Ce travail avait pour but l'obtention d'un modèle robuste permettant de prévoir l'état d'endommagement et l'érosion de panneaux composites impactés soumis à des projectiles pour des vitesses comprises entre 1000 m/s et 3500 m/s. Pour cela un nombre d'essais et d'observations importants a été réalisé au Centre d'Etude de Gramat. Une extension d'un méso-modèle d'endommagement développé principalement en statique a été proposée pour gérer, de façon objective la transition endommagement, rupture, érosion. Le modèle proposé a été testé numériquement au sein d'Abaqus, tout d'abord vis-à-vis de la détérioration matricielle, puis de la rupture des fibres. Une attention particulière a été portée aux d'effets d'énergie stockée sous forme de pécharge statique. Enfin des simulations des essais réalisés ont permis de montrer la robustesse numérique du modèle, sa pertinence en terme de prévision du cratère, des endommagements résiduels multiples mais également ses limites actuelles en terme d'arrachement de fibre.

Les navires et les aéronefs sont des biens dont la valeur vénale est telle qu’ils sont extrêmement difficiles à financer. Ces biens qui ont un lien très fort avec les États ont un rôle crucial pour les échanges commerciaux. Ils bénéficient de dispositions très particulières qui permet de leur appliquer des dispositions prenant en compte les spécificités de leur nature. La matière fait face à de nombreuses difficultés, d’une part celles liées au nombre de suretés réelles existantes et au fait qu’elles ne sont pas identiques dans les différents États d’autre part du fait que les sûretés réelles sont tributaires du droit des voies d’exécution.En conséquence, ce travail est à la croisée nombreuses matières qui permettent de dégager l’efficacité des sûretés réelles qui quoi que l’on en dise sont une source importante de garanties des opérations internationales ainsi que de démontrer le rôle essentiel des voies d’exécution en matière de financement. / Ships and aircrafs are valuable assets but their financements are really hard to set up. Unlike most of the goods, ships and aircrafts are linked to a State and are essential for trades. They are submit to special laws which considere their specific nature. Those registrated goods require securites interest which are found on real rights. Thoses securities are différent in each State and they need a judicial execution proceeding to be effective.This study is at the crossroad of different specialities which are needed to allow the efficiency of the real rights. Thoses rights are essential to securite international trade. This study proves that judicial execution proceedings have a role in international trades.

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En service, où les conditions climatiques varient, les aéronefs sont constamment sollicités par des chargements dynamiques qui sont susceptibles d’endommager la structure par la propagation de fissures de fatigue. Aussi, à l’heure où l’allégement des structures aéronautiques constitue un défi environnemental et économique majeur que les manufacturiers des aéronefs sont tenus de relever, l’utilisation d’un alliage léger et ayant des propriétés mécaniques attrayantes est envisagée pour répondre à cette problématique. Parmi ces alliages, l’alliage d’aluminium lithium 2099-T83 a été sélectionné pour être utilisé dans la dernière génération des aéronefs. L’objectif global de ce travail de thèse était d’étudier le comportement en fissuration par fatigue de l’alliage d’aluminium-lithium 2099-T83, en tenant compte de l’historique de la mise en forme du matériau qui est fonction du facteur de forme (AR : extrusion aspect ratio en anglais). Dans cette optique, deux profilés ont été investigués (un panneau à raidisseur intégral et un profilé cylindrique), desquels les paramètres métallurgiques (la microstructure : la structure des grains, les particules de seconde phase/précipités et la texture cristallographique) de l’alliage ont d’abord été analysés. Dans le panneau à raidisseur intégral, des essais de fissuration par fatigue ont été conduits dans différents environnements [23°C avec ~ 50% d’humidité relative (HR) et PH20 = 1.5 kPa ; 23°C avec ~0% HR et PH20 = 6.3 Pa puis -30°C avec ~18% HR et PH20 = 8.7 Pa]. Les résultats de cette étude montrent que les vitesses de fissuration par fatigue (da/dN) corrèlent avec le rapport de forme (AR) ; c'est-à-dire que les da/dN diminuent lorsque AR tend vers 1, et ce, indépendamment de la température des essais. Aussi, la résistance à la fissuration augmente à mesure que la température diminue. L’effet de la température sur les vitesses de propagation