Dissertations / Theses: 'Commande, Système de (vol)'

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Hygounenc, Emmanuel. "Modélisation et commande d'un dirigeable pour le vol autonome." Toulouse 3, 2003. http://www.theses.fr/2003TOU30174.

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Bayoumy, Amgad. "Application des techniques neuronales à la commande prédictive pour la commande du vol." Toulouse 3, 2002. http://www.theses.fr/2002TOU30104.

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Escareno, Juan Antonio. "Conception, modélisation et commande d'un drone convertible." Compiègne, 2008. http://www.theses.fr/2008COMP1746.

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Abstract:

Le but de cette thèse est de développer un véhicule convertible non piloté. Le projet est divisé en trois objectifs : la conception, la modélisation et la commande du véhicule. La conception de l'aéronef est un compromis entre un véhicule à voilure fixe (de type avion) et un véhicule à voilure tournant (de type hélicopte��re), grâce à cette combinaison il offre une grande versatilité pour envisager de différents types de taches. La modélisation est obtenue à partir des formulations Newton-Euler et Lagrange. Au niveau des commandes, les aéronefs convertibles exigent des algorithmes spécifiques de commande pour manipuler le décollage, le vol stationnaire, le vol vers l'avant aussi bien que la transition entre les deux modes de fonctionnement
The goal of this thesis is developing a convertible unmanned aerial vehicle (UAV). The project is divided in three objects : the design, the modeling and the control of the vehicle. The design of the vehicle is a trade-off between a fixed-wing vehicle (airplane) and a rotary-wing vehicle (helicopter), thanks to this combination it offers a great versatility to face different kind of missions. The modeling is obtained through the Newton-Euler and Lagrange formulation. In terms of control, the convertible aircraft require specific algorithms to manipulate the take-off, the haver, the forward flight and the transition between both operation modes

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Guerrero, Mata Jose Alfredo. "Modélisation, commande et vol en formation des mini-drones." Compiègne, 2009. http://www.theses.fr/2009COMP1842.

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Abstract:

Ce travail de thèse porte sur la conception et mise en oeuvre des lois de commande pour le vol en formation de mini drones. Il s'agit aussi du développement des lois de commande robuste permettant à des mini drones de réaliser un vol stationnaire autonome en considérant des incertitudes dans les paramètres ainsi qu' aux lois de commande pour le vol en formation de mini drones. Trois configurations de mini drones ont été étudiées : un hélicoptère à quatre rotors, un avion à décollage vertical et un avion classique. Les modèles dynamiques de chaque véhicule ont été obtenus en utilisant la méthodologie de Newton-Euler. Différentes stratégies de commande ont été proposées : une loi de commande robuste en considérant des incertitudes dans les paramètres du modèle, une loi de commande non linéaire basse sur la technique de coordination pour la commande des mini drones. La robustesse des stratégies de commande a été prouvée avec une étude de stabilité en considérant des retards dans l'entrée. La stabilité absolue robuste de la stratégie de commande a été analysée utilisant une approche polynômiale. Pour valider les résultats obtenus, des plate-formes en temps réel ont été conçues et construites. Différentes stratégies de commande pour le vol en formation des mini drones ont été développés : un contrôleur basé sur des saturations embôitées et un contrôleur basé sur la coordination des multi agents d'ordre supérieur
This thesis devoted to the design and implementation of control laves for UAV flight formation. It also concerns the development of a robust control methodology considering parametric uncertainty for autonomous flight of mini-UAVs. We investigate non lineal control laws for mini-UAV flight formation considering communications constraints. Different configurations of mini-UAV have been explored : a four-rotor helicopter, a bi-rotor tail-sitter and a conventional airplane have been studied. The dynamical model of each mini-UAV has been obtained using a Newton-Euler apgoach taking into account the aerodynamic forces and moments. Several control strategies have been proposed : a robust control law considers parametric uncertainty in the model, control input time delay and actuator saturations and guarantee system stability and good flight performance. Real time platforms have been developed and built to validate the theoretical remit obtained. Different control stratégies for the flight formation of mini quadrotors have been developed : a nonlinear control based on nested saturations and a nonlinear control basée on coordination control

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Duan, Lili. "Contribution à la synthèse des lois de pilotage non linéaires pour les avions de transport." Toulouse 2, 2006. http://www.theses.fr/2006TOU20113.

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Abstract:

Le sujet de cette thèse a porté sur la synthèse de lois de pilotage devant conférer une manœuvrabilité accrue pour les avions de transport leur permettant de suivre de façon automatique des références de pilotage évolutives dans tout le domaine du vol. Ceci a conduit naturellement à aborder le problème de la synthèse de lois de pilotage à partir de techniques de la commande non linéaire telles que la commande non linéaire inverse, la commande par backstepping et la commande plate. L'application de la technique de la commande non linéaire inverse au pilotage des avions a été étudiée et illustrée par plusieurs exemples. Les conditions d'utilisation de cette technique ont été présentées, avec amélioration de la robustesse. Compte tenu des conditions restrictives de la mise en œuvre de ce type de commande, la commande par backstepping a été introduite et illustrée dans le cadre de la prise et du maintien d'une pente. La platitude différentielle de la dynamique de pilotage de l'avion a été analysée et son utilisation pour la synthèse de lois de pilotage a été étudiée. Un schéma de commande utilisant les réseaux de neurones a alors été proposé. Après un bilan, le potentiel des techniques non linéaires pour la synthèse de lois de pilotage est souligné
The main objective of this thesis is to contribute to the design of new flight control laws providing enhanced manoeuvring capabilities to aircraft so that they are able to track evolutive trajectories in the whole flight domain. This has led to consider the use of recent non linear control law design techniques such as non linear inverse control, backstepping and differential flat control. The application of the non linear inverse control technique to aircraft attitude control has been investigated and illustrated by different examples. The applicability conditions of this techniques have been reviewed and robustifying terms have been introduced. However, taking into account the restrictive applicability conditions of this technique, the backstepping control technique has been considered and applied to flight path angle tracking. Then the differential flatness property of aircraft attitude dynamics has been introduced and its use to design flight control laws has been studied, proposing a control scheme including a neural network structure. Finally, a balance of the study is displayed and the interest for non linear control law design techniques for flight control applications is emphasized

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Denieul, Yann. "Conception préliminaire de surfaces de contrôle et lois de commande pour configurations d’avions non conventionnelles." Thesis, Toulouse, ISAE, 2016. http://www.theses.fr/2016ESAE0033/document.

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Abstract:

La prochaine génération d’avions civil sera probablement une révolution en termede 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 versdes avions de moins en moins stables, à la fois en longitudinal et latéral. Il est dès lors probableque les futurs avions ne seront pas directement contrôlables par un humain sans l’apport de lois decommande stabilisantes. Il devient alors nécessaire de considérer l’apport des systèmes de commandesde vol très tôt dans la conception de l’avion, notamment pour le dimensionnement desempennages, gouvernes et actionneurs, contrairement au processus actuel qui ne prend principalementen 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, nousproposons d’optimiser simultanément les tailles de gouvernes, actionneurs et commandes de volen tenant compte des instabilités longitudinales et latérales, ainsi que des contraintes industriellessur 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 desapports d’une boucle de retour pour contrer des perturbations externes telles que de la turbulenceatmosphérique, permettant un avion plus sûr et optimal
Next generation of civil transport aircraft is likely to be a radical change in overallconfiguration compared to traditional tube-and-wing design. From a handling qualities perspective,current trend in modern airliners is to evolve towards more and more unstable aircraft, bothfrom longitudinal and lateral-directional point of view. As a consequence future aircraft may notbe controllable by human operator without stabilizing control laws. It then becomes necessaryto consider flight control systems contribution early in the design phase for control surfaces,empennages and actuators sizing, as opposed to traditional way of working dealing only withopen-loop criteria for preliminary sizing. Instead of an iterative process of sizing and controllaws synthesis, we propose to concurrently optimize control surfaces, actuators and flight controllaws taking into account longitudinal and lateral instability as well as industrial structure forcontrollers, for unstable configurations such as Blended Wing-Body (BWB). This “co-design”procedure enables sizing of physical aircraft parameters taking into account benefits from feedbackstabilization for counteracting external disturbance such as atmospheric turbulence, thus leadingto safer and more optimal aircraft configurations

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Poinsot, Damien. "Commande d'un drone en vue de la conversion vol rapide - vol stationnaire." Phd thesis, Ecole nationale superieure de l'aeronautique et de l'espace, 2008. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00441083.

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Abstract:

A l'heure actuelle, de nombreux projets d'utilisation de drones s'intéressent à la capacité des véhicules à alterner des phases de vols lentes et des phases de vol rapides. Cela permet entre autre, de traiter une plus grande diversité de missions que celles pouvant être accomplies par des avions conventionnels (approche de bâtiments, évolution en milieu urbain, prises de vue). Cette thèse s'intéresse à la commande de ce type de vecteur, avec l'application au VERTIGO, drone de type VTOL a rotors contrarotatifs et volets déflecteurs de flux. Sur la base d'une campagne en soufflerie, un modèle dynamique et cinématique a été développé. Les modèles obtenus ont permis d'étudier et de piloter l'engin sur un large domaine de vol (du vol stationnaire au vol d'avancement rapide). L'observation du comportement dynamique a conduit au choix de deux structures de pilotages pour couvrir toute l'enveloppe de vol ; une structure de pilotage à gains statiques auto séquencés de type retour d'´états longitudinaux et latéraux pour le vol d'avancement ; et une structure hiérarchique axe par axe pour le vol stationnaire et pseudo stationnaire, proche de ce qui peut être utilisé pour le pilotage des hélicoptères. Des outils d'analyse de robustesse (tel que la μ-analyse) sont utilisés pour prouver la stabilité de la boucle fermée tout au long des trajectoires en vol d'avancement. Un simulateur non linéaire a été développé pour implémenter les lois, analyser le comportement de l'engin durant la phase de transition et a permis une étude sur la génération de trajectoire optimale. Les algorithmes de pilotages ont ´et´e implant´es sur le calculateur embarqué et une campagne d'essais en vol indoor est également présentée.

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Andrei, Geanina. "Contribution à la commande tolerante aux pannes dans la conduite du vol." Thesis, Toulouse, INSA, 2010. http://www.theses.fr/2010ISAT0033/document.

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Abstract:

Cette thèse fait appel à la commande non linéaire inverse pour faire la synthèse de lois de commande permettant de faire face à deux types de pannes à bord des avions de transport.Il s’agit d’abord de pannes affectant certains actionneurs mais qui ne mettent pas en cause la commandabilité globale de l’avion: cette situation se présentera notamment dans le cas d’une panne isolée dont les effets peuvent être théoriquement compensés compte tenu de la redondance relative de certains actionneurs du point de vue de leurs effets sur la dynamique du vol de l’aéronef. Le problème qui se pose alors est celui de la réaffectation des surfaces de commande de l’avion de façon à maintenir pour celui-ci, lorsque c’est possible, un comportement standard aussi bien en situation d’équilibre qu’en manœuvre. Le cas de panne de ce type considéré dans cette thèse est celui d’un aileron et il s’agira, notamment au cours d’une manœuvre de mise en roulis d’assurer une réponse standard de l’avion. A ce niveau, la recherche de la solution de ce problème nous conduira à allier la commande non linéaire inverse à des techniques classiques de la Programmation Mathématique sollicitées en ligne de façon à tenir compte de toutes les contraintes matérielles et structurales à prendre en compte pour assurer la sécurité de l’avion. Il s’agit d’autre part des pannes affectant l’ensemble d’une chaîne de commande et conduisant à des situations catastrophiques où l’avion n’est plus globalement commandable au sens classique du terme et nécessitant l’interruption immédiate du vol commercial pour rechercher une solution de survie pour les personnes à bord de l’appareil au travers d’un atterrissage d’urgence. Dans cette thèse on considère le cas d’une perte totale de puissance pour les chaînes de commande des gouvernes et on développe une stratégie de retour basée sur une succession de phases de vol auxquelles seront associés des objectifs de commande limités en fonction des possibilités offertes par les seuls actionneurs principaux restants, les moteurs. La aussi, la commande non linéaire inverse jouera un rôle important pour faire la synthèse des éléments de lois de commande permettant d’effectuer les manœuvres essentielles pour mettre l’avion en conditions acceptable d’atterrissage
This thesis uses the nonlinear inverse control technique to synthesize control laws for dealing with two types of failures aboard transport airplanes. The first type of failure affects some actuators without compromising the overall controllability of the airplane: this situation arises particularly in the case of an isolated fault whose effects can theoretically be compensated taking into account the redundancy of actuators in terms of their effects on the dynamics of flight. The problem that arises is the reallocation of control surfaces to maintain for it, when possible, a standard behaviour in both equilibrium and makeover situations. The case of an aileron failure is studied here and a roll manoeuvre is considered for standard response of the aircraft. At this level, looking for the solution of this problem will lead us to combine the nonlinear inverse control technique and classical Mathematical Programming solicited online in order to take account of all material and structural constraints to be taken into account to ensure safety of the aircraft. The second considered type of failure affects an entire chain of command, leading to catastrophic situations where the aircraft is no more controllable in the classical sense and requires the immediate interruption of commercial flight to find a solution for the survival of people on board the aircraft through an emergency landing. In this thesis we consider the case of total loss of power for aerodynamic actuators and we develop a flight safety strategy based on a sequence of flight phases to which are associated limited control objectives based on the few opportunities from the only remaining actuators, the aircraft engines. Here too, the nonlinear inverse control technique plays an important role in the synthesis of control laws essential to put the airplane inacceptable conditions for landing

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Bobrinskoy, Alexandre. "Algorithmes et architectures pour la commande et le diagnostic de systèmes critiques de vol." Thesis, Bordeaux, 2015. http://www.theses.fr/2015BORD0007/document.

