Durant le vol d'un aéronef, la collision avec un oiseau est un risque important que les autorités de certification imposent de prendre en compte. Dans le cas du choc sur pointe avant, la protection du fond pressurisé est assurée par un bouclier. La compréhension du comportement d'une telle structure sandwich sous impact est essentielle pour permettre l'amélioration des boucliers existants. Ces travaux ont pour buts de comprendre l'influence des différents paramètres de conception du bouclier sur son comportement et sur la protection de la cible, et de mettre en place une méthodologie pour réaliser une telle étude. Pour cela, un modèle éléments finis générique est créé pour être utilisé dans l'étude paramétrique. Une méthode de mesure de la déformée est proposée pour permettre la comparaison rapide d'un grand nombre de cas et la compréhension du comportement de chaque bouclier. Elle s'appuie sur la décomposition de la déformée en trois modes : Indentation, Flexion et Écrasement. Une étude de criblage est ensuite réalisée pour classer les paramètres de définition par ordre d'influence. L'étude paramétrique est réalisée sur les six paramètres les plus influents. Un plan d'expérience de type carré Latin est choisi et sept grandeurs différentes sont suivies. Le cadre des processus gaussiens est utilisé pour créer des modèles réduits, qui sont utilisés pour étudier l'évolution du comportement du bouclier sur l'ensemble du domaine à l'aide d'analyses de sensibilité. Les effets de chaque paramètre sont identifiés et expliqués. Enfin, une méthode pour l'utilisation de ces modèles réduits dans le cadre d'optimisations est proposée.

Les méthodes de contrôle de vibrations passives basées sur des absorbeurs linéaires ont été largement étudiées et ils ont aujourd'hui une vaste gamme d'applications. Cependant, les absorbeurs linéaires n’étant efficaces que lorsqu'ils sont accordés à la fréquence que l'on veut contrôler, ils présentent des limites considérables quand ils sont appliqués à des systèmes possédant des incertitudes sur les paramètres modaux ou ayant une fréquence propre dépendante de la force extérieure. Dans cette thèse la réduction des vibrations dans les systèmes mécaniques à l'aide d'un absorbeur Nonlinear Energy Sink est étudiée. Le phénomène qui gouverne la physique de ce dispositif est appelé pompage énergétique (Targeted Energy Transfer) et il consiste en un transfert irréversible d'énergie du système principal vers le NES, où l’énergie est dissipée. Ce transfert d'énergie peut se produire pour une large gamme de fréquences et sans besoin que le NES ne soit accordé _a une fréquence spécifique. La dynamique d'un premier type de NES appelé Vibro-Impact Nonlinear Energy Sink (VI-NES) est investiguée expérimentalement grâce à un oscillateur linéaire (OL) à un degré de liberté forcé harmoniquement auquel le VI-NES est attaché. Le pompage énergétique du OL vers le VI-NES est observé expérimentalement, ce qui a permis d'obtenir une importante réduction du pic de résonance du système principal. Le système est étudié analytiquement à l'aide de la méthode Multi-Echelles et le comportement non-linéaire observé est expliqué théoriquement. Le deuxième type de NES présenté est le Magnetic-Strung NES avec récupération d'énergie. Cette étude ajoute l'aspect lié à la récupération d'énergie au domaine de recherche des absorbeurs non-linéaires. Le système consiste en un oscillateur linéaire (OL) à un degré de liberté forcé harmoniquement auquel le MS-NES est appliqué. La force non-linéaire de rappel peut être modulée grâce à une force magnétique introduite judicieusement, ce qui permet au NES d'avoir plusieurs configurations possibles. Le système résultant est un système électromécanique où l'énergie vibratoire du système principal est absorbée par le NES et est ensuite dissipée en partie par l'amortissement visqueux et convertie en partie en puissance électrique. Les études numérique et expérimentale analysent les performances du MSNES en tant qu'absorbeur d'énergie et en tant que récupérateur d'énergie. Finalement, les idées et les perspectives issues de cette étude sont traitées et les directions pour les travaux futurs sont fournies.