de fissures de fatigue (da/dN) a été attribué à celui de l’environnement via la variation de la pression de vapeur d’eau. Toutefois, en comparant les vitesses de fissuration générées à 23°C (0% HR et PH2O ~ 6.3 Pa) à celles obtenues à -30°C (18% HR et PH2O ~ 8.7 Pa), nous avons estimé qu’il reste probablement un effet résiduel de la température, puisque les da/dN dans le premier environnement sont légèrement supérieures à celles dans le dernier environnement. Nous avons aussi trouvé que l’effet de la température varie en fonction de AR. Plus AR est grand, moins les surfaces de rupture sont rugueuses et plus elles favorisent la migration de l’hydrogène contenue dans la vapeur d’eau en pointe de fissure. Dans le profilé cylindrique, seuls les essais à température ambiante (23°C et ~50% HR) ont été effectués suivant les orientations LR (longitudinale) et CR (transversale) des spécimens, et les résultats obtenus indiquent une anisotropie des vitesses de propagation de fissures. Celles-ci sont plus faibles dans le sens LR que dans le sens CR. De plus, la morphologie des surfaces de rupture varie également avec l’orientation du plan de fissuration. Le mécanisme de fissuration qui a lieu est celui associé au changement du mode de propagation de fissures qui passe du mode de propagation intergranulaire dans l'orientation CR au mode de propagation transgranulaire dans l'orientation LR. En définitive, le comportement en fissuration par fatigue de l’alliage étudié est contrôlé par la structure de grains et la texture cristallographique, deux principaux paramètres qui sont influencés par AR. / In service where climatic conditions vary, aircraft are constantly confronted to fluctuating loads that could damage the structure by fatigue crack growth (FCG). Also, as the weight savings of aircraft structures become a major environmental an economic challenge that aircraft manufacturers are required to meet, the use of light alloy combined with superior mechanical properties is required to meet this problematic. Among these alloys, the 2099-T83 aluminum lithium alloy was selected for use in the latest generation of aircrafts. The overall objective of this thesis was to study the fatigue crack growth (FCG) behavior of aluminum- lithium 2099 - T83, taking into account the material processing history that depends on the extrusion aspect ratio (AR). In this regard, two profiles were investigated (an integrally stiffened panel and a cylindrical profile) from which metallurgical parameters (microstructure: the grain structure, the second phase particles/precipitates and crystallographic texture) of the alloy were first analyzed. In the integrally stiffened panel, fatigue crack growth tests were conducted in different environments [23°C with ~ 50% relative humidity (RH) and PH20 = 1.5 kPa; 23°C with ~ 0% RH and PH20 = 6.3 Pa and then -30°C ~ 18% RH and PH20 = 8.7 Pa]. The results of this study show that FCG rates (da/dN) correlate with the local extrusion aspect ratio (AR), as a result of the combined effects of both the grain structure and the crystallographic texture, regardless of the test temperature. The resistance to FCG increased with decreasing temperature, this effect being attributed to a decrease in humidity content in the studied temperature range. However, comparing the FCG rates generated at 23°C (0% RH and PH2O ~ 6.3 Pa) to those obtained at -30°C (18% RH and PH2O ~ 8.7 Pa), we believe that a residual effect of the temperature is still present, since the da /dN in the first environment are slightly higher than those in the latter environment. We also found that the effect of the temperature varies as a function of AR. The higher is AR, the less the fracture surfaces are rough and the easier they promote the migration of hydrogen contained in water vapor at the crack tip. In the cylindrical profile, only the tests at room temperature (~ 23°C and 50% RH) were performed in the LR (longitudinal) and CR (transverse) oriented specimens, and the results indicate an anisotropy of the FCG rates. These are lower in the LR direction in than in the CR direction. Furthermore, the morphology of the fracture surfaces also varies with the orientation of the plane of cracking. The fatigue crack growth mechanism that takes place is that associated with the change in crack propagation mode. Fatigue cracking mode was found to be intergranular in the CR orientation while the transgranular mode was observed in the LR orientation. Finaly, the fatigue cracking behavior of the studied alloy is controlled by the grain structure and crystallographic texture, two main parameters that are influenced by AR.

