La mise en oeuvre de systèmes de détection de défauts à même les structures ou infrastructures en génie est le sujet d’étude du Structural Health Monitoring (SHM). Le SHM est une solution efficace à la réduction des coûts associés à la maintenance de structures. Une stratégie prometteuse parmi les technologies émergentes en SHM est fondée sur l’utilisation d’ondes ultrasonores guidées. Ces méthodes sont basées sur le fait que les structures minces agissent comme guides d’ondes pour les ondes ultrasonores. Puisque les structures aéronautiques sont majoritairement minces, les ondes guidées constituent une stratégie pertinente afin d’inspecter de grandes surfaces. Toutefois, les assemblages aéronautiques sont constitués de plusieurs éléments modifiant et compliquant la propagation des ondes guidées dans celles-ci. En effet, la présence de rivets, de raidisseurs, de joints ainsi que la variation de la nature des matériaux utilisés complexifie la propagation des ondes guidées. Pour envisager la mise en oeuvre de systèmes de détection basés sur les ondes guidées, une compréhension des interactions intervenant dans ces diverses structures est nécessaire. Un tel travail entre dans le cadre du projet de collaboration CRIAQ DPHM 501 dont l’objectif principal est de développer une banque de connaissances quant à la propagation d’ondes guidées dans les structures aéronautiques. Le travail de ce mémoire présente d’abord les résultats d’études paramétriques numériques obtenus dans le cadre de ce projet CRIAQ. Puis, afin de faciliter la caractérisation expérimentale de la propagation des ondes guidées, une seconde partie du travail a porté sur le développement d’un absorbant d’ondes guidées. Cet absorbant permet également d’envisager l’extension des régions observables par les systèmes SHM. Ce deuxième volet contribue donc également au projet CRIAQ par l’atténuation de réflexions non désirées dans l’étude menée sur les maintes structures aéronautiques nourrissant la banque de connaissances. La première partie de ce mémoire relève l’état des connaissances de la littérature sur la propagation d’ondes guidées dans les structures aéronautiques. La deuxième partie présente rapidement le formalisme derrière les ondes de Lamb ainsi que les différentes approches analytiques pour caractériser les interactions entre ondes guidées et discontinuités. Par la suite, les outils utilisés pour effectuer les simulations par éléments finis sont présentés et validés par le biais d’une phase expérimentale. La deuxième partie se termine avec la présentation des différentes structures et discontinuités étudiées dans le cadre du projet CRIAQ. Finalement, la troisième et dernière partie de ce mémoire présente les travaux numériques orientés vers la conception d’un absorbant idéal pour ondes guidées. Afin d’y parvenir, une étude paramétrique quant à la forme, les dimensions et les propriétés mécaniques de l’absorbant est entreprise. Enfin, une étude expérimentale permettant de valider les résultats numériques est présentée.

Ce travail de thèse s'intéresse à la sécurité des futures communications aéronautiques de donnée. Le travail est divisé en trois grandes parties. La première contribution est une architecture de sécurité adaptative pour les communications aéronautiques intégrant un segment sol-bord par satellite. Un module de gestion de la sécurité a été conçu, développé, puis validé lors de la phase finale d'intégration du projet FAST (Fibre-like Aircraft Satellite Communications). La deuxième contribution est une méthodologie quantitative d'estimation du risque lié à la sécurité réseau. L'originalité de notre approche est d'être basée sur la notion de propagation du risque au sein des différents noeuds du réseau. Commecas d'étude, un réseau de communication aéroportuaire utilisant le protocole AeroMACS a été étudié dans le cadre du projet SESAR (Single European Sky ATM Research). La troisième contribution est une infrastructure à clés publiques (PKI) qui permet d'optimiser les échanges de signalisation (échanges de clés, certificats, vérification des signatures) entre l'avion et l'autorité de certification au sol. Le modèle de PKI proposé est un modèle hiérarchique utilisant la certification croisée entre les autorités de certification mères / This research work deals with the information and network security in the aeronautical communication domain. Three fundamental research axes are explored. First, a quantitative network security risk assessment methodology is proposed. Our approach is based on the risk propagation within the network nodes. As study cases, the algorithm has been validated in the scope of the European industrial project entitled SESAR (Single European Sky ATM Research) and the Aerospace Valley FAST (Fibrelike