Dans le domaine des réseaux satellitaires, l'apparition de terminaux interactifs à bas-prix nécessite le développement et la mise en œuvre de protocoles d'accès multiple capables de supporter différents profils d'utilisateurs. En particulier, l'Agence Spatiale Européenne (ESA) et le centre d'étude spatial allemand (DLR) ont récemment proposé des protocoles d'accès aléatoires basés sur le codage réseau couche physique et l'élimination itérative des interférences pour résoudre en partie le problème de collisions sur une voie de retour du type Slotted ALOHA. C'est dans ce contexte que s'inscrit cette thèse qui vise à fournir une amélioration dans des méthodes d'accès aléatoires existantes. Nous introduisons Multi-Slot Coded Aloha (MuSCA) comme une nouvelle généralisation of CRDSA. Au lieu de transmettre des copies du même paquet, l'émetteur envoie plusieurs parties d'un mot de code d'un code correcteur d'erreurs ; chaque partie étant précédée d'un entête permettant de localiser les autres parties du mot de code. Au niveau du récepteur, toutes les parties envoyées par le même utilisateur, y compris celles qui sont interférées par d'autres signaux, participent au décodage. Le signal décodé est ensuite soustrait du signal total. Ainsi, l'interférence globale est réduite et les signaux restant ont plus de chances d'être décodés. Plusieurs méthodes d'analyse de performance basées sur des concepts théoriques (calcul de capacité, évolution des densités) et sur des simulations sont proposées. Les résultats obtenus montrent un gain très significatif de débit global comparé aux méthodes d'accès existantes. Ce gain peut encore être augmenté en variant le taux de découpe des mots de code. En modifiant certains de ces concepts, nous proposons également une application du codage réseau couche physique basée sur la superposition de modulations pour l'accès déterministe à la voie retour des communications par satellite. Une amélioration du débit est aussi obtenue par rapport à des stratégies plus classiques de multiplexage temporal.

Cette thèse développe une méthode de faisceau non convexe pour la minimisation de fonctions localement lipschitziennes lower C1 puis l’applique à des problèmes de synthèse de lois de commande structurées issus de l’industrie aéronautique. Ici loi de commande structurée fait référence à une architecture de contrôle, qui se compose d’éléments comme les PIDs, combinés avec des filtres variés, et comprenant beaucoup moins de paramètres de réglage qu’un contrôleur d’ordre plein. Ce type de problème peut se formuler dans le cadre théorique et général de la programmation non convexe et non lisse. Parmi les techniques numériques efficaces pour résoudre ces problèmes non lisses, nous avons dans ce travail, opté pour les méthodes de faisceau, convenablement étendues au cas non convexe. Celles-ci utilisent un oracle qui, en chaque itéré x, retourne la valeur de la fonction et un sous-gradient de Clarke arbitraire. Afin de générer un pas de descente satisfaisant à partir de l’itéré sérieux courant, ces techniques stockent et accumulent de l’information, dans ce que l’on appelle le faisceau, obtenu à partir d’évaluations successives de l’oracle à chaque pas d’essai insatisfaisant. Dans cette thèse, on propose de construire le faisceau en décalant vers le bas une tangente de l’objectif en un pas d’essai ne constituant pas un pas de descente satisfaisant. Le décalage est indispensable dans le cas non convexe pour préserver la consistance, on dit encore l’exactitude, du modèle vis à vis de l’objectif. L’algorithme développé est validé sur un problème de synthèse conjointe du pilote automatique et de la loi des commandes de vol d’un avion civil en un point de vol donné et sur un problème de synthèse de loi de commande par séquencement de gain pour le contrôle longitudinal dans une enveloppe de vol.