Cette thèse étudie certains problèmes plus importants dans le sens de guidage, navigation et contrôle présentés dans une catégorie particulière de mini véhicules aériens (MVA) : le MVA convertible avec des ailes fixes et disques pendulaires. Cet aéronef est capable de changer sa configuration de vol, du vol stationnaire au vol palier et vice versa, au moyen d’une manœuvre de transition. Motivé par des applications civiles, on étudie théoriquement et expérimentalement les principes de contrôle en fonction de Lyapunov pour les dynamiques présentées dans le MVA convertible. Des résultats de convergence asymptotique sont obtenus sur l’enveloppe de vol complet du véhicule : d’un vol vertical à basse vitesse à un vol vers l’avant à grande vitesse. Cette thèse est divisée en quatre parties principales : l’étude de 1) les aéronefs à voilure fixe ; 2) le quadrirotor (avion équipe de quatre moteurs) ; 3) l’aéronef convertible ; 4) les applications de vision en utilisant l’aéronef convertible. Dans la première partie, un principe de contrôle en fonction de Lyapunov est développé pour diriger un mini véhicule aérien à voilure fixe tout au long d’un chemin d’accès souhaité. En outre, un générateur de chemin d’accès est proposé. Le résultant de la stratégie du contrôle donne une convergence globale du chemin actuel du MVA au chemin d’accès souhaité. Dans la deuxième partie, un contrôle en fonction de Lyapunov à l’aide de la théorie de la perturbation du singulier est proposé et appliqué sur la dynamique du MVA. En effet, dans cette partie on a abordé le problème diagnostic et la détection de pannes fault detection and diagnosis (FDD) pour un quadrirotor. Dans la troisième partie une nouvelle stratégie de contrôle pour effectuer la transition d’un avion convertible entre le mode avion et le mode hélicoptère, et vice versa, est présenté. L’analyse est effectuée pour le modèle longitudinal du PVHAT (Planar Vertical Helicopter-Airplane Transition) aéronef, lequel est un avion ayant disques pendulaires afin de réaliser la manœuvre de transition. L’algorithme de contrôle de boucle fermée qui en résulte, est prouvé être globalement asymptotiquement stable. Finalement, dans la quatrième partie de cette thèse, le problème de l’estimation et suivi d’un chemin à l’aide de vision système embarqué dans l’avion PVHAT est résolu. La stabilité globale exponentielle de la position sous-système ainsi que le contrôleur de commutation est démontrée. Des simulations illustratives et résultats expérimentaux sont obtenus sur plusieurs plateformes expérimentales développées dans cette thèse, pour évaluer l’applicabilité des principes contrôle proposés et mettre en valeur les mérites de l’approche. / This thesis studies some of the most relevant problems in the sense of guidance,navigation and control presented in a particular class of mini aerial vehicles (MAV) : the convertible MAV with fixed wings and tilting rotors. This aircraft is able to change its flight configuration from hover to level flight and vice-versaby means of a transition maneuver. Motivated by civilian applications, we theoretically and experimentally study Lyapunov-based control laws for dynamics presented in the convertible MAV. Results of asymptotic convergence are obtained over the complete flight envelope of the vehicle : from low-speed vertical flight through high-speed forward flight. We have divided this thesis in four main parts : the study of 1) the fixed-wingaircraft; 2) the quadrotor; 3) the convertible aircraft and 4) vision applications by using the convertible aircraft. In a first part, a Lyapunov-based controllaw is developed to steer a fixed wing mini aerial vehicle along a desired path. Furthermore a path generator is proposed. The resulting control strategy yields global convergence of the current path of the MAV to the desired path. In a second part, a Lyapunov-based control using singular perturbation theory is proposed and applied on dynamics of the MAV. Furthermore, in this part we address the problem of fault detection and diagnosis (FDD) for a quad-rotor. In the third part a new control strategy for the transition between airplane and helicopter mode, and vice versa, in convertible planes is presented. The analysis is carried out for the longitudinal model of the PVHAT (Planar VerticalHelicopter-Airplane Transition) aircraft, which is an airplane having tilting rotors in order to achieve the transition maneuver. The resulting closed loop control algorithm is proved to be globally asymptotically stable. Finally in thefourth part of this thesis the problem of estimation and tracking of a road using avision embedded system in the PVHAT aircraft is solved. The global exponential stability of the position subsystem together with the switching controller is demonstrated. Illustrative simulations and experimental results obtained on several experimental platforms developed in this thesis, assess the implementability of the proposed control laws and highlight the merits of the approach.

