Cette thèse s’inscrit dans le cadre de l’amélioration des prévisions aérothermiques qui suscite l’intérêt croissant des industriels aéronautiques. Elle consiste à évaluer l’apport des méthodes URANS avancées de type SAS dans la prévision des flux de chaleur turbulents et pariétaux pour des écoulements turbulents chauffés. Elle vise aussi à situer ces approches par rapports aux modèles URANS classiques de type DRSM et hybrides RANS/LES comme la ZDES. Une extension de l’approche SAS à un modèle DRSM a d’abord été proposé afin d’obtenir une meilleure restitution des tensions de Reynolds résolues et modélisées. Ce modale SAS-DRSM a été implanté dans le code elsA de l’ONERA. Nous avons ensuite évalué les approches SAS disponibles avec ce code sur la prévention d’écoulements aérothermiques rencontrés sur avion dans un compartiment de moteur. Ces études ont montré que les approches SAS améliorent la représentation des écoulements par rapport aux modèles URANS classiques. Elles aboutissent à des écoulements fortement tridimensionnels avec de nombreuses structures turbulentes. Ces structures induisent un mélange turbulent accru et donc une meilleure prévision du flux de chaleur pariétal. De plus, nos travaux ont situé les approches de type SAS comme des méthodes plus précises que les méthodes URANS classiques sans augmentation importante du coût de calcul. Les modèles SAS ne résolvent pas les plus petites structures caractéristiques du mouvement turbulent par rapport à la ZDES qui montre des prévisions supérieures. Le modèle SAS-RDSM offre néanmoins la meilleur alternative de type SAS. Enfin, l’étude du flux de chaleur turbulent semble retrouver le fait que l’hypothèse classique de nombre de Prandtl turbulent constat n’est pas valable dans toutes les zones de l’écoulement. / The improvement of aerothermal predictions is a major concern for aeronautic manufacturers. In line with this issue, SAS approaches are assessed on the prediction of wall and turbulent heat fluxes for heated-turbulent flows. This study also aims at evaluating these advanced URANS methods in regard to DRSM models and hybrid RANS/LES approaches as ZDES. Firstly, we proposed to combine the SAS approach and a DRSM model in order to better reproduce both resolved and modelled Reynolds stresses. This new model, called SAS-DRSM, was implemented in ONERA Navier-Strokes code elsA. Unsteady simulations of two heated turbulent flows encountered in an aircraft engine compartment were then performed to evaluate all the SAS models available in the code. These numerical studies demonstrated that SAS approaches improve prediction of the flows compared to classical URANS models. They lead to full 3D flows with many turbulent structures. These structures favour turbulent mixing and thus induce a better prediction of the wall heat fluxes. Moreover, the numerical simulations showed that SAS methods are more accurate than classical URANS models without increasing significantly calculation costs. SAS approaches are not able to resolve the smallest turbulent structures in relation to ZDES which provides better predictions. Finally, the investigation of the turbulent heat flux suggested that the constant turbulent Prendtl number assumption, that is characteristic of classical URANS models, may not be valid in some regions of the flow.

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.