A leurs débuts dans les années 50, les véhicules de décollage et d'atterrissage verticaux (VTOL) n’étaient pilotés que par les pilotes les plus expérimentés. Les avancées récentes sur les capteurs inertiels à faible coût, les systèmes embarqués intégrés, d'autre part, renforcent les systèmes d'augmentation de la stabilité (SAS) pour atténuer les modes dynamiques instables et permettre un vol par un utilisateur faiblement expérimenté puis de façon totalement autonome. Cependant, presque toutes les techniques de conception du pilote automatique reposent sur des descriptions mathématiques précises d'architectures nouvelles et donc inconnues. La présente thèse établit un cadre unifié, à savoir la Phi-théorie, pour évaluer les qualités de manipulation des véhicules hybrides et, en outre, concevoir des lois de contrôle stabilisatrices appropriées. Cette étude a consisté à établir un modèle traçable pour les véhicules tail-sitters en vue de la conception du contrôle et de l'analyse de la dynamique qualitative. La Phi-théorie proposée ne donne pas seulement un modèle avantageusement numérique, mais élargit également notre compréhension des véhicules tail-sitters. En contraste étroit avec la littérature existante, le modèle proposé est globalement non singulier, de type polynomial et contourne l'utilisation d'angles aérodynamiques d'attaque et de glissement latéral (free-stream et propwash induits). Même si mathématiquement élégant, un modèle mathématique ne présente un intérêt que s'il est conforme à la réalité. Cette thèse montre que c'est le cas au moyen de données issues d’une campagne de soufflerie ainsi que grâce à des essais en vol.

Cette thèse porte sur la caractérisation expérimentale et la simulation numérique d’une configuration de jet rond en impact peu rencontrée dans la littérature : un jet chauffé issu d’une conduite pleinement développée à un haut nombre de Reynolds (ReD = 60 000) impacte normalement une paroi située à trois diamètres en aval. Le premier volet de ce travail est dédié à la génération d’une base de donnée expérimentale à l’aide de plusieurs moyens de mesure, avec pour objectif de caractériser à la fois la dynamique et la thermique de l’écoulement. Les techniques complémentaires de vélocimétrie laser à franges (LDV) et vélocimétrie par image de particules (S-PIV) ont été mises à profit pour la caractérisation du champ de vitesse et du tenseur de Reynolds tandis que les champs de température moyenne et fluctuante ont été mesurés à l’aide d’un fil froid. Enfin, les échanges thermiques au niveau de la paroi ont été obtenus par la méthode inverse de thermographie en face arrière (ThEFA). En plus de fournir une base de donnée très complète nécessaire à la validation des simulations numériques, ces mesures ont également permis de mettre en évidence l’organisation à grande échelle de l’écoulement, avec la présence de grandes structures tourbillonnaires dont la fréquence de passage correspond au mode colonne du jet libre et qui s’approchent de la paroi d’impact aux alentours du second maximum observé dans la distribution des échanges pariétaux. Le second volet concerne les simulations numériques visant à reproduire la configuration expérimentale. Deux approches ont été évaluées : l’approche RANS pour quantifier la pertinence des modèles utilisés par les industriels et l’approche LES, plus coûteuse, mais donnant accès aux propriétés instationnaires et tridimensionnelles de l’écoulement. Les simulations RANS ont montré que les modèles reconnus comme les plus performants pour ce type de configuration sont incapables de prévoir correctement le niveau des échanges pariétaux. Ils sont, en revanche, bien reproduits par la simulation LES. Les données obtenues ont été mises à profit pour mieux comprendre les mécanismes liés à l’apparition du second maximum. Cette analyse a mis en avant le rôle des « points chauds ». Seuls certains d’entre eux ont pu être reliés à la présence de régions « décollées » tandis que la majorité est associée à des structures allongées dans la direction de l’écoulement.

