Academic literature on the topic 'Drone à voilure fixe'

Dans ce mémoire nous avons étudié la réalisation et la conception d’un drone de recherche à voilure fixe et configuration classique avec pour objectif ultime le test en vol d’une technique de contrôle avancée. Cet objectif fut réalisé à travers l’atteinte de plusieurs objectifs intermédiaires qui sont aussi le sujet de chacun des chapitres de ce mémoire. Parmi ceux-ci on peut compter : la modélisation du drone et de ses paramètres expérimentaux pour la réalisation d’une simulation non-linéaire fidèle à la réalité, la conception de la commande de vol non-linéaire, le développement de la carte de contrôle et de ses logiciels, la programmation du logiciel de la station au sol avec LabVIEW et finalement la réalisation des tests en vol. L’objectif ultime qui était l’application d’une technique avancée de contrôle dans un vol expérimental fut rempli avec succès. En effet, l’expérimentation de l’inversion de la dynamique rapide du drone a donné de très bons résultats et ce sans avoir recourt à la technique classique du découplage des mouvements longitudinaux et latéraux suivi d’un échelonnement de gains (gain scheduling). De plus, le système final demeure facile d’utilisation et élimine complètement le temps entre la fin de la conception d’une technique de contrôle à l’aide de la simulation et son implantation dans le drone réel pour un test en vol.

La connaissance des caractéristiques dynamiques d'un drone à voilure-fixe est nécessaire pour la conception des lois de commande de vol ainsi que pour la réalisation d’un simulateur de vol de haute qualité. Les caractéristiques de base d’un modèle de la mécanique du vol incluent les propriétés de masse, d’inertie et les principaux termes aérodynamiques. Ils répondent à un processus complexe impliquant diverses techniques d’analyse numérique et de procédés expérimentaux. Ce mémoire porte sur l’analyse des techniques d’estimation appliquées aux problèmes d’estimation des dérivées de stabilité et de contrôle à partir des données d’essais en vol fournies par un drone de recherche. Afin d'atteindre cet objectif, une méthodologie d'identification moderne (Quad-M) est utilisée pour coordonner le traitement des tâches à partir des domaines multidisciplinaires, tels que le développement du modèle mathématique, la phase expérimentale, l'estimation des paramètres et la validation du modèle. Le système à l’étude est un modèle non-linéaire à six degrés de liberté comportant un modèle aérodynamique linéaire. Les techniques du domaine temporel sont utilisées pour l'identification du drone. La première technique, la méthode à erreur d’équation, sert à déterminer la structure du modèle aérodynamique. Par la suite, les méthodes à erreur de sortie et à erreur de filtre sont utilisées pour l’estimation des coefficients aérodynamiques. Les programmes Matlab pour estimer les paramètres, obtenus par la American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA), sont utilisés et modifiés au besoin afin d’obtenir les résultats souhaités. Un effort louable dans ce cadre de recherche est consacré à la conception des expériences. Cela comprend une prise de conscience du système d'acquisition de données embarqué et la définition des manoeuvres de vol. Les essais en vol ont été réalisés dans des conditions de vol stable, lors de faible perturbation atmosphérique. Les résultats d'identification ont démontré que seule la méthode à erreur de filtre s’avère la plus efficace pour l’estimation des paramètres du drone dû à la présence de bruit de processus et de mesure. Les coefficients aérodynamiques sont validés à l’aide d’une analyse numérique de la méthode des vortex. De plus, un modèle de simulation intégrant les paramètres estimés est utilisé pour comparer le comportement des états mesurés. Finalement, une bonne correspondance entre les résultats est démontrée malgré un nombre limité de données de vol.

