Les assemblages sont le point critique de toutes les industries de construction. Au-delà de permettre la construction de systèmes mécaniques complexes, il en assure la durée de vie, du fait qu’ils ont pour fonction d’assurer le transfert des efforts au sein des structures. Comparée à la technologie d’assemblage par boulonnage, l’assemblage par collage offre des performances mécaniques accrues tout en réduisant la masse embarquée nécessaire au transfert des efforts. Cette technologie intéresse donc particulièrement les industries aéronautiques, spatiales, ferroviaires ou automobiles, pour lesquelles le rapport résistance sur masse est un enjeu majeur. Le sujet consiste à développer des méthodologies permettant de réduire les temps de calcul tout en prenant en compte le comportement réel de l’adhésif pour une meilleure représentativité de la simulation du comportement mécanique sous sollicitation dynamique à l’échelle de la structure. Il est démontré dans la littérature que certains jeux d’hypothèses simplificatrices permettent une représentation précise du comportement mécanique des assemblages collés au travers d’un schéma de résolution analytique. Néanmoins, le champ d’application de ces approches analytiques est souvent trop restrictif. Des schémas de résolution semi-analytique doivent alors être employés pour résoudre le système d’équations différentielles issu des judicieuses hypothèses simplificatrices. A notre connaissance, la technique par macro-élément, développée depuis 15 ans à l’Institut Clément Ader, est une des deux approches semi-analytiques qui existent dans la littérature. Aujourd’hui, cette technique est applicable dans le cadre d’une cinématique de poutre et peut être utilisée pour des éprouvettes de caractérisation ou des assemblages chargés dans le plan. L’objectif de cette thèse est d’étendre la technique par macro-élément à une cinématique de plaque, impliquant alors un système d’équations aux dérivées partielles, afin de pouvoir simuler des assemblages de structures minces sous chargement statique et dynamique quelconque.

L’optimisation de forme aérodynamique est une méthode numérique éprouvée permettant d’ajuster automatiquement la forme externe d’un aéronef afin d’en améliorer la performance en vol. En croisière, cette méthodologie est principalement utilisée dans le but de réduire la traînée et permet alors de diminuer la consommation énergétique d’un avion et donc son impact environnemental. Traditionnellement, des modèles basse-fidélité sont utilisés pour les études amont alors que les modèles haute-fidélité, plus précis mais aussi plus coûteux, sont eux plutôt réservés à la phase de conception détaillée. Néanmoins, les nouveaux concepts d’aéronefs qui s’inscrivent dans une vision zéro émission, visant à réduire drastiquement l’impact environnemental du transport aérien, nécessitent des changements significatifs de technologies avion, notamment sur le plan propulsif. Le champ des possibles qui découle de ces évolutions technologiques motive, désormais, l’utilisation de modèles haute-fidélité dès les études de conception amont, de manière à garantir la précision des analyses et ainsi la capacité à capturer et à optimiser au mieux les aspects multidisciplinaires. Cependant, le recours à la haute-fidélité augmente significativement le coût numérique du processus et motive donc l’introduction de méthodes permettant de le réduire. Au niveau de l’optimisation de forme aérodynamique, l’un des aspects clés conditionnant la solution réside dans la définition du problème. En pratique, la performance d’un avion doit être robuste à un ensemble de conditions de vols découlant de différentes missions. Néanmoins, étant donné le fait que le coût numérique de l’approche croît linéairement avec le nombre de conditions de vols à calculer, les missions ne peuvent pas être directement simulées à l’aide de calculs haute-fidélité et ces calculs ne sont donc effectués que pour un sous-ensemble restreint de points de vol. De plus, chaque point de vol conduit à des charges aérodynamiques et des déformations structurales différentes dues au couplage aéro-élastique. Ce couplage doit alors être pris en compte dans les simulations haute-fidélité afin de prédire précisément la performance aérodynamique, ce qui accroît le coût de chaque analyse. Cette thèse vise à étudier et à éprouver une combinaison de trois méthodologies permettant à la fois de prendre en compte la souplesse de la structure dans le processus d’optimisation, tout en réduisant le coût numérique et le temps de restitution de ce dernier par le biais d’une approche d’optimisation multi-fidélité bénéficiant de modèles basse-fidélité. Afin de répondre au besoin de robustesse de la solution vis-à-vis d’un ensemble de missions, une méthodologie permettant de sélectionner un sous-ensemble représentatif de conditions de vols est également introduite. Étant donné le nombre important de variables de formes impliquées dans le processus d’optimisation, en pratique plus d’une centaine, l’optimisation est réalisée à l’aide d’algorithmes par gradients. Une approche par adjoint souple est ainsi considérée, afin de fournir les gradients aérodynamiques à un coût abordable, tout en prenant en compte la flexibilité de la structure pour chaque condition de vol. La stratégie d’optimisation multi-fidélité repose également sur des approches par gradient permettant alors de garantir la convergence du processus vers un optimum haute-fidélité du problème. La principale contribution du travail proposé repose sur la combinaison de différents aspects méthodologiques clés et leur application au modèle avion XRF-1, représentatif d’un cas réaliste, dans un environnement de simulation industriel.