Aircraft Satellite Communications). Particularly, experimental results relative to the case study devoted to the FAST project shown that the global network risk in the non secured system architecture is relatively high, meaning the system needs more consideration from a security point of view. To cope with this issue, an adaptive security management framework for a satellite-based aeronauticalcommunication architecture has been proposed as a second contribution. A security manager module has been designed, implemented, then tested in the scope of the FAST project. Finally, as the security primitives used in the adaptive security management framework need to be efficiently exchanged, the last contribution consists in a scalable PKI adapted for the upcoming network-enabled aircraft. The idea is to minimize the air-ground additional overhead induced by the security procedures (keys, digital certificates, revocation/verification procedures). The PKI model we propose is a cross-certified multirooted hierarchical model

Pour l’équipementier qui développe des roues et des freins d’aéronefs, le comportement thermique de l’équipement constitue un point de design majeur intervenant dans la conception. Cette discipline est aujourd’hui au centre des efforts de progression, car le concepteur est challengé sur la diminution de la masse du système. De ce fait, les limites en températures sont plus fréquemment atteintes, ce qu’il faut désormais anticiper dès l’appel d’offre pour éviter les itérations de conception. Cependant, les conditions dans lesquelles opère le système ainsi que son comportement thermique, sont mal connus et mal maîtrisés. Le caractère prédictif des simulations numériques faites pour dimensionner la structure, dépend directement de la précision du modèle et avec laquelle sont introduites, les conditions aux limites imposées en service à la structure.Aujourd’hui Safran ne dispose pas d’outil, ni de moyen suffisamment fiable pour prédire dès la phase de pré-dimensionnement, le comportement thermique de l’ensemble Roue & Frein. Il est connu que le design du frein et de la roue ont une influence réciproque sur la cinétique thermique de l’ensemble.Savoir prédire le comportement qualitatif du produit, en réponse aux sollicitations demandées par l’avionneur, permet de faire en amont des choix technologiques dont l’impact sur la thermique sera connu. Ainsi, la conception est dé-risquée d’éventuelles itérations de design pouvant retarder de plusieurs années la certification d’un avion.L’objet de cette thèse, est de proposer des solutions pour reproduire qualitativement la thermique Roue & Frein d’un avion, en prenant en compte des paramètres physiques associés aux solutions technologiques employées. Nous illustrons également que ces outils sont aussi un moyen de connaître les conditions dans lesquelles opère le système, lorsque l’on connaît à l’avance sa réponse en température en prenant le problème de manière inverse. / For the equipment manufacturer who develops aircraft wheels and brakes, the thermal behavior of the equipment refers to a major reference design point. This discipline is today at the center of concerns, because the designer is challenged on the system mass improvements. As a result, the temperature limits are more frequently reached, which must now be anticipated as early as possible.The pre-design phase should now also allow avoiding design iterations. However, the conditions under which the system operates and its thermal behavior, are poorly understood and poorly controlled. The predictive nature of the numerical simulations used to design the structure, depends directly on the model’s accuracy and on the in service boundary conditions imposed to the system.Today, Safran does not have any enough reliable tool or means to predict the thermal behavior of the Wheels & Brake assembly right from the pre-design phase. It is known that the design of the brake and the wheel have a reciprocal influence on the thermal kinetics of the system. Knowing how to predict the thermal behavior of the product, in response to stresses requested by the aircraft manufacturer, allows upstream technological choices whose impact on the thermal kinetics will be known. Thus, the design is disregarded of possible design iterations that could delay the aircraft certification by several years.The purpose of this thesis is to propose solutions to qualitatively reproduce the thermal behavior of an aircraft braking system, taking into account physical parameters associated with technological solutions. We also illustrate that these tools are also a way of knowing the conditions under which the system operates, when one knows in advance its temperature response by taking the problem in the opposite way.

