L’intégration de moteurs turbofan caractérisés par un très grand taux de dilution représente aujourd’hui un énorme défi technique pour les fabricants d’avion. En effet, des problèmes structuraux sont causés par leur caractéristiques géométriques, c.à.d. un diamètre de la soufflante élargi et un diamètre de la turbine proprement dite réduite. Les déformations du moteur induites par les charges en manoeuvres de l’avion doivent être contrôlées pour éviter de trop grandes variations des jeux entre les parties tournantes et parties fixes du moteur appelées "tip clearance". Ces jeux, s’ils ne sont pas contrôlés, peuvent engendrer une surconsommation du moteur, limiter son opérabilité, ou augmenter les couts de maintenance. Les structures qui intègrent le moteur sous la voilure, c.à.d. le mât, les attaches moteur et la nacelle, peuvent impacter la façon dont le moteur se déforme sous l’action des charges dû aux manoeuvres de l’avion. Pour cette raison ces structures peuvent être conçues pour réduire les variations de "tip clearance" et par conséquent les variations de consommation du moteur. Le constructeur d’avions, a une influence limitée sur la conception du moteur, mais a le contrôle sur l’intégration du moteur au reste de l’avion et cherche des nouvelles architectures pour cette intégration. Dans ce contexte, l’objectif principal de la thèse est de développer des outils numériques pour l’exploration de nouvelles architectures pour l’intégration du moteur à la voilure tout en gardant sous contrôle les déformations du moteurs et donc la variation de consommation de carburant. L’optimisation topologique a été sélectionnée comme outil principal d’exploration pour des tels conceptions innovants. Par définition, l’optimisation topologique est une méthode mathématique qui cherche à trouver le meilleur arrangement de matière dans un espace de conception donné pour des chargements, des conditions limites, des contraintes et des objectifs donnés. Dans notre contexte, cette technique permet de reconnaitre quels sont les choix architecturaux qui impactent le plus les variations de "tip-clearance". Pour utiliser une telle approche un modèle structure à la fois du moteur et de l’espace de conception sont nécessaires. Le modèle moteur peut être considéré comme un input pour le fabricant d’avions. En effet, celui-ci est souvent livré par le motoriste comme un modèle élément finis dans des logiciels commerciaux comme Nastran ou Abaqus. Pour considérer ce modèle dans notre environnement de développement nous avons utilisé des superelements. Cela évite une très grande complexité d’implémentation et des différences dans les réponses d’intérêt. L’optimisation topologique de l’espace de conception entre le moteur et la voilure a été considérée, en incluant des contraintes de stress admissible et critères de performances (variations de consommation de carburant). L’approche qu’on propose permet de contrôler la variation de consommation et le dimensionnement des structures pour une architecture donnée. Dans ce manuscrit, nous mettons en avant deux formalismes : l’approche Eulérienne et l’approche Lagrangienne. Dans la première famille, le concept est décrit à l’aide d’un champ de densité qui identifie les zones pleines et vides dans la région de conception. Les approches Lagrangiennes décrivent, elles, le concept comme un assemblage de composants caractérisés par une géométrie simple. Nos développements méthodologiques s’appuient sur ces deux formalismes pour résoudre le problème industriel de conception d’architecture du système propulsif (ensemble mat réacteur et attaches moteur), étant donnée la complémentarité des solutions proposées par ces approches. Pour éviter problèmes numériques associés avec les approches Eulériennes, le filtre de densité a été considéré dans ce travail et pour réduire le nombre d’opérations associé avec la construction de la matrice de filtrage, une stratégie multi-maillage a été proposée.

