Dans le cadre de la conception de turbo-machines aéronautiques, l'amélioration du rendement est assurée, entre autres, par la diminution du jeu fonctionnel entre les parties tournantes et statiques, telles que les roues aubagées et le carter qui les entoure. Cette stratégie a des conséquences sur le comportement vibratoire des turbo-machines en favorisant l'apparition de contacts structuraux entre les sommets d'aubes et le carter, par exemple. Lorsque plusieurs points de contact co-existent, des phénomènes d'interaction modale peuvent apparaître. La simulation de ces phénomènes, potentiellement dangereux, dans un cadre indutriel est au cœur de notre étude. Du fait de la dimension du problème à traiter, des méthodes de réduction modale sont utilisées : une méthode à interfaces fixes, la méthode de Craig-Bampton, et une méthode à interfaces libres, la méthode de Craig-Martinez. L'étude porte notamment sur la performance de ces méthodes de réduction lorsqu'elles sont associées à une non linéarité de type contact. Le phénomène d'interaction modale est tout d'abord étudié sur des modèles 2D simplifiés avec l'analyse de la sensibilité des régimes d'interaction à la taille des modèles réduits, puis sur les modèles 3D industriels pour lesquels la solution vraie n'est pas accessible. La gestion du contact dans le 3D fait appel aux B-splines bicubiques surfaciques afin d'assurer de meilleures propriétés à la surface de contact et de faciliter la résolution numérique. Les résultats obtenus à l'aide des deux méthodes de réduction modale sont comparés et permettent de déterminer la méthode la plus appropriée pour l'industrialisation du code présentée en annexe de ce mémoire.

Ce travail porte sur la mise en oeuvre en 3d de la méthode des éléments naturels contrainte CNEM en vue de son utilisation pour la simulation du cisaillage à grande vitesse. La CNEM est une approche à mi-chemin des approches sans maillage et des éléments finis. La construction de son interpolation utilise le diagramme de Voronoï contraint (dual du maillage de Delaunay contraint) associé à un nuage de noeud réparti sur le domaine étudié muni d'une description de sa frontière. La mise en oeuvre de la CNEM comporte trois aspects principaux : i) la construction du diagramme de Voronoï contraint, ii) le calcul des fonctions de forme éléments naturels Sibson, iii) la discrétisation d'une formulation variationnelle générique par utilisation de l'intégration nodale stabilisée conforme, SCNI, introduite par Chen et Al en 2001. Une partie importante de ce travail concerne les deux derniers points. Pour le calcul des fonctions de formes Sibson 3d cinq algorithmes sont présentés, dont deux développés au cours de la thèse, et sont comparés en terme de performance. Par ailleurs, une discrétisation est proposée pour être applicable au cas des domaines fortement non convexes. La mise en oeuvre proposée est validée sur des exemples en élasticité linéaire 3d en petites perturbations (vis à vis de solutions analytiques et de résultats éléments finis) puis en grandes transformations (test de la barre de Taylor). L'application de la CNEM au cisaillage grande vitesse est finalement abordée. Les développements effectués ont été intégrés à la plateforme logicielle Nessy. Cette plateforme a pour objectif la capitalisation du savoir faire du LMSP en simulation numérique.

Les matériaux composites stratifiés sont de plus en plus utilisés dans l'aéronautique, mais ils peuvent être sujets à large délaminage si soumis à impact. La nécessité d'effectuer des simulations numériques pour prédire l'endommagement devient essentielle pour l'ingénieur. Dans ce contexte, l'utilisation d'une modélisation fine semble préférable. En revanche, le coût de calcul associé serait prohibitif pour larges structures. Le but de ce travail consiste à réduire ce coût de calcul, en couplant le modèle fin, restreint à la zone active de délaminage, avec un modèle grossier appliqué au reste de la structure. En raison du comportement transitoire des problèmes d'impact, l'adaptabilité dynamique des modèles pour suivre les phénomènes évolutifs représente un point crucial de la stratégie de couplage. Des méthodes avancées sont utilisées pour coupler différents modèles. Par exemple, la méthode de Décomposition de Domaines, appliquée à l'adaptabilité dynamique, doit être combinée avec une stratégie de remaillage, considérée comme intrusive pour la mise en œuvre d'un logiciel pour Analyse à Eléments Finis. Dans ce travail, les bases d'une approche faiblement intrusive, la méthode de Substitution, sont présentés dans le domaine de la dynamique explicite. Il s'agît d'une formulation globale-locale, conçue pour appliquer un modèle grossier sur tout le domaine pour obtenir une réponse globale: ce pré-calcul est ensuite corrigé itérativement par l'application du modèle raffiné appliqué seulement où nécessaire. La vérification de la méthode de Substitution en comparaison avec la méthode de Décomposition de Domaines est présentée.