Les micro drones à capacités de vol de transition, ou simplement HMAVs (de l’anglais Hybrid MicroAir Vehicles), regroupent les principales caractéristiques aérodynamiques des configurations à voilure fixe, en termes d’endurance, avec les capacités de décollage et d’atterrissage vertical des voilures tournantes afin d’effectuer cinq phases de vol au cours de ses missions, telles que le décollage vertical, le vol de transition, le vol en croisière, le vol stationnaire et l’atterrissage vertical. Cette nouvelle classe de micro drones a un domaine de vol plus large que les microdrones conventionnels, ce qui implique de nouveaux défis pour les automaticiens et les concepteurs aérodynamiques. L’un des principaux défis des HMAVs est la variation rapide des forces et des moments aérodynamiques pendant la phase de vol de transition, qui est difficile à modéliser et à contrôle avec précision. Dans cette thèse, nous nous concentrons sur le développement de lois de pilotage pour une classe spécifique des HMAVs, à savoir les tail-sitters.Afin de stabiliser la dynamique des tail-sitters et de surmonter leur problème de modélisation,nous proposons une architecture de contrôle de vol qui estime en temps réel leurs dynamiques grâce à un contrôleur à rétroaction intelligent. Le contrôleur de vol proposé est conçu pour stabiliser l’attitude du tail-sitter ainsi que sa vitesse, et sa position pendant toutes ses phases de vol. En utilisant des algorithmes de la commande sans modèle, l’architecture de contrôle de vol proposée contourne le besoin d’un modèle dynamique précis dont l’obtention est coûteuse et longue. Une série complète de simulations de vol couvrant l’ensemble du domaine de vol des tail-sitters est présentée et, pour chaque phase de vol, son analyse respective.Avant d’introduire des expériences de vol réel, nous évaluons les performances et les limites de l’architecture de commande sans modèle en simulation. Les essais en vol permettent de clarifier et de valider notre méthodologie de contrôle dans un contexte pratique, résolvant ainsi le principal problème des tail-sitters, à savoir la formulation d’équations dynamiques précises pour concevoir es lois de commande. En outre, à partir d’algorithmes mathématiques simples, la commande sans modèle est facilement implémentée sur microprocesseurs sans nécessiter de coûts de calcul élevés, tels que la fréquence de traitement et les ressources de mémoire. Les résultats obtenus fournissent un moyen simple de valider les principes méthodologiques présentés dans cette thèse,de certifier les paramètres obtenus lors de la conception de la commande sans modèle et d’établir une conclusion concernant ses avantages et ses inconvénients dans des contextes théoriques et pratiques liés aux systèmes aérospatiaux.

L'utilisation croissante des drones et leur intégration dans le trafic aérien nécessite de fournir un certain nombre de garanties de sûreté et de preuves de fonctionnement. La sécurité du vol est directement tributaire de la précision et de la fiabilité de la localisation qui est généralement obtenue par une fusion multi-capteurs, réalisée à l'aide d'un filtre estimateur. Ce travail de thèse s'intéresse au problème de la navigation tolérante aux défauts et aux pannes capteurs dans le cas de capteurs non redondés. L'objectif principal est de proposer des méthodes et des architectures d'estimations de l'attitude et de la position qui permettent de préserver la justesse de l'estimation, mais aussi d'améliorer sa consistance et son intégrité, même en cas de perturbations prolongées des capteurs. Un premier axe de travail concerne l'estimation et le rejet de biais multiples et fréquents sur un capteur de position, comme peut y être soumis un récepteur GNSS (multi-trajets), ou un capteur visuel (erreur de poursuite). Une architecture de détection et de correction de l'estimation de position a été développée pour cela et vient compléter les méthodes existantes basées sur le GLR. Un second axe de travail a été de proposer une architecture d'estimation de l'attitude qui soit robuste aux perturbations magnétiques et aux accélérations spécifiques. Elle comporte principalement trois briques: (1) Des modèles de performance permettent d'estimer les sorties capteurs nettoyées au mieux des perturbations; (2) Une étape de consolidation de mesures utilise des tests statistiques pour sélectionner les signaux à fusionner entre les mesures brutes ou nettoyées, ou simplement rejeter les signaux dans les cas où la consolidation échoue; (3) Un estimateur d'attitude basé sur un filtre de Kalman fusionne les mesures consolidées, avec des propriétés de découplage vis-à-vis des perturbations résiduelles, ainsi qu'un modèle de biais saturé. Les algorithmes d'estimation de position et attitude ont été validés en simulation et séparément lors de diverses campagnes d'essais expérimentales.