Cette thèse présente un nouveau modèle de comportement pour les composites stratifiés à renforts tissés et aborde certaines lacunes identifiées dans les lois de comportement s'appliquant aux composites. Cette nouvelle loi de comportement combine la facilité d'utilisation du modèle Matzenmiller-Lubliner-Taylor (MLT) avec la robustesse du modèle de fissuration de Ba˘zant. Une interpolation des propriétés des matériaux est utilisée pour permettre l'évaluation de paramètres à haute vitesse de chargement. La nouvelle loi de comportement est employée en combinaison avec une approche de coques empilées pour permettre la simulation de l'endommagement par délamination. Cette loi de comportement pour stratifiés et le type de discrétisation utilisé permettent la simulation d'impacts à haute vitesse menant à la perforation de la cible. Afin de valider la nouvelle loi de comportement, une série de tests d'impact est effectuée sur trois différents matériaux composites tissés. Un projectile allongé est utilisé afin d'enregistrer la décélération du projectile lors de l'impact. Les cibles composites sont ensuite inspectées par ultrasons pour quantifier l'endommagement par délamination produit lors de l'impact. Des sections transversales des points d'impact sont inspectées visuellement afin de quantifier les types de rupture dans le stratifié. Des simulations numériques sont ensuite effectuées à l'aide de trois différents types de loi de comportement et différentes méthodes de discrétisation. Le résultat de ces simulations numériques est comparé aux mesures expérimentales. La nouvelle loi de comportement permet une estimation adéquate de l'endommagement des stratifiés et de l'étendue de la délamination ainsi qu'une réduction importante de la sensibilité de la réponse à la taille du maillage. Certains thèmes nécessitant une recherche plus approfondie sont identifiés dans le but de faciliter la simulation d'impacts sur des structures composites en milieu industriel. / This thesis presents a new lamina material model that addresses shortfalls identified in advanced material models for use in composite impact predictions. The new model combines the ease of use of the Matzenmiller-Lubliner-Taylor model with the robustness of the Ba˘zant crack band method. A material model interpolation scheme is also presented to allow for the simulation of high strain rate loading events with the new lamina material model. The proposed lamina model is implemented in a commercial Finite Element Method (FEM) code and used in combination with a stack shell approach using cohesive zone elements to predict delamination damage. The proposed material model and chosen discretization enable for the prediction of high velocity through thickness impacts, which lead to the perforation of the targets. To validate the new material model, experimental tests are performed on three woven composite materials. These tests consist in perpendicular impacts on Carbon Fiber Reinforced Polymer (CFRP) panels using an elongated aluminium impactor. The elongated projectile is required to record the projectiles' deceleration histories during the impact event. Postmortem inspections of the panels are also undertaken to quantify the damage sustained by the CFRP targets. Projected delamination areas are quantified through C-Scan inspection of the targets, followed by visual inspection of the impact sites' cross sections. Numerical simulations are next carried out using different in-plane and out-of-plane discretization approaches. Three material formulations are also investigated: brittle, the proposed model and the proposed model with high strain rate parameters. The results of these simulations are compared to the results obtained experimentally. The new model is found to predict reasonably well the damage encountered in the experimental test and to greatly diminish the mesh size sensitivity of the FEM approach. Areas requiring further attention are identified to further move composite material failure prediction from laboratory to industrial applications.

