Pour réduire les nuisances et pollutions émises par le transport aérien, une solution consisterait à remplacer les matériaux des pièces chaudes des moteurs d'avions par des composites à matrice céramique (CMC). Pour intégrer ces matériaux dans les moteurs, il est nécessaire de les adapter aux contraintes imposées par ce milieu (température≥1400°C, oxydation/corrosion), tout en garantissant des propriétés égales à celles des superalliages actuels (conductivité thermique, résistance mécanique). L'objectif de la thèse était de proposer une architecture de matériau présentant l'ensemble des propriétés demandées par le cahier des charges, d'élaborer ce composite et de le caractériser. Ce travail a permis d'identifier les phénomènes mis en jeu lors de l'élaboration des composites. L'optimisation du procédé, de l'architecture et de la composition du matériau a permis de fournir un CMC dense. Les caractérisations réalisées ont montré l'intérêt de ces matériaux pour l'application visée. / To reduce pollution emitted by air transport, high temperature materials used in hot parts of aircraft engines could be replaced by ceramic matrix composites (CMC). To integrate these materials, they must support the harsh environment encountered inside the engine (temperature ≥ 1400 ° C, oxidation / corrosion), while having properties equivalent to current superalloys (thermal conductivity, mechanical strength). This work was aimed to establish a material architecture presenting all properties required, and to develop and characterize this composite. This procedure has helped to identify the phenomena involved in the development of composites. Various optimizations, as process, material architecture and composition, have lead to the establishment of a dense CMC. Measured properties have proved that these materials can be used for the intended application.

De par le fonctionnement de son rotor, l'hélicoptère est le siège de vibrations mécaniques importantes impactant notamment la fatigue des pièces mécaniques et le confort des passagers. La liaison BTP-Fuselage équipé du système SARIB est un système anti-vibratoire qui permet d'atténuer mono-fréquentiellement les vibrations transmises au fuselage. Des solutions intelligentes semi-actives sont donc étudiées afin que la filtration soit réglable en fonction des vibrations excitatrices. Ce type d'études souffre, par contre, d'un manque d'outils et de méthodes indispensables, d'une part, à la modélisation de systèmes mécaniques complexes et d'autre part, à l'élaboration d'une liaison intelligente. Ces travaux proposent une démarche de modélisation à partir d'un outil de modélisation structurel tel que le multi-bond graph (MBG) permettant une vision global et modulaire pour l'étude de systèmes mécaniques complexes tels qu'on peut les trouver sur un hélicoptère. Dans un premier temps, une analyse des outils de modélisation conduisant au choix du MBG a été présentée. Dans un second temps, les développements ont porté sur la modélisation MBG de la liaison BTP/ Fuselage 3D d'un banc d'essai réel qui a été conçu et réalisé au sein du laboratoire. Cette liaison est un système mécanique cinématiquement bouclé. Les équations de la dynamique d'un tel système forment un système d'équations algébro-différentiel (DAE) nécessitant des techniques de résolution spécifiques. Le modèle MBG de la liaison BTP-fuselage entier a été simulé à l'aide du logiciel 20-sim. Les résultats obtenus ont été vérifiés à l'aide du logiciel multicorps LMS Virtual Lab. Une comparaison des résultats obtenus par les deux méthodes a donné, pour différents cas d'excitations de la BTP (pompage, roulis, tangage), une corrélation très satisfaisante. Dans un troisième temps, le modèle MBG a été exploité pour la mise en place d'un dispositif de contrôle semi-actif. Le modèle du dispositif SARIB développé également sous 20-sim permet de régler la position des masses mobiles en fonctionnement de manière à minimiser le niveau de vibratoire du fuselage. L'algorithme de contrôle (algorithme de gradient) permet de calculer les consignes de position des masses mobiles sur les batteurs SARIB. La position des masses mobiles actionnée par un moteur électrique à courant continu et un système vis-écrou est ensuite asservie aux consignes générées par l'algorithme de contrôle. Enfin, la commande a pu être mise en place sur un modèle bond graph non-linéaire qui n'a pas nécessité une linéarisation en vue d'une transformation en fonction de transfert. / Due to the operation of the rotor, the helicopter is subject to important vibrations affecting namely the fatigue of mechanical parts and the passengers comfort. The MGB-Fuselage joint equipped with the DAVI system is an anti-vibration system that helps to reduce, in a single frequency way, vibrations transmitted to the fuselage. Semi-active intelligent solutions are studied so that the filtering can be adjusted according to the vibration sources. Such studies suffer from a lack of tools and necessary methods, firstly, for the design of complex mechanical systems and secondly, for the