Dans le cadre d'un projet de recherche interne nommé JoSAT (Joint Stress Analysis Tool), Sogeti High Tech a développé depuis 2008 un outil de simulation simplifié d'analyse de joints collés. Cet outil permet d'obtenir à la fois la répartition des efforts internes dans chacun des substrats mais également la répartition des contraintes adhésives le long du recouvrement, tout en ayant l'avantage d'être beaucoup moins chronophage que la méthode des Éléments-Finis (EF). En 2011, cet outil a été étendu de sorte à supporter différents comportements adhésifs non-linéaires sous la forme de relations contrainte-déformation spécifiée par l'utilisateur. Cependant, le champs d'application de cette nouvelle théorie fut démontré comme limitée aux jonctions en simple recouvrement, et dans le cas de faible non-linéarité uniquement. Dans ce contexte, l'objectif de la thèse est double. Premièrement, étendre et valider l'outil d'analyse simplifiée aux cas de comportement non-linéaire adhésif mais également des substrats. Deuxièmement, proposer et développer de nouvelles méthodes visant à caractériser le comportement non-linéaire d'un film adhésif.

Dans un contexte industriel où l’utilisation de matériaux composites s’est généralisée jusqu’à atteindre les structures primaires, la menace foudre se révèle être une problématique majeure. Avec un coup de foudre en moyenne par an et par avion en service, les nouvelles structures composites, moins bonnes conductrices que leurs prédécesseurs en métal, doivent être protégées. Les protections mises en oeuvre par les fabricants et les équipementiers sont des couches minces ajoutées à l’empilement composite, initialement choisi pour le compromis optimal qu’il offre entre résistance et légèreté. L’optimisation et le conseil concernant les protections foudre deviennent alors un enjeu industriel d’importance. Dans ce cadre, le travail de thèse a porté sur l’étude et la compréhension des dommages issus des chocs foudre sur des structures protégées dans le but ultérieur d’optimiser ou de créer des protections adaptées. Nous proposons une méthode qui permet de déterminer les caractéristiques d’un impact mécanique sur une plaque composite nue, équivalent à un choc foudre sur une structure protégée. Une campagne d’essais d’impacts avec un canon du laboratoire couplé à une campagne numérique ont permis de conclure que la stratégie et la méthode d’équivalence sont fondées, et permettent de prendre en compte les paramètres constitutifs de la protection de surface. Les modèles proposés permettront d’aborder les questions de conception des protections.

Les travaux réalisés traitent de la caractérisation en fatigue thermique et mécanique d’assemblages collés par colle conductrice isotrope. Issu du domaine des circuits électroniques radio fréquences à applications spatiales, l’empilement type considéré dans l’étude est constitué d’un carré d’alumine reporté de manière automatique sur un support en Kovar. L’adhésif est à base d’époxyde chargé de microparticules d’argent pour la conduction électrique et thermique du report. Les surfaces de collage de l’alumine sont polies-rectifiées et dorées pour favoriser les fonctions RF, au détriment de la tenue du collage. L’objectif principal est l’identification des mécanismes de fatigue de l’assemblage face aux sollicitations thermiques subies pendant des essais de qualification thermiques réalisés au sol, qui se veulent représentatives de celles subies en orbite pendant toute la durée de la mission. Deux axes de recherche sont privilégiés dans cette étude. D’une part, le comportement du matériau adhésif est caractérisé par des essais de fluage et des essais cyclés réalisés sur des éprouvettes de colle. Le modèle viscoplastique Two-Layers est retenu et implémenté dans un modèle éléments finis de l’assemblage. La tenue de la colle aux interfaces constitue une seconde approche de caractérisation. Une faible tenue en mode I est constatée à l’issue d’une campagne DCB. D’autre part, deux plans d’expériences portant sur la géométrie et les conditions de report des assemblages sont réalisés en parallèle d’une étude paramétrique numérique. Ces deux approches complémentaires permettent de proposer des hypothèses relatives aux mécanismes de fatigue prépondérants au sein de l’assemblage dans son environnement thermique. La tenue en fatigue des collages s’avère très dépendante du procédé automatique qui insère de nombreux défauts (porosités) à l’interface du composant. Une caractérisation en fatigue par essai mécanique est proposée comme alternative au cyclage thermique lent en étuve. Bien que l’équivalence ne soit pas complète, les résultats présentent de bonnes perspectives pour aider à la caractérisation en fatigue de l’interface entre des composants céramiques et une colle conductrice.