Un concept innovant d'aéronef convertible a été imaginé pour des applications de drone tactique. La sustentation en mode hélicoptère est assurée par un rotor situé dans le nez de l'appareil et entraîné en rotation par des hélices montées sur ses pales. Le rotor s'arrête en vol pour faire office de plan canard et ses hélices propulsent l'appareil en mode avion. Une aile fixe est ajoutée dans la queue de l'appareil, dans le flux du rotor, pour soulager la charge de ce dernier quand il est arrêté. Ainsi, le design des hélices n'est plus surdimensionné pour sustenter l'appareil en mode hélicoptère, la dimension du rotor n'est plus limitée par le fonctionnement en mode avion et la majorité des systèmes est utilisée dans les deux modes, ce qui réduit la puissance nécessaire, le poids et la trainée aérodynamique. La faisabilité de ce concept a été démontrée au cours de ces travaux de thèse. Cette dernière comprend l'analyse du comportement du système rotor, l'étude des interactions entre les appendices aérodynamiques en vol stationnaire et le contrôle au cours de la transition entre vol stationnaire et vol horizontal. Les gains en performance de ce concept par rapport aux drones tactiques existants, en termes d'autonomie et de masse de charge utile embarquée, ont été évalués dans le cadre d'une étude de conception amont. Par ailleurs, le principe de rotor propulsé par hélice a été repris et exploité dans un nouveau concept breveté qui pallie les défauts inhérents aux drones multirotors. Ces derniers se révèlent, en effet, intrinsèquement peu fiables en raison de la complémentarité de leurs différents systèmes propulsifs.

La prochaine génération de télescopes spatiaux devra repousser les limites des technologies actuelles afin d’accroitre les performances techniques et opérationnelles. Dans le cas d’observations difficiles, l'utilisation de plus grandes ouvertures des miroirs primaires est essentielle pour obtenir la résolution optique et la sensibilité requises. Toutefois, les grandes ouvertures primaires induisent un certain nombre de défis techniques tels que la masse, le volume et la raideur du miroir. La masse et le volume doivent rester acceptables par rapport au lanceur et la raideur du miroir, qui diminue avec l’augmentation du diamètre du miroir, doit être suffisante afin que les performances ne soient pas altérées par les déformations statiques et dynamiques. Pour surmonter ces limitations, des configurations de miroirs déformables comportant des éléments de contrôle actifs sont étudiées pour les futurs télescopes spatiaux. Les actionneurs piézoélectriques, qui répondent aux exigences de puissance massique et de bande passante, peuvent être utilisés comme éléments de contrôle actifs intégrés dans la structure de miroir. Toutefois, ces actionneurs montrent en fonctionnement en boucle ouverte des comportements non linéaires indésirables, comme le fluage et l'hystérésis, qui peuvent conduire à des inexactitudes indésirables et limiter les performances des systèmes. Par conséquent, pour les miroirs déformables activés par des actionneurs piézoélectriques, la compensation des non linéarités dans les actionneurs piézoélectriques est indispensable. La conception d’un miroir léger, compact et déformable à raideur adéquate est un défi très important pour les télescopes spatiaux mais n'est pas abordée dans cette thèse. Cette thèse porte sur le contrôle de surfaces de miroirs déformables actionnés par des actionneurs piézoélectriques et en particulier sur la compensation du fluage et de l'hystérésis dans les actionneurs piézoélectriques. La technologie de miroir actif étudié (avec des pieds activés, type miroir fakir) requiert un grand nombre d’actionneurs afin de tenir les exigences en termes de planéité de surface et ne permet pas un contrôle en boucle fermée de chaque actionneur (ce type de contrôle est trop exigeant en nombre de capteurs). La compensation du fluage et de l’hystérésis est donc réalisée en boucle ouverte et s’appuie sur des modèles précis des non linéarités à compenser et sur l’implémentation de modèles inverses. Un support d’étude expérimental a été élaboré au cours de la thèse afin de valider les études théoriques par des résultats expérimentaux. Il représente une partie d’un miroir de grande taille et consiste en une plaque de verre circulaire de diamètre 300mm dont la surface peut être actionnée par 7 actionneurs piézoélectriques annulaires. Les premières chapitres de la thèse concernent l’étude de la compensation en boucle ouverte du fluage et de l’hystérésis dans un seul actionneur qui est alors considéré comme un système SISO (single input – single output). Dans le dernier chapitre de la thèse, le fluage et de l’hystérésis sont compensés dans 3 actionneurs simultanément, ceux-ci formant un système MIMO (multi input – multi output). Les apports de la thèse concernent le développement de nouveaux modèles directs et inverses de fluage et d’hystérésis qui ont été validés par des expérimentations réalisées dans un contexte difficile de par la faible étendue des amplitudes de déplacement ( de l’ordre du micromètre).