development of an intelligent joint. This work proposes a modeling approach using a structural modeling tool : the multi-bond graph (MBG) which offers a global and modular view for the study of complex mechatronic systems such as helicopter. At first, an analysis of modeling tools leading to the selection of MBG is presented. Secondly, developments have focused on the MBG modeling of the 3D MGB-fuselage joint of an experimental setup which was designed and built in the laboratory. This joint is a mechanical system with kinematic loops. The equations of the dynamics of such system are a differential-algebraic system (DAE) requiring specific solving methods. The MBG model of the MGB-fuselage was simulated using the 20-sim software. The results were verified using the multibody software LMS Virtual Lab. A comparison of results obtained by the two methods led to a very good correlation to various cases of excitations of the MGB (pumping, roll, pitch). Thirdly, the MBG model was used for the establishment of semi-active control system. The model of the DAVI device also developed in 20-sim allows to adjust the position of the moving masses in operation so as to minimize the level of vibration of the fuselage. The control algorithm (gradient algorithm) enables to calculate the setpoint positions of the moving masses on the DAVI beaters. The position of the moving masses driven by an electric DC motor and a screw-nut system is then controlled to the setpoints generated by the control algorithm. Finally, the command could be implemented on a non-linear bond graph model which did not require a linearization to get a transfer function.

Le travail de recherche effectué dans cette thèse a été réalisé dans le cadre d'une convention CIFRE entre le laboratoire IMS de l'université Bordeaux 1 et la société Airbus Operations S.A.S. Cette thèse traite de la détection robuste et précoce des pannes oscillatoires de faible amplitude dans les systèmes de commandes de vol électriques. Une panne oscillatoire est une oscillation anormale d'une surface de contrôle due à un dysfonctionnement dans la chaîne d'asservissement de la servocommande d'une gouverne. Les pannes oscillatoires ont une influence sur la structure, l'aéroélasticité et la pilotabilité de l'avion, lorsqu'ils sont situés dans la bande passante de l'actionneur. La capacité à détecter ces pannes est très importante car elles ont un impact sur la conception structurale de l'avion. Au plan méthodologique, nous nous sommes focalisés sur l'estimation adaptative des paramètres et de l'état à base d'une technique de filtrage non linéaire local. Le mécanisme de filtrage opère sur un modèle non linaire de la chaine de contrôle-commande de l’actionneur hydraulique en amont des surfaces de contrôle. L'algorithme d'estimation est basé sur une interpolation polynomiale d'opérateurs linéaire, et offre l'avantage d'une implémentation relativement aisée. Un problème crucial et sous-jacent est la détermination des hyper-paramètres de réglage de cet algorithme. Nous avons proposé une démarche hors-ligne dédiée, en intégrant un critère de sensibilité vis-à-vis des pannes que nous devons détecter. La technique proposée a été implémentée et testée: les résultats expérimentaux obtenus sur banc essai et sur un simulateur A380 ont clairement mis en évidence l'apport de la nouvelle approche en termes de performances, tout en gardant le même niveau de robustesse. / The research work done in this PhD has been caried out in the frame of an industrial convention (CIFRE) between the IMS laboratory and Airbus Operations S.A.S. The thesis deals with robust and early detection of oscillatory failures (OFC: Oscillatory Failure Case) in the Electrical Flight Control System. An oscillatory failure is an abnormal oscillation of a control surface due to component malfunction in control surface servoloops. OFCs have an influence on structural loads, aeroelasticity and controllability when located within the actuator bandwidth. The ability to detect these failures is very important because they have an impact on the structural design of the aircraft. Usual monitoring techniques cannot always guarantee to remain within an envelope with acceptable robustness. In this work, we develop a model based strategy to detect such failures with small amplitude at a very early stage. The monitoring strategy is based on dedicated non linear local filtering for on-line joint parameter/state estimation, allowing for model parameter variations during A/C flight. This strategy is associated with the same decision making rules as currently used for in-service Airbus A380. We propose a method for adjusting the tuning parameters so that various design goals and trades-off can be easily formulated and managed. The performance of the proposed fault detection scheme is measured by its detection delay, its propensity to issue false alarms and whether it permits a failure to go undetected. The proposed technique has been implemented and tested with success on Airbus test facilities including an A380 flight simulator.

