Dans la cochlée, la réponse couplée de sa structure et de son fluide interne peut être représentée sous la forme d’une onde dont les caractéristiques varient en fonction de la position longitudinale. La méthode asymptotique Wentzel-Kramers-Brillouin est adaptée à la modélisation de ce type d’onde. Dans un premier temps, cette méthode est reprise. Un modèle numérique est également développé et les résultats des deux méthodes sont comparés. Dans un deuxième temps, la métohde Wentzel-Kramers-Brillouin est améliorée afin de prendre en compte le couplage entre plusieurs ondes. Le couplage d’un mode propagatif avec des modes évanescents est réalisé et validé. Dans la cochlée, la stimulation des cellules cillées résulte d’un mouvement de cisaillement de la membrane tectoriale et de flexion de la membrane basilaire. Le couplage entre ces deux modes de déformation est encore peu connu et offre une perspective intéressante. Dans un troisième temps, une nouvelle méthode couplant la méthode Wentzel-Kramesr Brillouin et une méthode numérique est développée et validée afin de déterminer des modes transverses de propagation. Cette méthode est appliquée à la mécanique cochléaire et un mode de flexion de la membrane basilaire et un mode relatif à un mouvement de cisaillement de la membrane tectoriale sont déterminés. Enfin, une expérience inspirée des cochlées artificielles est conçue et réalisée. La propagation d’ondes est observée et la tonotopie est mesurée et comparée aux modèles. Afin de limiter la réflexion des ondes et de faciliter la mesure, une combinaison originale du trou noir acoustique avec une lame de largeur variable est utilisée.

Dans le domaine aéronautique les structures sont soumises à de la fatigue sonique due aux phénomènes aéro-acoustiques. Le dimensionnement statique actuel des avions composites couvre les cas de charge en fatigue. Mais avec le besoin de toujours plus réduire la masse de l’avion et l’augmentation des connaissances dans le comportement matériau, les marges statiques vont être réduites dans un futur proche et la propagation par fatigue deviendra un enjeu majeur. Il sera donc nécessaire d’évaluer la possibilité de propagation d’un délaminage dû à une erreur de fabrication ou un impact dans une structure composite. Dans ce contexte, une méthode a été proposée pour étudier la propagation de délaminage sous chargement vibratoire. Tout d’abord, des essais de caractérisation de la propagation de délaminage sous chargement vibratoire ont été mis en place et validés pour les deux principaux modes de rupture. Les effets induits par la fréquence élevée de sollicitation, auto-échauffement induit et vitesse de chargement élevée, ont été pris en compte dans la mise au point et le traitement de ces essais. Ensuite, des outils numériques ont été développés pour permettre la simulation d’une structure délaminée sous chargement vibratoire et l’étude de la propagation du délaminage. A l’aide des approches expérimentales et numériques mises en place et des données matériau identifiées, l’analyse a pu être conduite sur un cas réel de structure aéronautique. Un essai de fatigue vibratoire sur une structure de reprise de plis a ainsi été réalisé. L’évolution du délaminage pendant l’essai est représenté de façon satisfaisante par le modèle numérique.

Les pales d’hélicoptère sont des structures composites soumises à un chargement cyclique multiaxial, et leur criticité impose de porter une attention particulière à la tolérance aux dommages. Leur revêtement peut potentiellement présenter des criques suite à certains évènements (impact, défaut, foudre). Ces travaux se focalisent sur un matériau de revêtement donné (tissu de verre) et concernent l’étude de la propagation de coupure (crique) sous chargement cyclique. Les sollicitations de service ont amené à considérer la traction et le cisaillement plan. Une étude expérimentale a été menée afin d’étudier les modes d’endommagement du matériau et sa résistance à la propagation de coupure pour différentes sollicitations (en traction et en cisaillement) et pour les drapages les plus courants. Elle a permis de dégager les mécanismes d’endommagement mis en jeu, et a fourni un ensemble important de propriétés matériau et de données quantitatives de vitesse de propagation. Elle a par ailleurs guidé vers une modélisation par éléments finis adaptée à l’architecture du matériau, et la manière dont il se dégrade en fatigue. Ce modèle repose sur un maillage à l’échelle de la mèche, et la prédiction de la propagation est obtenue par l’utilisation d’une courbe de fatigue S-N. La simulation a été évaluée par comparaison des faciès de rupture, des vitesses de propagation et de l’étendue des zones d’endommagement avec les essais réalisés sur éprouvettes.