De par l’augmentation de leur utilisation, la sécurisation du vol des drones devient de plus en plus importante. La commande tolérante aux fautes peut alors contribuer à l’obtention d’un niveau de sécurité acceptable. Le but de cette thèse est de développer une méthode de commande tolérante aux fautes basée sur deux types d’approches : l’approche Automatique qui utilise une représentation de systèmes à l’aide de modèles décrivant des évolutions continues et l’approche Intelligence Artificielle qui se base sur la représentation de systèmes à l’aide de modèles discrets ou logiques. Ainsi la première contribution de cette recherche est le développement d'une méthode générique de commande tolérante aux fautes utilisant les cadres de modélisation discret et continu. L’idée consiste à combiner une modélisation continue permettant d’estimer l’état et les paramètres de fautes et une modélisation discrète permettant de prendre une décision en ligne quant au contrôleur à utiliser. L’estimation continue permet d’avoir plus d’informations sur la faute qu’avec une modélisation discrète, alors que celle-ci prend en compte des probabilités de panne et des techniques d’optimisation qui sont plus adaptées à la tâche de décision. La seconde contribution concerne le développement et la validation d’une méthode permettant de détecter et de diagnostiquer la faute. Pour ses avantages, l’idée a été de développer un filtre de Kalman sensibles aux sauts de panne pour l’estimation de l’état et des paramètres de fautes. Pour la détection et le diagnostic de la panne, l’idée a été d’utiliser les données de l’estimation de façon probabiliste. Une fois la faute détectée et identifiée, le système de commande doit réagir pour pouvoir compenser cette faute. La troisième contribution porte donc sur l’amélioration du suivi de la trajectoire par reconfiguration du système de commande. L’objectif est de combiner les méthodes de commutation et d’adaptation, afin de limiter le nombre de contrôleurs en utilisant des contrôleurs adaptatifs pour les modes dégradés, tout en ayant des contrôleurs faciles à concevoir. Des techniques d’optimisation sont alors utilisées de façon à prendre une décision en ligne quant au choix du contrôleur. Finalement, la méthode développée doit être vérifiée avant de pouvoir être implémentée sur un drone. La dernière contribution est l’évaluation de la capacité de la méthode à suivre une trajectoire d’atterrissage en cas de pannes capteurs ou actionneurs grâce à un modèle de drone<br>Major security risks appear with the increase of the number of UAV in the air space. Thus, UAV security is more and more important and Fault Tolerant Control (FTC) methods could support the achievement of acceptable security level. The aims of this research is to develop a FTC method which combines two approaches : Automatic Control approach which is based on model which have a continuous representation of the system and Artificial Intelligence approach which is based on discrete or logical model to represent the system. Thus, the first contribution of this thesis is the development of a generic fault tolerant control method which uses discrete and continuous frameworks. The idea was to combine a continuous framework to estimate the state and fault parameters and a discrete framework to take on line a decision about the controller. The continuous estimation provides more knowledge on the fault whereas a discrete model allows the use of different optimization tools which are more adapted to decision task. The second contribution is the development and the validation of a method for fault detection and diagnosis. For its potential, a Kalman filter is adapted in order to be sensitive to abrupt faults and used for state and fault parameters estimation. These estimates are then used in a probabilistic way to detect and identify the fault. Once the fault is detected, the control system should react to compensate the fault. Thus, the third contribution of this thesis is the improvement of the trajectory tracking by reconfiguration of the control system. The aim is to combine switching and adaptive methods in order to limit the number of controllers by using adaptive controllers for degraded modes while having convenient controllers. Optimization tools are then used to take the decision on the controller to use. Finally, the method has to be validated before being implemented on line. The last contribution is the evaluation of the ability of the method to follow its trajectory despite the apparition of actuator or sensor faults during a landing approach