En aéronautique, l’optimisation du fonctionnement des freins de roue nécessite qu’ils aient des comportements tribologiques qui décélèrent progressivement les aéronefs tout en maximisant l’endurance des freins. Ces comportements sont obtenus par le biais d’empilements de disques en composites carbone-carbone situés dans la jante de chaque roue qui, mis en contact par l’action d’une couronne hydraulique, transforment, emmagasinent puis restituent l’énergie de freinage. La jante, la couronne hydraulique (mécanisme), les disques (premiers corps) et le film intercalaire (troisième corps) constituent le triplet tribologique qui gouverne le freinage. Du fait du confinement du "contact" entre les disques d’une part, et entre les disques et la jante d’autre part, la compréhension locale des phénomènes énergétiques (conversions thermo-mécaniques) opérant pendant le freinage, nécessite un découplage des phénomènes tribologiques mis en jeu, en particulier au niveau de la "peau" des premiers corps et du troisième corps (échelle locale). Le découplage, difficile à établir expérimentalement, est réalisé dans cette étude par une modélisation numérique la plus réaliste possible des circuits tribologiques thermo-mécaniques activés (flux de matière et d’énergie). Cette dernière est obtenue en enrichissant la méthode des éléments discrets afin de prendre en compte les arrangements locaux des constituants des premiers et troisième corps. Ces enrichissements sont confrontés numériquement et expérimentalement, à l’aide d’une "boîte granulaire" instrumentée, puis exploités pour analyser les réponses thermo-mécaniques des premiers et troisième corps. Les analyses suggèrent qu’une "dégradation seuil" des premiers corps engendre des arrangements locaux aux comportements thermo-mécaniques singuliers, même si l’énergie globale appliquée (pression × vitesse) est constante. Par exemple, les constituants du troisième corps induisent des phénomènes conservatifs tels que la formation de "rouleaux thermiques" liée à la recirculation locale du troisième corps, et des phénomènes dissipatifs tels que la conduction de la chaleur par le biais des hétérogénéités (paquets de fibres) des premiers corps. Les arrangements locaux, les endommagements, ... peuvent être caractérisés par des mesures numériques de résistance thermique de contact qui résultent de la compétition entre des énergies à l’échelle locale et des énergies à l’échelle globale (mécanisme). Cette résistance permet de distinguer dans les bilans d’énergie thermo-mécaniques, en plus des phénomènes dissipatifs bien connus, les phénomènes conservatifs qui amènent le triplet tribologique vers un équilibre. Dans le cas du freinage, l’équilibre est conditionné par le choix des arrangements qui restreignent l’usure (phénomènes conservatifs), et de ceux qui maximisent l’évacuation de la chaleur hors du contact (phénomènes dissipatifs). / In aeronautics, optimizing the operation of wheel brakes requires tribological behaviors which gradually decelerate aircrafts while maximizing endurance brakes. These behaviors are obtained through stacks of carbon-carbon composite discs located in the rim of each wheel which, brought into contact by action of pistons housing, transform, store and restore the braking energy. Rim, pistons housing (mechanism), discs (first body) and the separating film (third body) constitute the tribological triplet governing braking. Due to confinement of the "contact" firstly between discs, and secondly between discs and rim, the local understanding of energetical phenomena (thermo-mechanical conversions) operating during braking, requires a decoupling of tribological phenomena, especially at the scale of "skins" of the first body and third body (local scale). Such decoupling, experimentally