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.

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.

Cette thèse présente une méthodologie de conception et d’évaluation de lois de commande pour projectiles guidés, au moyen d’un prototype placé dans une soufflerie via un support autorisant plusieurs degrés de liberté en rotation. Ce dispositif procure un environnement permettant à la fois de caractériser expérimentalement le comportement de la munition et d’évaluer les performances des lois de commande dans des conditions réalistes, et est mis en œuvre pour l’étude d’autopilotes de tangage et de lacet, à vitesse fixe et à vitesse variable, pour un prototype de projectile empenné piloté par canards. La modélisation d’un tel système aboutit à un modèle non-linéaire dépendant de nombreuses conditions de vol telles que la vitesse et des angles d’incidence. Les méthodes de séquencement de gain basées sur des linéarisations d’un modèle non-linéaire sont couramment employées dans l’industrie pour la commande de ce type de systèmes. A cette fin, le système est représenté au moyen d’une famille de modèles linéaires dont les paramètres sont directement estimés à partir de données recueillies sur le dispositif expérimental. L’observation du comportement à différents points de vol permet de considérer la vitesse de l’air comme unique variable de séquencement. La synthèse des différents contrôleurs est réalisée au moyen d’une méthode H∞ multi-objectifs à ordre et structure fixes, afin de garantir la stabilité et la robustesse du système vis-à-vis d’incertitudes liées à la variation du point de fonctionnement. Ces lois de commande sont alors validées au moyen d’analyses de robustesse, puis par leur implémentation sur le dispositif expérimental. Les résultats obtenus lors d’essais en soufflerie correspondent aux simulations numériques et sont conformes aux spécifications attendues. / This work presents a novel methodology for flight control law design and evaluation, using a functional prototype installed in a wind tunnel by the means of a support structure allowing multiple rotational degrees of freedom. This setup provides an environment allowing experimental characterization of the munition’s behavior, as well as for flight control law evaluation in realistic conditions. The design and validation of pitch and yaw autopilots for a fin-stabilized, canard-guided projectile is investigated, at fixed and variable airspeeds. Modeling such a system leads to a nonlinear model depending on numerous flight conditions such as the airspeed and incidence angles. Linearization-based gain scheduling techniques are widely employed in the industry for controlling this class of systems. To this end, the system is represented with a family of linear models whose parameters are directly estimated from experimentally collected data. Observation of the projectile’s behavior for different operating points indicates the airspeed can be considered as the only scheduling variable. Controller synthesis is performed using a multi-objective, fixed-order, fixed-structure H∞ technique in order to guarantee the stability and robustness of the closed-loop against operating point uncertainty. The obtained control laws are validated with robustness analysis techniques and are then implemented on the experimental setup, where wind-tunnel tests results correlate with numerical simulations and conform to the design specifications.