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Aujourd’hui, l’étude des effets directs de la foudre sur les structures aéronautiques pourrait s’appuyer, au moins en partie, sur des outils de simulation. Néanmoins, le manque de données expérimentales sur la phase d’arc impulsionnelle ne permet pas de justifier le caractère prédictif des outils de simulation.L’objectif de cette thèse est de réaliser une base de données expérimentale en s’appuyant sur la caractérisation des arcs de foudre dans des situations standardisées. Ces données peuvent être utilisées à la fois pour la compréhension des phénomènes observés lors des essais, mais surtout comme référence comparable aux outils de simulation.Dans un premier temps, on s’intéresse à la colonne d'arc libre dans l’air, hors interaction avec les électrodes. Par ailleurs, les profils spatio-temporels de température et de pression sont évalués par spectroscopie d'émission. On montre ainsi que, pour un arc de 100 kA, la température maximale atteint 37400 K sur l'axe de la colonne à 2 μs après l’amorçage, avec une pression de l’ordre de 45 bars.Dans un second temps, on s’intéresse à l'interaction de l'arc foudre avec des matériaux aéronautiques. La dynamique du pied d'arc ainsi que les caractéristiques de l’onde de choc sont analysées sur différents matériaux aéronautiques tels que l’aluminium ou des composites à fibres de carbone. Les contraintes thermomécaniques subies par le matériau sont étudiées par thermographie infrarouge, et par des mesures de déflexion rapide au centre du matériau, conduisant à une évaluation de la pression exercée par l’arc au point d’impact. / Nowadays, the study of the direct effects of lightning on aeronautical structures could be based, at least in part, on simulation tools. Nevertheless, the lack of experimental data on the transient phase of the lightning arc does not allow us to justify the predictive nature of the simulation tools. The objective of this thesis is to produce an experimental database based on the characterization of lightning arcs in standardized situations. These data can be used both for the understanding of the phenomena observed during the tests, but especially as a reference comparable to the simulation tools.First, we are interested in the free arc column in air, without interaction with the electrodes. Furthermore, time- and space-resolved profilesof temperature and pressure are evaluated by emission spectroscopy. For a 100 kA arc, it is shown that the temperature reaches 37400 K in the arc axis at 2 μs after arc ignition, with a corresponding pressure of 45 bar.Second, we are interested in the interaction of the lightning arc with aeronautical materials. The dynamics of the arc roots and the characteristics of the shock wave are analyzed for different aeronautical materials such as aluminum or carbon fiber composites. The thermo-mechanical constraints applied on the material are studied by infrared thermography and by rapid deflection measurements at the center of panel, leading to an evaluation of the pressure exercised by the arc at the attachment point.

L'objectif de cette thèse est de réaliser un système de Contrôle Santé Intégré des structures aéronautiques (CSI ou SHM) autonome et à double-fonctionnalité. Ce système doit être en mesure d'assurer son autonomie énergétique tout en réalisant les tâches de détection et de localisation des endommagements. Latechnique retenue pour alimenter ce système est basée sur la récupération d'énergie vibratoire par transducteurs piézoélectriques SHM collés. Durant ces travaux, un modèle analytique complet de la chaîne de récupération d'énergie vibratoire a d'abord été créé. Ce modèle, validé par la Méthode des ÉlémentsFinis (MEF), permet d'améliorer le rendement du système en déterminant les dimensions, les locali-sations et le type de matériau piézoélectrique idéals des transducteurs. Ce modèle a ensuite été étendu à une configuration plus représentative des conditions de vibrations d'une structure en vol. Une bonne corrélation entre les résultats provenant du modèle prédictif et les essais sur un banc de mesures a étémise en évidence. Une puissance de 1.67mW a été récupérée et la capacité large bande des transducteurs a été vérifiée. L'application de la récupération d'énergie au contrôle de structures composites en cours d'assemblage sur les lignes de production a également été étudiée. Dans ce cas, un transducteur stratégiquement localisé et alimenté par une source de tension disponible génère des ondes de Lambdans la structure afin de pallier l'absence de vibrations naturelles. Un réseau de transducteurs secondaires disséminés sur cette structure récupère et convertit cette énergie vibratoire en énergie électrique. Une puissance de 7.36 mW a été récoltée et ce système a été en mesure de détecter une chute d'outil sur le composite et d'éclairer de façon autonome une diode électroluminescente (DEL) simulant ici la consommation de la transmission sans fil de l'information.