difficult to operate, is performed in this study by a more realistic numerical modeling of activated tribological thermo-mechanical circuits (matter and energy flows). The modeling is obtained by enriching a discrete element method in order to take into account the local arrangements of the first and third body constituents. These enhancements are numerically and experimentally compared, using a "granular box" instrumented and used to analyze thermo-mechanical responses of first and third bodies. Analyzes suggest that a "threshold degradation" of first body generates local arrangements to singular thermo-mechanical behavior, even if the global applied energy (pressure × speed) is constant. For example, constituents of third body induce conservative phenomena such as formation of "heat rollers" linked to local recirculation of third body, and dissipative phenomena such as heat conduction through heterogeneities (fiber bundles) of first body. Local arrangements, damaging, ... can be characterized by numerical measures of thermal contact resistance which result from competition between energies at local scale and energies at global scale (mechanism). This resistance becomes here a probe of local arrangements. It distinguishes in thermo-mechanical energy balances, in addition to well-known dissipative phenomena, the conservative phenomena that lead to the tribological triplet balance. In the case of braking, balance is determined by the choice of arrangements which restrict wear (conservative phenomena), and the ones they maximize evacuation of heat from the contact (dissipative phenomena).

Dans le contexte environnemental actuel, l’amélioration des performances énergétiques des transmissions mécaniques par engrenage est un réel challenge. De part, leur compacité et leur arrangement axisymétrique, les transmissions mécaniques de type réducteur à trains épicycloïdaux sont de plus en plus répandues dans divers applications (éolien, aéronautique,…). Il est généralement admis que les principales sources de dissipation de puissance dans de telles transmissions sont dues au frottement aux dentures, au mode de lubrification (barbotage ou injection de lubrifiant), au piégeage d’huile entre les dents lors de l’engrènement et à la ventilation des mobiles. Il est également à noter que les pertes de puissance générées par une transmission ne peuvent être découplées de son comportement thermique. En effet, les échauffements locaux dans la transmission ont un impact sur les propriétés du lubrifiant, qui ont elles-mêmes une influence sur les pertes de puissance. A partir de ce postulat, le travail présenté dans ce manuscrit propose un modèle numérique permettant de quantifier les différents postes de pertes de puissance générées dans un réducteur épicycloïdal, lubrifié par injection d’huile, pour une application aéronautique. / In the current environmental context, gearbox efficiency has become a major issue. Because of their compactness and axi-symmetric arrangement, planetary gearboxes are widely used in several applications (such as wind, aerospace…). It is generally accepted that total power losses in such gear transmissions can be decomposed into the contributions of the friction between teeth, the lubrication process (oil splash or jet), the oil trapping during meshing and tooth windage. It is noticed that power losses produced by a mechanical transmission cannot be dissociated from its thermal behavior. Indeed, the local warmings impact lubricant physical properties and these last have influence on power losses in return. Based on this postulate, the purpose of this work is to develop a numerical model in order to estimate the power losses generated into a jet lubricated planetary gear train, for an aeronautical application.

