L’exploration lunaire représente une part importante de l'activité des agences spatiales nationales. Les scientifiques se sont intéressés aux interactions de la surface lunaire avec le plasma environnant et les appareils envoyés sur place. Les observations ont mis en évidence la présence de régolithe, formant une épaisse couche de poussières à la surface, et il a été constaté que ces particules sont très abrasives et tranchantes. Elles représentent un risque matériel important pour les équipements envoyés sur la Lune et la nécessité de comprendre les origines de leur transport est incontournable pour le bon déroulement des futures missions. Le mouvement de ces poussières peut, entre autres, être issu de phénomènes électrostatiques, particulièrement présents aux frontières ombre/lumière. Les observations d'un nuage de poussières au-dessus de la surface lunaire en sont la preuve. Cependant, les mécanismes à l'origine de ce nuage sont peu connus. Il est donc nécessaire de comprendre les interactions entre les poussières et l'environnement lunaire afin de prévenir la pollution d'appareils se trouvant à la surface. L'objectif de la thèse est de comprendre et de modéliser la charge et le transport électrostatique des poussières aux interfaces ombre/lumière. Le dispositif DROP a été développé afin d'observer le transport électrostatique de poussières et permettre une compréhension physique de cette dynamique. Les tests effectués ont permis de dégager les paramètres les plus importants dans la dynamique des poussières. Ils ont également rendu possible l'adaptation d'un modèle numérique préexistant qui a été contraint afin de le rendre plus représentatif de la situation lunaire.

Le travail présenté a pour objectif la prédiction numérique de la résistance résiduelle de grandes structures vis-à-vis d’évènements accidentels, tels que ceux rencontrés p. ex. dans le cas de la collision de navires ou d’impact d’oiseaux en aéronautique. Ces évènements peuvent dans certain cas conduire à la rupture, qui est ici considérée ductile. La difficulté de cette étude, consiste à reproduire dans une méthodologie unifiée basée sur la méthode des éléments finis les étapes successives menant à la ruine ultime de la structure. Ces étapes sont : l’endommagement ductile, la localisation de la déformation et la propagation de la fissure. Un élément essentiel pour la conception d’un modèle de fissuration ductile prédictif est le traitement numérique de la phase transitoire critique de localisation de la déformation induite par l’endommagement dans une bande de matière étroite. A cet effet, trois points de vue différents en termes de champ de déplacement à travers la bande de localisation sont proposés. Ces trois approches se distinguent par le type de discontinuité considérée : forte, faible et régularisée (expression non linéaire). Un cadre variationnel consistant est élaboré pour chacune des trois approches. Ainsi la cinématique enrichie est incorporée dans la formulation de l’élément fini en utilisant la méthode des éléments finis enrichis (X-FEM). Puis, la performance de ces méthodes est évaluée vis-à-vis de leur capacité à modéliser la phase transitoire entre endommagement diffus (mécanique des milieux continus) et propagation de fissure (mécanique de la rupture). Ces travaux sont réalisés dans le contexte de matériaux ductiles. D’après les analyses réalisées, la combinaison du modèle de ’discontinuité forte cohésive’ et la X-FEM semble être la plus prometteuse des trois approches étudiées pour allier physique et numérique. Le développement d’un tel modèle est discuté en détail. Enfin, deux critères supplémentaires sont définis : le premier pour le passage de l’endommagement diffus au modèle de bande cohésive et un deuxième pour le passage du modèle de bande cohésive à la rupture.

Remorquer des satellites peut être utiles pour de nombreuses raisons : les désorbiter ou ré-orbiter, nécessaire dans le cas des satellites en fin de vie, ou pour finaliser les lancements par exemple. Dans ce cas, cette manœuvre augmenterait la capacité des étages supérieurs de lanceurs. Plusieurs moyens peuvent être envisagés pour modifier l’orbite d’un satellite cible grâce à un autre satellite. Parmi eux, les concepts sans contact sont intéressants, car ils fournissent un moyen d’éviter le besoin d’interfaces normalisées. Ils permettent aussi de ne pas réaliser d’amarrages non coopératifs, qui représentent une grande difficulté. Enfin, ils contribuent à réduire le risque de créer de nouveaux débris par collision. Dans cette thèse, nous proposons d’utiliser les forces magnétiques pour remorquer le satellite cible. En effet, de nombreux satellites, en particulier en orbite terrestre basse, sont équipés de magnéto-coupleur, utilisés pour le contrôle d’attitude. Un satellite chasseur équipé d’un dipôle magnétique puissant pourrait donc générer des forces sur la cible. Cependant, la création d’une force entre deux dipôles magnétiques génère automatiquement des couples sur les deux dipôles. Par conséquent, la viabilité d’un remorqueur magnétique spatial n’est a priori pas assurée, étant donné qu’appliquer en permanence des couples sur les deux satellites ne serait pas acceptable.