Mon travail de thèse a pour objectif d'étendre le modèle entité d'usinage aux pièces aéronautique présentant des difficultés d'usinage bien spécifique. Ce modèle entité d'usinage permet d'encapsuler l'ensemble des informations permettant d'identifier et de gérer les principales difficultés d'usinage rencontrées sur ce type de pièce. A partir de ces informations, nous identifions les difficultés liées à l'accès des outils de coupe aux surfaces à usinée, à la flexion des pièces sous les efforts de coupe, aux risques de vibration,... que nous analysons pour proposer un processus d'usinage adaptés et un ensemble de contraintes. Ces contraintes permettent d'orienter la conception de la gamme d'usinage de manière à proposer un processus d'usinage compatibles avec les difficultés d'usinage identifiées. Enfin, nous proposons quelques pistes permettant d'intégrer ces contraintes d'usinage en conception de produit de manière à proposer un produit optimum du point de vue de l'usinage. Les travaux s'inscrivent dans le cadre du projet RNTL USIQUICK ayant comme partenaire un industriel de l'aéronautique (Dassault Aviation), un développeur de logiciel CFAO (Dassault Système) et cinq laboratoires universitaires français : CRAN de Nancy, ENSAM de Metz, LURPA de Cachan, IRCCYN de Nantes et 3S ainsi que le CETIM.

Les ingénieurs sont constamment mis au défi de concevoir des avions plus légers et moins polluants. En même temps, ils se doivent de respecter un certain nombre de critères de dimensionnement établis pour assurer l'intégrité des structures aéronautiques. Pour répondre à ce double défi, les chercheurs du milieu industriel et académique travaillent à l'unisson pour constamment repousser les limites du savoir scientifique. Ces collaborations aboutissent notamment au développement de nouveaux outils mathématiques, numériques, expérimentaux et de production.On trouve de nombreuses pièces métalliques parmi les composants aéronautiques les plus critiques, comme les trains d’atterrissages, les arbres moteurs ou les chapes. Ces structures subissent des chargements extrêmes de par leur environnement thermique ou leur intense sollicitation mécanique ponctuelle ou cyclique. Pour ces structures élastoplastiques, la ruine peut généralement être causée par l'apparition et la propagation de fissures, ou l'émergence d'instabilités locales, comme la localisation de la déformation plastique, ou d'instabilités globales, comme le flambement.Dans les travaux présentés dans ce manuscrit, nous nous sommes intéressés à la détection d’instabilités locales et globales dans des structures élastoplatiques en grandes déformations. Alors qu'elles sont classiquement considérées indépendamment, nous avons fait le choix d'étudier les deux types d'instabilités simultanément pour mieux comprendre la compétition entre ces deux phénomènes. Pour ce faire, plusieurs développements analytiques sont présentés et fondés sur le critère de stabilité de Hill (1958) et le critère de localisation de la déformation de Rice (1976), ainsi que la proposition d'une nouvelle méthode d'"analyses de stabilité affaiblie" permettant d'investiguer la sensibilité aux types de conditions limites imposées. Tous ces critères ont été implémentés dans le code de calcul par éléments finis Zset, ce qui nous a permis, entre autres, d'analyser l’apparition d'instabilités élastoplastiques dans différentes éprouvettes de traction/torsion, des tubes en torsion et une chape en traction. / Aeronautical engineers are constantly challenged to provide lighter structures in order to reduce fuel consumption, and thus the environmental impact and flight costs. At the same time, the design of aeronautical structures is subjected to strict regulation aimed at ensuring the integrity of the aircraft and the safety of the passengers. To tackle this challenge, the limits of structural and material mechanics are consistently explored which in turn leads to the development of new, mathematical, numerical, experimental and manufacturing tools.There are numerous metallic parts in the most critical aeronautical structures, like landing gears, engine shafts, or mechanical lugs. These parts are subjected to extreme loading conditions due to the thermal environment or to the intense mechanical ultimate or cyclic loading. The failure of these elastoplastic structures is generally caused by the initiation and propagation of cracks or by the emergence of local instabilities, such as plastic strain localization, or global instabilities, such as buckling.In the present work, we focus on the detection of local and global elastoplastic instabilities in a finite deformation framework. While they are generally studied separately, it was chosen to study both phenomena together in order to analyze and better understand the competition between localization and buckling in elastoplastic structures. For this purpose, multiple analytical developments are presented founded on Hill's global stability criterion (1958) and Rice's strain localization criterion (1976). The new "weakened stability analysis" has been introduced in order to analyze the sensitivity to the type of prescribed boundary conditions. All these criteria have been implemented in the finite element software Zset, which allowed us to analyze the emergence of elastoplastic instabilities in various experimental samples, tubes loaded in torsion, and a lug loaded in tension.