Les missions Apollo ont fait apparaître un problème jusqu’alors jugé secondaire : la très forte adhésion du régolithe (l’épaisse couche de poussière qui recouvre le sol) aux équipements scientifiques embarqués. Les prochaines missions seront opérée grâce à des robots. Il devient donc nécessaire d’anticiper et de maîtriser le problème qu’est l’adhésion du régolithe lunaire. La thèse a pour objectif d’étudier et caractériser les mécanismes physiques à l’œuvre.La première partie de la thèse a consisté à caractériser la première force d’adhésion, qui est celle de de Van der Waals. Cette force –intrinsèque à tout matériau– s’appliquant entre un grain et un substrat est théoriquement définie mais reste expérimentalement peu caractérisée. Un moteur externe a été dimensionné et adapté au caisson sous vide Dust RegOlith and Particles (DROP) afin de caractériser la force d’adhésion par utilisation de la force centrifuge, supposée identique en magnitude au moment du décollement d’une particule. ). Les résultats de cette première campagne d’essais ont montré que plusieurs facteurs jouaient un rôle important dans l’adhésion : la rugosité et la composition du substrat ainsi que la forme de la particule.Les forces électrostatiques sont les deuxièmes forces responsables de la contamination particulaire observée sur la Lune. Ces dernières résultent de l’interaction entre la poussière et l’environnement spatial et dépendent toutes de la charge électrostatique. Deux phénomènes participent à son établissement sur un grain de poussière : la collection de courant chargeant (vent solaire, photoémission) et le courant de fuite (conduction) à travers les surfaces environnantes. La deuxième partie de la thèse a ainsi porté sur la caractérisation de la charge du régolithe, elle aussi mal caractérisée. L’étude des courants collectés chargeants à l’échelle d’un empilement microscopique de poussière a d’abord été faite via des simulations réalisées avec le logiciel SPIS et a permis de mettre en évidence un phénomène de charge complexe. L’étude du courant de fuite à travers une couche de poussière a été effectuée grâce à deux techniques de mesures de la conductivité : la spectroscopie diélectrique dynamique (SDD) au CIRIMAT et une mesure de courant DC réalisée à l’ONERA. Parmi les différents échantillons étudiés (dont trois sets de billes de verre homogènes et calibrées), la caractérisation de l’écoulement des charges à travers différentes structures (couches, monocouches, …) a été effectuée.Ces deux études conjointes (collection des courants chargeants et caractérisation du courant de fuite) permettent de conclure quant au bilan de courant et donc de charge s’appliquant sur un grain. Par extension, les forces électrostatiques sont mieux caractérisées. Ce bilan, associé aux résultats obtenus par mesure centrifuge permettent de mieux connaître les forces s’exerçant sur un grain à la surface de la Lune et donc de justifier auprès des industriels des paramètres et des solutions limitant la contamination particulaire

Dans le contexte des avions plus électriques, le potentiel de récupération d'énergie de ventilateurs de refroidissement embarqués est étudié. Ces compresseurs conventionnels, utilisés uniquement au sol, fonctionnent en autorotation libre en vol. Dans cette dernière configuration, appliquer un couple donné sur l'arbre permet de récupérer de l'énergie électrique, le ventilateur fonctionne alors en autorotation chargée (mode turbine). Cependant, ces géométries conventionnelles obtiennent de faibles rendements turbine, causés par des incidences fortement négatives conduisant à des décollements massifs. Il est alors nécessaire de concevoir une machine axiale réversible capable de fonctionner de manière duale en mode compresseur et turbine, avec une performance élevée dans les deux cas. Ce nouveau concept permet de capitaliser l’équipement tout au long de la mission. Dans cette étude, l'adéquation de l'approche quatre-quadrants et du formalisme psi-phi à propos du mode dual de turbomachines est soulignée, au détriment des représentations classiques séparant les performances compresseur et turbine. Une analyse du fonctionnement du mode compresseur à l'autorotation chargée a permis de mettre en évidence les propriétés génériques des écoulements d'autorotation ainsi que ce qui fait la spécificité des machines duales. Les mécanismes de l’écoulement et les paramètres géométriques impactant la performance le long de la ligne de fonctionnement ont également été identifiés. Le concept de machine duale est validé grâce aux grands rendements obtenus en essais. Enfin, une géométrie optimisée est proposée et des recommandations liées au design de machines duales sont données.

