Cette recherche évalue de nouvelles approches pour améliorer la performance des solutions de navigation pour lanceurs de satellite. La première est l’utilisation des données de la trajectoire de référence. L’idée de cette approche est de pondérer, tout au long de la mission, la confiance sur le fait que le lanceur suit la trajectoire prédite afin d’exploiter les données d’attitude de la trajectoire de référence dans la solution de navigation. La seconde approche est l’ajout d’un modèle stochastique du lanceur à la solution de navigation. Pour ce modèle, l’accélération et la vélocité angulaire sont représentées par une marche aléatoire dont la variance est ajustée en fonction de la connaissance des forces agissantes sur le lanceur. Finalement, l’usage de plusieurs unités de mesures inertielles bas de gamme est comparé à l’usage d’une seule unité de mesures inertielles de meilleure qualité. Le recours à plusieurs unités de mesures inertielles permet de répartir celles-ci sur la structure du lanceur. L’effet du positionnement de ces unités de mesures est évalué en comparant des solutions de navigation dont tous les capteurs sont placés dans la tête du lanceur à une solution où les capteurs sont répartis dans la tête de chacun des étages du lanceur. Quelques approches pour effectuer la fusion des unités de mesures inertielles sont testées ; fusion de toutes les unités de mesures dans une seule centrale inertielle, fusion de plusieurs centrales inertielles et fusion de plusieurs centrales inertielles avec contraintes géométrique. Pour plusieurs des solutions proposées ainsi que pour plusieurs autres déjà existantes, une étude exhaustive de l’observabilité est effectuée. L’observabilité est vérifiée à l’aide de la matrice d’observabilité, de l’étude de la propagation de la matrice de covariance et de l’analyse à la sensibilité à une mesure aberrante. Finalement, une méthode simplifiée pour évaluer les performances des solutions de navigation inertielle sur une trajectoire fixe est présentée. Les résultats montrent que l’usage des données de la trajectoire de référence permet de réduire l’erreur d’estimation du roulis. Cependant, l’ajout de ces données n’améliore pas l’observabilité du modèle de base sur lequel celles-ci sont ajoutées. Le recours à un modèle stochastique de la dynamique du lanceur n’apporte que des gains marginaux sur les estimations d’attitude, de vélocité et de position. Par contre, cette approche améliore substantiellement les estimations d’accélération et de vélocité angulaire. La distribution des capteurs inertiels sur la structure du lanceur n’améliore pas la précision de navigation. Cette dernière est même dégradée lorsque des capteurs sont perdus en raison des largages d’étages. La fusion de plusieurs unités de mesures inertielles à l’aide d’une centrale inertielle offre des performances équivalentes à celles obtenues avec une seule unité de mesure. Par contre, la fusion de plusieurs centrales inertielles permet de réduire l’erreur d’estimation. Qui plus est, des gains additionnels peuvent être obtenus lorsque des contraintes géométriques sur l’attitude, la vélocité et la position relatives entre les centrales inertielles sont ajoutées à cette dernière approche. Les tests d’observabilité ont montré que la modélisation des biais de capteurs par un processus de Markov plutôt que par une marche aléatoire a peu d’impact sur l’observabilité du modèle. De plus, sur une mission de courte durée, le choix du modèle pour représenter les biais de capteurs n’a qu’un effet négligeable sur la précision des estimations. Les analyses d’observabilité ont aussi montré que le recours à un seul récepteur GPS n’est pas suffisant pour assurer l’observabilité du roulis et que le biais de mesure de position du récepteur GPS n’est pas observable. / This research evaluates new approaches to improve the performance of navigation solutions for satellite launchers. The first is the use of data from the reference trajectory. The idea of this approach is to weigh, throughout the mission, the confidence that the launcher follows the predicted trajectory in order to exploit the attitude data of the reference trajectory in the navigation solution. The second approach is to add a stochastic model of the launcher to the navigation solution. For this model, the acceleration and the angular velocity are represented by a random walk whose variance is adjusted according to the knowledge of the forces acting on the launcher. Finally, the use of several low-end inertial measurement units is compared to the use of a single higher quality inertial measurement unit. The use of several inertial measurement units makes it possible to distribute these on