La méthodologie actuelle de dimensionnement des structures spatiales est basée sur une approche déterministe. Cela signifie que, lors des analyses prédictives, les valeurs numériques des paramètres d’entrée sont fixes et des coefficients de sécurité sont pris en compte pour couvrir les incertitudes inhérentes à la conception et la fabrication des composants. La problématique de cette démarche est qu’elle tend à être trop conservative à cause de l’accumulation des marges de sécurité prises aux différentes étapes de la procédure de dimensionnement. C’est dans le but de limiter cette difficulté qu’une approche probabiliste est explorée. L’approche probabiliste, telle qu’elle est menée dans ce travail, consiste à considérer que les paramètres d’entrée du modèle mécanique sont des réalisations de variables aléatoires. Dans le thème général du traitement et de la propagation des incertitudes, on s’intéresse plus particulièrement à la fiabilité (calcul de la probabilité de défaillance) et à l’analyse de sensibilité. Pour cela, la méthodologie proposée s’appuie sur les surfaces de réponse polynamiale du second ordre. Le principe est de remplacer le modèle mécanique de référence (modèle éléments finis), coûteux en temps de calcul, par un modèle analytique simple et rapide à évaluer. Les outils abordés concernent la construction des surfaces de réponse (sélection des termes influents), l’estimation de l’erreur d’approximation (pénalisation, simulation) et la validation de l’estimation d’une probabilité de défaillance. Une méthode adaptative est également proposée pour augmenter la confiance que l’on a du résultat. Une application sur l’étude du comportement statique d’un satellite (TARANIS) est ensuite présentée. Le modèle, qui possède initialement un grand nombre de variables d’entrée et de réponses, est traité suivant une démarche qui consiste à rechercher progressivement les variables les plus influentes et les réponses les plus critiques. Dans un second temps, on s’intéresse au comportement dynamique en basses fréquences et au calcul des réponses en fréquence. Ces dernières étant fortement non-linéaires par rapport aux paramètres d’entrée, les surfaces de réponse sont construites sur des grandeurs intermédiaires. Plusieurs méthodes sont appliquées sur le modèle TARANIS et comparées à des calculs directs.

Ce travail s’intéresse à la compréhension du phénomène de résonance sol des hélicoptères à pales articulées et sur l’influence du vieillissement de certains éléments mécaniques sur ce phénomène. Un modèle dynamique simplifié d’un hélicoptère, composé de six degrés de liberté, non amorti, est considéré. Trois méthodes sont utilisées pour le traitement des équations dynamiques à coefficients périodiques : la Méthode de Floquet (FM), la Méthode des Echelles Multiples (MMS), ainsi qu’une procédure d’analyse de robustesse (μ-analyse). Elles mettent en évidence toutes les zones critiques et vérifient l’existence d’instabilités paramétriques. L’analyse de stabilité des rotors isotropes et anisotropes est réalisée. Les diagrammes de stabilité (obtenus avec FM) montrent la complexité de l’évolution de ces zones, ainsi que l’apparition de points de bifurcation à faible vitesse de rotation. L’étude de la réponse temporelle de l’hélicoptère est approfondie au travers d’un développement analytique grâce à la MMS. L’obtention des expressions analytiques rend cette méthode plus polyvalente et moins coûteuse en puissance de calcul par rapport à FM. Les analyses de robustesse montrent, en considérant des incertitudes dans les raideurs de trainée des quatre pales, que le pire cas correspond à une perturbation symétrique de toutes les pales. La validation des résultats théoriques pour plusieurs configurations de rotors est obtenue grâce à un nouveau dispositif expérimental.