Lorsqu’un avion atterrit, la force principale nécessaire pour arrêter l’avion est obtenue par le freinage. Par une réduction de la vitesse de rotation des roues, les freins provoquent une vitesse de glissement entre les pneus et la piste. C’est cette différence de vitesse qui génère la force de freinage capable de stopper l’avion. La modélisation de cette force est essentielle pour l’estimation de la longueur de piste à l’atterrissage. Les modèles classiques utilisés par les avionneurs sont assez simplistes et dérivent expérimentalement des modèles de frictions les plus simples. De sorte que ces modèles sont dans l’incapacité d’estimer l’influence de paramètres clefs influençant la force de freinage. Il s’agit, en particulier de la pression des pneus, de la nature de la gomme, de la température ambiante et de celle de la gomme, de l’état de la piste, de sa texture, etc. L’objectif de la thèse a été de développer un modèle de contact pneu-piste capable d’estimer la force de freinage. C’est le « Brush Model » qui a servi de base à cette modélisation. En phase de freinage la zone de contact est constituée d’une première zone de déformation de la gomme qui crée une force résistante en suivant la loi de Hooke, puis d’une seconde zone de glissement dont la force de résistance suit la loi de Coulomb. Ce modèle a été amélioré grâce aux résultats de la mécanique des structures pour la loi de Hooke et grâce aux résultats de la tribologie pour la loi de Coulomb. Ces deux modélisations faisant appel aux données issues de la science des matériaux. L’ensemble de ces modélisations a été enrichi par une coopération avec plusieurs centres de recherches ayant fourni de nombreux résultats expérimentaux. Le modèle obtenu a ensuite été confronté avec des résultats d’essais en vol obtenus avec « Airbus Operations S.A.S ». La thèse a validé le prétraitement des données d’essais ainsi que le processus d’identification qui a permis de montrer l’accord du modèle avec les résultats expérimentaux obtenus lors des essais en vol. Cette modélisation donne des résultats très encourageants, elle permet une compréhension beaucoup plus approfondie des effets de l’environnement sur les forces de freinage. De sorte que cette thèse a permis d’améliorer très sensiblement la compréhension fondamentale des phénomènes en jeu lors du freinage, au contact entre le pneu et la piste. Chez Airbus, les résultats obtenus vont servir de base pour les travaux à venir sur ce thème.

La première année de thèse a permis de mettre en avant deux aspects concernant la problématique de gestion de l’énergie, à savoir le contrôle court terme et le contrôle long terme de l’énergie respectivement. La première problématique a été étudiée pendant la deuxième année de thèse et a débouché sur la proposition d’une architecture de contrôle multi-actionneurs utilisant les moteurs et les aérofreins dans l’objectif d’augmenter l’autorité de contrôle de l’énergie de l’avion. La seconde problématique a été étudiée pendant la troisième année et a débuté par une étude préliminaire reposant sur le calcul d’une séquence optimale de commandes des becs/volets et train d’atterrissage permettant d’amener l’avion à un certain niveau d’énergie en approche tout en minimisant l’utilisation des moteurs et des aérofreins. Par la suite, l’étude a été étendue afin de prendre en compte la régulation des moteurs, l’utilisation des aérofreins et la modification de la trajectoire verticale. Finalement, une solution basée sur un calcul d’optimisation a été développée puis intégrée au sein d’un simulateur de bureau temps-réel, testée avec une interface homme machine adéquat et pour finir présentée à des pilotes d’essais pour validation.