the structure of the launcher. The effect of the positioning of these measurement units is evaluated by comparing navigation solutions of which all the sensors are placed in the head of the launcher to a solution where the sensors are distributed in the head of each stage of the launcher. Some approaches for merging the inertial measurement units data are tested; fusion of all the inertial measurement units in a single inertial navigation system, fusion of several inertial navigation systems and fusion of several inertial navigation systems with geometric constraints. For many of the proposed solutions as well as for several others already in existence, an exhaustive study of the observability is carried out. The observability is verified using the observability matrix, the study of the propagation of the covariance matrix and the analysis of the sensitivity to measurement outliers. Finally, a simplified method for evaluating the performance of inertial navigation solutions on a fixed trajectory is presented. The results show that the use of the reference trajectory data makes it possible to improve the roll estimate. However, adding these data does not improve the observability of the base model on which they are added. The use of a stochastic model of the launcher dynamics provides marginal gains on attitude, velocity and position estimates. On the other hand, this approach substantially improves the acceleration and angular velocity estimates. The distribution of inertial sensors on the launcher structure does not improve navigation accuracy. The latter is even degraded when sensors are lost due to stage jettisoning. Merging several inertial measurement units with a single inertial navigation system provides performance equivalent to that achieved with a single inertial measurement unit. On the other hand, the fusion of several inertial navigation systems makes it possible to reduce the estimation error. Moreover, additional gains can be obtained when geometric constraints on the relative attitude, velocity and position between inertial navigation systems are added to this latter approach. Observability tests have shown that modelling sensor biases by a Markov process rather than a random walk has little impact on the observability of the model. In addition, on a short-term mission, the choice of the model to represent the sensor bias has only a negligible effect on the precision of the estimates. Observability analyzes have also shown that the use of a single GPS receiver is not sufficient to ensure the observability of the roll and that the position measurement bias of the GPS receiver is not observable.

Le Canada est un pays extrêmement vaste et peu peuplé. Pour fonctionner de façon optimale, il doit pouvoir compter sur un réseau complexe de moyens de transport et de communication à la fine pointe de la technologie. Le Canada, inévitablement, devait s'intéresser aux choses de l'air et à l'aviation. L'implantation d'une industrie en terre canadienne ne date donc pas d'hier; des fabricants sont apparus très tôt, avant la Première Guerre mondiale. Depuis les tout débuts, le gouvernement fédéral et, en particulier, le ministère de la Défense ont joué un rôle très important dans l'évolution de ce secteur industriel. Dans cet exposé, nous voulons étudier le réseau de relations qui s'est créé entre l'état fédéral et les fabricants d'avions qui constituent le gros de l'industrie aéronautique au Canada, entre 1920 et 1965. En somme, nous voulons vérifier jusqu'à quel point une industrie aéronautique puissante peut exister, dans un pays comme le Canada, sans politiques à long terme et sans un afflux massif de capitaux gouvernementaux. Pour ce travail, nous avons choisi une approche chronologique qui s'inspire d'un schéma proposé par un historien américain spécialiste des questions militaires, Robin Higham. Chacune des deux périodes étudiées se rattache à un conflit majeur du vingtième siècle : la Seconde Guerre mondiale, et la guerre de Corée. Ce découpage met en lumière les politiques de développement de plus en plus élaborées de l'état fédéral. Ces projets n'ont pas donné les résultats prévus. Le Canada, en effet, n'a jamais eu de politique globale en aéronautique. La raison semble simple : le Canada n'est pas un pays neutre. Il fait partie d'alliances plus ou moins formelles qui limitent beaucoup sa liberté de manoeuvre. Ces contraintes, liées à une augmentation vertigineuse des coûts du matériel et à l'intégration économique et militaire du Canada et des Etats-Unis, expliquent le déclin progressif de l'industrie aéronautique au pays après 1959. / Québec Université Laval, Bibliothèque 2013