Le fretting et l'usure sont des problèmes récurrents dans le domaine de l'aéronautique. Les contacts aube/disque au niveau du compresseur ou de la turbine haute pression des moteurs d'avion, par exemple, sont soumis à d'importantes sollicitations de fretting à de fortes températures. L'enjeu des industriels est d'optimiser la durée de vie de ces composants et d'être capable de prévoir l'amorçage de fissures. Afin d'améliorer la tenue des pièces, des revêtements sont utilisés pour les protéger. Leurs propriétés mécaniques et matériaux ont un impact direct sur le contact et la durée de vie. Les choix de matériaux, du nombre de couches, de l'épaisseur, de l'ordre sont donc primordiaux. De par leur composition (fibres, mono-cristaux), leur élaboration (extrusion) ou leur mode de déposition, l'hypothèse de considérer des matériaux homogènes isotropes s'avère trop réductrice. L'anisotropie est un paramètre important à prendre en compte au niveau du dimensionnement. Les matériaux composites sont de plus en plus utilisés dans l'aé-ronautique. Dans cette optique, cette thèse a pour objectif l'étude du comportement des matériaux homogènes anisotropes, en s'intéressant à l'influence des principaux paramètres mécaniques caractéristiques d'un matériau afin de mieux appréhender leurs effets. On s'attardera sur le module de Young (ou module d'élasticité), le module de Coulomb (ou module de cisaillement) et le coefficient de Poisson, et leurs valeurs selon les différentes directions. Comme attendu, le module de Young dans la direction normale au contact joue un rôle prépondérant dans la détermination du profil de pression. Néanmoins, l'influence du module de Young dans le plan tangent au contact n'est pas à négliger, il modifie aussi la forme de l'aire de contact. L'orientation du matériau par rapport au contact est par conséquent un paramètre à prendre en considération, il peut directement atténuer ou accentuer l'effet du module de Young dans une direction priviligiée. Les module de Coulomb et coefficient de Poisson ont aussi été analysés. Il en résulte qu'ils influent significativement sur le contact. Ces résultats se confirment dans le cas d'un massif revêtu, à la différence que les effets du revêtement et du substrat peuvent se compenser. L'impact des propriétés du revêtement sera d'autant plus important que celui-ci sera épais. L'échelle du contact par rapport aux matériaux utilisés importe aussi sur les profils de pression. Une comparaison entre le modèle anisotrope homogène et un modèle isotrope hétérogène a été réalisée. A l'échelle mesoscopique, le composite est composé d'une matrice avec des fibres qui induisent des pics de pression alors qu'à l'échelle macroscopique, le matériau composite est perçu comme un matériau homogène, les profils de pression sont lissés. / Fretting and wear are recurrent problems in the field of aeronautics. Contacts the blade / disk at the compressor or high-pressure turbine aircraft engines, for example, are subjected to high stresses at high temperatures. The challenge for manufacturers is to maximize the lifetime of these components and be able to predict crack initiation. To improve handling parts, coatings are used to protect them. Materials and their mechanical properties have a direct impact on the contact and the lifetime. The choice of materials, number of layers, the thickness of the order are therefore essential. By their composition (fibers, single crystals), elaboration (extrusion) or their mode of deposition, the hypothesis to consider homogeneous isotropic materials is too simplistic. Anisotropy is an important parameter to take into account in the design. Composite materials are increasingly used in the aeronautic. In this context, this thesis aims to study the behavior of anisotropic homogeneous materials, focusing on the influence of the main parameters mechanical characteristics of a material to better understand their effects. We focus on the Young's modulus (or modulus of elasticity), the module Coulomb (or shear modulus) and the Poisson's ratio, and values ​​in different directions. As expected, the Young's modulus in the direction normal to the contact plays an important role in determining the pressure profile. However, the influence of Young modulus in the plane tangent to the contact is not to neglect it also alters the shape of the contact area. The orientation of the material with respect to the contact is therefore a parameter to take into consideration, it can directly reduce or enhance the effect of Young's modulus in a direction privileged. The module Coulomb and Poisson's ratio were also analyzed. As a result they significantly affect the contact. These results are confirmed in the case of a coated solid, unlike the effects of coating and substrate can compensate. The impact properties of the coating will be even more important than it is thick. The scale of the contact relative to the materials used is also important on the pressure profiles. A comparison between the model anisotropic homogeneous and isotropic heterogeneous model have been performed. At mesoscopic scale, the composite is composed of a matrix with fibers that induce pressure peaks while at the macroscopic level, the composite material is seen as a homogeneous material, the pressure profiles are smoothed.