Les stratifiés composites sont de plus en plus utilisés dans les pièces de structures des aéronefs ce qui fait émerger de nouvelles problématiques comme celle des Impacts de Faible Energie (IFE). En effet, bien qu’ils possèdent des propriétés rapportées à leur masse très intéressantes ces matériaux peuvent être vulnérables aux petits chocs. Or, compte tenu des nombreux paramètres influents lors d’un tel impact (énergie, vitesse, stratification...), les essais actuellement majoritairement privilégiés à l’échelle industrielle sont long et coûteux. Ainsi, l’apport de la simulation numérique pourrait être d’une grande aide pour les constructeurs. La pratique du « virtual testing », en particulier, permettrait d’aller dans cette direction ce qui aurait pour effet de rationaliser les campagnes d’essais et les coûts financier qui en découlent. Cependant, elle peine à être mise en place ici car le temps CPU nécessaire pour la simulation fine des ndommagements induits par les IFE est trop important avec les méthodes actuelles. Partant de ce constat, ce travail a consisté à tirer avantageusement partie de la localisation spatiale et temporelle des délaminages, fissurations matricielles et ruptures de fibres qui peuvent apparaître pendant l’impact pour diminuer le coût de calcul. Ainsi une méthode multiéchelle en espace et en temps a été mise en place. Elle consiste à découper la structure impactée en deux zones. L’une est située autour du point d’impact, elle contient l’ensemble des non-régularités du problème (contact, loi adoucissante, modèle de zone cohésive). Elle est traitée avec le code de dynamique explicite Europlexus. L’autre correspond à la partie complémentaire. Le problème mécanique y est beaucoup plus régulier et il est traité avec le code de dynamique implicite Zset/Zébulon. Un couplage peu intrusif basé sur la méthode GC est donc réalisé entre ces deux codes. Il permet d’utiliser une modélisation adaptée dans chacune des deux régions ce qui permet en particulier d’utiliser des pas de temps différents. Un rapport supérieur à 1000 peut ainsi être obtenu entre celui du code explicite fixé par la condition de stabilité et celui utilisé dans la partie complémentaire. Un gain de temps CPU significatif confirmé par la simulation d’un impact réalisé sur un panneau composite raidi est ainsi obtenu. Il est également montré que la répartition implicite/explicite peut évoluer au cours du calcul. Pour cela un mécanisme de bascule a été mis en place. Il permet ainsi de faire transiter la résolution d’une partie de la structure initialement traitée dans le code Zebulon dans Europlexus. Un gain de temps supplémentaire est alors obtenu grâce à cette méthode sur le même cas d’application. / The composite laminates are increasingly used in aircraft structural parts which lead to new issues such as the Low Energy Impacts (LEI). Indeed, although they have well mechanical properties relative to their mass, small shocks may be very harmfull for laminates. Controlling such situations is essential for manufacturers that why lot of testing campaigns are currently performed. Yet, they are time consuming and expensive considering the many influential parameters (energy, speed, layup...). Numerical simulations of this phenomenon by practicing the so called “virtual testing” process could be really helpfull to rationalize testing campaigns in order to save money. Yet, this practice remain currently hard to do at the industrial scale due to the excessive CPU time required for fine simulation of damages induced by the LEI. Based on this observation, this work has consisted in taking advantage of the spatial and temporal location of delamination, matrix cracking and fiber breakage that can occur during impact in order to reduce the computational cost. Thus, a space and time multiscale method has been put in place. The impacted structure is split into two areas. One is located around the impacted point, it contains all the non-regularities of the problem (contact, softening law, cohesive zone model). This domain is treated with the explicit dynamics code Europlexus. The other one corresponds to the complementary part. The mechanical problem is much more regular and it is treated with the implicit dynamics code Zset / Zebulon. A low intrusive coupling based on the GC method is carried out between these two codes. It allows to use an adapted model in both regions different time step are in particular used. A time step ratio upper to 1000 can be reach between the one of the explicit code set by the stability condition and the one used in the complementary part. As a results, significant CPU time is saved. This is confirmed by the simulation of a stiffened composite panel impacted. It is also shown that the implicit / explicit allocation can change over the calculation. To do that, a switch mechanism has been established. It thus makes it possible to transit the resolution of a portion of the structure initially solved in the code Zebulon to Europlexus. As a results, further gain is obtained.