Les robots manipulateurs sont généralement des machines rigides, conçues pour que leurflexibilité ne perturbe pas leurs mouvements. En effet, des flexibilités mécaniques importantesdans la structure d’un système introduisent des degrés de liberté supplémentaires dont le comportementest complexe et difficile à maîtriser. Cependant, la réduction de la masse d’un systèmeest bénéfique du point de vue des coûts, de la performance énergétique, de la sécurité et des performancesdynamiques. Afin de faciliter l’accès aux nombreux avantages d’une structure légèremalgré la présence de fortes flexibilités, cette thèse porte sur la modélisation, la conception et lacommande de robots manipulateurs flexibles. Elle est motivée par le projet YAKA, dont l’applicationest le lancement et la récupération de drones à voilure fixe depuis un navire faisant route.Cette application nécessite une importante dynamique sur un vaste espace de travail, bien au-delàdes spécifications des robots rigides classiques. Les outils de modélisation, de conception et decommande proposés prennent en compte la flexibilité des segments et des articulations, pour unnombre quelconque de degrés de liberté et de segments flexibles. Le modèle dynamique flexibleest obtenu par le formalisme de Lagrange, les poutres flexibles sont représentées par le modèled’Euler-Bernoulli. Le schéma de commande proposé se décompose en une inversion de modèledynamique rigide et un bloc de précommande par Input Shaping adapté aux robots manipulateursflexibles. Les outils de conception proposés permettent de baser le processus de conceptionsur des performances prédites du système complet muni de ses actionneurs et de son contrôleuravec une simulation réaliste. Les validations expérimentales effectuées sur le robot YAKA permettentde valider la pertinence de la démarche suivie. Les résultats du projet YAKA confirment lafaisabilité de la mise en oeuvre d’un robot flexible de grande envergure et à forte dynamique dansun contexte industriel, en particulier pour le lancement et la récupération d’un drone à voilurefixe depuis un navire faisant route<br>Robot manipulators are generally stiff machines, designed in a way that flexibility does not affecttheir movements. Indeed, significant flexibility introduces additional degrees of freedom witha complex behavior. However, reducing the mass of a system allows for costs, performance, andsafety improvements. In order to allow those benefits despite important flexibility, this thesis focuseson modeling, design and control of flexible robot manipulators. It is motivated by the YAKAproject, which aims at developing a robot to launch and recover fixed wing UAVs from a movingship. It implies reaching very high dynamics on a large workspace, way beyond the specificationsof common rigid robots. The proposed tools for modeling, design and control allow for taking intoaccount both joint and link flexibility, for any number of degrees of freedom and flexible links.The elastodynamic model is obtained with Lagrange principle, each flexible link being representedwith one ormany Euler-Bernouilli beams. The proposed control scheme uses a nonlinear rigiddynamic inversion and extends classical Input Shaping techniques to flexible robot manipulators.The proposed design tools allow for performance prediction of the system including its actuatorsand controllers thanks to a realistic simulation. Experiments conducted with the YAKA robot validatedthe proposed approach. The results of the YAKA project confirmed the feasibility of usinga large scale, highly dynamic flexible robot in an industrial context, in particular for UAVs launchand recovery operations from amoving ship

Le projet de thèse consiste à développer une solution pour l'atterrissage d'un drone à voilure fixe de configuration classique dans une zone limitée. Le principal défi consiste à réduire la vitesse de l'avion à une phase minimale pendant le vol, à l'aide d'algorithmes de contrôle automatique. La réduction de la vitesse d'un drone à voilure fixe s'effectue en augmentant son angle d'attaque, ce qui implique un freinage par la force de traînée. Cependant, cette manœuvre est critique pour un avion conventionnel, parce que si son angle d'attaque augmente au-delà de l'angle de décrochage, le véhicule peut perdre sa contrôlabilité, c'est-à-dire qu'il est possible que le véhicule aérien s'effondre et que sa structure soit endommagée. Le modèle mathématique est une représentation d'équations qui décrit le comportement de la dynamique du système. En considérant plusieurs variables pour obtenir une meilleure approximation de la dynamique du système, dans notre cas le véhicule à voilure fixe, la conception des stratégies de contrôle sera plus difficile et plus complexe. Dans ce travail de recherche, nous utiliserons un modèle mathématique non linéaire car les effets de décrochage peuvent être inclus par des approximations mathématiques du moment de tangage, des forces de portance et de traînée. Cela nous permet d'obtenir une meilleure performance des lois de contrôle pour la navigation autonome du drone à voilure fixe. L'une des limites des véhicules à voilure fixe est qu'ils atterrissent dans des espaces de dimensions réduites et que le pourcentage de dommages subis par leur structure est élevé. En outre, les perturbations extérieures et l'inexpérience des pilotes augmentent le risque de dommages. Il est bien connu qu'il est très difficile de satisfaire aux conditions d'une piste d'atterrissage. Par conséquent, la communauté