Le SA-160 est un avion monomoteur biplace dont le fuselage est constitué d’un châssis en tubulure d’acier recouvert d’une peau en composites non structurale. Quoi que robuste et fiable, cet assemblage est coûteux à fabriquer et pèse près de 180 lbs (80 kg). Aviatech Services Techniques (AST) désire réduire le poids de la structure de l’appareil ainsi que son coût de fabrication en retirant l’arrière du châssis d’acier pesant à lui seul près de 40 lbs. La conception de la peau en composites a donc été revue dans le cadre de cette recherche, afin qu’elle puisse assurer un rôle structural pouvant compenser le retrait de l’arrière de la structure d’acier. Mis à part les modifications apportées au châssis, les nouvelles caractéristiques géométriques du fuselage sont les suivantes : - Ajout d’un plancher permettant de déposer et fixer les bagages; - Intégration du stabilisateur vertical au fuselage; - Ajout de cloisons internes augmentant la raideur globale du fuselage; - Points de fixation des mécanismes et surfaces de contrôle préservés. La fabrication de la peau de ce nouveau fuselage se fera par infusion au moyen de renforts en fibres de carbone et de verre ainsi qu’une résine d’époxyde pour l’infusion. Les propriétés structurales de ces matériaux ont été caractérisées et ont servi à faire la conception du fuselage au moyen de simulations par éléments finis. Selon ces simulations, le concept final peut résister aux cas de chargement statiques ultimes prescrits par Transport Canada, sans rupture et sans subir de flambage, et ce avec une rigidité similaire à celle du précédent fuselage. Le poids projeté du concept final est 151 lbs ce qui constitue une réduction de 26 lbs en incluant l’économie engendrée par l’intégration du stabilisateur vertical. La nouvelle structure permet donc de réaliser un gain intéressant avec une réduction de poids de 15% par rapport à la structure originale. Cette économie de poids permettra l’augmentation de la charge utile comme de l’essence, des bagages ou d’autres équipements. Une économie substantielle devrait être réalisée lors de la fabrication du châssis puisque le nombre de pièces soudées sera grandement réduit. La fabrication de la peau pourra être faite dans les anciens moules réutilisés mais nécessitera l’utilisation de matériaux avancés plus onéreux tels la fibre de carbone. De plus, la résine thermodurcissable choisie requiert une cuisson de 16 heures à 80°C ce qui augmentera la cadence de production par rapport à la cuisson à température ambiante. Ce procédé nécessitera toutefois l’acquisition d’un four de dimensions imposantes pour réaliser cette cuisson. Ce mémoire présente la démarche ayant mené à l’obtention du nouveau concept de fuselage pour le SA-160. Les résultats de cette recherche permettront à Aviatech d’effectuer a fabrication et la certification de cette nouvelle structure en vue de sa mise en production.

L'énergie électrique occupe un rôle de plus en plus important au sein des réseaux aéronautiques. Cela occasionne une forte émergence de l'électronique de puissance, qui constitue un domaine technologique crucial pour l'obtention de systèmes performants, fiables et compétitifs. Ce mémoire s'inscrit dans une approche d'aide à la conception des architectures de traitement de l'énergie électrique à partir d'éléments de conversion génériques et modulaires. Un recensement des applications des convertisseurs statiques est établi dans le cadre d'un réseau d'avion "plus électrique" afin de délimiter un périmètre structurel des modules de conversion. La modularité de ces éléments ouvre la voie à la segmentation de la puissance et à la redondance qu'il est proposé d'exploiter par la mise en oeuvre de convertisseurs à tolérance de panne, afin d'améliorer la disponibilité opérationnelle des systèmes. Dans cette perspective, plusieurs topologies d'onduleur sont comparées analytiquement et par simulation sur la base d'un modèle multiphysique d'actionneur électrohydrostatique de commandes de vol. Dans le cadre des études expérimentales, les modules de conversion réalisés comprennent en particulier les fonctionnalités appropriées pour mettre en oeuvre un onduleur reconfigurable, dédié à l'alimentation d'une machine synchrone à aimants permanents. Cet onduleur comporte une redondance mutualisée sous la forme d'une quatrième cellule de commutation connectée au neutre de la machine. Enfin, en vue d'étendre le champ d'application de ce module générique, différentes topologies de conversion alternatif-continu sont proposées pour optimiser la gestion de l'énergie par rapport aux solutions traditionnelles. Une comparaison quantitative sur des critères électriques et thermiques permet d'envisager les bénéfices de chaque structure.