La certification des aéronefs au crash ou à l’atterrissage dur nécessite de concevoir et dimensionner des structures légères vérifiant les exigences d’absorption d’énergie. Le critère de performance est l’énergie d’absorption spécifique (Specific Energy Absorption, SEA). Nos travaux expérimentaux et numériques visent une meilleure compréhension de la contribution favorable ou défavorable des modes de ruine à la stabilité et à l’amplitude de l’énergie consommée. Le travail expérimental, réalisé sur des échantillons plaques stratifiées en T700/M21 faible grammage et interlock 55% ou 100%, compare les niveaux et les évolutions des forces d’écrasement avec l’apparition et le maintien des modes de ruine majeurs que sont l’évasement, les fragmentations en coeur de plis et localisée en bout de pli. L’observation et la mesure des processus dynamiques de fragmentation représentent un verrou contourné ici par une analyse point à point de la synchronisation entre les films des essais et les courbes force-déplacement, et par l’observation post-mortem des échantillons, des débris et des fragments. Les plaques ont une performance à l’écrasement sensible à l’épaisseur des plis et aux vitesses de déformation. Pour les interlocks, c’est le sens de tissage qui a le plus d’effet sur l’amplitude et la stabilité de la SEA, et génère un évasement global plus instable. La simulation numérique dynamique transitoire non-linéaire est utilisée comme outil complémentaire de mesure et d’analyse des essais sur plaques T700/M21 [0°/90°]. La morphologie d’écrasement est bien reproduite. L’analyse des processus de ruine à l’échelle du pli fait apparaître l’interaction entre la résistance mécanique en compression transverse du matériau (Yc) et la résistance à la déchirure en cisaillement de la structure (GIIc), et l’articulation et/ou la compétition entre évasement et fragmentation en coeur de pli qui en découlent. La mesure de la contribution des trois modes de ruine dans l’énergie consommée effectuée au travers de l’évolution des seuils de ruine permet de suivre l’évolution correspondante de l’effort d’écrasement. Une étude a été menée sur la robustesse du modèle, et permet d’évaluer plus généralement la sensibilité en amplitude et en stabilité de la SEA aux propriétés de résistance mécanique identifiées comme influentes.

La prochaine génération d’avions civil sera probablement une révolution en terme de configuration d’avion, différant largement de l’architecture désormais classique “fuselage- ailes - moteurs sous voilure”.Du point de vue des qualités de vol, la tendance actuelle est d’évoluer vers des avions de moins en moins stables, à la fois en longitudinal et latéral. Il est dès lors probable que les futurs avions ne seront pas directement contrôlables par un humain sans l’apport de lois de commande stabilisantes. Il devient alors nécessaire de considérer l’apport des systèmes de commandes de vol très tôt dans la conception de l’avion, notamment pour le dimensionnement des empennages, gouvernes et actionneurs, contrairement au processus actuel qui ne prend principalement en compte que des critères “boucle ouverte” d’équilibre en phase de conception préliminaire. Plutôt qu’un processus itératif de dimensionnement puis synthèse de lois de commande, nous proposons d’optimiser simultanément les tailles de gouvernes, actionneurs et commandes de vol en tenant compte des instabilités longitudinales et latérales, ainsi que des contraintes industrielles sur la structure de correcteurs, sur un cas d’application de type aile volante. Ce processus de “co-design” permet de dimensionner des paramètres physiques de l’avion en tenant compte des apports d’une boucle de retour pour contrer des perturbations externes telles que de la turbulence atmosphérique, permettant un avion plus sûr et optimal.

La transition laminaire-turbulent au sein de la couche limite qui se développe sur les parois des aéronefs augmente fortement la traînée de frottement. Ainsi, afin de répondre à une problématique à la fois environnementale et économique, une piste envisagée pour réduire la consommation en carburant des aéronefs du futur est de diminuer la trainée en reculant cette transition le plus en aval possible. Dans ce cadre, l’objectif de cette thèse est de caractériser expérimentalement et numériquement l’effet d’actionneurs à plasma de type Décharge à Barrière Diélectrique sur la transition. Alimentés par une haute tension alternative, ces actionneurs actifs produisent une force volumique pulsée qui permet, sous certaines conditions, de modifier les profils de vitesse moyenne dans la couche limite et de reculer la transition. Sous d’autres conditions, le caractère instationnaire de cette force volumique peut entrainer une amplification des instabilités modales naturellement présentes dans la couche limite (ondes de Tollmien-Schlichting) et ainsi conduire à une transition prématurée. Une première expérience a permis de mettre en évidence cette compétition entre l’effet moyen stabilisant et l’effet instationnaire déstabilisant en mesurant respectivement un recul et une avancée de la transition. Parallèlement à ces activités expérimentales, une étude numérique, basée sur des analyses de stabilité linéaire, a montré que l’effet moyen de la force volumique permettait d’atténuer une large gamme de fréquences d’ondes TS dans la couche limite et d’expliquer le recul de transition observé expérimentalement. En se concentrant sur l’effet moyen, une seconde expérience a permis d’étudier l’influence de la position de l’actionneur ainsi que l’effet cumulatif de plusieurs actionneurs sur le recul de transition.