scientifique s'est efforcée de mettre au point des solutions pour l'atterrissage dans des zones limitées. Dans la littérature, on trouve quelques solutions basées sur des véhicules hybrides et des systèmes de récupération. Les véhicules hybrides consistent à modifier la structure d'un véhicule à voilure fixe. Les moteurs sont répartis stratégiquement pour obtenir une configuration de véhicule multirotor, offrant certaines caractéristiques telles que le décollage et l'atterrissage verticaux. Cependant, ces actionneurs augmentent la masse du véhicule, la consommation d'énergie (ce qui réduit la durabilité du vol), la probabilité de défaillance, le coût d'acquisition, de réparation et d'entretien. Notre objectif dans ce travail de recherche est de concevoir et de valider des stratégies de contrôle pour l'atterrissage d'un drone à voilure fixe dans un espace limité. Les stratégies de contrôle ont été conçues selon deux approches : la première est basée sur le développement de manœuvres pour un drone à voilure fixe afin de réduire la vitesse à une phase minimale pendant le vol. Dans la deuxième approche, nous avons travaillé sur les stratégies de contrôle pour l'atterrissage d'un drone à voilure fixe sur un véhicule terrestre en mouvement. Une stratégie de contrôle a été proposée pour réduire la vitesse du drone à voilure fixe au minimum afin d'être capturé par un système de récupération. La stratégie de contrôle a été divisée en trois étapes de vol : dans la première étape, l'avion s'aligne dans le plan x-y tandis qu'il est conduit à une altitude souhaitée pour effectuer un vol de croisière. L'étape suivante consiste en un vol ascendant, axé sur le suivi d'une référence angulaire basée sur une trajectoire phugoïde. Cette trajectoire implique une augmentation de l'angle d'attaque jusqu'à l'angle de décrochage de l'avion. Ainsi, la vitesse aérienne obtient une réduction maximale dans des conditions sûres, permettant au drone d'être capturé par le système de récupération. Toutefois, si le drone n'est pas capturé par le système de récupération, une stratégie de contrôle est appliquée pour rétablir le vol de l'aéronef<br>The development of this thesis consists of designing some control strategies that allow a fixedwing drone with classical configuration to perform a safe landing in a limited area. The main challenge is to reduce the aircraft’s airspeed avoiding stall conditions. The developed control strategies are focused on two approaches: the first approach consists of the designing airspeed reduction maneuvers for a fixed-wing vehicle to be captured by a recovery system and for a safe landing at a desired coordinate. The next approach is focused on landing a fixed-wing drone on a moving ground vehicle. A dynamic landing trajectory was designed to lead a fixedwing vehicle to the position of a ground vehicle, reaching its position in a defined distance. Moreover, this trajectory was used in a cooperative control design. The control strategy consists of the synchronization of both vehicles to reach the same position at a desired distance. The aerial vehicle tracks the dynamic landing trajectory, and the ground vehicle controls its speed. In addition, we will propose a control architecture with a different focus, where the ground vehicle performs the tracking task of the aerial vehicle’s position in order to be captured. And, the drone’s task is to track a descending flight until the top of the ground vehicle. However, considering the speed difference between both vehicles. Therefore, we propose a new control architecture defining that the aircraft performs an airspeed reduction strategy before beginning its landing stage. The aircraft will navigate to a minimum airspeed, thus, allowing the ground vehicle to reach the fixed-wing drone’s position by increasing its speed. The control laws of each strategy were determined by developing the Lyapunov stability analysis, thus, the stability is guaranteed in each flight stage. Finally, the control strategies were implemented on prototypes allowing us to validate their performance and obtain satisfactory results for safe landing of a fixed-wing drone with classical configuration

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.

Cette thèse développe une nouvelle approche de contrôle pour les avions à échelle réduite. Les lois de commande proposées exploitent un modèle non linéaire simple mais pertinent des forces aérodynamiques appliquées à l’aéronef. Ils reposent sur une structure hiérarchique de contrôle non linéaires, et sont synthétisées sur la base d’analyse de stabilité et de convergence théoriques. Ils sont conçus pour fonctionner sur un large domaine de vol. En particulier, ils évitent les singularités associées à la paramétrisation de l'attitude et la direction de la vitesse. Dans un premier temps, le problème de stabilisation de trajectoires de référence est résolu en étendant la méthode du "thrust vectoring", utilisée pour les véhicules à voilure tournante, au cas des aéronefs à voilure fixe. Dans le cas des avions, le