SpaceWire est un standard de réseau embarqué promu par l'Agence Spatiale Européenne qui envisage de l'utiliser comme réseau bord unique dans ses futures satellites. SpaceWire utilise un mécanisme de routage Wormhole pour réduire la consommation mémoire des routeurs et les coûts associés. Cependant, le routage Wormhole peut engendrer des blocages en cascade dans les routeurs et, par conséquent, d'importantes variations des délais de livraison des paquets.Comme le réseau doit être partagé par des flux critiques et non-critiques, les concepteurs réseau ont besoin d'un outil leur permettant de vérifier le respect des contraintes temporelles des messages critiques. Pour réaliser cet outil, nous avons choisi comme métrique une borne supérieure sur le délai pire-cas de bout en bout d'un paquet traversant un réseau SpaceWire. Au cours de la thèse, nous avons proposé trois méthodes permettant de calculer cette borne. Les trois méthodes utilisent des hypothèses différentes et ont chacune des avantages et des inconvénients. D'une part, les deux premières méthodes sont très générales et ne nécessitent pas d'hypothèses restrictives sur le trafic en entrée du réseau. D'autre part, la troisième méthode nécessite des hypothèses plus précises sur le trafic en entrée. Elle est donc moins générale mais donne la plupart du temps des bornes plus serrées que les deux autres méthodes. Dans cette thèse, nous avons appliqué ces différentes méthodes à une architecture de référence fournie par Thales Alenia Space afin d'en comparer les résultats. Nous avons également appliqué ces méthodes à des exemples plus simples afin de déterminer l'influence de différents paramètres sur les bornes fournies par nos méthodes.

Ce travail de thèse s'inscrit dans le projet plus global PRISE (Plate-forme de Recherche pour l'Ingénierie des Systèmes Embarqués) dont l'objectif principal est le développement d'une plateforme d'exécution pour les logiciels embarqués. De tels logiciels sont dits critiques et ils sont, par conséquent, soumis à des règles de conception spécifiques. Notamment, ces logiciels doivent répondre à des contraintes de temps réel et ainsi garantir des comportements temporels prédictifs afin de toujours donner des résultats justes avec le respect d'échéances temporelles. L'objectif de cette thèse est d'évaluer l'utilisation des techniques de la simulation distribuée (et particulièrement de la norme HLA) pour répondre aux besoins de simulation hybride et temps réel de la plate-forme. Afin de respecter ces contraintes et garantir la prédictibilité temporelle d'une simulation distribuée, il faut avoir une vision complète de l'ensemble du problème et notamment des différents niveaux d'actions : applicatif, intergiciel, logiciel, matériel et aussi formel pour la validation du comportement temporel. Cette thèse se base sur la RTI (Run Time Infrastructure, intergiciel HLA) de l'ONERA : le CERTI et propose une démarche méthodologique adaptée à ces différents niveaux d'actions. Des cas d'étude, notamment un simulateur du vol d'un avion, ont été spécifiés, implémentés et expérimentés sur la plate-forme PRISE.

L'hélicoptère est un moyen de transport et de secours en plein développement. Cependant, les coûts d'entretien et de maintenance de ces appareils freinent à l'heure actuelle son développement. Au-delà de la restriction des coûts de maintenance, la sécurité des passagers ou des secouristes à bord est en jeu. Dans ce contexte, cette thèse a pour objectif de développer une méthode de diagnostic de la chaine de transmission d'un hélicoptère. Il a été choisi de concentrer les travaux de cette thèse sur la Boite de Transmission Principale (BTP). En effet, ne présentant aucune redondance dans l'appareil et étant fréquemment une source d'accidents, elle représente le point faible de la transmission d'un hélicoptère. Pour développer cette méthode, une étude des méthodes de traitement des signaux vibratoires a été réalisée. Elle a mené au développement d'une approche à base de modèle cinématique et de filtres de Kalman pour le diagnostic de la BTP d'un hélicoptère. Un banc d'essai a été mis en place afin de tester expérimentalement cette approche.