Dans cette thèse, nous nous intéressons à l’amélioration du schéma de Yee pour traiter de manière plus efficace et pertinente les problèmes industriels auxquels nous sommes confrontés à l’heure actuelle. Pour cela, nous cherchons avant tout à diminuer les erreurs numériques de dispersion et à améliorer les modélisations des géométries courbes ainsi que des réseaux de câbles. Pour répondre à ces besoins, une solution basée sur un schéma Galerkin discontinu pourrait être envisagée. Toutefois, l’utilisation d’une telle technique sur la totalité du volume de calcul est relativement coûteuse. De plus, la prise en compte de structures filaires sur un tel schéma n’est pas encore opérationnelle. C’est pourquoi, dans l’optique d’avoir un outil industriel, et après une étude bibliographique, nous nous sommes plutôt orientés sur l’étude d’un schéma éléments finis (FEM) sur maillage cartésien qui possède toutes les bonnes propriétés du schéma de Yee. Notamment, à l’ordre d’approximation spatiale égal à 0 ce schéma FEM est exactement le schéma de Yee, et, pour des ordres supérieurs, il permet de réduire fortement l’erreur de dispersion numérique de ce dernier. Dans le travail de cette thèse, pour ce schéma, nous avons notamment donné un critère de stabilité théorique, étudié sa convergence théorique et fait une analyse de l’erreur de dispersion. Pour tenir compte des possibilités d’ordre d’approximation spatiale variable par direction, nous avons mis en place une stratégie d’affectation des ordres suivant le maillage donné. Ceci nous a permis d’obtenir un pas de temps optimal pour une précision souhaitée tout en réduisant les coûts de calcul. Après avoir porté ce schéma sur des machines de production, différents problèmes de CEM, antennes, IEM ou foudre ont été traités afin de montrer les avantages et le potentiel de celui-ci. En conclusion de ces expérimentations numériques, il s’avère que la méthode est limitée par le manque de précision pour prendre en compte des géométries courbes. Afin d’améliorer cela, nous avons proposé une hybridation entre ce schéma et le schéma GD que l’on peut étendre aux autres schémas comme les méthodes différences finies (FDTD) et volumes finis (FVTD). Nous avons montré que la technique d’hybridation proposée conserve l’énergie et est stable sous une condition que nous avons évaluée de manière théorique. Des exemples de validation ont ensuite été montrés. Enfin, pour tenir compte des réseaux de câbles, un modèle de fils minces d’ordre d’approximation spatiale élevé a été proposé. Malheureusement, celui-ci ne peut pas couvrir l’ensemble des cas industriels et pour remédier à cela, nous avons proposé une hybridation de notre approche avec une équation de ligne de transmission. L’intérêt de cette hybridation a été montré sur un certain nombre d’exemples, que nous n’aurions pas pu traiter par un modèle de structure filaire simple.

Cette thèse est motivée par un problème aéronautique: le ballottement du carburant dans des réservoirs d’ailes d’avion très flexibles. Les vibrations induites par le couplage du fluide avec la structure peuvent conduire à des problèmes tels que l’inconfort des passagers, une manoeuvrabilité réduite, voire même provoquer un comportement instable. Cette thèse a pour objectif de développer de nouveaux modèles d’interaction fluide-structure, en mettant en oeuvre la théorie des systèmes Hamiltoniens à ports d’interaction (pHs). Le formalisme pHs fournit d’une part un cadre unifié pour la description des systèmes multi-physiques complexes et d’autre part une approche modulaire pour l’interconnexion des sous-systèmes grâce aux ports d’interaction. Cette thèse s’intéresse aussi à la conception de contrôleurs à partir des modèles pHs. Des modèles pHs sont proposés pour les équations de ballottement du liquide en partant des équations de Saint Venant en 1D et 2D. L’originalité du travail est de donner des modèles pHs pour le ballottement dans des réservoirs en mouvement. Les ports d’interaction sont utilisés pour coupler la dynamique du ballottement à la dynamique d’une poutre contrôlée par des actionneurs piézo-électriques, celle-ci étant préalablement modélisée sous forme pHs. Après l’écriture des équations aux dérivées partielles dans le formalisme pHs, une approximation en dimension finie est obtenue en utilisant une méthode pseudo-spectrale géométrique qui conserve la structure pHs du modèle continu au niveau discret. La thèse propose plusieurs extensions de la méthode pseudo-spectrale géométrique, permettant la discrétisation des systèmes avec des opérateurs différentiels du second ordre d’une part et avec un opérateur d’entrée non borné d’autre part. Des essais expérimentaux ont été effectués sur une structure constituée d’une poutre liée à un réservoir afin d’assurer la validité du modèle pHs du ballottement du liquide couplé à la poutre flexible, et de valider la méthode pseudo-spectrale de semi-discrétisation. Le modèle pHs a finalement été utilisé pour concevoir un contrôleur basé sur la passivité pour réduire les vibrations du système couplé.