Dans un contexte réglementaire contraignant (REACh), ce projet a pour but de développer une méthode permettant d'évaluer, le plus amont possible du processus de conception, le risque chimique potentiellement présenté par un équipement aéronautique depuis sa livraison jusqu'à sa fin de vie. Le résultat s'intègre dans l'ensemble des paramètres gérés par les concepteurs, dans un but d'amélioration de la traçabilité des substances dangereuses et de maîtrise du risque chimique présenté par l'équipement. Le développement de la méthode s'appuie tant sur l'analyse des modes d'évaluation classiques de risques chimiques, pour différents périmètres, que sur celle des pratiques de conception aéronautiques. En parallèle, des tests in situ en Bureaux d'Etudes sont réalisés itérativement, permettant de définir des outils d'évaluation et d'aide à la décision adaptés aux besoins identifiés des concepteurs. Les travaux aboutissent à la proposition d'une méthode permettant au concepteur de répondre à la problématique risque chimique à partir des seules données issues du processus de conception, rendant cette nouvelle approche miscible à ses activités quotidiennes.

Les traitements acoustiques actuels pour parois d’avion sont performants en hautes fréquences mais nécessitent des améliorations en basses fréquences. En effet dans le cas des matériaux classiques cela nécessite une épaisseur élevée et donc les traitements ont une masse très importante. Des solutions sortant de ce cadre doivent donc être développées. Ce projet de maîtrise a pour but de créer un traitement acoustique à base de résonateurs de Helmholtz intégrés dans un matériau poreux, afin de réfléchir les ondes acoustiques basses fréquences tout en absorbant sur une large bande de fréquences en hautes fréquences. Le principe est basé sur la conception d’un méta-composite, optimisé numériquement et validé expérimentalement en tube d’impédance et chambres de transmission. La performance du concept sera également étudiée sur une maquette de la coiffe du lanceur Ariane 5 avec un modèle d’analyse énergétique statistique (SEA). Pour cela, on s’appuie sur les travaux précédents sur les résonateurs d’Helmholtz, les méta-matériaux, les méta-composites et la modélisation par matrices de transfert. L’optimisation se fait via un modèle basé sur les matrices de transfert placé dans une boucle d’optimisation.

De nombreuses pièces sont sujettes à des sollicitations de frottement à haute température dans le domaine de l’aéronautique. En effet, dans ce domaine, l’augmentation constante des puissances des réacteurs implique une augmentation de la température de fonctionnement des systèmes mécaniques et en particulier des contacts frottants. Cette augmentation de température a pour conséquence la diminution de la durabilité des matériaux lubrifiants solides actuellement utilisés pour ce type de contact. C’est pourquoi il est indispensable de sélectionner de nouveaux revêtements aux propriétés tribologiques à chaud améliorées. Dans cette optique, une thèse ayant pour sujet la durabilité de rotules aéronautiques d’attache mât-moteur de l’A380 soumises à des conditions extrêmes de fonctionnement en termes de température et de conditions glissement, a été effectuée au LTDS. Dans un premier temps, les endommagements de surface (abrasion, adhésion) des pièces réelles ont été analysés, à travers des analyses MEB/EDX du revêtement d’argenture déposé dans le contact entre les bagues intérieure et extérieure de la rotule. Des essais tribologiques en configuration classiquement utilisée, cylindre/plan (sur Cameron-Plint), ont ensuite été réalisés sur le revêtement d’argenture afin de comparer les endommagements observés in situ et sur banc. Dans le but de sélectionner un revêtement ou un couple de revêtements susceptibles de remplacer l’argenture dans le contact étudié, une dizaine de revêtements différents (couches accommodantes et couches dures) ont ensuite été testés individuellement en configuration cylindre/plan dans les mêmes conditions d’essai que dans le cas de l’argenture. Cette campagne d’essai a permis de dégager les plus performants/endurants tribologiquement. Parallèlement, un tribomètre original a été conçu au laboratoire afin de pouvoir simuler au mieux les conditions de contact réelles (sollicitations mécaniques, température de contact…). Ce tribomètre rotatif à haute température (TRHT), utilisable en configuration couronne/plan, permet d’appliquer simultanément au contact une force normale pouvant aller jusqu’à 50 kN, un mouvement rotatif alternatif, et une température de contact pouvant aller jusqu’à 1000°C grâce à un système de chauffage par induction. Les revêtements ayant démontré le meilleur comportement en termes de résistance à l’usure et au frottement au cours des essais en configuration cylindre/plan ont également été testés individuellement sur ce tribomètre en configuration couronne/plan. Les essais finaux ont été réalisés en interface complète, c'est-à-dire avec une couche accommodante déposée sur la pièce représentant la bague intérieure de la rotule, une couche dure déposée sur la pièce représentant la bague extérieure, et une couche à bas frottement (graisse ou vernis). Deux solutions de lubrification de ce type ont été déterminées pour le contact rotulé : une pour les rotules