principal défi est de prendre en compte les forces aérodynamiques dans la conception des systèmes de commande. Afin de résoudre ce problème, le contrôle proposé est conçu et analysé sur la base du modèle de forces aérodynamique proposé. Le domaine d'utilisation de cette loi de commande est élargi et englobe les trajectoires d'équilibre (trim trajectories) qui sont classiquement utilisées dans la littérature. Cette solution est ensuite adaptée au problème de suivi de chemin, afin de concevoir des lois de guidage cinématique et de contrôle dynamique applicables à presque tout chemin 3D régulier. Les lois de contrôle proposées contiennent des termes intégraux qui robustifient le contrôle vis-à-vis de dynamiques non modélisées. Plusieurs problèmes pratiques sont adressés et les lois de commande proposées sont validées par des simulations du type "hardware-in-the-loop". Enfin, des résultats d'essais en vol illustrent la performance des lois de contrôle proposées<br>The present thesis develops a new control approach for scale-model airplanes. The proposed control solutions exploit a simple but pertinent nonlinear model of aerodynamic forces acting on the aircraft. Nonlinear controllers are based on a hierarchical structure, and are derived on the basis of theoretical stability and convergence analyses. They are designed to operate on a large spectrum of operating conditions. In particular, they avoid the singularities associated with the parameterization of the attitude and the heading of the vehicle, and do not rely on a decoupling between longitudinal and lateral dynamics. First, the trajectory tracking problem is addressed by extending the thrust vectoring method used for small rotor vehicles to the case of fixed wing vehicles. In the case of airplanes, the main challenge is to take into account the aerodynamic forces in the design of control systems. In order to solve this problem, the proposed control is designed and analyzed on the basis of the proposed aerodynamic forces model. The flight envelope is thus broadened beyond trim trajectories which are classically used in the literature. This solution is then adapted to the path following problem, and kinematic guidance and dynamic control laws are developed within a single coherent framework that applies to almost any regular 3D path. The proposed control laws incorporate integral terms that robustify the control with respect to unmodelled dynamics. Several practical issues are addressed and the proposed control laws are validated via hardware-in-the-loop simulations. Finally, successful flight test results illustrate the soundness and performance of the proposed control laws

Ce travail de thèse porte sur le comportement en vol de drones légers à voilure fixe en présence de vent. Ces dispositifs aériens offrent une transition en douceur de la théorie à la pratique dans le domaine de la commande autonome. En outre, ils fournissent une solution appropriée dans des environnements inaccessibles ou dangereux pour les êtres humains. Cependant, ne pas avoir un pilote humain à bord implique que les UAV reposent sur l'automatisation pour naviguer ou pour éviter les obstacles. De plus, leur vitesse de fonctionnement relativement faible les rend particulièrement affectés par le vent. Motivé par ces considérations, les objectifs de ce travail de recherche visent des résultats théoriques et expérimentaux dans le domaine de la conception de contrôleurs de vol pour les petits drones à voilure fixe de configuration classique permettant le vol stable dans les conditions de vent. Pour atteindre ces objectifs, plusieurs domaines de recherche sont abordés dans cette thèse comme il suit.Tout d'abord, une étude approfondie sur l'aspect aérodynamique de l'avion est menée afin d'obtenir le modèle mathématique du véhicule en présence de vent. En outre, des modèles qui reproduisent le comportement essentiel du système dans un contexte simplifié sont analysés. Par conséquent, des modèles non linéaires de complexité réduite, qui sont plus simples à analyser et simuler et plus adaptés à la conception de stratégies de contrôle, sont présentés. Deuxièmement, le problème à résoudre est formulé comme un problème de suivi de trajectoire dans lequel le dispositif de commande de vol doit être en mesure de diriger le véhicule le long d'un chemin. Des stratégies de navigation sont élaborées dans le but d'éliminer la déviation de l'avion par rapport à la trajectoire de référence. Le vent est considéré d'abord mesurable par une station au sol et, ensuite, estimé en utilisant une navigation adaptative basée sur la théorie de Lyapunov. La performance de l'algorithme d'estimation est améliorée en utilisant la stratégie de commande basée sur la méthode des fonctions de réglage. Le troisième axe de recherche est la conception et la mise en œuvre d'un dispositif expérimental qui se compose d'une station au sol utilisée pour la visualisation et la commande à distance du drone et d'un pilote automatique embarqué contenant la plate-forme de vol munie d'avionique appropriée.