Ce travail de thèse s’inscrit dans le domaine de l’optimisation de structures aéronautiques composites. On cherche à rendre possible le traitement de problèmes de dimensionnement de telles structures, telles que celles rencontrées dans l’industrie aéronautique. Ce type de problèmes présente deux aspects bloquants. En premier lieu, la taille des structures et le type de matériaux rendent le problème d’optimisation à la fois de très grande taille et de variables mixtes (continues, discrètes). D’autre part, le très grand nombre d’analyses de stabilité locale (flambage) nécessaires rend le problème d’optimisation très difficile à traiter en terme de coût de calculs. On cherche donc à résoudre le premier aspect au travers de schémas d’optimisation dits de décomposition qui permettent de décomposer le problème d’optimisation initial en une multitude de sous problèmes d’optimisations pouvant être résolus en parallèle et dont le couplage est résolu par un problème d’optimisation sur un ensemble de variables réduit. L’équivalence théorique entre les différents problèmes d’optimisation (en termes de minima locaux) est prouvée et on présente et développe un schéma adapté à la fois aux spécificités des composites et aux contraintes industrielles. Le second point est résolu de manière originale par le développement d’une stratégie d’approximation des contraintes de stabilité. Cette stratégie de mélanges d’experts se base sur des outils statistiques avancés et se révèle adaptée au comportement des composites. Les deux principales avancées de ce travail sont validées sur des cas test académiques et sur une structure aéronautique réaliste. Le fil directeur de ce travail est la mécanique des structures composites, néanmoins le caractère pluridisciplinaire du sujet nous a conduit à des incursions vers les domaines des statistiques (apprentissage), de l’analyse numérique (étude de l’équation aux dérivées partielles relative au flambage) et enfin de l’optimisation théorique.

Cette thèse entre dans le cadre du projet Hélimaintenance ; un project labellisé par le pôle de compétitivité Français Aérospace-Valley, qui vise à construire un centre dédié à la maintenance des hélicoptères civils qui soit capable de lancer des travaux en R&D dans le domaine. Notre travail consiste à prendre en considération les incertitudes dans la planification et l'ordonnancement de projets et résoudre les problèmes Rough Cut Capacity Planning, Resource Leveling Problem et Resource Constraint Project Scheduling Problem sous incertitudes. L'incertitude est modélisée avec l'approche _oue/possibiliste au lieu de l'approche stochastique ce qui est plus adéquat avec notre cas d'étude. Trois types de problèmes ont été définis dans cette étude à savoir le Fuzzy Rough Cut Capacity Problem (FRCCP), le Fuzzy Resource Leveling Problem (FRLP) et le Fuzzy Resource Constraint Project Scheduling Problem (RCPSP). Un Algorithme Génétique et un Algorithme "Parallel SGS" sont proposés pour résoudre respectivement le FRLP et le FRCPSP et un Recuit Simulé est proposé pour résoudre le problème FRCCP.

Ce travail s’intéresse à la compréhension du phénomène de résonance sol des hélicoptères à pales articulées et sur l’influence du vieillissement de certains éléments mécaniques sur ce phénomène. Un modèle dynamique simplifié d’un hélicoptère, composé de six degrés de liberté, non amorti, est considéré. Trois méthodes sont utilisées pour le traitement des équations dynamiques à coefficients périodiques : la Méthode de Floquet (FM), la Méthode des Echelles Multiples (MMS), ainsi qu’une procédure d’analyse de robustesse (μ-analyse). Elles mettent en évidence toutes les zones critiques et vérifient l’existence d’instabilités paramétriques. L’analyse de stabilité des rotors isotropes et anisotropes est réalisée. Les diagrammes de stabilité (obtenus avec FM) montrent la complexité de l’évolution de ces zones, ainsi que l’apparition de points de bifurcation à faible vitesse de rotation. L’étude de la réponse temporelle de l’hélicoptère est approfondie au travers d’un développement analytique grâce à la MMS. L’obtention des expressions analytiques rend cette méthode plus polyvalente et moins coûteuse en puissance de calcul par rapport à FM. Les analyses de robustesse montrent, en considérant des incertitudes dans les raideurs de trainée des quatre pales, que le pire cas correspond à une perturbation symétrique de toutes les pales. La validation des résultats théoriques pour plusieurs configurations de rotors est obtenue grâce à un nouveau dispositif expérimental.