d’attache mât-moteur avant qui fonctionnent jusqu’à 160°C (CuNiIn + vernis Everlub / WC-C) et une pour les rotules d’attache mât-moteur arrière qui fonctionnent jusqu’à 570°C (stellite + vernisEverlub / TiHfCN). / In aeronautics tribology, mechanical parts are required to operate with increasing temperature. The increased functioning temperature of the contacts prone to friction and wear (such as bearings and other structural parts) is a direct consequence of the increasing power of jet engines. In the case of ball bearings, the substrate materials as well as the coating durability are affected by temperature. There is then a pressing need to introduce new coatings demonstrating effective tribological behaviour at high temperature. A PhD research subject was defined in partnership with Airbus Aerospace and SKF Aerospace and conducted at LTDS. The main goal of this research is to study the durability of ball bearings functioning under extreme conditions in terms of temperature and sliding friction. First, SEM/EDX analyses were done on the silver coating deposited in the contact between the ball bearings rings, in order to acknowledge the actual bearings surface damage. Tribological testing of the silver coating was then performed in a standard cylinder-on-flat configuration in order to compare in situ and experimental damages. More than ten different coatings (both soft and hard coatings, with solid lubrication properties and/or wear resistance properties) were then tested in the same configuration and conditions as the silver coating. These tests allowed us to identify the best suitable coatings for the application. An original test rig was also designed in the lab, in order to better simulate the bearings functioning conditions. This tribometer (TRHT) makes it possible to perform tests in ring-on-flat configuration (close contact) and to simultaneously apply a normal force up to 50 kN and a reciprocating rotating motion. Using this tribometer, the final tests were conducted on the best candidates among the different coatings, individually at first to assess their tribological behavior, and then in a configuration as close to reality as possible, with a hard coating covered ring and a soft coating covered flat, the contact between the two being greased or varnished. Finally, several possible solutions were determined, for two different functioning temperatures:160°C (CuNiIn + varnish Everlub / WC-C) and 570°C (stellite + varnish Everlub / TiHfCN).

Au cours des dernières années, le transport aérien de passagers connaît un développement sans cesse croissant et continue ainsi d’accroire sa contribution aux émissions mondiale de CO2. Par conséquent, un effort commun entre les avionneurs est fait pour diminuer les émissions de CO2 et de polluants. Pour encourager cet effort, les réglementations deviennent de plus en plus drastiques en terme d'émissions et de polluants tels que le CO2, les NOx mais aussi le bruit. Ces nouvelles limitations sont à la fois définies à court et moyen-long termes pour inciter les motoristes à travailler sur les technologies de plus en plus efficientes.Pour concevoir des moteurs toujours plus performants tout en respectant ces réglementations à court terme, les motoristes travaillent sur l'optimisation de leurs technologies conventionnelles, en améliorant des leviers bien identifiés comme l'augmentation du taux de compression. Cependant, cette optimisation des turbomachines actuelles a déjà atteint un niveau de maturité très élevé. Il semble ainsi difficile de continuer indéfiniment leurs optimisations. Par conséquent, pour atteindre les objectifs à moyen-long terme, les motoristes sont dès aujourd'hui en train d'étudier des nouveaux systèmes propulsifs avancés comme les chambres de Combustion à Volume Constant (CVC) qui peuvent accroître le rendement thermique. Contrairement aux chambres de combustion traditionnelles, qui fonctionnent à flux continu, les chambres CVC opèrent de façon cyclique afin de créer un volume constant pendant la phase de combustion et libérer les gaz chauds dans les étages de turbines.Pendant cette thèse, une approche numérique permettant d'évaluer ce type de chambres est développée. Tout l'enjeu est de pouvoir étudier des chambre de combustion intégrant des parties mobiles, qui permettent de créer le volume constant dédié à la combustion tout en évitant les fuites à travers ces systèmes mobiles lors de l'élévation de la pression dans la chambre. Cette modélisation doit aussi prédire correctement les phases transitoires comme l'admission des gaz frais, qui pilote la phase de combustion. Cette étude utilise des objets immergés pour modéliser les parties mobiles. Les objectifs de cette thèse sont de rendre ces objets immergés imperméables et adapter la méthode aux différents modèles utilisés pour étudier les milieux réactifs tels que le modèle de combustion ECFM-LES ou encore l'injection liquide Lagrangienne utilisée pour résoudre l'injection du fuel.Dans cette étude, une nouvelle formulation est développée puis testée sur différents cas tests de plus en plus représentatifs des chambres CVC. Cette approche numérique est ensuite évaluée sur une chambre réel étudiée expérimentalement au laboratoire PPRIRME de Poitiers. Dans cette dernière étude, deux cas non réactifs permettent