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Abstract:

Les systèmes critiques de vol tels que les actionneurs électromécaniques ainsi que les calculateurs de commande moteur (ECU) et de vol (FCU),sont conçus en tenant compte des contraintes aéronautiques sévères de sureté defonctionnement. Dans le cadre de cette étude, une architecture calculateur pourla commande et la surveillance d’actionneurs moteur et de surfaces de vol est proposée et à fait l’objet d’un brevet [13]. Pour garantir ces mesure de sureté, les ECU et FCU présentent des redondances matérielles multiples, mais engendrent une augmentation de l’encombrement, du poids et de l’énergie consommée. Pour ces raisons, les redondances à base de modèles dynamiques, présentent un atout majeur pour les calculateurs car elles permettent dans certains cas de maintenir les exigences d’intégrité et de disponibilité tout en réduisant le nombre de capteurs ou d’actionneurs. Un rappel sur les méthodes de diagnostic par générateurs de résidus et estimateurs d’états [58, 26, 47] est effectué dans cette étude. Les propriétés de platitude différentielle et la linéarisation par difféomorphisme et bouclage endogène [80, 41, 73] permettent d’utiliser des modèles linéaires équivalents avec les générateurs de résidus. Un banc d’essai a été conçu afin de valider les performances des algorithmes de diagnostic
Flight-Critical Systems such as Electromechanical Actuators driven by Engine Control Units (ECU) or Flight Control Units (FCU) are designed and developed regarding drastic safety requirements. In this study, an actuator control and monitoring ECU architecture based on analytic redundancy is proposed. In case of fault occurrences, material redundancies in avionic equipment allow certaincritical systems to reconfigure or to switch into a safe mode. However, material redundancies increase aircraft equipment size, weight and power (SWaP). Monitoring based on dynamical models is an interesting way to further enhance safetyand availability without increasing the number of redundant items. Model-base dfault detection and isolation (FDI) methods [58, 26, 47] such as observers and parity space are recalled in this study. The properties of differential flatness for nonlinear systems [80, 41, 73] and endogenous feedback linearisation are used with nonlinear diagnosis models. Linear and nonlinear observers are then compared with an application on hybrid stepper motor (HSM). A testing bench was specially designed to observe in real-time the behaviour of the diagnosis models when faults occur on the stator windings of a HSM

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Sanahuja, Guillaume. "Commande et localisation embarquée d'un drone aérien en utilisant la vision." Compiègne, 2010. http://www.theses.fr/2010COMP1869.

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Abstract:

Ce travail de thèse porte sur l'obtention de lois de commandes non linéaires pour la stabilisation d'un drone, ainsi que sur la localisation en utilisant la vision. Une étude bibliographique des différents types de drones et de leurs lois de commandes a d'abord été menée. Ainsi plusieurs types de lois de commandes ont pu être testées et comparées sur une plateforme de type avion PVTOL (Planar Vertical Take Off and Landing). Une loi de commande stabilisant un système à n intégrateurs, basée sur des fonctions de saturations où chaque état est séparé a ensuite été proposée. Un prototype de type quadrirotor a alors été construit. Parallèlement, un simulateur pour quadrirotor a été développé. Celui-ci permet de faire tourner le programme du quadrirotor sur un ordinateur grâce à un modèle dynamique et de fournir des images virtuelles aux algorithmes de vision à tester. Des méthodes de traitement d'images ont ensuite été étudiées. Afin de répondre au critère de calcul embarqué, nous avons d'abord étudié une méthode légère de flux optique, permettant à un robot mobile d'éviter des obstacles. Puis, des solutions basées sur la stéréovision mais utilisant des pointeurs lasers ont été proposées. La première technique permet d'estimer l'attitude, la seconde permet d'effectuer du suivi de mur. Enfin, un schéma de contrôle utilisant un prédicteur et un observateur a été étudié. Cette combinaison prend en compte les éventuels retards dans la boucle de commande, ceux-ci pouvant venir par exemple du temps de traitement vidéo. De plus, le schéma proposé permet d'utiliser efficacement un capteur ayant une période d'échantillonnage élevée (la caméra) dans une loi de commande plus rapide
This work is about obtaining non linear control laws to stabilize an UAV (Unmanned Air Vehicle), and also about localization using vision. First, a bibliographie study over UAVs and their control laws was dope. Thus several laws were tested and compared on a PVTOL (Planar Vertical Take Off and Landing) airplane platform. A control law stabilizing a system with n integrators based on saturation functions was proposed. The particularity of this law is that each state is separated. Then a quadrirotor platform was built, as well as a simulator for the quadrirotor. This one allows to run the UAV's program on a computer thanks to a dynamical model and can provide the vision algorithms to be tested with virtual images. Some computer vision algorithms were tested. In order to deal with the embedded criteria, a light optical flow method (working in only one direction) was implemented on a mobile robot to avoid obstacles. Then, stereovision based solutions using laser pointers were proposed. The first technique allows to estimate the attitude and the second one allows to do wall following. Finally, a control scheme using a predictor and an observer was studied. This combination takes into account some delays in the control loop, which can corne from the video processing. Moreover, the proposed scheme allows to efficiently use a captor with a high sample time (like camera) whereas the control law is running faster

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Garcia, Salazar Octavio. "Modélisation et commande d'un avion à décollage vertical." Compiègne, 2009. http://www.theses.fr/2009COMP1836.

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Abstract:

Ce travail de thèse porte sur la conception, modélisation et commande des drones à décollage vertical. La commande de ces véhicules est mise en pratique pour réaliser des vols autonomes. Une description fonctionnelle de ces appareils est décrite et les modèles mathématiques sont obtenus en utilisant les équations de Newton-Euler. Ces équations dynamiques incluent l'effet gyroscopique, le couple des actionneurs, les termes aérodynamiques, la force de poussée et la force gravitationnelle. Le vol vertical est étudié dans le cas des configurations aérodynamiques T-Plane, V-co-aX et C-Plane. Les lois de commande basées sur des fonctions de saturation sont proposées pour la stabilisation de ces drones en vol stationnaire. Des résultats de simulation et des résultats expérimentaux sont obtenus pour plusieurs configurations dans le cas du vol stationnaire. On étudie la dynamique longitudinale (Modèle 2-D) du drone Twister, prenant en compte les effets aérodynamiques. Une loi de commande non linéaire est proposée pour stabiliser globalement le système. Pour le drone C-Plane, le modèle longitudinal est étudié pour réaliser la manoeuvre de transition entre le vol vertical et le vol de translation. Les termes aérodynamiques sont obtenus en considérant le modèle de l'hélice. Par ailleurs, les résultats obtenus en simulation et des expériences réelles montrent un bon comportement des lois de commande proposées. Finalement, un système embarqué est développé pour tester les lois de commande proposées. Ce système comprend des capteurs de faible coût. La centrale inertielle a été réalisée au laboratoire pour donner les vitesses et les positions angulaires du drone aussi bien dans le mode vertical que dans le mode horizontal. Cette centrale comporte un filtre complémentaire en temps continu qui réalise une fusion des accéléromètres et des gyromètres pour estimer la position angulaire
This thesis is focussed on the design, modeling and control of the VTOL (Vertical Take off and Landing) UAVs. The control of these vehicles is implemented in order to perform autonomous flights. A functional description of these machines is described and the mathematical models are obtained by using the Newton-Euler formulation. These dynamic models include gyroscope effect, actuator torque, aerodynamic terms, thrust and gravitational forces. Vertical flight is studied for the tail-sitter UAVs (T-Plane, V-co-aX and CPlane). Control laws based on saturation functions are proposed for the stabilization of these UAVs in hover mode. Simulation and experimental results are obtained during the hover flight. Longitudinal dynamics (2-D model), including the aerodynamic terms, is analyzed for the Twister UAV, and a nonlinear control law is proposed for achieving the global stability of this vehicle. For the C-Plane vehicle, the longitudinal model is studied to perform the transition maneuver and the aerodynamic terms are obtained by considering the propeller analysis. Furthermore, results obtained from simulation and real time show an effective behavior of the proposed control laws. Finally, an embedded control system is developed to test the proposed control strategies. This system consists of low-cost sensors. A homemade inertial measurement unit was designed to perform the complete operational range of the vehicle (including vertical and horizontal modes). This IMU incorporates an analog complementary filter whose objective is to estimate the angular position

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Saussié, David. "Contrôle du vol longitudinal d'un avion civil avec satisfaction de qualités de manœuvrabilité." Toulouse, ISAE, 2010. http://www.theses.fr/2010ESAE0010.

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Abstract:

Satisfaire les qualités de manœuvrabilité demeure toujours une contrainte essentielle lors de la conception des commandes de vol. Ces critères de différentes natures sont le fruit d’une longue expérience d’essais en vol et d’analyse de données et il convient de les considérer pour espérer un bon comportement de l’appareil en vol. Dans ce cadre, l’enjeu de cette thèse est d’élaborer des méthodes de synthèse capables de satisfaire au mieux ces critères en respectant d’une part des architectures classiques imposées par le constructeur et, d’autre part, en adoptant une nouvelle architecture de contrôle. Le travail est effectué sur le vol longitudinal d’un avion d’affaire de Bombardier Inc. , le Challenger 604. Une première étape consiste à rassembler les qualités de manœuvrabilité les plus souvent utilisées et de les confronter. Nous étudions plus particulièrement le critère du dropback pour lequel une analyse théorique permet d’établir une formulation pratique utilisable lors d’une synthèse. De plus, la confrontation de ces critères sur un modèle standard met en évidence des critères dominants, qui, une fois satisfaits, impliquent que d’autres critères le sont aussi. Nous pouvons dès lors considérer le problème de satisfaction de ces critères dominants dans le cadre d’une loi de contrôle dont l’architecture est imposée. Nous nous tournons alors du côté des applications gardiennes. Initialement destinées à l’étude de la robustesse, elles sont intégrées dans différents algorithmes pour la synthèse de correcteur. Ce problème s’inscrit dans le cadre plus général de stabilisation par retour de sortie et de synthèse de correcteurs d’ordre réduit. Il en ressort des algorithmes permettant la stabilisation de système et le placement de pôles dans une région du plan complexe. Ceux-ci sont étendus dans le cadre du séquencement du contrôleur sur toute l’enveloppe de vol en fonction de certains paramètres. Nous faisons ensuite fi de la structure du correcteur en conservant seulement les mêmes sorties. L’idée est à présent d’utiliser une synthèse H∞ pour obtenir un correcteur satisfaisant les qualités de manoeuvrabilité grâce à l’appariement avec un modèle de référence ; ce correcteur est aussi robuste à des variations de masse et de centrage de l’avion. Grâce aux travaux sur la commande modale robuste, nous pouvons réduire substantiellement l’ordre de ce correcteur ainsi que le structurer afin de nous rapprocher d’une architecture classique. Une méthode d’auto-séquencement de correcteurs, nous permet finalement de séquencer ce correcteur à travers toute l’enveloppe de vol. Deux voies différentes sont donc empruntées pour la résolution du même problème ; chacune montre ses avantages et ses inconvénients.

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Duval, Jérôme. "Conception et mise en oeuvre d'un système d'actionneurs AMF répartis pour le contrôle de forme électroactif de voilures aéronautiques." Phd thesis, Toulouse, INPT, 2005. http://oatao.univ-toulouse.fr/7266/1/duval.pdf.

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Abstract:

En vue de l'amélioration des performances aérodynamiques dans le domaine aéronautique, le contrôle de forme de surfaces portantes peut s'avérer être une solution pertinente. Le présent mémoire vise plus particulièrement à définir une structure d'actionneur visant au contrôle d'une voilure en dévrillage. Par ailleurs, l'émergence des matériaux électroactifs ouvre de nouvelles perspectives pour la conception de fonctions d'actionneurs répartis. Ce travail exploite donc le potentiel d'une certaine classe de matériaux électroactifs : les Alliages à Mémoire de Forme (AMF). Dans un premier temps, l'étude détaille les différentes classes de matériaux actifs disponibles, ainsi que les applications aéronautiques dans lesquelles ces matériaux ont pu être mis à profit. Cette pré-étude démontre l'intérêt des AMF pour la réalisation de la fonction de dévrillage. Puis le mémoire précise la nature de l'effet de mémoire de forme, et en propose une modélisation. Un démonstrateur d'actionneur AMF linéaire réalisé au laboratoire est présenté qui démontre la faisabilité d'une cellule motrice à grands efforts et grandes déformations. Par ailleurs, une étude d'une structure de voilure réaliste permet de préciser le cahier des charges de la fonction de dévrillage. En déterminant les efforts et déplacements requis, il est possible de choisir la structure la plus pertinente et d'établir un bilan de l'actionnement. Ce bilan donne la masse et l'énergie requises par la fonction visée. Enfin, la confrontation de l'étude mécanique à la modélisation qui a été faite d'un actionneur à mémoire de forme permet d'affiner le bilan énergétique de la structure d'actionnement retenue. La validité du concept est démontrée à une échelle réduite par l'implantation de fils AMF sur une structure en caisson rigide.

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Er-Rafai, Mohamed Mouhieddine. "Télécommande asservie robotisée d'hélicoptère." Paris 11, 1989. http://www.theses.fr/1989PA112206.

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Abstract:

L'hélicoptère est un système fortement non linéaire, multivariable et fortement couplé. Pour en faire un engin téléguidé très sûr, il faut lui appliquer une commande très robuste. La commande adaptative est adéquate pour les systèmes dont les paramètres varient ou sont inconnus. Mais pendant la phase d'adaptation, vus l'instabilité et les couplages de l'hélicoptère, la commande adaptative monovariable diverge. Pour pallier cet inconvénient, il faut stabiliser les différentes voies de l'hélicoptère. La commande utilisée est une commande adaptative monovariable, les différents couplages sont considérés comme des perturbations sur les sorties à régler. Cette commande est mise en oeuvre à l'aide de deux boucles. La boucle interne comprend une commande classique robuste basée sur des régulateurs à avance de phase et proportionnels et intégrateurs. Les paramètres de ces différents régulateurs sont fixes. Ceux-ci sont calculés afin de pouvoir stabiliser l'hélicoptère sur tout son domaine de vol. Le système réglé, à l'aide de la précédente commande, est stable et découplé statiquement. Néanmoins son comportement dynamique n'est pas satisfaisant. Le rôle de la boucle externe est donc de parfaire les performances de la commande précédente. La boucle externe comprend une commande prédictive généralisée avec double modèle de référence. Les paramètres des différentes commandes sont ajustés à l'aide de ceux du modèle identifié. L'identification en ligne du système est faite à l'aide de l'algorithme des moindres carrés récursif, dans lequel le gain statique du système identifié est imposé. Les résultats de cette commande, en simulation numérique, sont très encourageants, que ce soit pour les différents modèles linéaires, correspondants à divers points de fonctionnement, ou pour le modèle non linéaire.