Dans la plupart des problèmes de synthèse, la loi de commande obtenue doit répondre simultanément à des critères réquentiels et temporels en vue de satisfaire un cahier des charges précis. Les derniers développements des techniques de synthèse Hinf de contrôleurs structurés permettent d'obtenir des lois de commande satisfaisant des critères fréquentiels multiples. En revanche, la synthèse de loi de commande satisfaisant une contrainte temporelle sur une sortie ou un état du système est plus complexe. Dans ce travail de thèse, la technique OIST est considérée pour ce type de contraintes. Elle consiste à saturer la sortie du contrôleur dès que la contrainte n'est plus vérifiée afin de restreindre l'ensemble des sorties admissibles. Initialement formulée pour les systèmes linéaires connus dont l'état est mesuré, la technique OIST peut être généralisée pour permettre de considérer des systèmes incertains. C'est l'extension OISTeR qui est proposée dans ce travail. Elle utilise les données d'un observateur par intervalles pour borner de manière garantie le vecteur d'état. La théorie des observateurs par intervalles a récemment fait l'objet de nombreux travaux. La méthode la plus rapide pour obtenir un observateur par intervalles d'un système donné est de considérer un système intermédiaire coopératif dans de nouvelles coordonnées. Une nouvelle technique de détermination de ces nouvelles coordonnées, intitulée SCorplO, est proposée dans ce mémoire. L'ensemble des techniques présentées est appliqué au contrôle d'un lanceur flexible durant son vol atmosphérique, en présence de rafales de vent et sous contrainte temporelle sur l'angle d'incidence.

L’optimisation des communications par satellite devient un enjeu crucial pour fournir un accès Internet aux zones blanches et/ou défavorisées et pour supporter des réseaux à grande échelle. Dans ce contexte, l’utilisation des techniques d’accès aléatoires sur le lien retour permet d’améliorer les performances de ces systèmes. Cependant, les techniques d’accès aléatoire classiques comme ‘Aloha’ et ‘Slotted Aloha’ ne sont pas optimales pour la transmission de données sur le lien retour. En effet, ces techniques présentent un taux élevé de pertes de paquets suite aux collisions. Par conséquent, des études récentes ont proposé de nouvelles méthodes d’accès aléatoire pour résoudre les collisions entre les paquets et ainsi, améliorer les performances. En particulier, ces méthodes se basent sur la redondance de l’information et l’annulation successive des interférences. Dans ces systèmes, l’estimation de canal sur le lien retour est un problème difficile en raison du haut niveau de collisions de paquets. Dans une première contribution dans cette thèse, nous décrivons une technique améliorée d’estimation de canal pour les paquets en collision. Par ailleurs, nous analysons l’impact des erreurs résiduelles d’estimation de canal sur la performance des annulations successives des interférences. Même si les résultats obtenus sont encore légèrement inférieurs au cas de connaissance parfaite du canal, on observe une amélioration significative des performances par rapport aux algorithmes d’estimation de canal existants. Une autre contribution de cette thèse présente une méthode appelée ‘Multi-Replica Decoding using Correlation based Localisation’ (MARSALA). Celle-ci est une nouvelle technique de décodage pour la méthode d’accès aléatoire synchrone ‘Contention Résolution diversité Slotted Aloha’ (CRDSA), qui est basée sur les principe de réplication de paquets et d’annulation successive des interférences. Comparée aux méthodes d’accès aléatoire traditionnelles, CRDSA permet d’améliorer considérablement les performances. Toutefois, le débit offert par CRDSA peut être limité à cause des fortes collisions de paquets. L’utilisation deMARSALA par le récepteur permet d’améliorer les résultats en appliquant des techniques de corrélation temporelles pour localiser et combiner les répliques d’un paquet donné. Cette procédure aboutit à des gains en termes de débit et de taux d’erreurs paquets. Néanmoins, le gain offert parMARSALA est fortement dépendant de la synchronisation en temps et en phase des répliques d’un même paquet. Dans cette thèse, nous détaillons le fonctionnement deMARSALA afin de corriger la désynchronisation en temps et en phase entre les répliques. De plus, nous évaluons l’impact de la combinaison imparfaite des répliques sur les performances, en fournissant un modèle analytique ainsi que des résultats de simulation. En outre, plusieurs schémas d’optimisation de MARSALA sont proposés tels que le principe du ‘MaximumRatio Combining’, ou la transmission des paquets à des puissances différentes. Utilisées conjointement, ces différentes propositions permettent d’obtenir une amélioration très significative des performances. Enfin, nous montrons qu’en choisissant la configuration optimale pour MARSALA, le gain de performance est considérablement amélioré.