L'utilisation extensive des matériaux composites dans l'industrie aéronautique nécessite une compréhension étendue de leur comportement mécanique et mécanismes d'endommagement. La prise en compte des effets environnementaux, température et vieillissement humide, dans la prévision du comportement à l'impact, des endommagements et des mécanismes associés reste un sujet encore peu traité actuellement. Dans ce travail différentes conditions de vieillissement humide (dénommées ci-après état neuf, 65% VH, et 90%VH) ont été appliquées au matériau de l'étude. La caractérisation des propriétés du pli et de l'interface ont été effectuée à température ambiante et 80°e. Une attention particulière a été portée à l'identification des propriétés en cisaillement plan. Un modèle d'endommagement progressif basé sur la mécanique de l'endommagement dans les milieux continus est proposé afin de décrire au mieux le comportement du pli élémentaire en prenant en compte les comportements fortement non-linéaires identifiés pour le cisaillement plan de ce matériau. Ce modèle matériau de comportement du pli est combiné avec des lois cohésives d'interface inter-laminaire utilisés dans des simulations numériques d'impact à faible vitesse afin de prédire la réponse mécanique à l'impact et les dommages. Le modèle de matériau a été implémenté dans le code de calcul explicite LS-Dyna. Des essais d'impact à différentes énergies ont été effectués afin de valider par comparaison essais-calcul l'approche utilisée. Une bonne adéquation est observée entre les résultats numériques et expérimentaux du matériau non-vieilli et testé à température ambiante pour ce qui concerne l'historique de la réponse globale et les dommages internes (rupture de fibre, fissures de matrice et délaminages).

Les essais en environnement libre et en soufflerie ont été effectués pour étudier la performance propulsive et la déformation de pales de référence et de pales souples. La poussée et le couple ont été évalués par deux méthodes: une mesure directe par balance et une estimation indirecte par bilan de quantité de mouvement, les deux méthodes ayant leurs avantages et limitations respectifs. La méthode indirecte s’est construite sur l’acquisition de champs de vitesse obtenus par PIV et s’appuie sur une estimation de la pression par mise en œuvre de l’équation de Poisson. En vol stationnaire, les pales flexibles ne peuvent pas aider à l’amélioration du rendement en mode rotor (FM), à chargement faible, puisque la distribution de vrillage est sans doute assez éloignée de l’optimal de vol stationnaire. En vol avancé, le rendement propulsif des pales flexibles est la plupart du temps plus élevé que l’hélice rigide de référence en raison de la torsion bénéfique généré en rotation. Dans le cas des pales flexibles, la vitesse axiale se trouve être inférieure au cas rigide, à même station aval; ceci correspondant à la la déformation de vrillage négatif. Pour les deux pales, la différence de poussée entre celle déduite du champ PIV test 2 et celle obtenue avec la balance est plus grande que la différence entre les valeurs déduites du champ PIV test 1 et de la mesure directe. La technique de mesure laser pour les déplacements (LDS) a été utilisée pour mesurer la déformation stationnaire des pales lors de leur rotation. Par analyse du nuage de points mesurés par la LDS, la flexion et la torsion de la lame en rotation ont été identifiées à l’aide des régressions multiples.

Ces travaux de thèse s’inscrivent dans le cadre de la prise en compte des incertitudes des paramètres d’entrée d’un modèle éléments finis de structures spatiales. L’approche probabiliste a été utilisée pour quantifier l’influence de l’aléa sur les fonctions de transfert. Nous avons proposé une adaptation de la méthode de superposition modale au cadre probabiliste, basée sur l’identification de la loi de probabilité des variables des fonctions de transfert. Le verrou technologique que constitue la construction de lois de probabilité de grande dimension a été levé par l’utilisation de la théorie des copules. Finalement, la méthodologie proposée a été validée sur un exemple industriel et les perspectives offertes par l’étude des structures de dépendances entre variables d’une fonction de transfert sont prometteuses.