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Antonioli, Jean-Charles. "Spécification de lois de commande pour hélicoptères orientée Qualités de Vol." Thesis, Aix-Marseille, 2015. http://www.theses.fr/2015AIXM4333/document.

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Abstract:

Cette thèse s'inscrit dans le domaine de l’étude des lois de commandes de vol pour hélicoptères. Les automaticiens doivent régler les gains de ces lois de manière à respecter au mieux les exigences de Qualités de Pilotage extraites de la norme ADS-33. La norme traduit ces exigences en termes de critères de Qualités de Vol. Ils évaluent la qualité de la stabilité, de l'agilité, et du suivi des consignes du pilote par la machine. Ils traduisent la pilotabilité de l'hélicoptère pour un pilote « moyen » de référence. A part une technique d’optimisation interactive développée à la NASA et l'US Army depuis 40 ans, il n’existe pas de méthode appropriée à ce problème. Les réglages sont effectués de manière empirique et itérative. L’ONERA propose une approche méthodologique structurée. L’objectif de la thèse consiste à développer cette méthodologie de manière à gérer deux contraintes supplémentaires par rapport aux capacités des méthodes de synthèse classiques en automatique : la capacité à prendre en compte la structure contrainte des lois de commande et les exigences spécifiques en terme de Qualités de Vol selon la norme ADS-33.Une technique d'amélioration des Qualités de Vol par analyse de sensibilités entre les gains et les critères est développée. Puis une méthodologie d’initialisation des gains est proposée, via la création et l’utilisation efficace de nouveaux abaques de Qualités de Vol pour modèles équivalents simplifiés. Afin d'améliorer l'efficacité de ce réglage initial, deux contraintes supplémentaires sont prises en compte (énergie et découplage). Enfin, un processus complet de réglage est proposé : initialisation, ajustement linéaire et ajustement non linéaire
This study is in the field of designing helicopter control laws. Designers must tune the gains of these laws in order to meet as much as possible Handling Qualities requirements from ADS-33. This standard translates these requirements in terms of Flying Qualities requirements. Then, we can evaluate the quality of the stability, of the quickness, and of the ability of the machine to follow the inputs from the pilot. Apart from an interactive optimization technique developed at NASA and US Army over the last 40 years, no appropriate method exists to solve this problem. Then, empirical iterative tunings are led. ONERA addresses this issue through a structured methodological approach. The aim of the thesis is to develop this methodology, taking into account two additional constraints compared with the capabilities of usual synthesis methods used in automatics: the capability to deal with the constraints from the control law structures and with the Handling Qualities requirements from the ADS-33 standards. A technique is developed to improve the Flying Qualities using sensitivity studies between gains and criteria. Then, a methodology to initialize the gains is developed, through the creation and the efficient usage of new Flying Qualities-based charts for equivalent simplified models. In order to improve the efficiency of the initial tuning, two additional constraints are taken into account (uncoupling and energy). Thus, a complete full procedure of tuning is proposed: initialization, linear adjustment and non linear adjustment

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Fleischmann, Sebastian. "Gain-scheduled controller design framework : an application of cluster analysis to the field of feedback control." Thesis, Strasbourg, 2018. http://www.theses.fr/2018STRAD044.

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Abstract:

Cette thèse présente un nouveau cadre pour la conception de correcteurs à gain programmé. Une partie de ce cadre est une fusion novatrice de la théorie des systèmes et de la commande (la métrique ν-gap et sa variante fréquentiellle) et de l'analyse en grappes, technique commune en analyse de données statistiques, apprentissage automatique, fouille de données, etc. La combinaison des deux champs permet de subdiviser le domaine de fonctionnement d'un système non linéaire en secteurs afin de récupérer des informations sur le comportement en boucle fermée avant la conception de la commande. Chaque secteur représente une partie du domaine opérationnel ayant des propriétés de retour similaires, c'est-à-dire que les points de fonctionnement dans un secteur ont des comportements davantage similaires (mesurés par la mesure d'écart ponctuel) les uns des autres que les points de fonctionnement des autres secteurs. La solution de sectorisation est utilisée en vue de réaliser des correcteurs séquencés réglés à partir d'un modèle linéarisé. Par exemple, une distribution optimisée et parcimonieuse des points de synthèse pour les correcteurs LTI est sélectionnée et la distribution des secteurs est exploitée pour le mélange des correcteurs linéaires individuels en un correcteur non-linéaire couvrant l'ensemble du domaine de fonctionnement. L'avantage général de ce cadre est qu'il présente une procédure systématique qui réduit potentiellement le temps, les efforts et donc le coût global d'un projet de développement en réduisant les itérations inutiles au cours du cycle de conception. Le cadre proposé est évalué à partir d’un exemple générique de missile industriel
This thesis presents a new framework for the design of gain-scheduled controllers. Part of this framework is a novel merging of system & control theory (the ν-gap and pointwise gap metric) and cluster analysis, a common technique in statistical data analysis, machine learning, data mining, etc. The combination of both fields allows for a subdivision of a nonlinear system's operating domain into sectors in order to retrieve information on the feedback behaviour before the actual control design. Each sector represents a part of the operating domain with similar feedback properties, i.e. operating points inside a sector are more similar (as measured by the pointwise gap metric) to each other than to operating points in other sectors. The sectoring solution is used in the proposed framework to support the design of a linearization-based gain-scheduled controller. For example, a reduced and optimized distribution of design points for the LTI controllers is selected and the sectors' distribution is exploited for the blending of the individual linear controllers into an operating domain wide nonlinear controller. The overall advantage of the framework is that it presents a systematic procedure that potentially reduces the overall time, effort, and therefore cost of a development project by preventing unnecessary iterations in the design cycle specifically associated with the control design. The proposed framework is verified at the example of a generic industrial missile benchmark

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Villaumé, Fabrice. "Contribution à la commande des systèmes complexes : application à l'automatisation du pilotage au sol des avions de transport." Toulouse 3, 2002. https://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00010946.

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Roussel, Emmanuel. "Contribution à la modélisation, l'identification et la commande d'un hélicoptère miniature." Thesis, Strasbourg, 2017. http://www.theses.fr/2017STRAD030/document.

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Abstract:

La stabilisation et l’automatisation du vol de tout véhicule aérien nécessite la mise en oeuvre d’algorithmes de commande. La synthèse et la simulation des lois de commande reposent sur un modèle mathématique du véhicule, qui doit être de complexité et de précision appropriées. Cette thèse présente une méthodologie complète d’identification appliquée à un hélicoptère coaxialminiature. L’étude théorique de son comportement en vol permet d’établir plusieurs modèles basés sur la mécanique du vol, qui diffèrent par les phénomènes aérodynamiques pris en compte. Ils sont identifiés, comparés et validés grâce à des données de vol, mettant en évidence l’importance de certains phénomènes dans la précision du modèle. Différentes lois de commande sont alors étudiées et évaluées en simulation puis par des expérimentations sur un prototype. Les résultats obtenus sont conformes aux simulations numériques, validant ainsi l’ensemble de la démarche
Control algorithms are at the heart of the stability and automatic flight capabilities of any aerial vehicle. Synthesis and simulation of control laws are based on a mathematicalmodel of the vehicle, which must be a trade-off between simplicity and accuracy. This work presents a complete system identification methodology applied on a miniature coaxial helicopter. Based on flight mechanics and aerodynamics, several models are built. They differ in the aerodynamic phenomena taken into account. They are identified, compared and validated thanks to flight data, highlighting important phenomena in the accuracy of the model. Several flight control strategies are then studied and evaluated through simulations and experiments with a prototype. The results are in accordance with numerical simulations, thus validating the whole approach

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Muñoz, Hernández Laura Elena. "Stabilisation d'un véhicule aérien autonome en présence de vent." Compiègne, 2012. http://www.theses.fr/2012COMP2055.

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Abstract:

Ce travail de thèse porte sur l’obtention des méthodes originales et robustes permettant le vol stationnaire automatique d’un véhicule aérien en présence de rafales de vent, dont les simulations développées ont été testées par des expériences en temps réel en utilisant deux plates-formes différentes. La représentation dynamique du véhicule volant en présence de vent a été bien sur un des premiers objectifs à résoudre avant le développement des stratégies de commande. Nous avons obtenu un modèle mathématique pour l’avion du type PVTOL (Planar Vertical Take-Off and Landing) et pour l’hélicoptère à quatre rotors qui tient compte des forces aérodynamiques produites par le vent. Ces modèles permettent d’expliquer le fonctionnement de ces types d’engins volants, à savoir comment sont générées les forces et les couples induits par le vent qui agissent sur l’appareil. Par ailleurs, trois lois de commande non linéaires basées sur l’analyse de Lyapunov ont été proposées pour stabiliser le drone en présence de vent. La première approche utilise des RCLFs (Robust Control Lyapunov Functions). Etant donné la complexité du problème, nous avons commencé par un système qui se déplace sur un seul axe, c’est à dire, un chariot. Ce résultat a ensuite été étendu pour le cas d’un avion du type PVTOL et pour l’hélicoptère à quatre rotors. Pour valider les algorithmes de commande plusieurs simulations ont été réalisées. Pour tester sa viabilité dans une application réelle, nous avons fait des expériences à l’aide du prototype de l’avion PVTOL. Les résultats en simulation et en temps réel nous ont montré la bonne performance de la loi de commande en boucle fermée. La deuxième approche est basée sur des fonctions de saturations séparées. Cette loi de commande a été proposée, à l’origine, par G. Sanahuja et al, cependant, nous avons montré une analyse de robustesse par rapport à des perturbations externes inconnues et des incertitudes non linéaires dans le modèle. La preuve prend en compte comme seule hypothèse le fait que la perturbation soit bornée (comme des rafales de vent). Les algorithmes ont été testés sur le prototype aérien et les résultats expérimentaux ont montré une bonne performance en présence de fortes perturbations. La dernière approche prend en compte les propriétés intrinsèques de l’hélicoptère à quatre rotors, en particulier, la passivité Ainsi, une loi de commande sous-optimale a été développée. L’analyse est basée sur l’énergie complète du système, la passivité, la théorie de stabilité de Lyapunov et l’utilisation de la programmation dynamique. Les résultats en simulation ont montré que cette commande peut être utile quand l’hélicoptère doit faire des manœuvres plus complexes que le vol stationnaire. Enfin, un schéma de contrôle utilisant un observateur d’état a été développé. Ce schéma emploie le filtrage de Kalman étendu pour estimer la position dans le plan (x,y) et la vitesse verticale z du drone. En utilisant des mesures d’une centrale inertielle, un capteur d’altitude, un système de vision et les entrées de commande, l’état du système est estimé. Le système de vision est utilisé pour obtenir les vitesses de translation du véhicule et il se compose d’une caméra et un algorithme de flux optique. L’observateur a été validé par des expériences en temps réel pour l’hélicoptère à quatre rotors dont les résultats ont été très concluants
This thesis is focused in the design of original and robust control strategies to stabilize an Unmanned Aerial Vehicle (UAV) in presence of wind disturbances. The proposed control strategies have been tested in simulations and in real-time experiments in two different platforms. It introduces the mathematical model of a UAV in presence of wind. We obtained the dynamical model which takes into account the complementary forces induced by the wind for a Planar Vertical Take-Off and Landing (PVTOL) aircraft and for the quadrotor rotorcraft. On the other hand, three different nonlinear control laws based on the Lyapunov analysis have been developed to stabilize the UAV in presence of wind. The first approach uses the Robust Control Lyapunov Functions (RCLFs). Given the complexity of the problem, we begun with a mini car which moves on its longitudinal axis. This result has been extended to the case of the PVTOL aircraft and to the quadrotor rotorcraft. Several simulations have been carried out to validate the proposed algorithms. To test its viability in a real application, we have realized experiments using a PVTOL prototype. The simulations and experimental results in real time showed the good performance of the control law in closed loop. The second approach is based on the saturation functions. We have proposed a robust analysis with respect to unknown external disturbances and nonlinear uncertainties in the model. The proof takes the hypothesis that the wind is bounded. The algorithms have been tested in a quadrotor prototype and the results showed a good performance even in presence of wind disturbances. The last approach considers the intrinsic properties of the quadrotor flying vehicle, specially the passivity. Thus, a sub-optimal control law has been developed. The analysis is based on the full energy of the system, the passivity, the Lyapunov theory and the use of dynamic programming. The simulation results have showed that this control law can be useful when the flying vehicle has to do more complex maneuvers than hover. Finally, a control scheme using a state observer has been developed. This scheme uses the Extended Kalman Filter (EKF) to estimate the position in the (x,y) plain and the vertical velocity z of a quadrotor rotorcraft. Using the measurements of an inertial measurement unit, an altitude sensor, a vision system and the control inputs the system state is estimated. The vision system is used to compute the translational velocities of the vehicle and it is composed by a camera and an optical flow algorithm. The estimator has been validated by experiments in real time and the results have been very conclusive

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Martini, Adnan. "Modélisation et commande de vol d'un hélicoptère drone soumis à une rafale de vent." Phd thesis, Université de Metz, 2008. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00340584.