De nos jours, l'utilisation des drones ne cesse d'augmenter et de nombreuses études sont réalisées afin de mettre en place des systèmes de communication dronique destinés à des applications non seulement militaires mais aussi civiles. Pour le moment, les règles d'intégration des drones commerciaux dans l’espace aérien doivent encore être définies et le principal enjeu occupation est d'assurer une communication fiable et sécurisée. Cette thèse s’inscrit dans ce contexte de communication. Motivée par la croissance rapide du nombre des drones et par les nouvelles générations des drones commandés par satellite, la thèse vise à étudier les différents liens possibles qui relient le drone aux autres composants du système de communication. Trois principaux liens sont à mettre en place : le lien de contrôle, le lien de retour et le lien de mission. En raison de la rareté des ressources fréquentielles déjà allouées pour les futurs systèmes droniques, l'efficacité spectrale devient un paramètre crucial pour leur déploiement à grande échelle. Afin de mettre en place un système de communication par drones spectralement efficace, une bonne compréhension des canaux de transmission pour chacune des trois liaisons est indispensable, ainsi qu’un choix judicieux de la forme d’onde. Cette thèse commence par étudier les canaux de propagation pour chaque liaison : canaux de type muti-trajets avec ligne de vue directe, dans un contexte d’utilisation de drones à moyenne altitude et longue endurance (drones MALE). L’objectif de cette thèse est de proposer de nouveaux algorithmes de réception permettant d’estimer et égaliser ces canaux de propagation muti-trajets. Les méthodes proposées dépendent du choix de la forme d’onde. Du fait de la présence d’un lien satellite, les formes d’onde considérées sont de type mono-porteuse (avec un faible facteur de crête) : SC et EW-SCOFDM. L’égalisation est réalisée dans le domaine temporel (SC) ou fréquentiel (EW-SC-OFDM). L'architecture UAV prévoit l'implantation de deux antennes placées aux ailes. Ces deux antennes peuvent être utilisées pour augmenter le gain de diversité (gain de matrice de canal). Afin de réduire la complexité de l'égalisation des canaux, la forme d'onde EW-SC-OFDM est proposée et étudiée dans un contexte muti-antennes, dans le but d'améliorer l'endurance de l'UAV et d'accroître l'efficacité spectrale, une nouvelle technique de modulation est considérée: Modulation spatiale ( SM). Dans SM, les antennes de transmission sont activées en alternance. L'utilisation de la forme d'onde EW-SC-OFDM combinée à la technique SM nous permet de proposer de nouvelles structures modifiées qui exploitent l’étalement spectrale pour mieux protéger des bits de sélection des antennes émettrices et ainsi améliorer les performances du système. / Nowadays, several studies are launched for the design of reliable and safe communications systems that introduce Unmanned Aerial Vehicle (UAV), this paves the way for UAV communication systems to play an important role in a lot of applications for non-segregated military and civil airspaces. Until today, rules for integrating commercial UAVs in airspace still need to be defined, the design of secure, highly reliable and cost effective communications systems still a challenging task. This thesis is part of this communication context. Motivated by the rapid growth of UAV quantities and by the new generations of UAVs controlled by satellite, the thesis aims to study the various possible UAV links which connect UAV/aircraft to other communication system components (satellite, terrestrial networks, etc.). Three main links are considered: the Forward link, the Return link and the Mission link. Due to spectrum scarcity and higher concentration in aircraft density, spectral efficiency becomes a crucial parameter for largescale deployment of UAVs. In order to set up a spectrally efficient UAV communication system, a good understanding of transmission channel for each link is indispensable, as well as a judicious choice of the waveform. This thesis begins to study propagation channels for each link: a mutipath channels through radio Line-of-Sight (LOS) links, in a context of using Meduim Altitude Long drones Endurance (MALE) UAVs. The objective of this thesis is to maximize the solutions and the algorithms used for signal reception such as channel estimation and channel equalization. These algorithms will be used to estimate and to equalize the existing muti-path propagation channels. Furthermore, the proposed methods depend on the choosen waveform. Because of the presence of satellite link, in this thesis, we consider two low-papr linear waveforms: classical Single-Carrier (SC) waveform and Extented Weighted Single-Carrier Orthogonal Frequency-Division Multiplexing (EW-SC-OFDM) waveform. channel estimation and channel equalization are performed in the time-domain (SC) or in the frequency-domain (EW-SC-OFDM). UAV architecture envisages the implantation of two antennas placed at wings. These two antennas can be used to increase diversity gain (channel matrix gain). In order to reduce channel equalization complexity, the EWSC- OFDM waveform is proposed and studied in a muti-antennas context, also for the purpose of enhancing UAV endurance and also increasing spectral efficiency, a new modulation technique is considered: Spatial Modulation (SM). In SM, transmit antennas are activated in an alternating manner. The use of EW-SC-OFDM waveform combined to SM technique allows us to propose new modified structures which exploit exces bandwidth to improve antenna bit protection and thus enhancing system performances.