L'analyse de données de vols appliquée aux opérations aériennes ou "Flight Data Monitoring" (FDM), est le processus par lequel une compagnie aérienne recueille, analyse et traite de façon régulière les données enregistrées dans les avions, dans le but d'améliorer de façon globale la sécurité.L'objectif de cette thèse est d'élaborer dans le cadre des méthodes à noyau, des techniques pour la détection des vols atypiques qui présentent potentiellement des problèmes qui ne peuvent être trouvés en utilisant les méthodes classiques. Dans la première partie, nous proposons une nouvelle méthode pour la détection d'anomalies.Nous utilisons une nouvelle technique de réduction de dimension appelée analyse en entropie principale par noyau afin de concevoir une méthode qui est à la fois non supervisée et robuste.Dans la deuxième partie, nous résolvons le problème de la structure des données dans le domaine FDM.Tout d'abord, nous étendons la méthode pour prendre en compte les paramètres de différents types tels que continus, discrets ou angulaires.Ensuite, nous explorons des techniques permettant de prendre en compte l'aspect temporel des vols et proposons un nouveau noyau dans la famille des techniques de déformation de temps dynamique, et démontrons qu'il est plus rapide à calculer que les techniques concurrentes et est de plus défini positif.Nous illustrons notre approche avec des résultats prometteurs sur des données réelles des compagnies aériennes TAP et Transavia comprenant plusieurs centaines de vols / Flight Data Monitoring (FDM), is the process by which an airline routinely collects, processes, and analyses the data recorded in aircrafts with the goal of improving the overall safety or operational efficiency.The goal of this thesis is to investigate machine learning methods, and in particular kernel methods, for the detection of atypical flights that may present problems that cannot be found using traditional methods.Atypical flights may present safety of operational issues and thus need to be studied by an FDM expert.In the first part we propose a novel method for anomaly detection that is suited to the constraints of the field of FDM.We rely on a novel dimensionality reduction technique called kernel entropy component analysis to design a method which is both unsupervised and robust.In the second part we solve the most salient issue regarding the field of FDM, which is how the data is structured.Firstly, we extend the method to take into account parameters of diverse types such as continuous, discrete or angular.Secondly, we explore techniques to take into account the temporal aspect of flights and propose a new kernel in the family of dynamic time warping techniques, and demonstrate that it is faster to compute than competing techniques and is positive definite.We illustrate our approach with promising results on real world datasets from airlines TAP and Transavia comprising hundreds of flights

Actuellement, le marché aéronautique est en constante augmentation. Pour faire face à cela, les avionneurs doivent se restructurer et revoir les processus de fabrication des pièces. En effet, il est nécessaire d’augmenter les cadences et réduire les prix tout en conservant les performances des pièces (poids et résistance mécanique). Cependant, ces trois objectifs sont contradictoires et un compromis est difficile à trouver. Ces travaux de thèse abordent cette problématique dans le cadre du CORAC. Ils proposent une manière originale d’optimiser une pièce de structure aéronautique qui vise à développer une nouvelle approche de la conception de pièces et de processus de fabrication pour tendre vers des solutions de compromis performantes. Pour ce faire, une méthodologie multicritère en trois étapes est proposée. D’abord, l’expertise industrielle est formalisée afin de formuler le problème mathématiquement. Ensuite, un algorithme génétique est utilisé afin de déterminer une population de solutions dont les performances sont placées sur un front de Pareto.Enfin, une étape de choix parmi la population finale prenant en compte le contexte industriel est mise en place. Cette méthodologie est appliquée à une porte d’avion moyen-courrier fabriquée par matriçage puis usinage. Dans ce cas, elle permet de choisir la solution la plus adaptée au contexte industriel parmi mille solutions de compromis. / Nowadays, the aeronautical market grows constantly. To face this, aircraft industry has to restructure and the manufacturing processes must be revised. Indeed, production rate must increase and manufacturing cost decrease while keeping the performances of the parts (weight and mechanical resistance). These objectives are contradictory and compromises must be found. This thesis broaches this problematic in relation to the CORAC. A novel method to optimize an aeronautical structural part and its manufacturing process is developed to tend toward performing compromise solutions. To do so, a three steps multi-criteria method is proposed. First, the industrial expertise is formalized to mathematically express the problem. Then, a genetic algorithm is used to determine a population in which every solution is located on a single Pareto front. At least, a decision step is set up to find the best solution in the population considering the industrial environment of the part. This methodology is applied to an aircraft door manufactured by forging and machining. In this case, it allows choosing the solution that fit the most the industrial environment within a one thousand solutions’ population.