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Abstract:

Ce travail concerne la modélisation et la commande non-linéaire d'un hélicoptère drone à modèle réduit (VARIO Benzin-Trainer) en présence de rafales de vent. En ce qui concerne la modélisation, un modèle général et lagrangien à 7 DDL (degrés de liberté) extrait de [Avila Vilchi, 2001] pour l'hélicoptère en mode de vol libre en basse vitesse est utilisé. Ce système sous-actionné possède 4 entrées de commande. Nous avons développé un modèle lagrangien à 3 DDL de l'hélicoptère perturbé monté sur une plate-forme expérimentale. Le nouveau modèle perturbé présente un grand défi à cause du fort couplage entre les entrées de commande et les états du système, de plus ce modèle est sous-actionné. Différentes stratégies de commande sont utilisées pour commander le modèle réduit de l'hélicoptère perturbé à 3 DDL. Des résultats de simulation montre l'efficacité de la commande backstepping qui stabilise le système en suivant une trajectoire et qui rejete parfaitement la perturbation. Une étude en simulation de la robustesse est faite pour cette commande. Pour le modèle général à 7 DDL, une étude de l'équilibre de l'hélicoptère pendant le vol stationnaire est faite. Nous avons ensuite développé le modèle à 7 DDL de l'hélicoptère perturbé par deux types de rafale de vent, verticale et latérale. Contrairement au modèle à 3 DDL, la dynamique de zéros du modèle à 7 DDL est instable. Toutefois, en négligeant les forces de translation d'amplitude faible et les rafales de vent, on peut obtenir un modèle à minimum de phase. Ce dernier nous permet d'utiliser une loi de commande linéarisante approchée AFLC. Pour améliorer la robustesse et la précision de cette commande linéarisante AFLC, on utilise un observateur non linéaire à état étendu et approché AADRC que nous avons développé en se basant sur la méthode de rejet actif de perturbation ADRC et en utilisant le modèle approché. Plusieurs simulations sur le modèle complet montrent alors que l'ajout de cet observateur permet de compenser l'effet des forces de translation d'amplitude faible et des rafales de vent.

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Koehl, Arnaud. "Modélisation, observation et commande d'un drone miniature à birotor coaxial." Phd thesis, Université Henri Poincaré - Nancy I, 2012. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00709015.

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Abstract:

Les drones miniatures à voilures tournantes tendent aujourd'hui à devenir les nouveaux outils du fantassin, grâce à la polyvalence des missions auxquelles ils peuvent être employés. Leur principal atout concerne leur capacité à combiner le vol stationnaire et le vol de translation rapide, dans des environnements étroits et encombrés. Nous proposons ici l'étude d'un nouveau concept de drone atypique appelé GLMAV (Gun Launched Micro Air Vehicle), qui consiste à amener un véhicule hybride projectile/drone très rapidement sur un site d'intérêt éloigné, en utilisant l'énergie fournie par une arme portable. La première tâche concerne la modélisation aérodynamique du GLMAV. L'identification paramétrique du modèle aérodynamique est alors réalisée à partir de données expérimentales d'efforts, que nous pouvons a priori quantifier par un critère algébrique d'excitabilité persistante. Nous proposons ensuite des techniques de filtrage, afin d'estimer les paramètres anémométriques inconnus mais nécessaires pour connaître l'environnement aérodynamique dans lequel l'engin évolue. De plus, pour palier à la défaillance de capteurs embarqués et qui peuvent affecter l'information de vitesse linéaire après le tir, nous proposons un estimateur d'ordre réduit de la vitesse linéaire. Dans ces deux problèmes d'estimation, nous prouvons la stabilité des observateurs proposés. Enfin, nous proposons une structure de commande pour la stabilisation de l'engin en vol quasi-stationnaire à partir d'un modèle de synthèse linéaire. Les efficacités des méthodes proposées sont illustrées par des résultats de simulations numériques et des essais expérimentaux

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Bouadi, Hakim. "Contribution to flight control law design and aircraft trajectory tracking." Thesis, Toulouse, INSA, 2013. http://www.theses.fr/2013ISAT0001/document.

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Abstract:

Compte tenu de la forte croissance du trafic aérien aussi bien dans les pays émergents que dans les pays développés soutenue durant ces dernières décennies, la satisfaction des exigences relatives à la sécurité et à l’environnement nécessite le développement de nouveaux systèmes de guidage. L’objectif principal de cette thèse est de contribuer à la synthèse d’une nouvelle génération de lois de guidage pour les avions de transport présentant de meilleures performances en terme de suivi de trajectoire. Il s’agit en particulier d’évaluer la faisabilité et les performances d’un système de guidage utilisant un référentiel spatial. Avant de présenter les principales approches utilisées pour le développement de lois de commande pour les systèmes de pilotage et de guidage automatiques et la génération de directives de guidage par le système de gestion du vol, la dynamique du vol d’un avion de transport est modélisée en prenant en compte d’une manière explicite les composantes du vent. Ensuite, l’intérêt de l’application de la commande adaptative dans le domaine de la conduite automatique du vol est discuté et une loi de commande adaptative pour le suivi de pente est proposée. Les principales techniques de commande non linéaires reconnues d’intérêt pour le suivi de trajectoire sont alors analysées. Finalement, une loi de commande référencée dans l’espace pour le guidage vertical d’un avion de transport est développée et est comparée avec l’approche temporelle classique. L’objectif est de réduire les erreurs de poursuite et mieux répondre aux contraintes de temps de passage en certains points de l’espace ainsi qu’à une possible contrainte de temps d’arrivée
Safety and environmental considerations in air transportation urge today for the development of new guidance systems with improved accuracy for spatial and temporal trajectory tracking.The main objectives of this thesis dissertation is to contribute to the synthesis of a new generation of nonlinear guidance control laws for transportation aircraft presenting enhanced trajectory tracking performances and to explore the feasibility and performances of a flight guidance system developed within a space-indexed reference with the aim of reducing tracking errors and ensuring the satisfaction of overfly time constraints as well as final arrival time constraint. Before presenting the main approaches for the design of control laws for autopilots and auto-guidance systems devoted to transport aircraft and the way current Flight Management Systems generates guidance directives, flight dynamics of transportation aircraft, including explicitly the wind components, are presented. Then, the interest for adaptive flight control is discussed and a self contained adaptive flight path tracking control for various flight conditions taking into account automatically the possible aerodynamic and thrust parametric changes is proposed. Then, the main recognized nonlinear control approaches suitable for trajectory tracking are analyzed. Finally an original vertical space-indexed guidance control law devoted to aircraft trajectory tracking is developed and compared with the classical time-indexed approach

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Gheorghe, Anca. "Détection robuste et précoce de l’embarquement et du grippage dans le système de commandes de vol." Thesis, Bordeaux 1, 2013. http://www.theses.fr/2013BOR14801/document.

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Abstract:

Cette thèse CIFRE est réalisée dans le cadre d’un partenariat entre le laboratoire IMS de l’Université Bordeaux I et Airbus Operations S.A.S à Toulouse. Le thème abordé concerne la détection robuste et précoce de deux types particuliers de pannes dans le système de commandes de vol, à savoir l’embarquement et le grippage des gouvernes de profondeur. Afin de contribuer à l’optimisation du design structural des futurs avions, l’objectif est de proposer des méthodes capables d’améliorer les performances en détection des techniques actuellement en place, tout en garantissant un haut niveau de robustesse. Trois stratégies de surveillance à base de modèle sont présentées. La première solution est basée sur un filtre de Kalman dédié, associé à une procédure d’optimisation de ses paramètres. La seconde technique est basée sur un test de décision appliqué dans l’espace paramétrique, à une direction sensible identifiée. Finalement, une troisième approche consiste à utiliser un différentiateur à modes glissants pour estimer les dérivées du signal d’entrée et de sortie de la boucle d’asservissement. Les méthodes développées ont été implémentées dans le calculateur de commandes de vol et validées sur les bancs de tests Airbus et même en vol. Les résultats expérimentaux ont clairement mis en évidence l’apport des techniques présentées dans cette thèse par rapport à l’état de l’art industriel
The research work done in this PhD has been carried out under an industrial convention (CIFRE) between the IMS laboratory (Bordeaux University, France) and Airbus Operations S.A.S. (Toulouse, France). The thesis deals with two important Electrical Flight Control System failure cases: runaway (a.k.a. hard over) and jamming (or lock-in-place failure) of aircraft control surfaces. Early and robust detection of such failures is an important issue for achieving sustainability goals and for early system reconfiguration. The thesis focuses on the elevator runaway and jamming. Three model-based monitoring strategies are presented. The first approach is based on a dedicated Kalman filtering with optimised tuning parameters. The second method is based on a decision test applied to an identified sensitive direction in the parametric space. Finally, the third solution is based on a sliding mode differentiator. The techniques have been implemented in the flight control computer and validated on Airbus test facilities and during real flight tests. The experimental results confirmed that good level of performance and robustness can be obtained

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Shen, Tsurng-Jehng. "Les réseaux de neurones affinés et leur application à la commande automatique du vol." Toulouse, INPT, 1995. http://www.theses.fr/1995INPT067H.

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Abstract:

L'objectif de cette these vise a etendre l'applicabilite de la theorie de la commande non-lineaire inverse par utilisation des reseaux de neurones artificiels. Dans ce cadre, on s'interesse plus particulierement au pilotage et au suivi de trajectoires pour les aeronefs. Ainsi dans une premiere etape, nous etudions la technique de linearisation entree-sortie (commande non-lineaire inverse) appliquee a la poursuite asymptotique de trajectoires de reference et les principaux resultats theoriques sont mis en evidence par application de cette technique au pilotage automatique d'un avion. Compte tenu des limitations pratiques de cette approche, l'utilisation des reseaux de neurones artificiels pour la modelisation du systeme a commander est etudiee. Une nouvelle architecture, les reseaux de neurones affines, et son algorithme d'apprentissage associe, sont developpes pour etendre l'applicabilite de la technique de linearisation entree-sortie aux systemes pour lesquels on ne dispose pas d'un modele analytique complet. Finalement une nouvelle technique de commande, la commande inverse neuronale qui est basee sur la commande inverse non-lineaire et l'utilisation des reseaux de neurones affines, est appliquee a la commande automatique du vol d'un avion pour l'atterrissage et le suivi de trajectoires evolutives

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Estival, Pierre. "Concept Innovant d‘Actionneur Electromécanique pour la Commande de Vol d'Hélicoptère de Nouvelle Génération." Thesis, Université Paris-Saclay (ComUE), 2015. http://www.theses.fr/2015SACLS137.

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Abstract:

Le travail présenté dans cette thèse porte sur l’étude du pré-dimensionnement d’un actionneur électromécanique à entrainement direct dans une chaine de commande de vol électrique d’un hélicoptère.Le dimensionnement de cet actionneur répond à un brevet déposé par Airbus Helicopters et les éléments composant l’actionneur devront remplir les critères de sécurité des équipements embarqués des fonctions critiques. Dans un premier temps, une méthode de pré-dimensionnement d’actionneur électromécanique et plus particulièrement de machine électrique est décrite à l’aide d’un modèle analytique. Ce modèle est couplé à un algorithme d’optimisation afin de minimiser la masse tout en conservant les performances. Un prototype a fait l’objet d’une fabrication à l’échelle 1. Dans un second temps, une architecture et une méthode de calcul de l’asservissement sont définies afin d’obtenir les performances attendues par un cahier des charges en termes de précision, vitesse et stabilité. Dans le but d’améliorer le processus de dimensionnement et de prévoir le comportement dynamique de l’asservissement, des modèles multi-physiques sont développés et utilisés. Enfin, le prototype est mis en place sur un banc d’essai. Il a permis de valider le modèle de pré-dimensionnement et plus généralement de caractériser les machines électriques. Enfin, une campagne d’essai avec des cas de panne est réalisée pour mesurer et analyser les effets des pannes sur cet actionneur
The thesis aim is the pre-design of a direct drive electromechanical actuator for Fly-By-Wire flight control of rotorcraft.The pre-design of this actuator answer to a Airbus Helicopters patent and all component must be compliant with the safety criteria of embedded system for critical function. Over a first phase, a method of electromechanical actuator’s pre-design and particularly of electrical machine is described with an analytical model. This model is linked with an optimization algorithm in order to minimize the actuator’s mass with the whole performances. A full scale prototype has been built.Over a second phase, architecture and methods for designing control are described in order to obtain the specification performances in term of precision, speed and stability. To improve the design process and the dynamic prediction of the control, multiphysics models have been developed and used.At last, the prototype is integrated on a test bench. This one allow to validate the electrical machines pre-design and more generally, to characterize the built electrical motors. A series of failure case’s tests takes place in order to analyze and measure all the actuator effect of the failure case

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Rullan, Lara José Luis. "Conception et implantation embarquée d'un système de localisation en utilisant les signaux radio pour la stabilisation d'un mini drone." Compiègne, 2011. http://www.theses.fr/2011COMP1984.

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Abstract:

Les drones sont des véhicules aériens complexes et difficiles à commander. Malgré les efforts réalisés sur la stabilisation du drone (saturations emboitées et séparées, backstepping, etc), les lois de commande ont toujours été focalisées à stabiliser l'orientation du véhicule et peu de travaux ont portés sur l'estimation de sa position. Des nombreuses approches ont été proposées pour l'estimation de la position, notamment la vision pour les environnements à l'intérieur et le GPS à l'extérieur. Cependant, il reste un grand nombre de difficultés à surmonter pour son application dans les drones. Ce travail s'inscrire dans la recherche d'une solution au problème de positionnement des drones dans des environnements à l'intérieur en utilisant les signaux radio. Étant donné que les mesures réelles sont bruyantes et non directement observables ou mesurables avec les capteurs, l'estimation de la position pose un problème difficile à résoudre. Les algorithmes des k-plus proches voisins, les moindres carrés et le filtre de Kalman ont été testé et validé en temps réels. La validation des schémas de localisation a été faite en vol stationnaire et en vol suivant une ligne. Concernant à la validation en temps réel, j'ai développé un mini hélicoptère à quatre rotors avec une architecture informatique pour l'implantation embarquée des lois de commandes pour son stabilisation ainsi que pour l'implantation des algorithmes de localisation
The Unmanned Aerial Vehicles are complex and difficult dynamic systems to control. In spite of the efforts realized on the stabilization approaches (nested saturation, back-stepping, etc. ), the control laws have been always focused to stabilize the orientation of the vehicle and few works has been developed to estimate its position. Since real measurements are noisy and are not directly observable or measurable from the sensors, the estimation of the position is a difficult problem to resolve. Numerous approaches have been proposed for position’s estimation. In particular, vision and GPS have been explored in indoor and outdoor, respectively. However, there remain many challenges to its application in UAVs. This dissertation presents a solution to the problem of location of UAV indoor using radio signals. The k-nearest neighbor (KNN) algorithm, the least squares algorithm and the Extended Kalman filter have been tested and validated in real time. The performances of the algorithms were validated during hover flight and path following flight of a mini helicopter. In order to validate the algorithms, I developed a mini helicopter with four rotors (quad rotor) with the computer architecture for implementing onboard embedded control laws for its stability and for the implementation of localization tasks

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Boada, Bauxell Josep. "Sur la commande de satellites à entrées saturantes." Toulouse, ISAE, 2010. https://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00564267.