Identifier des traces de vie sur la Lune ou sur Mars requiert des forages. Les contraintes très fortes sur les systèmes spatiaux et les environnements à faible gravité nuisent aux performances des foreuses rotatives. Une solution innovante a été identifiée chez un insecte qui creuse dans le bois pour déposer ses oeufs. Des tests ont montré la faisabilité d’imiter cet insecte pour creuser sans force ou appui extérieur. Ce doctorat poursuit le développement du concept de forage bio-inspiré surtout pour forer dans le régolithe extraterrestre. Cette nouvelle technique est nommée « Dual Reciprocating Drilling » (DRD). Tout d’abord, des simulants de régolithe lunaire et martien ont été testés ainsi que leurs méthodes de préparation. DRD a été testé pour la première fois dans du régolithe. L’importance du dérapage (slippage en anglais) a été identifiée. Des mécanismes de pénétration du régolithe par le DRD ont été proposés. Une seconde expérience a permis de raffiner les mécanismes de pénétration du régolithe. L’importance des mouvements latéraux lors du forage a été identifiée. Finalement un code utilisant les éléments discrets a été implémenté sur des GPU (Graphical Processing Units) permettant la première simulation d’interaction tête de forage - régolithe avec plus d’un million de particules. Avant ces travaux, DRD était vu comme capable de développer sa propre force de progression. Dans le régolithe DRD a besoin d’une force externe pour progresser. Cependant DRD permet de réduire cette force (grâce aux mouvements latéraux). Une proposition d’architecture système reflétant cette nouvelle compréhension a été faite.

La fatigue des matériaux et des structures est un phénomène dans lequel la surface joue un rôle important; notamment, l’état de surface représente l’un des principaux facteurs d’influence sur l’amorçage des microfissures. Par ailleurs, ces éléments de structure sont soumis à des agressions environnementales, et il convient de les protéger, en particulier contre la corrosion. Pour les éléments de structure aéronautiques en alliage d’aluminium, on a recours le plus souvent à un traitement d’oxydation anodique. Mais parallèlement, la tenue en fatigue de ces structures ainsi protégées s’en trouve diminuée. L’une des raisons à cela est liée à la dégradation de l’état de surface lors de l’anodisation. Dans ce travail, nous avons étudié l’influence de la rugosité et de traitement d’anodisation sur la tenue en fatigue pour des alliages d’aluminium 2214 et 7050. Nous mettons en évidence la nocivité de la phase d’anodisation-colmatage dans le cas du 2214 et la phase de décapage dans le cas du 7050. Pour prédire la durée de vie des pièces en alliage d’aluminium 7050 anodisés, nous avons développé un modèle analytique simple basé sur l’effet de concentration de contrainte au droit des cavités. Il utilise les mesures topographiques des surfaces. Ce modèle intègre des lois de propagation en régime de fissures courtes et longues, la prise en compte de la présence de multiples sites d’amorçage, les phénomènes de coalescence entre fissures voisines et la présence de la couche d’oxyde.

Dans l'industrie aéronautique, les règles de conception et les critères de dimensionnement concernant la durabilité des structures composites impactées ne sont pas bien connus. Des outils numériques prédictifs et robustes doivent être développés pour réduire le temps de conception et les coûts de certification, mais aussi pour déterminer des liens entre le comportement matériau et le comportement global des structures. Dans ce cadre, il est visé dans cette étude de comparer des mesures de défauts d’impacts à celles de deux méthodes de prévisions numériques de dommages : l’une par modélisation d’une discontinuité géométrique modélisant un décollement de couches, l’autre sans modéliser l’ouverture mais par un modèle d’endommagement continu. Notre attention s’est portées sur deux types de matériaux unidirectionnel pré imprégnés en carbone/époxy : T700/M21S et T800/M21S ; pré imprégnés sensible à la vitesse de déformation en raison d'un pourcentage élevé de thermoplastique présent dans la résine M21. Des essais de caractérisation du comportement quasi statique et dynamique ont été effectués sur des stratifiés équilibrés de type [±θ]. Concernant les essais dynamiques au banc d’essai Hopkinson, une saturation de la fissuration des plis a été décrite et l'effet de la vitesse de déformation du T800/M21S a été établi jusqu'aux vitesses de déformation moyennes (1000 /s). Une loi cohésive a été développée pour modéliser le délaminage en dynamique rapide dans le code explicite non linéaire LS-DYNA®. Une loi d’endommagement des plis a été développée sur la base du modèle de Matzenmiller-Lubliner-Taylor. Ce modèle d’endommagement 3D permet par couplage de multi critères définissants des seuils d’endommagement, de modéliser la fissuration des couches des stratifiés et du délaminage de manière couplée. Les endommagements après impact relevés lors d’une campagne d’essais expérimental pour différentes vitesses d’impacts, sont comparés aux deux types de modèles numériques. Il apparaît que le modèle d’endommagement 3D développé prédit bien les zones endommagées, les tailles des délaminages et l’indentation résiduelle, alors que les modèles cohésifs sont plus diffusifs entraînant des délaminages plus isotropes.