Les impacts sur structures composites peuvent fortement diminuer leur résistance résiduelle sans laisser de marque visible sur la surface extérieure. Dans le domaine aéronautique, un seuil minimum de détection de l’endommagement d’impact est défini, basé sur l’indentation permanente laissée par l’impact. En deçà de ce seuil, la structure doit résister à un chargement défini : c’est la notion de tolérance aux dommages d’impact. Dimensionner numériquement une structure composite en tenant compte des aspects détectabilité et tolérance aux dommages nécessite donc de savoir modéliser à la fois l’impact, l’indentation permanente et la résistance résiduelle sous compression. Ces travaux se focalisent sur la modélisation numérique des composites stratifiés formés de plis unidirectionnels. L’objectif est d’établir un modèle prédictif de la tenue résiduelle après impact. Une étude expérimentale a été réalisée afin d’étudier le scénario d’endommagement à l’impact et sous compression après impact (CAI), et de fournir des résultats expérimentaux pour valider les modèles numériques. Une modélisation par éléments finis avec une approche de type Discrete Ply Model (DPM) est effectuée, basée sur des travaux précédents. Le modèle d'impact est amélioré et validé sur différentes séquences d'empilement pour assurer la robustesse du modèle. Des essais de flexion trois points spécifiques sont réalisés pour apporter une meilleure compréhension de la formation de l'indentation permanente. Un nouveau modèle d'indentation permanente est alors proposé et appliqué dans le modèle d'impact. Enfin, un modèle de CAI est construit pour prédire la résistance résiduelle. Les trois étapes : impact, indentation et CAI sont combinées au sein d’un unique modèle.

Durant ces dernières décennies les matériaux composites organiques ont subi un très grand essor dans le domaine des structures aéronautiques. Leur principal avantage est d’alléger les structures tout en gardant de bonnes propriétés mécaniques. De plus, leur microstructure leur permet d’avoir un caractère multi-fonctionnel, ce qui facilite leur intégration pour remplacer les technologies existantes. Dans l’industrie aéronautique, il existe un besoin croissant de grande quantité de petite et moyenne pièces (clips, éléments de jonctions). Cependant, il est aujourd’hui difficile de fabriquer en série des pièces ayant des formes tridimensionnelles complexes par des procédés conventionnels (autoclave). Ainsi, l’orientation envisagée est d’utiliser les procédés de la « famille » automobile pour des applications aéronautiques « semi-structurales », comme le moulage par injection de composites thermoplastiques renforcés de fibres courtes. Cette application nécessite une maîtrise et une fiabilisation du procédé ainsi que des propriétés induites. Ceci a été réalisé par l’identification et la quantification des effets des paramètres qui influent significativement sur la microstructure et les propriétés macroscopiques, par un plan d’expériences. De plus, le dimensionnement de telles pièces requiert une modélisation robuste du comportement mécanique pour prédire au mieux leur capacité d’utilisation. Les données sur la microstructure ont permis d’alimenter un modèle micromécanique comportant un critère d’endommagement de l’interface fibre/matrice. Développé sur un code éléments finis industriel, il a permis de prédire les résultats expérimentaux d’une pièce industrielle.

L’un des défis de la simulation numérique de la résistance au crash des structures composites est de pouvoir prédire les endommagements, leur évolution au cours de l’écrasement et l'énergie absorbée, à partir d'un nombre limité de propriétés matériau. Le but de cette étude est d'améliorer la compréhension des mécanismes élémentaires impliqués dans l'écrasement de stratifiés de plis unidirectionnels à base de fibres de carbone et de développer un modèle numérique. Des essais sont réalisés à différentes échelles (macro, micro), et conduisent à la définition d'une nouvelle propriété matériau, essentielle : la contrainte moyenne d'écrasement que peuvent soutenir les plis à 0° ou 90°, et la méthode de caractérisation associée. L’analyse des tests montre également que pour représenter correctement le comportement du matériau pendant le crash (évasement, fragmentation...), il est nécessaire de choisir un modèle à l’échelle méso. Le modèle éléments finis développé repose sur cinq idées principales : 1-mailler chaque pli; 2-utiliser des éléments cohésifs pour représenter le délaminage et l’évasement des plis; 3-pouvoir représenter la rupture des plis en gros fragments; 4-représenter l'écrasement localisé des plis, à leurs extrémités, par l'introduction d'un concept de « free-face-crushing », associé à un critère spécifique basé sur la contrainte moyenne d'écrasement; 5-représenter les contacts entre plis, plis et socle, plis et débris. Ce modèle phénoménologique est ensuite appliqué à la simulation du crash de plaques stratifiées. A partir des propriétés matérielles élémentaires du pli, il permet de prédire la force, les principaux mécanismes de rupture et la phénoménologie observée lors des expériences.

L’objectif de ce travail est d’effectuer une campagne d’essais expérimentaux d’impact et de compression après impact sur chant de stratifiés composites afin d’établir les scénarios d’endommagements. Un dispositif d'essai au poids tombant a été utilisé afin de réaliser les impacts sur chant sur stratifiés avec différents drapages. Des coupes microscopiques, des radiographies aux rayons X et des analyses ultrasonores ont ensuite été effectuées afin de visualiser et de déterminer le scénario d’endommagement. Des essais de compression après impact ont également été réalisés. Les résultats des tests expérimentaux sont comparés avec un modèle numérique composé d'éléments d’interface pour décrire les fissures matricielles et d’éléments volumiques. Enfin, la prédiction numérique de la tenue résiduelle après impact permettra de diminuer les masses, d’éviter des essais coûteux, et donc de raccourcir la durée de développement.

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.

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.

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.