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Abstract:

La théorie de la commande a évolué de façon significative dan sle domaine de l'automatique non-linéaire. Cependant, les méthodes utilisées actuellement dans l'industrie aérospatiale sont le plus souvent basées sur des techniques de commande linéaire. Les spécifications, toujours plus exigeantes en termes de fiabilité et performance, imposent l'utilisation de techniques de plus en plus complexes. Ainsi, l'industrie cherche des solutions dans les nouvelles techniques de la théorie de la commande non-linéaire. En particulier, la limitation des actionneurs représente un phénomène non-linéaire commun dans la plupart des systèmes physiques. Des actionneurs saturés peuvent engendrer la dégradation de la performance, l'apparition de cycles limites ou d'états d'équilibre non désirés et même l'instabilité du système bouclé. Le but de cette thèse est d'adpter et de développer les techniques de synthèse anti-windup à la commande de haute précision des axes angulaires et linéaires de satellites. Dans le domaine spatial, cet objectif se retrouve dans les missions de commande en accélération et aussi du vol en formation. Ces missions utilisent des propulseurs de haute précision où leur capacité maximale est très basse. Ces systèmes propulsifs présentent une modélisation particulière. Des fonctions de répartition adaptées à la synthèse anti-windup ont été étudiées. De plus, en tenant compte de l'état de l'art de la synthèse anti-windup, il y a un vrai besoin d'utiliser des techniques de symétrisation pour la fonction saturation. Le but principal de ce travail consiste à utiliser les techniques développées sur une application aérospatiale. A titre d'exemple, une stratégie complète est proposée afin de contrôler l'attitude et la position relative d'une mission de vol en formation.

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Ronceray, Lilian. "Méthodologies de réglage automatique temps-réel de lois de pilotage." Phd thesis, Toulouse, ISAE, 2009. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00430820.

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Abstract:

Cette thèse s'inscrit dans le cadre du réglage des lois de pilotage d'un avion de transport civil en phase de dévelop-pement. De par la représentativité limitée des modèles utilisés pour leur réglage initial, certaines lois de pilotages requièrent plusieurs itérations en essais en vol avant d'atteindre un niveau de performance satisfaisant. Il s'agit d'un processus long et coûteux que l'industriel cherche à raccourcir autant que possible. En partant du constat que les données issues des essais en vol sont peu utilisées par rapport aux modèles, nous avons élaboré des méthodologies permettant une exploitation utile de ces données à des fins de réglage de lois de commande. L'avion étant un système à paramètres variants, il faut alors tenir compte du fait que ces données ne sont valables que pour une petite région de son domaine de vol. Par conséquent, les modifications apportées sur les lois de commande, interpo-lées à l'aide des paramètres du domaine de vol, devront être répercutées uniquement dans cette petite région. Nous avons envisagé deux cas : celui d'un travail de retouche hors ligne (i.e. effectué en bureau d'études) et celui d'un réglage en ligne (i.e. directement sur l'avion pendant un vol d'essai). Ces deux aspects d'interpolation et de données locales nous ont fait choisir une méthode d'apprentissage locale pour interpoler les lois de commande. Il s'agit d'une forme de réseau de neurones appelée mélange d'experts dont la structure permet de diviser le domaine de vol en plusieurs sous-domaines et d'affecter à chacun d'eux une modélisation locale. Nous avons ensuite élaboré une méthodologie générique permettant de générer les données à interpoler, de définir la structure du mélange d'experts et d'effectuer son apprentis-sage à la fois dans un cadre hors ligne et en ligne. L'aspect génération de données constitue une part importante de la méthodologie. En effet, dans le cadre d'une loi de commande, l'obtention des données amenées à être interpolées n'est pas triviale. Nous proposons alors une méthode de synthèse basée sur l'inversion de données temporelles, pour le cas de lois feedforward. La structuration du mélange d'experts se compose du choix d'une subdivision optimale du domaine de vol, d'une sélection du type de la modélisation locale et de la gestion des pondérations affectées à chacun des modèles locaux. La méthodologie a fait l'objet de deux applications identifiées par Airbus comme reflétant le problème posé. La première concerne l'estimation du dérapage aérodynamique de l'avion et la seconde une loi feedforward de compensation d'aérofreins. Ces exemples montrent comment la méthode a permis de systématiser un processus de réglage fonctionnant jusque là « à tâtons » .

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Miquel, Thierry. "Contribution à la synthèse de lois de commande pour la navigation relative entre aéronefs." Phd thesis, Université Paul Sabatier - Toulouse III, 2004. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00933491.

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Abstract:

Cette thèse se place dans le contexte de la croissance soutenue du trafic aérien. Elle concerne l'assistance automatisée au contrôle du trafic aérien qui vise à augmenter la capacité des secteurs de contrôle en transférant à l'équipage certaines tâches de nos jours dévolues au contrôleur aérien. Il s'agit plus particulièrement de renforcer la coopération entre l'équipage et le contrôleur aérien en vue de faciliter la tache de régulation des flux de trafic aérien. Le travail réalisé dans cette thèse est relatif à la mise en oeuvre de techniques de commande des systèmes non linéaires à plusieurs échelles de temps. Il a été réalisé à l'initiative du Centre d'Etudes de La Navigation Aérienne (CENA) au LAAS du CNRS à Toulouse en collaboration avec l'Ecole Nationale de l'Aviation Civile (ENAC). De manière concrète, il consiste principalement en la synthèse et l'évaluation de lois de guidage permettant la navigation relative entre aéronefs. Ces lois de guidage pourraient être embarquées à bord des aéronefs afin d'aider le contrôleur aérien dans sa tâche de régulation des flux de trafic. Au chapitre II, nous commençons par présenter le contexte actuel du contrôle du trafic aérien et les voies actuelles d'investigation dans le domaine de son automatisation. Cette présentation permet de distinguer deux types de guidage relatif : d'une part le guidage relatif en temps où l'aéronef suiveur vient se placer sur la position qu'occupait le leader quelques minutes plus tôt, et d'autre part le guidage relatif en distance où l'aéronef suiveur vient se placer à une distance donnée du leader. Un état de l'art sur les lois de guidage relatif entre aéronefs est ensuite réalisé au chapitre III. Comme il existe très peu de références bibliographiques dédiées aux lois de commande pour le guidage relatif entre aéronefs de transport commercial, l'état de l'art s'est focalisé sur les lois de commande appliquées au vol en formation d'engins volants, dont le guidage relatif peut être considéré comme un cas particulier (il englobe en plus la phase de rejointe de la formation). Un modèle de synthèse décrivant la dynamique de guidage d'un avion de transport commercial dont les fonctions de pilotage sont automatisées est ensuite proposé au chapitre IV. Ce modèle permet une synthèse hiérarchisée de lois de guidage relatif en s'appuyant sur les fonctions de pilotage classique de l'avion. Après avoir envisagé l'utilisation de lois linéaires de type proportionnelle et dérivée et précisé les objectifs de commande en terme de spécification des modes propres au chapitre V, deux techniques de commande non linéaire sont alors mises en oeuvre : le backstepping et le bouclage linéarisant basé sur la propriété de platitude. Au chapitre VI, deux lois de guidage basées sur la technique du backstepping sont développées. Elles permettent de réaliser un guidage relatif en temps. L'utilisation de cette technique permet de contourner un problème de singularité des lois conçues par des méthodes de type bouclage linéarisant lorsque les écarts sont exprimés dans le repère lié à l'avion suiveur. La loi de guidage basée sur la propriété de platitude du modèle de synthèse est développée au chapitre VII. Elle permet de réaliser un guidage relatif en distance. L'intérêt de cette approche est qu'elle permet de tenir compte de la contrainte d'espacement entre les aéronefs afin de renforcer la sécurité des manoeuvres de guidage relatif. Ces trois approches (loi proportionnelle et dérivée, backstepping et bouclage linéarisant basé sur la platitude) sont évaluées dans un dernier temps au chapitre VIII sur un jeu de scenarii réaliste d'un point de vue contrôle du trafic aérien. Le chapitre IX apporte la conclusion générale à cette thèse : il fait le bilan des résultats obtenus et indique de nouvelles pistes d'investigation dans ce domaine.

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Bertrand, Sylvain. "Commande de drone miniature à voilure tournante." Phd thesis, Université Nice Sophia Antipolis, 2007. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00702441.

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Abstract:

L'utilisation de drones miniatures à voilure tournante est limitée par leur grande sensibilité face aux perturbations aérologiques. Cette particularité, ajoutée à la non linéarité de leur dynamique, rend complexe le développement de lois de commande pour de tels véhicules. Afin de permettre une automatisation de leur vol en tenant compte de ces difficultés, deux classes d'approches pour la synthèse de lois de commande sont étudiées dans cette thèse : la commande prédictive, puis la synthèse de lois de commande non linéaires via une analyse par fonctions de Lyapunov dans le cas o'u les vitesses du véhicule ne sont pas mesurées. Des contrôleurs de nature prédictive ont été proposés dans la littérature, mais sans considérer simultanément un modèle suffisamment représentatif de la dynamique d'un drone miniature à voilure tournante et une approche de commande garantissant la stabilité. A ce titre, nous proposons ici plusieurs algorithmes de commande prédictive ainsi que leur adaptation au développement de lois de guidage-pilotage de drone en considérant un modèle non linéaire à six degrés de liberté et en réalisant conjointement une analyse de la stabilité. Plusieurs applications sont présentées : stabilisation autour d'un point fixe, suivi de trajectoire en présence ou non de perturbations, évitement d'obstacles. Lors de certaines utilisations pratiques ou expérimentales d'un drone miniature, les mesures en vitesses du véhicule ne sont pas toujours disponibles. Des techniques de commande avec accès partiel à l'état ou utilisant des observateurs peuvent être alors appliquées. Afin de concilier ces deux classes d'approches, et d'obtenir simultanément de bonnes performances du système bouclé et une réduction de la complexité de la méthode utilisée (temps de calcul, analyse de la stabilité), nous proposons ici une méthode de synthèse de lois de commandes via une analyse par fonctions de Lyapunov. Cette méthode est basée sur l'introduction d'états virtuels au sein de la dynamique du système. Notre contribution réside également dans l'analyse de la stabilité, par la théorie des perturbations singulières, d'une approche de commande hiérarchique permettant la synthèse successive des lois de commande en position et en attitude.

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Baldesi, Gianluigi. "Modélisation, commande et simulation des lanceurs : du linéaire au non linéaire." Toulouse, ISAE, 2008. http://www.theses.fr/2008ESAE0002.

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Abstract:

Après une vue d‘ensemble sur l'histoire des fusées et le nouveau lanceur européen VEGA, le problème du pilotage pendant le vol atmosphérique est abordé. Partant de la formulation la plus complexe, plusieurs hypothèses sont avancées, pas à pas, afin d‘obtenir plusieurs modèles de dynamique dans des conditions d'opération différentes. Différents effets dynamiques, tels que le jet-damping, la dynamique structurale, la linéarisation et le découplage, sont présentés, de façon exhaustive. Basés sur cette étude théorique, plusieurs modèles mathématiques (linéaire découplé, linéaire couplé et non linéaire couplés), sont dérivés pour un lanceur similaire à VEGA. En outre, un simulateur de vol haute fidélité moderne, basé sur un logiciel multi-corps (DCAP) et actuellement utilisé à l'ESA, est décrit en détails. Après les étapes de synthèse-analyse-validation utilisant le «gain-scheduling», diverses techniques avancées sont étudiées pour le pilotage d'un lanceur ayant une vitesse de roulis non négligeable par orientation de la poussée avec une tuyère orientable. La technique de commande robuste modale est ensuite étudiée, à partir de la théorie linéaire. De plus, deux lois de commande basées sur la théorie non linéaires, linéarisation par bouclage et nouvelle technique de commande suboptimale, méthode de ϑ-D, sont également analysés. Afin d'analyser le comportement de système commandé contre des incertitudes de paramètres, une linear fractional transformation (LFT) préliminaires sont dérivées «localement» autour des points d‘équilibre et «globalement» pour la toute trajectoire. Finalement, toutes les lois de commande, dérivées dans cette thèse, sont testées avec le simulateur du vol dans différentes conditions. Pour faciliter l'évaluation des différentes stratégies de commande, nous présentons ensuite une méthodologie franche basée sur deux indexes (inexactitude et consommation), qui récapitulent le comportement de système entier.

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Bouzgou, Kamel. "Contribution à l'architecture, la modélisation et la commande d'un bras manipulateur aérien." Electronic Thesis or Diss., université Paris-Saclay, 2021. http://www.theses.fr/2021UPASG012.