L’objectif de cette thèse est de réaliser un système de Contrôle Santé Intégré des structures aéronautiques (CSI ou SHM) autonome et à double-fonctionnalité. Ce système doit être en mesure d’assurer son autonomie énergétique tout en réalisant les tâches de détection et de localisation des endommagements. Latechnique retenue pour alimenter ce système est basée sur la récupération d’énergie vibratoire par transducteurs piézoélectriques SHM collés. Durant ces travaux, un modèle analytique complet de la chaîne de récupération d’énergie vibratoire a d’abord été créé. Ce modèle, validé par la Méthode des ÉlémentsFinis (MEF), permet d’améliorer le rendement du système en déterminant les dimensions, les locali-sations et le type de matériau piézoélectrique idéals des transducteurs. Ce modèle a ensuite été étendu à une configuration plus représentative des conditions de vibrations d’une structure en vol. Une bonne corrélation entre les résultats provenant du modèle prédictif et les essais sur un banc de mesures a étémise en évidence. Une puissance de 1.67mW a été récupérée et la capacité large bande des transducteurs a été vérifiée. L’application de la récupération d’énergie au contrôle de structures composites en cours d’assemblage sur les lignes de production a également été étudiée. Dans ce cas, un transducteur stratégiquement localisé et alimenté par une source de tension disponible génère des ondes de Lambdans la structure afin de pallier l’absence de vibrations naturelles. Un réseau de transducteurs secondaires disséminés sur cette structure récupère et convertit cette énergie vibratoire en énergie électrique. Une puissance de 7.36 mW a été récoltée et ce système a été en mesure de détecter une chute d’outil sur le composite et d’éclairer de façon autonome une diode électroluminescente (DEL) simulant ici la consommation de la transmission sans fil de l’information. / The aim of this thesis is to develop a self-powered Structural Health Monitoring (SHM) system for aeronautical applications. This system has to be fully autonomous and has to be able to carry out SHM tasks such as damage detection and location. The energetic autonomy of the system is provided by a vibrational energy harvesting technology using bonded SHM piezoelectric transducers. In this document,an analytical model of the energy harvesting process has been proposed. This model, validated by the Finite Element Method (FEM), allows the optimization of the energy harvesting system by determining the ideal type of transducers as well as their optimal dimensions and locations. Then, this model has been applied to a configuration aiming to be more representative of the in-flight vibrations experienced by a structure. Good agreement has been found between the analytical simulation and the experimental measurements. A power of 1.67mW has been harvested and the wideband capability of the transducers has been verified. Afterwards, the possibility of using the vibrational energy harvesting technology to control composite structures on assembly line has been investigated. For this case study, a transducer strategically located nearby an available power supply generates Lamb waves throughout the structure to tackle the absence of natural vibration. The remaining sensors, spread all over the structure, convertthe mechanical vibrations into electrical power. Using this technology, a power of 7.36mW has been harvested. Finally, this SHM system has also been able to detect a tool drop on the composite structure and to light simultaneously and autonomously a light-emitting diode (LED) simulating the consumption required to transmit the information wirelessly.