des battements du choc. Ce modèle a été appliqué aux interactions sur plaques planes ainsi que pour d'autres configurations expérimentales, pour un éventail de nombres de Mach allant de M=0 à 5, et montre un bon accord avec les mesures.

Ces travaux, initiés par le CNES et la SNECMA, sont principalement consacrés à la simulation numérique d'écoulements turbulents supersoniques en présence d'interactions ondes de choc/couche limite. L'étude de ces écoulements, sièges de phénomènes complexes, se révèle être d'une importance particulière en vue du dimensionnement d'organes de propulsion de lanceurs spatiaux. Il a été choisi, dans ce travail, d'investir les aspects instationnaires au moyen de la simulation des grandes échelles turbulentes. Les contraintes liées au traitement numérique ont aboutit au développement d'un schéma numérique hybride, permettant de minimiser les effets de dissipation inhérents aux schémas dédiés à la capture de chocs. Le problème de la génération de conditions aux limites turbulentes réalistes est également abordé. Une technique due à Lund, fondée sur un principe de renormalisation et permettant à l'écoulement de générer lui-même ses conditions d'entrée, a été retenue. Les résultats des simulations se sont révélées être en très bon accord avec les mesures expérimentales ainsi qu'avec les DNS de référence. En particulier, l'existence de basses fréquences associées au mouvement du choc réfléchi a pu être constatée, en accord avec les observations expérimentales. De plus, la simulation a révélé la présence de fréquences similaires à l'intérieur du bulbe de recirculation, venant ainsi conforter l'hypothèse selon laquelle les instabilités du choc de décollement sont conditionnées par celles de la zone décollée.

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.

L’interaction onde de choc/couche limite en écoulement transsonique autour de profils aérodynamiques est étudiée numériquement utilisant différentes classes de modélisation de la turbulence. Les approches utilisées sont celles de modèles URANS et de méthodes hybrides RANS-LES. L’emploi d’une correction de compressibilité pour les fermetures à une équation est aussi évalué. Premièrement, la séparation intermittente induite par le choc sur un profil supercritique en conditions d’incidence proches de l’angle critique d’apparition du tremblement est analysée. Suite à des simulations URANS, la modélisation statistique la mieux adaptée est étudiée et utilisée dans l’approche DDES (Delayed Detached-Eddy Simulation). L’étude de la topologie de l’écoulement, des pressions pariétales et champs de vitesse statistiques montrent que les principales caractéristiques de l’oscillation auto-entretenue du choc sont capturées par les simulations. De plus, la DDES prédit des fluctuations secondaires de l’écoulement qui n’apparaissent pas en URANS. L’étude de l’interface instationnaire RANS-LES montre que la DDES évite le MSD (modeled stress depletion) pour les phases de l’écoulement attaché ou séparé. Le problème de la ‘zone grise’ et de son influence sur les résultats est considéré. Les conclusions de l’étude sur le profil supercritique est ensuite appliquées à l’étude numérique d’un profil transsonique laminaire. Dans ce contexte, l’effet de la position de la transition de la couche limite sur les caractéristiques de deux régimes d’interaction choc/couche limite sélectionnés est étudié. En conditions de tremblement, les simulations montrent une forte influence du point de transition sur l’amplitude du mouvement du choc et sur l’instationnarité globale de l’écoulement. / Shock wave/boundary layer interactions arising in the transonic flow over airfoils are studied numerically using different levels of turbulence modeling. The simulations employ standard URANS models suitable for aerodynamics and hybrid RANS-LES methods. The use of a compressibility correction for one-equation closures is also considered. First, the intermittent shock-induced separation occurring over a supercritical airfoil at an angle of attack close to the buffet onset boundary is investigated. After a set of URANS computations, a scale-resolving simulation is performed using the best statistical approach in the context of a Delayed Detached-Eddy Simulation (DDES). The analysis of the flow topology and of the statistical wall-pressure distributions and velocity fields show that the main features of the self-sustained shock-wave oscillation are predicted by the simulations. The DDES also captures secondary flow fluctuations which are not predicted by URANS. An examination of the unsteady RANS-LES interface shows that the DDES successfully prevents modeled-stress depletion whether the flow is attached or separated. The gray area issue and its impact on the results are also addressed. The conclusions from the supercritical airfoil simulations are then applied to the numerical study of a laminar transonic profile. Following a preliminary characterization of the airfoil aerodynamics, the effect of the boundary layer transition location on the properties of two selected shock wave/boundary layer interaction regimes is assessed. In transonic buffet conditions, the simulations indicate a strong dependence of the shock-wave motion amplitude and of the global flow unsteadiness on the tripping location.