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Abstract:

Les véhicules aériens sans pilote (UAV), de plus en plus utilisés pour différentes applications militaires comme civiles, ont la possibilité de se déplacer dans un environnement 3D en coordonnées cartésiennes pour assister l'homme, inspection des zones cibles ou bien photographier. Parmi ces missions, certaines nécessitent une interaction avec l'environnement comme par exemple la manipulation d'objet en vol. Pour satisfaire ce type de mission, la thèse a permis de choisir et concevoir un double système composé d'un bras manipulateur attaché à la base d'un multirotor. Le problème majeur émanant de cette nouvelle structure concerne la faculté à stabiliser le système simultanément avec un changement permanent de son inertie dû au mouvement du manipulateur. Dans ce manuscrit, une nouvelle conception de manipulateur aérien est proposée, capable de stabiliser le système avec la mise en œuvre d'une articulation prismatique pour agir sur le centre de gravité du système global tout en le maintenant le plus proche possible de l'axe vertical. Une contribution complémentaire a permis de présenter une nouvelle classification des systèmes de manipulation aérienne basée sur une formule symbolique, capable de définir le type et le nombre de multirotors et de manipulateurs utilisés au sein de la structure mécanique. Un nouvel algorithme de calcul des solutions du modèle géométrique inverse, basé sur une approche analytique, est ainsi développé et comparé à des algorithmes itératifs issus de la littérature. Le modèle dynamique du système global est obtenu à l'aide d'outils mathématiques symboliques et de fonctions développées dans ce projet. Deux approches de modélisation, couplées et découplées, sont développées. La partie contrôle-commande est conçue en utilisant trois lois de commande pour un système couplé et appliquées sur différents scénarios, chacun se composant de multiples couches (planification de trajectoire, couche interne de contrôle de position et d'attitude, bloc de contrôle d'entrée virtuelle). L'efficacité de l'articulation prismatique est étudiée et examinée pour différentes valeurs d'angles des articulations du bras manipulateur. Trois approches d'interaction de l'organe terminal du bras robotisé avec l'environnement sont implémentées et simulées. Une étude de cas et l'application du module d'impédance de contrôle sont simulées. Finalement, les approches et méthodes mises en œuvre sont validées à l'aide d'un prototype virtuel dans l'environnement SimMechanics où une interface utilisateur graphique GUI est conçue pour manipuler et visualiser le système lors de scénarios programmés, montrant ainsi l'apport des contributions principales de la thèse
Unmanned aerial vehicles (UAVs), progressively used by different military and commercial tasks, have the possibility to move in a 3D environment in Cartesian coordinates to assist humans, inspect dangerous areas or photography. Some of these missions require contact with the environment, such as handling objects in flight. In order to accomplish this kind of mission, that thesis made it possible to consider and design a dual system consisting of a manipulator arm connected to the base of a multirotor. The main problem resulting from this new structure involves the ability to stabilize the mechanism concurrently with a permanent change in its inertia due to the movement of the manipulator. In this manuscript, a new concept of the aerial manipulator is proposed, capable of stabilizing the system with the implementation of a prismatic joint to operate the center of gravity of the whole system while keeping it as close as possible to the vertical axis. A further contribution in this study, when a new classification of aerial manipulation systems based on a symbolic formula is introduced, capable of specifying the type and number of multirotors and manipulators used within the mechanical structure. A new algorithm for calculating the solutions of the inverse geometric model, based on an analytical approach, is thus developed and compared to iterative algorithms presented in the literature. The dynamic model of the overall system is obtained by the use of symbolic mathematical tools and functions developed in this project. Two modeling methods, coupled and decoupled, have been introduced. The control part is designed for a coupled system using three control laws and applied to various scenarios, each consisting of multilayer blocks (trajectory planning, internal layer of position and attitude control, control block of virtual entry). Different values of the angles of the manipulator arm joints are analyzed and tested for the efficiency of the prismatic joint. Three approaches to the interaction of the end organ of the robotic arm with the environment are implemented and simulated. A case study and the application of the control impedance module are simulated. Finally, the approaches and methods implemented in this thesis are validated using a virtual prototype in the SimMechanics environment, where a graphical user interface GUI is designed to manipulate and visualize the system during programmed scenarios, thus demonstrating the interest of the main thesis contributions

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Zammali, Amira. "Approche d'intégrité bout en bout pour les communications dans les systèmes embarqués critiques : application aux systèmes de commande de vol d'hélicoptères." Thesis, Toulouse 3, 2016. http://www.theses.fr/2016TOU30028/document.

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Abstract:

Dans les systèmes embarqués critiques, assurer la sûreté de fonctionnement est primordial du fait, à la fois, des exigences en sûreté dictées par les autorités de certification et des contraintes en sûreté de ces systèmes où des défaillances pourraient conduire à des évènements catastrophiques, voire la perte de vies humaines. Les architectures de ces systèmes sont aujourd'hui de plus en plus distribuées, s'appuyant sur des réseaux numériques complexes, ce qui pose la problématique de l'intégrité des communications. Dans ce contexte, nous proposons une approche bout en bout pour l'intégrité des communications, basée sur le concept du " canal noir " introduit par l'IEC 61508. Elle utilise les codes détecteurs d'erreurs CRC, Adler et Fletcher. Selon le niveau de redondance des systèmes, nous proposons une approche multi-codes (intégrité jugée sur un lot de messages) pour les systèmes dotés d'un niveau de redondance important et une approche mono-code (intégrité jugée sur chaque message) pour les autres cas. Nous avons validé ces propositions par des expérimentations évaluant le pouvoir de détection intrinsèque de chaque code détecteur et la complémentarité entre ces code en termes de pouvoir de détection, ainsi que leurs coûts de calcul avec une analyse de l'impact du type de leur implémentation et de l'environnement matériel (standard et embarqué : processeurs i7, STM32, TMS320C6657 et P2020). L'approche mono-code a été appliquée à un cas d'étude industriel : les futurs systèmes de commande de vol d'Airbus Helicopters
In critical embedded systems, ensuring dependability is crucial given both dependability requirements imposed by certification authorities and dependability constraints of these systems where failures could lead to catastrophic events even loss of human lives. The architectures of these systems are increasingly distributed deploying complex digital networks which raise the issue of communication integrity. In this context, we propose an end to end approach for communication integrity. This approach is based on the "black channel" concept introduced by IEC 61508. It uses error detection codes particularly CRC, Adler and Fletcher. Depending on the redundancy level of targeted systems, we propose a multi-codes approach (integrity of a set of messages) for systems with an important redundancy level and a single- code approach (integrity per message) for the other cases. We validated our proposals through experiments in order to evaluate intrinsic error detection capability of each error detection code, their complementarity in terms of error detection and their computational costs by analyzing the impact of the type of implementation and the hardware environment (standard or embedded: i7, STM32, TMS320C6657 and P2020 processors). The single-code approach was applied to an industrial case study: future flight control systems of Airbus Helicopters

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Duval, Jérôme Nogarède Bertrand. "Conception et mise en oeuvre d'un système d'actionneurs AMF répartis pour le contrôle de forme électroactif de voilures aéronautiques." Toulouse : INP Toulouse, 2005. http://ethesis.inp-toulouse.fr/archive/00000121.

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Salazar, Amparo. "Commande d'objets volants miniatures : application à un avion à décollage et atterrissage vertical (PVTOL)." Compiègne, 2005. http://www.theses.fr/2005COMP1553.

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Abstract:

Le travail de thèse porte d'une manière générale sur la commande d'engins volants ou d'hélicoptères miniatures. Le but est de développer de nouvelles stratégies de commande pour la stabilisation, le vol autonome des systèmes, mais aussi de s'intéresser à leur implémentation sur des prototypes réels. Dans un premier temps, on s'est intéressé à la commande d'un modèle réduit d'hélicoptère ou véhicule à décollage et atterrissage vertical se déplaçant dans un plan : PVTOL (Planar Vertical Take-Off and Landing) ou ADA V (Avion à Décollage et Atterrissage Vertical). Le PVTOL est un système simplifié qui a un nombre minimun d'états et d'entrées mais qui retient les caractéristiques principales nécessaires lorsqu'on réalise des lois de contrôle pour des aéronefs. Il représente également le mode longitudinal d'un hélicoptère. Le PVTOL a beaucoup intéressé la communauté d'Automatique par ses applications et son caractère non linéaire. Plusieurs lois de commande relativement simples basées sur des techniques de saturations emboîtées ont été proposées dans ce travail. Certaines stratégies respectent les bornes sur les entrées de commande. Une plate-forme expérimentale originale a été développée pour valider nos algorithmes de commande. Cette plate-forme est composée d'un prototype de l'avion PVTOL qui se déplace sur un plan incliné, plan qui définit l'espace de travail en deux dimensions, et aussi d'une caméra CCD utilisée comme capteur de position de l'engin. Dans une première étape et par simplicité, la caméra est placée à l'extérieur de l'avion, perpendiculaire au plan. Les mesures de la position et de l'orientation de l'objet sont obtenues de l'image donnée par la caméra. Nous avons utilisé une loi de commande simple pour stabiliser le système dans le but de simplifier les tests expérimentaux sur la plate-forme réelle. Cette loi de commande assure la convergence de l'état vers l'origine. L'étape suivante sera de placer la caméra à l'extérieur de l'avion pour estimer sa position et son orientation
The work of this thesis generally concerns the control of flying machines or miniature helicopters. The goal is to develop new control strategies for stabilization, autonomous flight of systems, but also to be interested in their implementation on real prototypes. Initially, we have been interested in the control of a small-scale model helicopter or a vertical takeoff vehicle moving on a plane : PVTOL (Planar Vertical Take-off and Landing) or ADAV (Avion à Décollage et Atterrissage Vertical). The PVTOL is a simplified system which has a minimun number of states and inputs but which retains many of the features that must be considered when designing controllaws for a real aircraft. It also represents the longitudinal mode of an helicopter. The PVTOL has interested the control community because of its applications and its nonlinear character. Relatively simple control laws based on techniques of nested saturations have been proposed in this work. These strategies respect the bounds on the control law inputs. An original experimental setup has been developed in order to validate our control algorithms. This experimental setup consists of a PVTOL aircraft prototype which moves on an inclined plane, which defines the workspace in two dimensions, and also of a CCD camera used as a position sensor. Initially and by simplicity, the camera has been placed outside and perpendicular to the plane. The position and the orientation have been obtained from the image given by the camera. We have used a simple control law for the stabilisation of the system, and in order to simplify the experimental tests on the real setup. This control law ensures the convergence of the state towards the origin

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Gheorghe, Anca. "Détection robuste et précoce de l'embarquement et du grippage dans le système de commandes de vol." Phd thesis, Université Sciences et Technologies - Bordeaux I, 2013. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00879224.

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Abstract:

Cette thèse CIFRE est réalisée dans le cadre d'un partenariat entre le laboratoire IMS de l'Université Bordeaux I et Airbus Operations S.A.S à Toulouse. Le thème abordé concerne la détection robuste et précoce de deux types particuliers de pannes dans le système de commandes de vol, à savoir l'embarquement et le grippage des gouvernes de profondeur. Afin de contribuer à l'optimisation du design structural des futurs avions, l'objectif est de proposer des méthodes capables d'améliorer les performances en détection des techniques actuellement en place, tout en garantissant un haut niveau de robustesse. Trois stratégies de surveillance à base de modèle sont présentées. La première solution est basée sur un filtre de Kalman dédié, associé à une procédure d'optimisation de ses paramètres. La seconde technique est basée sur un test de décision appliqué dans l'espace paramétrique, à une direction sensible identifiée. Finalement, une troisième approche consiste à utiliser un différentiateur à modes glissants pour estimer les dérivées du signal d'entrée et de sortie de la boucle d'asservissement. Les méthodes développées ont été implémentées dans le calculateur de commandes de vol et validées sur les bancs de tests Airbus et même en vol. Les résultats expérimentaux ont clairement mis en évidence l'apport des techniques présentées dans cette thèse par rapport à l'état de l'art industriel.

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Drouin, Antoine. "Contribution à la synthèse de lois de pilotage et de guidage pour les minidrones." Phd thesis, Université Paul Sabatier - Toulouse III, 2012. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00985428.

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Abstract:

Les applications mettant en oeuvre les minidrones ont connu un développement très rapide ces dernières années. Ces applications concernent pour beaucoup l'amélioration de notre cadre de vie et principalement de notre sécurité face à des aléas naturels pour lesquels de nouveaux moyens de surveillance ont besoin d'être mis au point. La plupart des missions confiées aux minidrones supposent la réalisation de trajectoires soit planifiées à l'avance, soit définies au fur et à mesure que de nouvelles informations sont disponibles. La qualité du suivi de trajectoire a d'importantes conséquences pour le succès de ces missions. L'objectif principal de cette thèse est de contribuer à la synthèse de lois de pilotage/guidage pour les minidrones présentant des performances améliorées sur un domaine de vol étendu et sur une panoplie de missions diversifiées. Ainsi les minidrones sont ici appréhendés comme des systèmes fortement non linéaires, très souvent naturellement instables, aux paramètres physiques partiellement connus et susceptibles d'être soumis à de fortes perturbations. Les travaux de cette thèse portent donc sur la synthèse de lois de commande non linéaire (commande non linéaire inverse, commande différentiellement plate, commande par \emph{Backstepping}) intégrant, dans le cadre de la commande adaptative, des processus d'apprentissage en ligne. Le principal cas d'étude considéré dans cette thèse est celui du guidage d'un minidrone de type quadrirotor qui présente des caractéristiques opérationnelles particulièrement intéressantes : atterrissage et décollage verticaux, capacité de vol stationnaire, grande manoeuvrabilité même à basse vitesse. Ainsi la dynamique de son vol a été modélisée et les propriétés mathématiques du modèle retenu ont été exploitées pour mettre au point la structure de commande dont les performances ont été évaluées par simulation sur une multitude de trajectoires de guidage.

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Lavigne, Loïc. "Outils d'analyse et de synthèse des lois de commande robuste des systèmes dynamiques plats." Phd thesis, Université Sciences et Technologies - Bordeaux I, 2003. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00186323.

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Abstract:

Ce travail propose une méthodologie d'analyse et de synthèse de lois de commande robustes pour les systèmes dynamiques plats perturbés. Pour une famille de modèles perturbés, le suivi de trajectoire nominale déterminée à l'aide du concept de platitude, est garanti par un régulateur linéaire déterminé par optimisation de critères . Cette synthèse et/ou analyse est basée dans un premier temps sur une famille de modèle LTI modélisant le comportement dynamique du procédé au voisinage de la trajectoire de référence. En vue d'une réduction du conservatisme une nouvelle méthodologie est ensuite proposée pour obtenir une modélisation LPV de la dynamique de l'écart de trajectoire. Cette démarche est appliquée à la synthèse d'une loi de commande robuste pour un procédé multivariable et non linéaire, puis à l'analyse d'une loi de commande de vol dans le cadre du groupe de Recherche Européen GARTEUR AG11.

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Boivin, Eric. "Contrôle coopératif et prédictif d'avions sans pilote en présence d'obstacles ellipsoïdaux statiques et inconnus." Thesis, Université Laval, 2008. http://www.theses.ulaval.ca/2008/25849/25849.pdf.