L’évaluation des performances des procédures de Contrôle Non Destructifs (CND) en aéronautique est une étape clé dans l’établissement du dossier de certification de l’avion. Une telle démonstration de performances est faite à travers l’établissement de probabilités de détection (Probability Of Detection – POD), qui intègrent l’ensemble des facteurs influents et sources d’incertitudes inhérents à la mise en œuvre de la procédure. Ces études, basées sur des estimations statistiques faites sur un ensemble représentatif d’échantillons, reposent sur la réalisation d’un grand nombre d’essais expérimentaux (un minimum de 60 échantillons contenant des défauts de différentes tailles, qui doivent être inspectés par au moins 3 opérateurs [1]), afin de recueillir un échantillon suffisant pour une estimation statistique pertinente. Le coût financier associé est élevé, parfois prohibitif, et correspond majoritairement à la mise en œuvre des maquettes servant aux essais. Des travaux récents [2-5] ont fait émerger une approche de détermination de courbes POD utilisant la simulation des CND, notamment avec le logiciel CIVA. L’approche, dite de propagation d’incertitudes, consiste à : - Définir une configuration nominale d’inspection, - Identifier l’ensemble des paramètres influents susceptibles de varier dans l’application de la procédure, - Caractériser les incertitudes liées à ces paramètres par des lois de probabilités, - Réaliser un grand nombre de simulations par tirage aléatoire des valeurs prises par les paramètres variables selon les lois de probabilités définies. Le résultat de cet ensemble de simulations constitue enfin la base de données utilisée pour l’estimation des POD. Cette approche réduit de façon très importante les coûts d’obtention des POD mais est encore aujourd’hui sujette à discussions sur sa robustesse vis-à-vis des données d’entrée (les lois de probabilité des paramètres incertains) et sur la prise en compte des facteurs humains. L’objectif de cette thèse est de valider cette approche sur des cas d’application AIRBUS et d’en améliorer la robustesse afin de la rendre couramment utilisable au niveau industriel, notamment en la faisant accepter par les autorités de vol (FAA et EASA). Pour ce faire le thésard devra mener des campagnes de validations des codes de simulation des CND, mettre en œuvre la méthodologie décrite plus haut sur les cas d’application AIRBUS, puis proposer et mettre en œuvre des stratégies d’amélioration de la robustesse de la méthode vis-à-vis des données d’entrée et des facteurs liés à l’humain. / The performance assessment of non-destructive testing (NDT) procedures in aeronautics is a key step in the preparation of the aircraft's certification document. Such a demonstration of performance is done through the establishment of Probability of Detection (POD) laws integrating all sources of uncertainty inherent in the implementation of the procedure. These uncertainties are due to human and environmental factors in In-Service maintenance tasks. To establish experimentally these POD curves, it is necessary to have data from a wide range of operator skills, defect types and locations, material types, test protocols, etc. Obtaining these data evidences high costs and significant delays for the aircraft manufacturer. The scope of this thesis is to define a robust methodology of building POD from numerical modeling. The POD robustness is ensured by the integration of the uncertainties through statistical distributions issued from experimental data or engineering judgments. Applications are provided on titanium beta using high frequency eddy currents NDT technique. First, an experimental database will be created from three environments: laboratory, A321 aircraft and A400M aicraft. A representative sample of operators, with different certification levels in NDT technique, will be employed. Multiple inspection scenarios will be carried out to analyze these human and environmental factors. In addition, this study will take into account the impact of using different equipments in the HFEC test. This database is used, subsequently, to build statistical distributions. These distributions are the input data of the simulation models of the inspection. These simulations are implemented with the CIVA software. A POD module, based on the Monte Carlo method, is integrated into this software. This module will be applied to address human and ergonomic influences on POD. Additionally this module will help us to understand in a better way the equipment impact in POD curves. Finally, the POD model will be compared and validated with the experimental results developed.