Les structures sandwichs sont largement utilisées dans le domaine de l’aéronautique et de l’espace du fait de leur bon rapport rigidité sur masse. Cependant, leur amortissement doit être amélioré pour le confort des utilisateurs et la durabilité des structures. L’objectif de cette thèse est d’étudier l’amortissement apporté à une structure sandwich par l’utilisation d’un matériau d’âme récemment développé. Ce matériau est fabriqué à base de fibres de carbone enchevêtrées, réticulées avec de la résine époxy. Le matériau enchevêtré-réticulé est d’abord étudié seul. Les mesures expérimentales montrent un comportement dépendant de l’amplitude et de l’historique de sollicitation, et indépendant de la fréquence. Un modèle d’hystérésis est développé pour décrire les boucles contrainte-déformation mesurées. L’étude théorique d’une structure à un degré de liberté permet de détailler l’effet des différentes composantes de ces boucles sur la réponse dynamique. Le matériau est ensuite inclus dans une poutre sandwich. Un modèle de vibrations de poutres sandwichs en flexion est proposé pour inclure un comportement non-linéaire dissipatif du matériau d’âme. Une étude expérimentale est menée sur des poutres sandwichs, montrant un amortissement très supérieur à celui apporté par un matériau d’âme classique comme le nid d’abeille. Les simulations réalisées avec le modèle de poutre sandwich et le modèle d’hystérésis permettent de bien capturer les phénomènes non-linéaires observés. A la fin de l’étude, une utilisation mixte d’un matériau d’âme en nid d’abeille et d’un matériau d’âme enchevêtré-réticulé est proposée afin d’obtenir un bon amortissement pour un faible ajout de masse.

The vision driving the work reported herein is to investigate the fluid-structure interac- tion (FSI) effects of the flexible laminated blades for tilt-body micro-air-vehicles (MAV) proprotors in hover and forward flight configurations. This is in order to exploit the po- tential of flexible-bladed proprotor over the rigid-bladed proprotor in the enhancement of proprotor performance during hovering and cruising at a target forward speed. For that, the FSI model taking into account the specific problems devoted to MAV-sized proprotor made of laminate composite was developed. The FSI model combines aerody- namic model adapting Blade Element Momentum (BEM) theory and structural model adapting Anisotropic Finite Element Beam (AFEM) theory. The aerodynamic model is developed to be capable of adapting in the analysis on low Reynolds number proprotors. In the structural model, the blade is modeled as an elastic beam undergoing deflections in flap, lag, and torsion to capture the coupling effects in anisotropic materials, adapts the structural analysis on proprotor blades made of laminate composite. The reliability of the developed FSI model is verified through a validation on both aerodynamic and structural models, separately, on several MAV-sized proprotors. As for a direction to the analysis on passively-adaptive proprotor blades, an optimal design on actively-adaptive proprotor was carried out. For this, a program for designing the optimum rigid blades at single-point (for either isolated cruise-point or isolated hover-point) and multiple-point (combined cruise and hover point) for proprotors have been developed. The procedures in the optimal design program employs the numerical iterative inverse design method, based upon the minimum thrust induced losses (MIL). Even if the work in this thesis was directed primarily towards the proprotor, however, the propulsion system from the motor part was not neglected since the propulsion efficiency is a crucial factor to the suc- cess of MAVs. A cheap and time-effective method of proposing the best motor from the selected commercial motors was developed, based on Taguchi’s method. The sensitivity of the total power consumption to the variation of value of each motor design variables was also studied. The benefit of the use of tip body in the blade and the effect of bending on the induced twist and on the thrust degradation, respectively, were also analyzed and identified. Finally, the systematically designed passively-adaptive composite proprotors were evaluated under steady operating conditions. Hovering and cruise propulsive performance, characterized by total power Ptotal, were compared between the rigid-bladed and flexible-bladed proprotors. As a result of the comparison, the flexible-bladed proprotor with fixed system is found to be capable of slightly enhancing the performance through the reduction in Ptotal over its optimal rigid-bladed proprotor.