de comparer les évolutions de pression à deux endroits dans la dispositif expérimental, ainsi que les champs de vitesse au sein de la chambre de combustion, aux simulations réalisées. Pour ces cas complexes, l'utilisation des objets immergés permet de prédire les résultats expérimentaux à un coût attractif.Un des cas non réactif est ensuite carburé et allumé pour confronter l'évolution pression et les champs de vitesse dans la chambre de combustion des résultats numériques obtenus aux mesures expérimentales. L'approche numérique développée a permis d’enrichir les données expérimentales, d'analyser les variabilités cycle-à-cycle rencontrées au banc et d'identifier les leviers qui permettraient d'optimiser ce type d’architecture. / Over the past few years, aircrafts have become a common means of transport, thus continuously increasing their contribution to global CO2 emissions. Consequently, there is a common effort between aircraft manufacturers to reduce CO2 and pollutant emissions. To encourage this effort, regulations are becoming more and more stringent on the emissions and pollutants like CO2, NOx and noise. These regulations are both defined in the short and medium-long terms to urge aircraft manufacturers to work on more and more efficient technologies.In order to design more efficient engines while respecting the short term objectives, engine manufacturers are working on the improvement of conventional architectures by using well-known levers like the increase of the Overall Pressure Ratio (OPR). However, the optimization of the present turbomachinery has already reached a high level of maturity and it seems difficult to continuously enhance their performances. Consequently, to reach the medium-long term objectives, engine manufacturers are working on new advanced propulsion systems such as the Constant Volume Combustion (CVC) chambers, which can increase the thermal efficiency of the system. Contrary to present turbomachinery which are burning fresh gases continuously, CVC chambers operate cyclically so as to create the constant vessel dedicated to the combustion phase and to expand the burnt gases into turbine stages.In this PhD thesis, a numerical approach is developed to allow the evaluation of these kind of combustors. The challenge is to be able to evaluate CVC chambers by taking into account the moving parts which create the constant volume and avoid mass leakages through these moving parts during the increase of the combustion chamber pressure when the combustion occurs. This approach also has to correctly predict unsteady phases like the intake, which directly controls the combustion process.These moving parts are modeled with a Lagrangian Immersed Boundary (LIB) method .The main goals of this thesis is to make the LIB as airtight as possible and to render this approach compatible with the different models which are adapted to analyse reactive flows such as the ECFM-LES combustion model or Lagrangian liquid injection, used for fuel sprays. In this study, a new formulation is developed and tested on several test cases from very simple ones to cases more representative of CVC chambers.Then, this approach is evaluated on a real chamber experimentally analysed in PPRIME laboratory in Poitiers. Two non-reactive operating points are used to compare the experimental pressure at two positions in the apparatus and the experimental velocity fields in the combustion chamber with the numerical results. In this complex configuration, the LIB method allows the prediction of the experimental results with a low CPU cost. As in the experiment, one non-reactive case is carburized and ignited to compare the measured pressure and the velocity fields in the combustion chamber with the simulations. The proposed numerical approach allows the data enhancement of the experiment and then the analysis of the cycle-to-cycle variability encountered during the experimental measurements. Last but not least, this method enables the identification of the different levers that could decrease the variability and then could improve operability of this type of combustors.

L’objectif de nos travaux est de mettre en place une méthode pour modéliser le comportement de la dégradation de moteurs aéronautiques à partir de données de retour d’expérience en vue de quantifier l’impact sur le niveau de sécurité des vols. Ces modèles tiennent compte d'un composant dont les mécanismes de défaillance sont en concurrence vis-à-vis d’un événement final (événement redouté rare) et de la politique de maintenance préventive. Nous souhaitons ainsi estimer la fiabilité d'un composant et étudier l'impact d'une nouvelle périodicité de maintenance sur cette fiabilité. Un algorithme d'optimisation des différentes périodicités de maintenances préventives appliquées au composant est également proposé. / The aim of our studies is to propose a statistical model of turboshaft engines ageing behaviour in order to improve the reliability level assessment. Field and repair data feedback are used to fit our model. This model takes into account one component whose failure mechanisms are in competition with respect to a final event and scheduled maintenance policy. We want to estimate reliability of engine component and, for instance, optimize the preventive maintenance policy.