Cette thèse porte sur la caractérisation expérimentale et la simulation numérique d’une configuration de jet rond en impact peu rencontrée dans la littérature : un jet chauffé issu d’une conduite pleinement développée à un haut nombre de Reynolds (ReD = 60 000) impacte normalement une paroi située à trois diamètres en aval. Le premier volet de ce travail est dédié à la génération d’une base de donnée expérimentale à l’aide de plusieurs moyens de mesure, avec pour objectif de caractériser à la fois la dynamique et la thermique de l’écoulement. Les techniques complémentaires de vélocimétrie laser à franges (LDV) et vélocimétrie par image de particules (S-PIV) ont été mises à profit pour la caractérisation du champ de vitesse et du tenseur de Reynolds tandis que les champs de température moyenne et fluctuante ont été mesurés à l’aide d’un fil froid. Enfin, les échanges thermiques au niveau de la paroi ont été obtenus par la méthode inverse de thermographie en face arrière (ThEFA). En plus de fournir une base de donnée très complète nécessaire à la validation des simulations numériques, ces mesures ont également permis de mettre en évidence l’organisation à grande échelle de l’écoulement, avec la présence de grandes structures tourbillonnaires dont la fréquence de passage correspond au mode colonne du jet libre et qui s’approchent de la paroi d’impact aux alentours du second maximum observé dans la distribution des échanges pariétaux. Le second volet concerne les simulations numériques visant à reproduire la configuration expérimentale. Deux approches ont été évaluées : l’approche RANS pour quantifier la pertinence des modèles utilisés par les industriels et l’approche LES, plus coûteuse, mais donnant accès aux propriétés instationnaires et tridimensionnelles de l’écoulement. Les simulations RANS ont montré que les modèles reconnus comme les plus performants pour ce type de configuration sont incapables de prévoir correctement le niveau des échanges pariétaux. Ils sont, en revanche, bien reproduits par la simulation LES. Les données obtenues ont été mises à profit pour mieux comprendre les mécanismes liés à l’apparition du second maximum. Cette analyse a mis en avant le rôle des « points chauds ». Seuls certains d’entre eux ont pu être reliés à la présence de régions « décollées » tandis que la majorité est associée à des structures allongées dans la direction de l’écoulement.

La certification des aéronefs au crash ou à l’atterrissage dur nécessite de concevoir et dimensionner des structures légères vérifiant les exigences d’absorption d’énergie. Le critère de performance est l’énergie d’absorption spécifique (Specific Energy Absorption, SEA). Nos travaux expérimentaux et numériques visent une meilleure compréhension de la contribution favorable ou défavorable des modes de ruine à la stabilité et à l’amplitude de l’énergie consommée. Le travail expérimental, réalisé sur des échantillons plaques stratifiées en T700/M21 faible grammage et interlock 55% ou 100%, compare les niveaux et les évolutions des forces d’écrasement avec l’apparition et le maintien des modes de ruine majeurs que sont l’évasement, les fragmentations en coeur de plis et localisée en bout de pli. L’observation et la mesure des processus dynamiques de fragmentation représentent un verrou contourné ici par une analyse point à point de la synchronisation entre les films des essais et les courbes force-déplacement, et par l’observation post-mortem des échantillons, des débris et des fragments. Les plaques ont une performance à l’écrasement sensible à l’épaisseur des plis et aux vitesses de déformation. Pour les interlocks, c’est le sens de tissage qui a le plus d’effet sur l’amplitude et la stabilité de la SEA, et génère un évasement global plus instable. La simulation numérique dynamique transitoire non-linéaire est utilisée comme outil complémentaire de mesure et d’analyse des essais sur plaques T700/M21 [0°/90°]. La morphologie d’écrasement est bien reproduite. L’analyse des processus de ruine à l’échelle du pli fait apparaître l’interaction entre la résistance mécanique en compression transverse du matériau (Yc) et la résistance à la déchirure en cisaillement de la structure (GIIc), et l’articulation et/ou la compétition entre évasement et fragmentation en coeur de pli qui en découlent. La mesure de la contribution des trois modes de ruine dans l’énergie consommée effectuée au travers de l’évolution des seuils de ruine permet de suivre l’évolution correspondante de l’effort d’écrasement. Une étude a été menée sur la robustesse du modèle, et permet d’évaluer plus généralement la sensibilité en amplitude et en stabilité de la SEA aux propriétés de résistance mécanique identifiées comme influentes.

