L'optimisation multidisciplinaire (MDO) à base de gradients est efficace et très utilisée pour le dimensionnement structural d'ailes flexibles. Cependant, dans le contexte de simulations numériques haute-fidélité, le calcul efficace des gradients reste un défi majeur. L'objectif de ce travail est d'étudier les approches les mieux adaptées aux spécificités du calcul de sensibilité des efforts aéroélastiques par rapport à des paramètres structuraux.Deux techniques de calcul de gradient haute-fidélité adaptées aux systèmes aéroélastiques fortement couplés sont proposées. La technique la plus intrusive repose sur les formulations directe et adjointe qui nécessitent un effort d'implémentation logicielle substantiel. Alternativement, nous proposons une approche découplée et non-intrusive, moins lourde à implémenter et cependant capable de fournir une approximation précise des gradients. Ces deux techniques ont été intégrées dans le logiciel CFD elsA de l'Onera.La précision, l'efficience et l'applicabilité de ces méthodes sont démontrées sur le cas-test avion de transport civil Common Research Model (CRM). Nous résolvons un problème inverse dont l'objectif est de retrouver, en conditions de vol de croisière, une loi cible de vrillage voilure. Ces deux méthodes s'avèrent comparables en matière de précision et de coût. Elles offrent ainsi une souplesse supplémentaire de mise en œuvre en fonction du niveau d'intégration recherché dans le processus MDO. / To improve the structural design of flexible wings, gradient based Multidisciplinary Design Optimization (MDO) techniques are effective and widely used. However, gradients calculation is not trivial and can be costly when high-fidelity models are considered. Our objective is to study different suitable approaches to compute gradients of aeroelastic loads with respect to structural design parameters.To this end, two high-fidelity aero-structure gradient computation techniques for strongly coupled aeroelastic systems are proposed. The most intrusive technique includes the well-established direct and adjoint formulations that require substantial implementation effort. In contrast, we propose an alternative uncoupled non-intrusive approach easier to implement and yet capable of providing accurate gradients approximations. Both techniques have been implemented in the Onera elsA CFD software.Accuracy, efficiency and applicability of these methods are demonstrated on the civil transport aircraft Common Research Model (CRM) test-case. More specifically, an inverse design problem is set up with the objective of matching an in-flight target twist law distribution. These two methods prove to be comparable in terms of accuracy and cost. Thus they offer additional operational flexibility depending on the level of integration sought in the MDO process.

L'utilisation des coefficients aérodynamiques pour caractériser le comportement d'un objet en vol libre demeure un sujet de recherche parmi les plus complexes et les plus étudiés dans le domaine de la balistique extérieure. La présente étude analyse l'identification des coefficients aérodynamiques à partir de données obtenues lors d'essais en vol libre. Elle vise à modéliser, définir ainsi que maîtriser les techniques d'identification de paramètres les plus adaptées au problème qu'est la détermination des coefficients aérodynamiques. Le travail de thèse a été dédié au développement d'une procédure d'identification pour la détermination des coefficients aérodynamiques à partir de mesures de vol libre et a été testée pour deux cas d'application : un corps de rentrée dans l'atmosphère et un projectile stabilisé par empennage. Cette procédure nécessite plusieurs étapes telles que la description du comportement d'un objet en vol libre sous la forme d'un modèle non linéaire en représentation d'état, la description polynomiale des coefficients aérodynamiques en fonction du nombre de Mach et de l'incidence, les analyses d'identifiabilité a priori et a posteriori suivies de l'estimation des paramètres. De plus, dans le but d'augmenter la probabilité que les coefficients caractérisent l'aérodynamique de l'objet pour l'ensemble des conditions d'essais et d'améliorer la précision des coefficients estimés, une stratégie "multiple fit" a été appliquée. Cette approche fournit une base de données de coefficients aérodynamiques, qui sont déterminés à partir de plusieurs séries de mesures analysées simultanément, afin de décrire le spectre le plus complet du mouvement de l'objet / The use of aerodynamic coefficients for the characterization of the behaviour of an object in flight remains one of the oldest and most emergent research project in the field of exterior ballistic. The present study investigates the identification of the aerodynamic coefficients based on measured data, gathered during free flight tests from different measurement techniques. This project deals with topics as modelling, defining and mastering parameter identification techniques best suited to the problem of the aerodynamic coefficients determination. In the frame of this study, an identification procedure was developed for the aerodynamic coefficients determination based on free flight measurements and was tested for two application cases: a re-entry space vehicle and a fin stabilized reference projectile. This procedure requires several steps such as the description of the behaviour of the vehicle in free flight as a nonlinear state-space model representation, the polynomial descriptions of the aerodynamic coefficients as function of Mach number and incidence, the a priori and a posteriori identifiability analyses, followed by the estimation of the parameters from free flight measurements. Moreover, to increase the probability that the coefficients define the vehicle’s aerodynamics over the entire range of test conditions and to improve the accuracy of the estimated coefficients, a multiple fit strategy was considered. This approach provides a common set of aerodynamic coefficients that are determined from multiple data series simultaneously analyzed, and gives a more complete spectrum of the vehicle’s motion