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Abstract:

L'objectif principal de ce projet de maîtrise est de développer un algorithme de commande prédictive permettant aux aéronefs sans pilote (UAVs) de se rendre à des cibles immobiles dont les positions sont connues. Il faut toutefois que les aéronefs évitent, en cours de route, des obstacles ellipsoïdaux statiques qui sont détectés par les aéronefs lorsqu'ils en sont assez près. De plus, l'information sur les obstacles détectés doit ^etre transmisse aux autres aéronefs. Pour chacun de ces aéronefs, l'information est reçue seulement s'il est à portée de communication. Il est présumé que chaque aéronef possède un pilote automatique, système de commande à bord, qui le stabilise. Ainsi, l'algorithme doit déterminer les commandes à transmettre au pilote automatique. L'algorithme développé a été testé avec succès en simulation et l'aide d'un système "Hardware-In-the-Loop" (HIL).
The main objective of this master's project is to develop a predictive control algorithm that will allow unmanned aerial vehicles (UAVs) to intercept static targets of known position. UAVs must however avoid static ellipsoidal obstacles detected on-route, when they are in close proximity to the aircrafts. Information on the detected obstacles must also be transmitted to fellow UAVs. Each aircraft can receive information from another aircraft, only if they are in communication range. Moreover, it is assumed that each aircraft is equipped with an autopilot (on-board control device) to stabilize the UAV in-flight. The predictive control algorithm must thus determine the commands to transmit to the autopilot. The developed algorithm was tested in simulation and with a Hardware-In-the-Loop (HIL) system, both of which yielded successful results.

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Delmond, Fabien. "Alternatives à la synthèse multi-objectifs : forme standard de passage et ajustements de loi de commande." Toulouse, ENSAE, 2005. http://www.theses.fr/2005ESAE0017.

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Abstract:

Le contexte général dans lequel s'inscrivent ces travaux de thèse est celui de l'ajustement de lois de commande. Cette problématique récente est née de la confrontation des techniques modernes de synthèses de lois de commande sur des applications réalistes dans un contexte industriel, et regroupe les techniques permettant de réduire le fossé entre : la "quête de l'idéal" qui motive l'automaticien. C'est-à-dire la recherche de techniques permettant de fournir la loi de commande optimale directement à partir de l'énoncé du modèle et des spéciﬁcations. ; et la réalité industrielle où les contraintes pratiques et économiques, le savoir-faire et la culture d'entreprise conduisent toujours à favoriser la démarche qui vise à adapter aux nouveaux problèmes rencontrés la solution qui "marchait jusqu’à présent". Le dénominateur commun des techniques présentées dans ce mémoire est donc la disponibilité d’un correcteur pré-existant qui satisfait une partie du cahier des charges, mais qu’il faut adapter pour satisfaire des spéciﬁcations complémentaires ou prendre en compte une évolution du modèle et/ou du cahier des charges. Deux techniques sont exposées dans ce mémoire. La première utilise un outil de synthèse multi-objectifs : la Forme Standard de Passage, qui est déﬁnie comme une solution des problèmes inverses de commande optimale H₂ et H∞ ; c'est-à-dire un problème standard de commande dont l'unique solution optimale au sens des normes H₂ et H∞ coïncide avec le correcteur préexistant. La seconde se base sur l'identiﬁcation bayésienne et permet de mettre à proﬁt des considérations de robustesse paramétrique pour l’ajustement des lois de commande, principalement la direction de robustesse maximale dans l’espace paramétrique, constitué des paramètres dynamiques à ajuster en boucle fermée, augmenté des paramètres de réglage du correcteur. Ces deux techniques sont appliquées sur des exemples réalistes empruntés au domaine aéronautique ; domaine caractérisé par l'utilisation de modèles de grandes dimensions, des cahiers des charges très complets et qui a donc motivé ces recherches.

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Prévost, Carole Gabrielle. "UAV Optimal Cooperative Obstacle Avoidance and Target Tracking in Dynamic Stochastic Environments." Thesis, Université Laval, 2011. http://www.theses.ulaval.ca/2011/27964/27964.pdf.

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Youssef, Anis. "Réseau de communication à haut niveau d'intégrité pour des systèmes de commande-contrôle critiques intégrant des nappes de microsystèmes." Phd thesis, Institut National Polytechnique de Toulouse - INPT, 2005. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00111808.

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Abstract:

Vu le développement important des micro-systèmes, leur utilisation sous forme de nappes dans les systèmes de commande-contrôle critiques est une vraie opportunité. Cela soulève néanmoins des défis, parmi lesquels, la définition d'un système de communication à haut niveau d'intégrité.
L'étude que nous avons effectuée sur des réseaux standard montre que les protections classiques à base de codes CRC ne permettent pas d'obtenir le niveau d'intégrité visé.
Pour l'atteindre, nous avons proposé une solution originale - fonction de contrôle évolutive - qui tire profit du fait que, pour les systèmes de commande-contrôle envisagés (systèmes à dynamique lente), l'intégrité est à considérer sur un lot de messages et non sur un seul message. La solution proposée a ensuite été validée via des simulations Matlab-Simulink.
Le cas d'étude utilisé est celui de systèmes de commande de vol du futur, en vue de pouvoir commander des nappes de milliers de micro-surfaces tels que des micro-spoilers.

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Nguyen, Dang Hao. "Formation control for a group of underactuated vehicles." Thesis, Université de Lorraine, 2015. http://www.theses.fr/2015LORR0164/document.

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Abstract:

Le contrôle de vol en formation se rapporte au contrôle de la trajectoire de plusieurs véhicules pour accomplir une tâche commune. La motivation du contrôle du vol en formation réside dans le fait que l'utilisation de plusieurs drones permet de réaliser des tâches plus complexes et que ne peut accomplir un drone unique. Les stratégies de commande de flotte de véhicules peuvent être classées en trois groupes principaux : la stratégie de vol type meneur-suiveur, celle basée sur comportement et l'approche utilisant un meneur virtuel. Chaque groupe se compose de différents véhicules et on suppose que les véhicules communiquent entre eux pour échanger des informations. Le contrôle de position pour des quadrirotors sous-actionnés ou des UAV VTOL a retenu l'intérêt de plusieurs chercheurs de la communauté scientifique. En raison de la nature sous-actionnée des UAV VTOL, l'attitude du système doit être utilisée afin de commander la position et la vitesse. En effet, la prise en compte des perturbations externes, des incertitudes sur la dynamique du système ainsi que l'objectif d'obtenir des résultats globaux rendent la synthèse de lois de commande plus difficile. Nous proposons, dans ce travail, un algorithme permettant l'extraction de l'attitude et une nouvelle formulation de la poussée pour la commande d'un drone. Cet algorithme utilise cette formulation de la force de poussée pour atteindre les objectifs en translation et utilise le vecteur quaternion unitaire comme consigne du sous-système en rotation. Cet algorithme est ensuite étendu au cas de la commande de vol en formation. Cinq contrôleurs de vol en formation sont développés et séparés dans deux groupes : l'approche structure virtuelle et l'approche meneur-suiveur. Les trois premiers contrôleurs de vol en formation utilisent l'approche structure virtuelle. La vitesse, les perturbations et les incertitudes de modèle dans la dynamique sont estimées par le biais d'un observateur et la technique de commande "backstepping" adaptative. La synthèse des deux derniers contrôleurs de vol en formation de vol est obtenue en utilisant l'approche meneur-suiveur. La formation utilisant cette approche pour des quadrirotors et pour le système du second degré est construite. Le changement de la configuration de la formation de vol est également simulé pour ces deux derniers contrôleurs de vol en formation. Dans chacun des cinq contrôleurs de vol en formation, la fonction d'évitement de collision construite à partir d'une fonction indicielle "lisse" est incluse. Cette fonction produit une force de poussée quand un quadrirotor évolue près des autres et d'une force de traction quand un quadrirotor évolue hors de la zone de détection. Les résultats de simulation prouvent que cette fonction d'évitement de collision fonctionne tout à fait correctement et qu'aucune collision entre les quadrirotors ni avec les obstacles ne se produit. En résumé, l'utilisation de la poussée, de l'algorithme d'extraction d'attitude et de la fonction d'évitement de collision, rend la synthèse des lois de commande plus facile et les résultats obtenus pour le vol en formation sont globaux
Formation control relates with the motion control of multiple vehicles to accomplish a common task. The motivation of formation control is because of the advantages achieved by using a formation of vehicles instead of a single one. Cooperative control approach can be cataloged into three main groups: leader-follower, behavior-based and virtual structure. Each group consists of individual vehicles and the communication allows the information be exchanged among vehicles. Position control for under-actuated quadrotors or VTOL UAVs has been focused in several group in the research community. Due to the under-actuated nature of VTOL UAVs, the system attitude must be used in order to control the position and velocity of the system. Moreover, the effect of external disturbance, uncertainty of the dynamics and the requirement of achieving the global results make the control design process more difficult. Developing from a global controller for a single quadrotor, a new thrust and attitude extraction algorithm is proposed. This algorithm allows transferring an intermediate control force to a thrust force to achieve the translational objective and an unit quaternion vector as a reference for the rotational subsystem. This algorithm is also embedded in the formation controller. Five formation controllers are developed and separated into two groups, virtual structure and leader-follower approach. The first three formation controllers are constructed by using the virtual structure approach. The unmeasured linear velocity, disturbance and uncertainty in the dynamics are solved by employing observer design and adaptive backstepping control design technique. The last two formation controllers are built by using the leader-follower approach. The leader follower formation for quadrotors and for second order system are constructed. The changing of formation shape in working time also is simulated in these last two formation controllers. In all five formation controllers, collision avoidance function constructed from a smooth step function is embedded. This function generates a pushing force when a quadrotor goes close to the others and a pulling force when a quadrotor travels out of the sensing range. The simulation results show that this collision avoidance function works quite effectively and there is no collision among quadrotors and obstacles. It can be summarized that by using the thrust and attitude extraction algorithm and the collision avoidance function, the control design process becomes easier and all the formation controllers achieve the global results

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Bochot, Thomas. "Vérification par Model Checking des commandes de vol : applicabilité industrielle et analyse de contre-exemples." Toulouse, ISAE, 2009. http://www.theses.fr/2009ESAE0003.

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Abstract:

Le système de commande de vol (CDV) est un des systèmes les plus critiques à bord d'un avion. Les fonctions logicielles de ce système sont donc soumises à un effort de vérification important. Chez Airbus, le développement des fonctions critiques suit une approche basée sur des modèles formels, à partir desquels la majeure partie du code embarqué est générée. Certaines vérifications peuvent ainsi s'effectuer dès le niveau de la modélisation formelle, et sont aujourd'hui réalisées par test des modèles dans un environnement de simulation. L'objet de cette thèse est d'étudier comment une technique formelle, le model-checking, s'insère dans ces vérifications amonts. La contribution comporte trois parties. La première partie tire le bilan des études passées d'Airbus sur l'application du Model Checking au système de CDV. Nous analysons notamment les caractéristiques des fonctions de CDV, et leur impact sur l'applicabilité de la technologie. Le deuxième partie complète la précédente par une nouvelle étude, expérimentant le Model Checking sur la fonction Ground Spoiler de l'A380. Les expérimentations ont permis de consolider notre analyse du positionnement du Model Checking dans le processus Airbus. Un des problèmes pratiques identifiés concerne l'exploitation des contre-exemples retournés par le model-checker, en phase de mise au point d'un modèle. La troisième partie propose une solution à ce problème, basée sur l'analyse structurelle des parties d'un modèle activées par le contre-exemple. Il s'agit, d'une part d'extraire l'information pertinente pour expliquer la violation de la propriété cible et, d'autre part de guider le model-checker vers l'exploration de comportements différents, activant d'autres parties du modèle. Un algorithme d'analyse structurelle est défini, et implémenté dans un prototype afin d'en démontrer le concept.

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Rondon, Sallan Eduardo. "Navigation d'un véhicule aérien par flux optique." Compiègne, 2010. http://www.theses.fr/2010COMP1912.

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Abstract:

Cette thèse s'est concentrée dans la conception des stratégies de navigation basées sur la vision, pour un véhicule aérien a voilure tournante dote de quatre moteurs. La première étape de cette étude a été la conception d'un véhicule aérien parfaitement adapte aux exigences relatives a la navigation basée sur la vision. Ensuite, les problématiques liées a la stabilisation et la régulation de la vitesse ont été abordées. A cette fin, nous avons développé un système de vision qui permet d'estimer l'altitude, la position latérale et la vitesse d'avancement du véhicule. Nous montrons que l'information visuelle permet la construction des stratégies de commande adaptées à différents types de modes de vol. Une stratégie hiérarchique a été élaborée et implémentée. Les résultats expérimentaux montrent que l'hélicoptère est capable de réaliser des vols autonomes, validant ainsi les algorithmes de vision et la loi de commande. Toutefois, pour être considère comme totalement autonome, le véhicule aérien doit être capable de surmonter tous les changements inattendus dans son environnement. Ceci peut être réalise grâce a des fonctions très spécifiques qui prennent en charge le comportement réactif du véhicule. L'approche proposée vise à détecter et éviter les obstacles frontaux utilisant des propriétés connues du flux optique, et en tirant parti de la capacité de vol stationnaire du drone. Une machine d'état est implémentée. Cette solution a été choisie pour équiper le drone avec toutes les réactions nécessaires a la navigation en intérieur. Nous montrons comment des transitions en douceur peuvent être atteintes grâce a la diminution de la vitesse du véhicule proportionnellement à sa distance de l'obstacle
This thesis is focused in the design of visual strategies to ensure the autonomousnavigation of a quad-rotor rotary wing UAV. The first step on thisstudy was to design a quad-rotor perfectly suited for the requirements related to the visual navigation such as fast rotational dynamics and sufficient payload capabilities. Then the stabilization and the speed regulation problem were addressed. For this purpose, we have developed a vision system which estimates the altitude, the lateral position and the forward speed of the engine during flights. We show that the visual information allows the construction of control strategies for different kinds of flying modes: hover flight, forward flight at constant speed. A hierarchical control strategy is developed and implemented. An experimental autonomous flight was successfully achieved, validating the visual algorithm and the control law. However, in order to be completely autonomous the robot must be capable to overcome all unexpected changes in its environment. To achieve the required functions, a reactive behavior has been built. The proposed approach aims to detect and avoid frontal obstacles using known properties of the optical flow and by taking advantage of the capability of stationary flight of the rotorcraft. A state machine is proposed as a solution to equip the UAV with all reactions necessary for indoor navigation. We show how smooth transitions can be achieved by decreasing the speed of the vehicle proportionally to the distance to an obstacle and by brief instants of stationary flight

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Simon, Pascal. "Détection robuste et précoce des pannes oscillatoires dans les systèmes de commandes de vol." Thesis, Bordeaux 1, 2011. http://www.theses.fr/2011BOR14377/document.