Différentes configurations d’éprouvettes de zones de reprises de plis proches des applications industrielles en matériau carbone-époxy préimprégné unidirectionnel ont été étudiées sous chargement statique et de fatigue (R = -1). Après évaluation de l’influence de différents paramètres par un modèle éléments finis 2D, des configurations ont été définies et ont permis d’évaluer les paramètres suivants : positions des reprises de plis dans le stratifié, orientation des reprises de plis, et stratifié de base. Différents états de matériau ainsi que deux grammages du matériau préimprégné ont été testés. L’influence des paramètres sur les modes et lieux d’endommagement et sur la contrainte à rupture sous chargement statique de compression et traction a été identifiée. Sous chargement de fatigue les modes et lieux des endommagements et l’influence des différents paramètres sur la durée de vie en fatigue et les courbes SN ont été étudiés. La fréquence et la distribution des délaminages qui s’amorcent sur les côtés des éprouvettes ainsi que leur propagation dans l’éprouvette ont été observées et un scénario d’endommagement proposé. Un modèle éléments finis global-local en 3D a été mis en place afin de prendre en compte les effets de bord sur les contraintes interlaminaires autour des reprises de plis. Un critère d’amorçage de délaminage au bord des éprouvettes a été proposé en corrélation avec les lieux de délaminage observés en essais.

L'oreille interne est un organe fascinant du corps humain. Elle contient des organes sensoriels très précis et hypersensibles, ce qui lui permet de jouer un rôle majeur dans la perception de nos mouvements et de notre orientation spatiale. Dans un premier temps, ce travail de thèse a porté sur la modélisation du fonctionnement des senseurs d'orientation de l'oreille interne. Un démonstrateur type « Réalité Virtuelle » a été développé sous Matlab/Simulink afin de visualiser en temps réel l'état de chaque senseur. Une modélisation plus détaillée par éléments finis et tenant compte d'interactions fluide/structure a permis d'étudier la dynamique des fluides au sein de chaque capteur ainsi que le déplacement de membranes - éléments clés permettant de coupler le déplacement du fluide avec la stimulation de cellules sensorielles. Dans un second temps, ce travail de thèse s'est orienté vers le développement de modèles non-linéaires et tridimensionnels de perception de l'orientation spatiale. Ces modèles supposent que notre cerveau estime/calcul nos perceptions d'orientation, de vitesse, et d'accélération de façon « optimale ». Par conséquent, les modèles développés se sont appuyés sur deux techniques d'estimation non-linéaires basées sur le filtre de Kalman (« Extended Kalman filter » & « Unscented Kalman filter »). En réponse à différent profils de stimulation, ces modèles permettent de prédire diverses illusions sensorielles connues dans le monde de l'aéronautique. En tant qu'applications potentielles, ces modèles pourraient être utilisés d'une part lors d'investigation de crash d'appareil afin de détecter si le pilote a été sujet à un phénomène de désorientation spatiale, et d'autre part pour le développement d'algorithmes de contrôle des simulateurs de vols.