La sensibilité des structures composites à la présence d'endommagements importants en zones singulières (trou, pointe d'entaille.. impose d'évaluer leur tolérance aux dommages. Dans un premier temps, un dialogue essai-calcul pour des sollicitations uniaxiales de traction simple sur composite stratifiés lisses, troués (plusieurs diamètres) et entaillés est mis en place. En utilisant différentes méthodes de suivi expérimental insitu (corrélation d'images, thermographie infrarouge) et post-mortem (micro-tomographie aux rayons-X), les scénarios de ruptures sont identifiés et comparés à ceux déterminés par simulation numérique « Discrete Ply Model ». Le modèle numérique est démontré valide pour simuler les cas étudiés (traction uniaxiale). Les influences de plusieurs paramètres du modèle sont étudiées dont la taille de maille et la présence de fissures discrètes. Dans un second temps, une étude expérimentale des stratifiés entaillés soumis à des sollicitations combinées à l'échelle supérieure (détail structural) est menée à l'aide du montage VERTEX conçu spécifiquement pour ces travaux. La modélisation de ce type d'essai est amorcée sur une plaque en aluminium pour valider la méthodologie de transfert de conditions limites obtenues par corrélation d'images. Cette stratégie est ensuite appliquée à un des drapages composite étudiés pour modéliser plusieurs types de sollicitations pour valider le « Discrete Ply Model » sur des cas de charge supplémentaires.

Dans cette étude de thèse, le problème du co-design mécanique/contrôle d’attitude avec méthodes de la commande robuste structurée est considéré. Le problème est abordé en développant une technique pour la modélisation de systèmes flexibles multi-corps, appelé modèle Two-Input Two-Output Port (TITOP). En utilisant des modèles d’éléments finis comme données d’entrée, ce cadre général permet de déterminer, sous certaines hypothèses, un modèle linéaire d’un système de corps flexibles enchaînés. De plus, cette modélisation TITOP permet de considérer des variations paramétriques dans le système, une caractéristique nécessaire pour réaliser des études de co-design contrôle/structure. La technique de modélisation TITOP est aussi étendue pour la prise en compte des actionneurs piézoélectriques et des joints pivots qui peuvent apparaître dans les sous-structures. Différentes stratégies de contrôle des modes rigides et flexibles sont étudiées avec les modèles obtenus afin de trouver la meilleure architecture de contrôle pour la réjection des perturbations basse fréquence et l’amortissement des vibrations. En exploitant les propriétés d’outils de synthèse H1 structurée, la mise en oeuvre d’un schéma de co-design est expliquée, en considérant les spécifications du système (bande passante du système et amortissement des modes) sous forme de contraintes H1. L’étude d’un tel co-design contrôle d’attitude/mécanique d’un satellite flexible est illustré en utilisant toutes les techniques développées, optimisant simultanément une loi de contrôle optimisée et certains paramètres structuraux.

Les moteurs-fusées hybrides combinent les technologies des deux autres catégories de moteurs à propulsion chimique, et associent un combustible et un oxydant stockés respectivement sous phase solide et liquide. Cette architecture offre un certain nombre d’avantages, comme par exemple des coûts plus faibles et une architecture simplifiée par rapport à la propulsion bi-liquide; la possibilité de réaliser de multiples extinctions et ré-allumages et une bonne impulsion spécifique théorique par rapport à la propulsion solide, et enfin une sécurité de mise en œuvre accrue et un impact environnemental faible vis-à-vis de ces deux autres modes de propulsion. Comme toutes les chambres de combustion, celles des moteurs hybrides peuvent subir des oscillations de pression sous certaines conditions de fonctionnement. Ces instabilités se traduisent par des fluctuations de poussée qui peuvent dégrader la structure d’un lanceur ou d’un satellite. Des phénomènes divers peuvent être à l’origine des fluctuations de pression observées dans les moteurs hybrides. L’objectif de la thèse est de proposer une modélisation des instabilités d’origine hydrodynamique qui apparaissent dans les moteurs hybrides. Une exploitation nouvelle de la base de données disponible à l’ONERA a servi de support pour la modélisation, ainsi que des simulations numériques instationnaires 2D et 3D réalisées à l’aide du code CFD CEDRE. Les instabilités sont provoquées par la formation périodique de structures tourbillonnaires dans la chambre de combustion, qui génèrent des fluctuations de pression lors de leur passage dans le col de la tuyère. L’originalité du modèle, basé sur la théorie classique de génération tourbillonnaire dans une cavité, consiste à prendre en compte les variations géométriques de la chambre de combustion au cours des tirs. Ces variations ont un effet sur la vitesse de l’écoulement, sur la zone de recirculation dans la post-chambre, ainsi que sur les tourbillons eux-mêmes. Enfin, plusieurs nouveaux essais du moteur hybride HYCOM ont été effectués et confrontés au modèle développé dans le cadre de la thèse.