Les objectifs de cette thèse sont d'étudier les capacité prédictive des méthodes statistiques URANS et hybrides RANS-LES à modéliser des écoulements complexes à haut nombre de Reynolds et de réaliser l'analyse physique de la turbulence et des structures cohérentes en proche paroi. Ces travaux traitent de configurations étudiées dans le cadre des projets européens ATAAC (Advanced Turbulent Simulation for Aerodynamics Application Challenges) et TFAST (Transition Location Effect on Shock Wave Boundary Layer Interaction). Premièrement, l'écoulement décollé autour d’une configuration de cylindre en tandem, positionnés l'un derrière l’autre, est étudiée à un nombre de Reynolds de 166000. Un cas statique, correspondant schématique aux support de train d'atterrissage, est d’abord considéré. L’interaction fluide-structure est ensuite étudiée dans le cas dynamique, dans lequel le cylindre aval possède un degré de liberté en translation dans la direction perpendiculaire à l'écoulement. Une étude paramétrique est menée afin d'identifier les différents régimes d'interaction en fonction des paramètres structuraux. Dans un deuxième temps, la physique du tremblement transsonique est étudiée au moyen d’une analyse temps-fréquence et d’une décomposition orthogonale en modes propres (POD), dans l’intervalle de nombre de Mach 0.70–0.75. Les interactions entre le choc principal, la couche limite décollée par intermittence et les tourbillons se développant dans le sillage, sont analysées. Un forçage stochastique, basée sur une réinjection de turbulence synthétique dans les équations de transport de l’énergie cinétique et du taux de dissipation générée à partir de la reconstruction POD, a été introduit dans l’approche OES (organised-eddy simulation). Cette méthode introduit une modélisation de la turbulence “upscale" agissant comme un mécanisme de blocage par tourbillons capable de prendre en compte les interfaces turbulent/non-turbulent et de couches de cisaillement autour des géométries. Cette méthode améliore grandement la prédiction des forces aérodynamiques et ouvre de nouvelles perspectives quant aux approches de type moyennes d’ensemble pour modéliser les processus cohérents et aléatoires à haut nombre de Reynolds. Enfin, l'interaction onde de choc/couche limite (SWBLI) est traitée, dans le cas d’un choc oblique à nombre de Mach 1.7, contribuant aux études de "design d'ailes laminaires" au niveau européen. Les performances des modèles URANS et hybrides RANS-LES ont été analysées en comparant, avec les résultats expérimentaux, les valeurs intégrales de la couche limite (épaisseurs de déplacement et de quantité de mouvement) et les valeurs à la paroi (coefficient de frottement). Les effets de la transition dans la couche limite sur l’interaction choc/couche limite sont caractérisés. / This thesis aims at analysing the predictive capabilities of statistical URANS and hybrid RANS-LES methods to model complex flows at high Reynolds numbers and carrying out a physical analysis of the near-region turbulence and coherent structures. This study handles configurations included in the European research programmes ATAAC (Advanced Turbulent Simulation for Aerodynamics Application Challenges) and TFAST (Transition Location Effect on Shock Wave Boundary Layer Interaction). First, the detached flow in a configuration of a tandem of cylinders, positionned behind one another, is investigated at Reynolds number 166000. A static case, corresponding to the layout of the support of a landing gear, is initially considered. The fluid-structure interaction is then studied in a dynamic case where the downstream cylinder, situated in the wake of the upstream one, is given one degree of freedom in translation in the crosswise direction. A parametric study of the structural parameters is carried out to identify the various regimes of interaction. Secondly, the physics of the transonic buffet is studied by means of time-frequency analysis and proper orthogonal decomposition (POD), in the Mach number range 0.70–0.75. The interactions between the main shock wave, the alternately detached boundary layer and the vortices developing in the wake are analysed. A stochastic forcing, based on reinjection of synthetic turbulence in the transport equations of kinetic energy and dissipation rate by using POD reconstruction, has been introduced in the so-called organised-eddy simulation (OES) approach. This method introduces an upscale turbulence modelling, acting as an eddy-blocking mechanism able to capture thin shear-layer and turbulent/non-turbulent interfaces around the body. This method highly improves the aerodynamic forces prediction and opens new ensemble-averaged approaches able to model the coherent and random processes at high Reynolds number. Finally, the shock-wave/boundary-layer interaction (SWBLI) is investigated in the case of an oblique shock wave at Mach number 1.7 in order to contribute to the so-called "laminar wing design" studies at European level. The performance of statistical URANS and hybrid RANS-LES models is analysed with comparison, with experimental results, of integral boundary-layer values (displacement and momentum thicknesses) and wall quantities (friction coefficient). The influence of a transitional boundary layer on the SWBLI is featured.