Contrairement aux autres biens meubles, les navires, les aéronefs et les objets spatiaux affectés à la navigation internationale sont rattachés à un Etat. Le lien de droit public établi entre ces engins et l’Etat est communément appelé « nationalité ». Mais ce terme n’exprime pas à leur propos une institution à tous égards identique à la nationalité des personnes. Le rattachement examiné ne repose en effet pas sur des éléments de fait (naissance, ascendance etc.), mais uniquement sur un acte administratif interne, l’immatriculation. L’étude de la pratique, notamment des conventions internationales et des législations nationales, montre clairement que – contrairement à ce qu’on soutient souvent – il n’y a pas lieu de subordonner ce rattachement à un lien effectif. Ce qui importe, compte tenu notamment du fait que ces engins évoluent dans des espaces soustraits à toute compétence territoriale, est d’identifier l’Etat qui est seul compétent à l’égard de l’« ensemble organisé » formé par le véhicule, les personnes et la cargaison à bord, et qui est responsable de ses activités. Le droit international interdit dès lors la double immatriculation, mais il laisse aux Etats le pouvoir discrétionnaire de déterminer les conditions d’attribution de leur « nationalité », sans subordonner l’opposabilité internationale de celle-ci à quelque autre exigence que ce soit. Le danger est toutefois que cela favorise un certain laxisme de l’Etat d’immatriculation, ce qui exposerait au risque que des dommages graves soient causés aux personnes impliquées dans les activités de ces engins et – surtout – aux tiers. Mais ce sont les obligations internationales imposées et les droits corrélatifs reconnus dans le chef de l’Etat d’immatriculation qui sont déterminants à cet égard et non quelque mystérieuse « effectivité » du rattachement. Autrement dit, s’il n’est pas nécessaire d’imposer à l’Etat d’immatriculation des conditions internationales limitant sa liberté dans l’attribution de sa « nationalité » aux engins, il est indispensable d’exiger que celui-ci respecte ses obligations, c’est-à-dire exerce effectivement son contrôle et sa juridiction. Cette constatation se vérifie quel que soit l’engin en cause. Le rattachement créé par l’immatriculation constitue donc une institution "sui generis", commune aux navires, aéronefs et objets spatiaux et dont le régime juridique est encadré par le droit international. / Unlike any other movable property, ships, aircraft and space objects that are engaged in international navigation are linked to a State. The legal connection established between these craft/vessels and the State is commonly referred to as “nationality”. However, in this case the term does not represent an institution identical in all respects to the nationality of persons. With regard to vessels, the legal connection to a State is not based on factual elements (such as birth, descent etc.), but merely on the internal administrative act of registration. The study of State practice, notably international conventions and national laws, clearly shows that – contrary to what is often argued – there is no need to make this connection dependent on a pre-existing effective link. What matters most, given that these craft navigate in international space beyond the territorial jurisdiction of sovereign States, is to identify the State that holds sole jurisdiction over said “organized entity” consisting of the vehicle, the persons and the cargo on board and that is responsible for its activities. Public international law therefore prohibits dual registration, but leaves States free to determine the conditions under which they will confer their “nationality”, without imposing any other requirement for the opposability of this legal bond to third States. The danger is that this situation encourages laxity on the part of the States of registry and therefore creates the potential for serious damage incurred by persons involved in these vessels’ activities and – mostly – by third persons. In this regard, it is the international obligations and corresponding rights of the States of registry which are critical, and not a mysterious “effectiveness” of the legal bond. In other words, it is not necessary to impose on the State of registry any international conditions which would limit its freedom with regard to the conferral of its “nationality” upon vessels. It is however indispensable to require that said State complies with its obligations, meaning that it has to effectively exercise its jurisdiction and control over those craft. This statement holds true regardless of the craft concerned. The legal bond created by the registration therefore constitutes a "sui generis" institution, common to ships, aircraft and space objects, and whose legal regime is governed by international law.

