L’objectif de cette thèse est de fournir une approche générale permettant d’aborder les problèmes de contrôle aéroélastique.Tout d’abord, un modèle d’aile oscillante est développé afin de rendre compte des phénomènes d’hystérésis des charges aérodynamiques et de décrochage dynamique qui peut être observé, particulièrement à fort angles d’attaque ou à faible nombre de Reynolds. Le modèle est alors entraîné et comparé avec succès aux résultats expérimentaux obtenus pour une aile NACA 0018. Ce modèle, comme de nombreux modèles aérodynamiques, souffre d’une complexité inhérente et de non-linéarités qui rendent son analyse et son contrôle complexes. Par conséquent, le modèle a été modifié afin d’inclure les non-linéarités dans une formulation polytopique aux paramètres incertains. S’appuyant sur la théorie de la commande linéaire quadratique et utilisant les inégalités des matrices linéaires, plusieurs théorèmes sont développés, considérant les saturations qui sont un problème majeur et récurent de la dynamique du vol. Les théorèmes sont alors appliqués avec succès au cas du stall flutter en présence de saturations en position et en vitesse.