L'objectif de réduction de la consommation en kérosène des avions passant par une plus grande efficacité des systèmes, la distribution électrique devient un moyen privilégié pour satisfaire les besoins. Dans ce cadre, la notion d'avion « plus électrique » implique de revoir les systèmes de distribution et d'étudier, notamment, le passage en haute tension continue (HVDC). Une description générale des systèmes embarqués sur les avions civils est donnée dans ce manuscrit ainsi qu'une description des avantages et inconvénients des différents vecteurs énergétiques permettant de mieux situer les gains envisageables lors du passage à l'électrification des systèmes. Cependant, la mise en place de la distribution HVDC peut entraîner de nouveaux problèmes, notamment de qualité et/ou d'instabilité. Afin de palier ces problèmes, une architecture est proposée dans laquelle les équipements sont reliés entre eux par des coeurs de distribution eux-mêmes liés par des organes de transferts de puissances pouvant maîtriser ces transferts : on parle alors de réseau maillé. Pour pouvoir réaliser ces transferts, deux types d'équipements électroniques de puissance sont proposés : le DCPFC (Direct Current Power Flow Controler) et le MAPFC (Mixed function for Actuation and Power Flow Control). Ces équipements imposent une gestion énergétique spécifique : il faut déterminer les modes de fonctionnement des équipements ainsi que les références des puissances à transférer. Pour cela, une modélisation du réseau sous forme de graphe est effectuée, ceci se traduisant par un algorithme générique permettant de déterminer les équations structurelles du réseau ainsi que deux algorithmes servant à contrôler des grandeurs distinctes : Les grandeurs discrètes sont contrôlées par un système expert détenant un ensemble de règles de fonctionnement ; Les grandeurs continues sont gérées par un algorithme de recherche de flot dans un graphe. Après la mise en place en simulation de l'ensemble du réseau maillé, un banc d'essai expérimental valide les principes décrits théoriquement et permet l'étude de différentes gestions énergétiques (tout autant qu'il permet de tester un équipement seul ou le réseau dans une configuration non-maillée). Finalement, une exploitation des concepts sur un réseau répondant aux normes aéronautiques est développée. Ceci posant notamment des problèmes aux niveaux de la conception des équipements mais également sur l'architecture actuelle des réseaux électriques (connexion du neutre des générateurs, protection des personnes, compatibilité électromagnétique, etc.). / As the aircraft fuel consumption needs more efficient systems, electrical distribution becomes a favoured way in satisfying those needs. In this context, the “more electrical aircraft” notion implies to deeply refund distribution means. High Voltage Direct Current - HVDC - distribution helps in going this way. A general description of civil aircraft embedded systems is given in this document. Advantages and drawbacks of energetic vectors are described too, allowing a better comprehension of possible improvements due to system electrification. Therefore, the HVDC deployment can lead to new problems, particularly in quality and stability domains. In order to take into account these problems, we propose a new distribution architecture in which equipments are interconnected through power distribution centres, which ones are interconnected through power flow controller equipments. This new architecture is described as a meshed distribution network. Two kinds of equipment are proposed to control the electrical power flow: DCPFC - for Direct Current Power Flow Controller - and MAPFC - Mixed function for Actuation Power Flow Control. As a result, a specific power management is needed. Equipment operating modes and power to transfer references have to be determined. In a first step, a graph based modelling of the electrical network is done, resulting in a generic algorithm which permits to determine network structural equations. In a second step, two algorithms control the network: - Discrete quantities are regulated by an expert system based on a rule set; - Continuous quantities are managed through a flow research algorithm based on the graph modelling; The validation of these concepts is realised through electrical simulations of the whole meshed network. Then, an experimental test bench validates the theoretical principles and allows the operation of equipments and meshed network in multiple configurations. Finally, concepts are extrapolated in an electrical network respecting aeronautic constraints. Those constraints are highlighted at equipment level and network level.