Un micro-drone à voilure tournante est l’appareil aérien optimal pour assister un rover d’exploration à lanavigation sur la planète Mars. Toutefois, les écoulements qu’il rencontre sont compressibles à très faiblenombre de Reynolds, ce qui constitue un domaine de l’aérodynamique inédit et quasiment inexploré à cejour. L’objectif de la thèse est de comprendre, simuler et recréer expérimentalement les phénomènes aérodynamiquesliés au régime inédit des écoulements martiens pour concevoir un système propulsif performant.Après avoir validé les outils de simulation numérique, le comportement instationnaire des écoulements estétudié sur des géométries 2D et 3D. L’écoulement est dominé par la viscosité : les couches limites laminairessont épaisses et le décollement a beaucoup d’influence sur son comportement très instationnaire.Par la suite, plusieurs millions de géométries de profil sont évaluées par un processus d’optimisation basésur un code 2D stationnaire. Les profils optimisés sont fortement cambrés (entre 5.5% et 7%) et de faibleépaisseur relative (e/c ∼ 2%). Le bord d’attaque et le bord de fuite sont très cambrés pour permettrerespectivement l’adaptation à l’écoulement incident et la fixation du point de décollement de la couchelimite. À partir des géométries de profils, l’ensemble du système propulsif est optimisé par intégration despolaires 2D. La théorie des éléments de pale permet de déterminer rapidement les configurations les plusperformantes aérodynamiquement. Et une méthode de sillage libre permet l’optimisation de rotors isoléset de systèmes propulsifs coaxiaux. Les rotors ont des solidités et des vrillages importants, ce qui rappelleles formes d’hélices marines. Les simulations Navier-Stokes 3D mettent en évidence la tridimensionnalitédes écoulements sur la pale, elle est fortement corrélée avec la solidité du rotor et le vrillage de bout depale. La rotation stabilise la couche limite et donne lieu à un décollement stable au bord d’attaque pourcertaines géométries. Le dévrillage en bout de pale permet de stabiliser le tourbillon et de diminuer la perteinduite. Un banc de mesure est placé dans un caisson dépressurisé pour estimer les efforts de poussée et decouple générés par les rotors optimisés en conditions aérodynamiques martiennes. Les essais permettentde valider les tendances d’estimation des codes de simulation ainsi que les processus d’optimisation. Laconfiguration bi-rotors coaxiaux, en comparaison avec une configuration à deux rotors adjacents, permetun gain d’encombrement de moitié pour une perte sur la puissance de seulement 15%. C’est la configurationla plus adaptée pour un micro-drone en atmosphère ténue. Un système propulsif coaxial optimisé (dediamètre 30 cm) permettrait de sustenter un micro-drone d’environ 400 grammes en conditions nominalessur la planète Mars<br>A micro-rotorcraft is the most suited aerial vehicle for rover navigation assistance on Mars. The martianatmosphere’s density, being hundred times lower than on Earth, requires the micro-drone to hover at highrotational speed. Hence, flows on the blade are both compressible and at very low Reynolds number (fewthousands). It constitutes a new aerodynamic domain to be explored. The purpose of the dissertation isto understand, simulate and experimentally duplicate the aerodynamic phenomena in a view to design anefficient propulsion system. After a phase of validation of the simulation tools, the flows’ unsteady behavioris studied on 2D and 3D geometries. Wall flow is highly viscous : laminar boundary layers are thick andtheir separation has a huge influence on its unsteadiness. Then, several millions of airfoil geometries areevaluated by an optimization process based on a steady 2D solver. As final result, the optimized airfoildisplays a highly cambered shape (between 5.5% and 7%) with low relative thickness (t/c ∼ 2%). Leadingand trailing edges are strongly cambered, allowing proper incoming flow adaptation and late boundarylayer separation. Based on this airfoil geometry, rotor shapes are optimized by two methods. Blade elementtheory provides a quick investigation of the most aerodynamically efficient configurations. And a free wakesolver is applied for the final design of isolated rotors and coaxial dual-rotors. Optimized shapes exhibitimportant twist and solidity, evoking marine propellers. 3D Navier-Stokes simulations highlight the flow’sthree-dimensional mechanisms on the blade, which are highly correlated to the rotor’s solidity and twist.Rotation stabilizes the blade’s boundary layer and a stable leading edge separation is observed in somecases. Blade tip twist reduction diminishes the tip vortex and the induced loss. A thrust and torquemeasurement setup is placed in a depressurized tank for the evaluation of optimized rotors in martianatmospheric conditions. Performed experiments confirm the solvers’ trend and validate the design process.Therefore, chosen coaxial dual-rotors configuration provides an important size gain for a low correspondingpower loss (∼ 15%) compared to adjacent dual-rotors. Coaxial dual-rotors are the optimal configuration fora micro-rotorcraft in low-pressure atmosphere flight conditions. Such propulsion system (with a diameterof 30 cm) could lift a 400 grams micro-rotorcraft in hover on the planet Mars