Dans le cadre du développement récent des schémas numériques compacts d’ordre élevé, tels que la méthode de Galerkin discontinu (discontinuous Galerkin) ou la méthode des différences spectrales (spectral differences), nous nous intéressons aux difficultés liées à l’utilisation de ces méthodes lors de la simulation de solutions discontinues. L’utilisation par ces schémas numériques d’une représentation polynomiale des champs les prédisposent à fournir des solutions fortement oscillantes aux abords des discontinuités. Ces oscillations pouvant aller jusqu’à l’arrêt du processus de simulation, l’utilisation d’un dispositif numérique de détection et de contrôle de ces oscillations est alors un prérequis nécessaire au bon déroulement du calcul. Les processus de limitation les plus courants tels que les algorithmes WENO ou l’utilisation d’une viscosité artificielle ont d’ores et déjà été adaptés aux différentes méthodes compactes d’ordres élevés et ont permis d’appliquer ces méthodes à la classe des écoulements compressibles. Les différences entre les stencils utilisés par ces processus de limitation et les schémas numériques compacts peuvent néanmoins être une source importante de perte de performances. Dans cette thèse nous détaillons les concepts et le cheminement permettant d’aboutir à la définition d’un processus de limitation compact adapté à la description polynomiale des champs. Suite à une étude de configurations monodimensionnels, différentes projections polynomiales sont introduites et permettent la construction d’un processus de limitation préservant l’ordre élevé. Nous présentons ensuite l’extension de cette méthodologie à la simulation d’écoulements compressibles bidimensionnels et tridimensionnels. Nous avons en effet développé les schémas de discrétisation des différences spectrales dans un code CFD non structuré, massivement parallèle et basé historiquement sur une méthodologie volumes finis. Nous présentons en particulier différents résultats obtenus lors de la simulation de l’interaction entre une onde de choc et une couche limite turbulente.

La prochaine génération d’avions civil sera probablement une révolution en terme de configuration d’avion, différant largement de l’architecture désormais classique “fuselage- ailes - moteurs sous voilure”.Du point de vue des qualités de vol, la tendance actuelle est d’évoluer vers des avions de moins en moins stables, à la fois en longitudinal et latéral. Il est dès lors probable que les futurs avions ne seront pas directement contrôlables par un humain sans l’apport de lois de commande stabilisantes. Il devient alors nécessaire de considérer l’apport des systèmes de commandes de vol très tôt dans la conception de l’avion, notamment pour le dimensionnement des empennages, gouvernes et actionneurs, contrairement au processus actuel qui ne prend principalement en compte que des critères “boucle ouverte” d’équilibre en phase de conception préliminaire. Plutôt qu’un processus itératif de dimensionnement puis synthèse de lois de commande, nous proposons d’optimiser simultanément les tailles de gouvernes, actionneurs et commandes de vol en tenant compte des instabilités longitudinales et latérales, ainsi que des contraintes industrielles sur la structure de correcteurs, sur un cas d’application de type aile volante. Ce processus de “co-design” permet de dimensionner des paramètres physiques de l’avion en tenant compte des apports d’une boucle de retour pour contrer des perturbations externes telles que de la turbulence atmosphérique, permettant un avion plus sûr et optimal.

La transition laminaire-turbulent au sein de la couche limite qui se développe sur les parois des aéronefs augmente fortement la traînée de frottement. Ainsi, afin de répondre à une problématique à la fois environnementale et économique, une piste envisagée pour réduire la consommation en carburant des aéronefs du futur est de diminuer la trainée en reculant cette transition le plus en aval possible. Dans ce cadre, l’objectif de cette thèse est de caractériser expérimentalement et numériquement l’effet d’actionneurs à plasma de type Décharge à Barrière Diélectrique sur la transition. Alimentés par une haute tension alternative, ces actionneurs actifs produisent une force volumique pulsée qui permet, sous certaines conditions, de modifier les profils de vitesse moyenne dans la couche limite et de reculer la transition. Sous d’autres conditions, le caractère instationnaire de cette force volumique peut entrainer une amplification des instabilités modales naturellement présentes dans la couche limite (ondes de Tollmien-Schlichting) et ainsi conduire à une transition prématurée. Une première expérience a permis de mettre en évidence cette compétition entre l’effet moyen stabilisant et l’effet instationnaire déstabilisant en mesurant respectivement un recul et une avancée de la transition. Parallèlement à ces activités expérimentales, une étude numérique, basée sur des analyses de stabilité linéaire, a montré que l’effet moyen de la force volumique permettait d’atténuer une large gamme de fréquences d’ondes TS dans la couche limite et d’expliquer le recul de transition observé expérimentalement. En se concentrant sur l’effet moyen, une seconde expérience a permis d’étudier l’influence de la position de l’actionneur ainsi que l’effet cumulatif de plusieurs actionneurs sur le recul de transition.