Avec la nouvelle génération d'avions composites, une attention est portée sur les systèmes de carburant vis-à-vis de la prévention des décharges électrostatiques (ESD) durant les phases de remplissage des réservoirs. La plupart des travaux réalisés en aéronautique a été menée sur des réservoirs métalliques. Toutefois, l'introduction des matériaux composites a soulevé de nouvelles interrogations, puisque ces matériaux peuvent avoir un comportement différent des métaux vis-à-vis de l'électrisation par écoulement, qui justifient pleinement de nouvelles analyses. Afin de définir correctement les structures des réservoirs et leur protection contre les risques ESD, il est crucial de comprendre comment un empilement complexe de matériaux se comporte en termes de création de charge lorsque ces matières sont en contact avec un carburant d'avion. La structure de ces matériaux et leurs propriétés électriques contrôlent le potentiel électrique atteint dans le réservoir à travers un équilibre entre la production, l'accumulation et la fuite des charges électriques. Ce potentiel peut dépasser le point d'éclair du mélange air/vapeurs de carburant et provoquer une inflammation. Diverses mesures de protection peuvent être adoptées pour contrôler ce phénomène, comme utiliser des additifs antistatiques dans les carburants, des réservoirs métalliques à la masse ou encore des réservoirs faits de matériaux non métalliques mais ne favorisant pas l'accumulation de charges. C'est principalement en réponse à cette dernière solution que ce travail est orienté afin de guider vers le choix optimaux des matériaux et une meilleure définition des structures du réservoir. / With the new generation of composite aircrafts an attention is carried out on fuel systems with respect to prevention of electrostatic discharges (ESD) during the filling phases of the tanks. Most of the work realized in aeronautics (during the 60's) was conducted on metallic fuel tanks. However, the introduction of composite materials has raised new questions, since those materials can have a different behavior than metallic ones with respect to flow electrification, which fully justify new analyses. In order to properly define the tank structures and their protection against ESD hazards, it is crucial to understand how a complex stack of materials (conductive or not, multilayered or homogeneous, painted or not) constituting a fuel tank behaves with respect to the mechanisms of charge creation by flow electrification when these materials are in contact with aviation fuel. The structure of these materials and their electrical properties control the electric potential reached in the tank through a balance between the production, accumulation and leakage of the electrical charge. This potential may exceed the flash point of the fuel vapors/air mixture and induce ignition. Various protective measures can be adopted to control this phenomenon such as using antistatic additives in the fuels, lowering the rates ofthe fuel injection inside the tank, using only bonded metallic tanks or tanks made of non-metallic materials which do not favor charge accumulation or local charge trapping. It is majorly in response to the latter solution that this work is oriented in order to guide optimum choices of materials and a better definition of the tank structures.

Le travail produit s'inscrit dans un cadre industriel piloté par la société 2MoRO Solutions. La réalisation présentée dans cette thèse doit servir à l'élaboration d'un service à haute valeur, permettant aux exploitants aéronautiques d'optimiser leurs actions de maintenance. Les résultats obtenus permettent d'intégrer et de regrouper les tâches de maintenance en vue de minimiser la durée d'immobilisation des aéronefs et d'en réduire les risques de panne.La méthode que nous proposons comporte trois étapes : (i) une étape de rationalisation des séquences afin de pouvoir les combiner [...] / The present work is part of an industrial project driven by 2MoRO Solutions company.It aims to develop a high value service enabling aircraft operators to optimize their maintenance actions.Given the large amount of data available around aircraft exploitation, we aim to analyse the historical events recorded with each aircraft in order to extract maintenance forecasting. Theresults are used to integrate and consolidate maintenance tasks in order to minimize aircraft downtime and risk of failure. The proposed method involves three steps : (i) streamlining information in order to combinethem, (ii) organizing this data for easy analysis and (iii) an extraction step of useful knowledgein the form of interesting sequences. [...]