Dans un avion, un hélicoptère ou un lanceur actuel, des milliers de capteurs, pour la plupart non critiques sont utilisés pour la mesure de divers paramètres (températures, pressions, positions...) Les résultats sont ensuite acheminés par des fils vers les calculateurs de bord qui les traitent. Ceci implique la mise en place de centaines de kilomètres de câbles (500 km pour un avion de ligne) dont le volume est considérable. Il en résulte une grande complexité de conception et de fabrication, des problèmes de fiabilité, notamment au niveau des connexions, et une masse importante. Par ailleurs l'instrumentation de certaines zones est impossible car leur câblage est difficilement envisageable par manque d'espace. En outre, s'il est souvent intéressant d'installer de nouveaux capteurs pour faire évoluer un aéronef ancien, l'installation des câbles nécessaires implique un démantèlement partiel, problématique et coûteux, de l'appareil. Pour résoudre ces problèmes, une idée innovante a émergé chez les industriels de l'aéronautique : commencer à remplacer les réseaux filaires reliant les capteurs d'un aéronef et leur centre de décision par des réseaux sans fil. Les technologies de communication sans fil sont aujourd'hui largement utilisées dans les marchés de l'électronique de grande consommation. Elles commencent également à être déployées pour des applications industrielles comme l'automobile ou le relevé à distance de compteurs domestiques. Cependant, remplacer des câbles par des ondes représente un défi technologique considérable comme la propagation en milieu confiné, la sécurité, la sureté de fonctionnement, la fiabilité ou la compatibilité électromagnétique. Cette thèse est motivée d'une part par l'avancée non négligeable dans le milieu aérospatial que pourrait être l'établissement d'un réseau sans fil à bord d'aéronefs dans la résolution de problématique classiques comme l'allégement et l'instrumentation. Il en résulterait donc : * Une meilleure connaissance de l'environnement et de la santé de l'aéronef * Un gain sur le poids. * Un gain en flexibilité. * Un gain en malléabilité et en évolutivité. * Un gain sur la complexité. * Un gain sur la fiabilité D'autre part, étant donnée la complexité de la conception de ce réseau de capteur sans fil, il a été nécessaire d'appliquer une méthodologie évolutive et adaptée mais inspirée de l'ingénierie système. Il est envisageable, vu le nombre de sous-systèmes à considérer, que cette méthodologie soit réutilisable pour d'autre cas pratiques. Une étude aussi complète que possible a été réalisée autour de l'existant déjà établi sur le sujet. En effet, on peut en lisant ce mémoire de thèse avoir une idée assez précise de ce qui a été fait. Une liste a été dressée de toutes les technologies sans fil en indiquant leur état de maturité, leurs avantages et leurs inconvénients afin de préciser les choix possibles et les raisons de ces choix. Des projets de capteurs sans fil ont été réalisés, des technologies sans fil performantes et personnalisables ont été développées et arrivent à maturité dans des secteurs variés tels que la domotique, la santé, l'automobile ou même l'aéronautique. Cependant aucun capteur sans fil n'a été véritablement installé en milieu aérospatial car de nombreux verrous technologiques n'ont pas été levés. Fort des expériences passées, et de la maturité qu'ont prise certaines technologies, des conclusions ont été tirées des projets antérieurs afin de tendre vers des solutions plus viables. Une fois identifiés, les verrous technologiques ont été isolés. Une personnalisation de notre solution a été à envisager afin de remédier tant que faire se peut à ces points bloquants avec les moyens mis à disposition. La méthodologie appliquée nous a permis d'identifier un maximum de contraintes, besoins et exigences pour mieux focaliser les efforts d'innovation sur les plus importantes et choisir ainsi les technologies les plus indiquées.