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Abstract:

Le travail de recherche effectué dans cette thèse a été réalisé dans le cadre d'une convention CIFRE entre le laboratoire IMS de l'université Bordeaux 1 et la société Airbus Operations S.A.S. Cette thèse traite de la détection robuste et précoce des pannes oscillatoires de faible amplitude dans les systèmes de commandes de vol électriques. Une panne oscillatoire est une oscillation anormale d'une surface de contrôle due à un dysfonctionnement dans la chaîne d'asservissement de la servocommande d'une gouverne. Les pannes oscillatoires ont une influence sur la structure, l'aéroélasticité et la pilotabilité de l'avion, lorsqu'ils sont situés dans la bande passante de l'actionneur. La capacité à détecter ces pannes est très importante car elles ont un impact sur la conception structurale de l'avion. Au plan méthodologique, nous nous sommes focalisés sur l'estimation adaptative des paramètres et de l'état à base d'une technique de filtrage non linéaire local. Le mécanisme de filtrage opère sur un modèle non linaire de la chaine de contrôle-commande de l’actionneur hydraulique en amont des surfaces de contrôle. L'algorithme d'estimation est basé sur une interpolation polynomiale d'opérateurs linéaire, et offre l'avantage d'une implémentation relativement aisée. Un problème crucial et sous-jacent est la détermination des hyper-paramètres de réglage de cet algorithme. Nous avons proposé une démarche hors-ligne dédiée, en intégrant un critère de sensibilité vis-à-vis des pannes que nous devons détecter. La technique proposée a été implémentée et testée: les résultats expérimentaux obtenus sur banc essai et sur un simulateur A380 ont clairement mis en évidence l'apport de la nouvelle approche en termes de performances, tout en gardant le même niveau de robustesse
The research work done in this PhD has been caried out in the frame of an industrial convention (CIFRE) between the IMS laboratory and Airbus Operations S.A.S. The thesis deals with robust and early detection of oscillatory failures (OFC: Oscillatory Failure Case) in the Electrical Flight Control System. An oscillatory failure is an abnormal oscillation of a control surface due to component malfunction in control surface servoloops. OFCs have an influence on structural loads, aeroelasticity and controllability when located within the actuator bandwidth. The ability to detect these failures is very important because they have an impact on the structural design of the aircraft. Usual monitoring techniques cannot always guarantee to remain within an envelope with acceptable robustness. In this work, we develop a model based strategy to detect such failures with small amplitude at a very early stage. The monitoring strategy is based on dedicated non linear local filtering for on-line joint parameter/state estimation, allowing for model parameter variations during A/C flight. This strategy is associated with the same decision making rules as currently used for in-service Airbus A380. We propose a method for adjusting the tuning parameters so that various design goals and trades-off can be easily formulated and managed. The performance of the proposed fault detection scheme is measured by its detection delay, its propensity to issue false alarms and whether it permits a failure to go undetected. The proposed technique has been implemented and tested with success on Airbus test facilities including an A380 flight simulator

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Pucci, Daniele. "Vers une stratégie unifiée pour la commande des véhicules aériens." Phd thesis, Université Nice Sophia Antipolis, 2013. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00865829.

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Abstract:

Au cours du siècle dernier, la communauté scientifique a traité le contrôle des véhicules aériens principalement par l'élaboration de stratégies ad hoc, mais aucune approche unifiée n'a été développé jusqu'à présent. Cette thèse participe à l'élaboration d'une approche unifiée pour le contrôle des véhicules aériens en prenant en compte les forces aérodynamiques dans la conception de la commande. Nous supposons les effets aérodynamiques de rotation et les effets non stationnaires négligeables. Les actionneurs du véhicule sont supposés être composés d'une force de poussé fixée au corps pour le mouvement en translation, et d'un couple de contrôle pour la régulation d'attitude. Cette thèse se concentre ensuite sur la boucle de guidage, traitant du contrôle de la vitesse linéaire. L'un des principaux objectifs a été de déterminer la façon de réguler la force de poussée et l'orientation du véhicule pour compenser les forces extérieures. Tout d'abord nous abordons la modélisation, l'analyse et le contrôle de la dynamique longitudinale de l'avion. Ensuite nous étendons certaines de ces études aux mouvements tridimensionnels d'avions au corps symétrique, tels que les missiles. Un résultat original de cette thèse est de préciser les conditions sur la force aérodynamique permettant de reformuler le problème du contrôle dans celui de la commande d'un corps sphérique, pour lequel des résultats de stabilité peuvent être démontrés. Les lois de commande proposées intègrent des termes intégraux et anti-wind up sans reposer sur une politique de commutation entre plusieurs lois de commande.

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Cieslak, Jérôme. "ANALYSE ET SYNTHESE D'UNE ARCHITECTURE COOPERATIVE POUR LA COMMANDE TOLERANTE AUX DEFAUTS - APPLICATION A UN SYSTEME AERONAUTIQUE." Phd thesis, Université Sciences et Technologies - Bordeaux I, 2007. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00178592.

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Abstract:

Cette thèse porte sur une des préoccupations majeures dans la conception des systèmes automatisés : la tolérance aux défauts. L'interaction entre les tâches de surveillance et de reconfiguration de la loi de commande est examinée et un nouveau schéma coopératif est proposé pour la gestion globale des compromis. Cette architecture présente l'avantage de préserver entièrement les performances nominales (situation non défaillante) car la boucle de commande nominale est conservée au sein du schéma coopératif. Une procédure de synthèse basée sur la mise en œuvre et l'évaluation des indicateurs de performance des modules de diagnostic et de commande, est proposée. Les résultats méthodologiques sont appliqués au modèle d'un avion gros porteur : le Boeing 747-100/200. Ce Benchmark a été établi par le groupe européen GARTEUR (AG16, Fault Tolerant Control) afin de comparer les méthodologies actives de la commande tolérante aux fautes avec les lois classiques de pilotage.

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Sève, Florian. "Commande robuste pour une classe de systèmes non linéaires à paramètres variants : application aux projectiles guidés." Thesis, Université de Lorraine, 2016. http://www.theses.fr/2016LORR0281.

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Abstract:

Ce mémoire de thèse traite du développement des dynamiques et des lois de commande de vol d’un projectile d’artillerie gyrostabilisé guidé par une tête découplée. Un modèle non linéaire du projectile est proposé, et sert à calculer un modèle linéarisé de la dynamique de roulis du nez et un modèle q-LPV des chaînes de tangage et de lacet à paramètres fortement variants. Les incertitudes de modélisation sont prises en compte pour concevoir l’autopilote. Des propriétés importantes des projectiles gyrostabilisés, qui sont liées au couplage dynamique tangage/lacet, aux modes internes et à la stabilité, sont mises en valeur grâce au modèle q-LPV. En vue de l’utiliser pour calculer une loi de commande, la dimension de son vecteur des paramètres est réduite et la position des capteurs intégrés dans le nez est considérée. Un seul correcteur linéaire est suffisant pour la dynamique de l’angle de roulis du nez alors qu’une stratégie systématique de commande par séquencement de gains basée sur une linéarisation est élaborée séparément pour générer un correcteur séquencé des facteurs de charge de tangage et de lacet. Des structures de commande fixées d’ordre réduit sont conçues en appliquant la même approche de synthèse linéaire H∞ par façonnage de gain de boucle pour les axes de roulis et de tangage/lacet. De très bonnes propriétés de performance et de robustesse en boucle fermée, comparables à celles fournies par des correcteurs d’ordre plein, sont obtenues. Finalement, l’efficacité de l’autopilote augmenté d’une loi de guidage par navigation proportionnelle pure est vérifiée via de nombreuses simulations non linéaires de trajectoires. Ces dernières correspondent à des scénarios de vol nominaux d’interception de cibles balistiques, non balistiques immobiles, ou manœuvrantes, ainsi qu’à des scénarios considérant des perturbations sur les conditions de tir ou sur les dynamiques du projectile guidé
This thesis addresses the development of the flight dynamics and control laws for an artillery spin-stabilized projectile equipped with a decoupled guidance nose. A projectile nonlinear model is discussed, and it is used for computing a linearized model of the nose roll dynamics along with a q-LPV model of the highly parameter-varying pitch/yaw-dynamics. Modeling uncertainty is taken into account for autopilot design. Important properties specific to spin-stabilized projectiles, which are relevant to pitch/yaw-channel cross-coupling, internal modes and stability, are highlighted using the q-LPV model. In order to use the latter for calculating a control law, the dimension of its parameter vector is reduced and the position of the nose-embedded sensors is considered. A single linear controller is sufficient for the nose roll angle dynamics whereas a systematic linearization-based gain-scheduled control strategy is separately devised to provide a pitch/yaw-axis load factor gain-scheduled controller. Controllers of reduced-order fixed structures are computed by applying the same H∞ linear design loop-shaping approach for the roll and pitch/yaw-axes. Very good closed-loop performance and robustness properties, which are similar to those provided by full order controllers, are obtained. Finally, the effectiveness of the autopilot augmented by a pure proportional navigation guidance law is verified through a variety of nonlinear trajectory simulations. The latter correspond to nominal flight scenarios with ballistic, non-ballistic stationary, and maneuvering interception points, and to scenarios with perturbed launch conditions or guided projectile dynamics

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Saif, Osamah. "Reactive navigation of a fleet of drones in interaction." Thesis, Compiègne, 2016. http://www.theses.fr/2016COMP2269/document.

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Abstract:

De nos jours, les applications utilisant des quadrirotors autonomes sont en plein essor. La surveillance et la sécurité de sites industriels ou sensibles, de zones géographiques pour l’agriculture par exemple sont quelques-unes des applications les plus célèbres des véhicules aériens sans pilote (UAV). Actuellement, certains chercheurs et scientifiques se concentrent sur le déploiement multi-drones pour l’inspection et la surveillance de vastes zones. L’objectif de cette thèse est de concevoir des algorithmes afin de réaliser une commande de vol en formation distribuée/décentralisée de multi-UAVs en temps réel dans une perspective de systèmes de systèmes. Tout d’abord, nous avons passé en revue certains travaux récents de la littérature sur la commande de vol en formation et la commande de quadrirotors. Nous avons présenté une brève introduction sur les systèmes de systèmes, leur définition et leurs caractéristiques. Ensuite, nous avons introduit la commande de vol en formation avec ses structures les plus utilisées dans la littérature. Nous avons alors présenté quelques travaux existants traitant du flocking (comportement de regroupement en flotte), les méthodes de modélisation les plus utilisés pour les quadrirotors et quelques approches de commande les plus utilisées pour stabiliser des quadrirotors. Deuxièmement, nous avons utilisé la structure de la commande comportementale pour réaliser un vol en formation de plusieurs UAVs. Nous avons conçu un comportement pour réaliser le vol en formation de multi-UAVs sans fragmentation. Le comportement proposé traite le problème flocking dans une perspective globale, c’est-à-dire, nous avons inclus une tendance dans chaque drone pour former une formation. Les défis des Systèmes de systèmes nous a motivés à chercher des algorithmes de flocking et de consensus introduits dans la littérature qui peuvent être utiles pour répondre à ces défis. Cela nous a amenés à proposer quatre lois de commande en visant à être compatibles avec le modèle non linéaire des quadrirotors et pouvant être expérimentés sur des plates-formes réelles. Les lois de commande ont été exécutées à bord de chaque quadrirotor dans la formation et chaque quadrirotor interagit avec ses voisins pour assurer un vol en formation sans collision. Enfin, nous avons validé nos lois de commande par des simulations et des expériences en temps réel. Pour la simulation, nous avons utilisé un simulateur de multi quadrirotors développé au laboratoire Heudiasyc. Pour les expériences, nous avons mis en œuvre nos lois de contrôle sur des quadrirotors ArDrone2 évolués dans un environnement intérieur équipé d’un système de capture de mouvement (Optitrack)
Nowadays, applications of autonomous quadrotors are increasing rapidly. Surveillance and security of industrial sites, geographical zones for agriculture for example are some popular applications of Unmanned Aerial Vehicles (UAVs). Nowadays, researchers and scientists focus on the deployment of multi-UAVs for the inspection and the surveillance of large areas. The objective of this thesis is to design algorithms and techniques to perform a real-time distributed/decentralized multi-UAVs flight formation control, from a system of systems perspective. Firstly, we reviewed recent works of the literature about flight formation control and the control of quadrotors. We presented a brief introduction about systems of systems, their definition and characteristics. Then, we introduced the flight formation control with its most used structures in the literature, some existing works dealing with flocking. Finally, we presented the most used modeling methodologies for quadrotors and some control approaches that are used to stabilize quadrotors. Secondly, we used the behavioral-based control structure to achieve a multiple UAV flocking. We conceived a behavior intending to address the control design towards a successful achievement of the flocking task without fragmentation. The proposed behavior treats the flocking problem from a global perspective, that is, we included a tendency of separated UAVs to form a flock.System of systems challenges motivated us to look for flocking and consensus algorithms introduced in the literature that could be helpful to answer to these challenges. This led us to propose four flocking control laws aiming at being compatible with the nonlinear model of quadrotors and at being implemented on experimental platforms. The control laws were run aboard each quadrotor in the flock. By running the control law, each quadrotor interacts with its neighbors to ensure a collision-free flocking. Finally, we validated our proposed control laws by simulations and real-time experiments. For the simulation, we used a PC-based simulator of flock of multiple quadrotors which was developed at Heudiasyc laboratory. For experiments, we implemented our control laws on ArDrone2 quadrotors evolved in an indoor environment equipped with an Optitrack motion capture system

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Dissertations / Theses on the topic 'Commande, Système de (vol)'

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