L’objectif de ce travail est d’effectuer une campagne d’essais expérimentaux d’impact et de compression après impact sur chant de stratifiés composites afin d’établir les scénarios d’endommagements. Un dispositif d'essai au poids tombant a été utilisé afin de réaliser les impacts sur chant sur stratifiés avec différents drapages. Des coupes microscopiques, des radiographies aux rayons X et des analyses ultrasonores ont ensuite été effectuées afin de visualiser et de déterminer le scénario d’endommagement. Des essais de compression après impact ont également été réalisés. Les résultats des tests expérimentaux sont comparés avec un modèle numérique composé d'éléments d’interface pour décrire les fissures matricielles et d’éléments volumiques. Enfin, la prédiction numérique de la tenue résiduelle après impact permettra de diminuer les masses, d’éviter des essais coûteux, et donc de raccourcir la durée de développement.

Cette thèse s'intéresse à l'adaptation des lois de pilotage d'un avion de transport civil aux différentes incertitudes qui peuvent affecter sa dynamique. Le procédé de pilotage adaptatif est censé fonctionner en temps réel à bord de l'avion afin d'optimiser la performance boucle fermée en fonction des conditions dans lesquelles il évolue. Les incertitudes peuvent être liées à la méconnaissance des conditions de vol (par exemple la vitesse et l'altitude), à des non-linéarités aérodynamiques inconnues ou encore à la méconnaissance du pilote aux commandes. Les procédés adaptatifs qui répondent à ces problèmes se doivent d'être performants sur l'ensemble du domaine opérationnel de l'avion en présence de perturbations réalistes. D'autres contraintes spécifiques peuvent être ajoutées en fonction du contexte (par exemple des charges limites, la stabilité aéroélastique, etc.). Plusieurs méthodes adaptatives sont testées afin d'adapter le système aux larges incertitudes qui le composent. Elles associent en général un estimateur en ligne (aussi appelé loi de mise-à-jour) à une loi de commande structurée. La synthèse de ces deux éléments peut être réalisée simultanément pour les méthodes adaptatives dites " directes ", comme par exemple le Model Reference Adaptative Control qui utilise la stabilité au sens de Lyapounov. Mais cette synthèse peut aussi être découplée pour les méthodes adaptatives dites "indirectes", ce qui offre un large choix de techniques pour chaque élément (comme les Moindres Carrés pour l'estimation de paramètres physiques incertains et la synthèse sous forme LFR pour le correcteur). Le choix de la méthode dépend fortement du contexte applicatif et des nombreuses contraintes associées. Trois applications sont au cœur de ce mémoire. Elles traitent de l'ajustement de lois de guidage à un modèle pilote inconnu, du contrôle longitudinal de non-linéarités de l'avion, et de la mise au point de lois longitudinale et latérale de pilotage manuel qui s'adaptent à des conditions de vol inconnues. Des méthodes avancées d'analyse linéaire et non-linéaire (dérivées de la µ-analyse et d'algorithmes d'optimisation) sont aussi mises en place pour valider ces systèmes sophistiqués adaptatifs en temps réel. D'une façon générale, les méthodes adaptatives indirectes ont donné le plus de satisfaction. Leur performance est aussi bonne que celle des méthodes directes, mais le fait qu'elles estiment en ligne des paramètres physiques facilite la surveillance temps réel du procédé adaptatif et sa validation.

Cette thèse s’inscrit dans le domaine de la programmation mathématique appliquée à la séparation d’aéronefs stabilisés en altitude. L’objectif est le développement d’algorithmes de résolution de conflits aériens ; l’enjeu étant d’augmenter la capacité de l’espace aérien afin de diminuer les retards et d’autoriser un plus grand nombre d’aéronefs à suivre leur trajectoire optimale. En outre, du fait de l’imprécision des prédictions relatives à la météo ou à l’état des aéronefs, l’incertitude sur les données est une caractéristique importante du problème. La démarche suivie dans ce mémoire s’attache d’abord au problème déterministe dont l’étude est nettement plus simple. Pour cela, quatre modèles basés sur la programmation non linéaire et sur la programmation linéaire à variables mixtes sont développés en intégrant notamment un critère reflétant la consommation de carburant et la durée de vol. Leur comparaison sur un ensemble de scénarios de test met en évidence l’intérêt d’utiliser un modèle linéaire approché pour l’étude du problème avec incertitudes. Un champ de vent aléatoire, corrélé en temps et en espace, ainsi qu’une erreur gaussienne sur la mesure de la vitesse sont ensuite pris en compte. Dans un premier temps, le problème déterministe est adapté en ajoutant une marge sur la norme de séparation grâce au calcul d’une approximation des probabilités de conflits. Finalement, une formulation stochastique avec recours est développée. Ainsi, les erreurs aléatoires sont explicitement incluses dans le modèle afin de tenir compte de la possibilité d’ordonner des manoeuvres de recours lorsque les erreurs observées engendrent de nouveaux conflits.