Un système de lancement aéroporté est constitué d'un porteur de type avion larguant un lanceur à une certaine altitude. De tels systèmes sont l'objet d'un intérêt croissant, notamment pour la mise à poste de petits satellites. Les travaux présentés dans cette thèse s'intègrent dans le programme Perseus du CNES qui a déjà donné lieu à la construction d'un modèle réduit appelé EOLE. Il s'agit d'étudier la phase de largage, particulièrement sensible.Les contraintes de similitude pouvant permettre l'étude du largage taille réelle avec EOLE sont d'abord identifiées. Les possibilités d'extrapolation directe et déterministe des mesures réalisées avec EOLE étant limitées par le non respect d'une contrainte de masse, il est choisi d'étudier le largage avec une approche probabiliste en développant un nouveau modèle multi-corps. Une grande variété d'incertitudes est prise en compte, concernant par exemple aussi bien les interactions aérodynamiques que le mécanisme de séparation. Un nouveau critère de performance générique,basé sur des géométries élémentaires, est développé pour évaluer la fiabilité du largage.L'analyse de sensibilité du largage aux facteurs d'incertitude est ensuite réalisée. Compte tenu du nombre élevé de paramètres en jeu et du temps de simulation, il est d'abord recherché une simplification du modèle. La méthode de Morris est utilisée pour identifier des facteurs d'incertitude peu influents pouvant être fixés à une certaine valeur. Cette étape est fréquente, mais il est montré qu'il existe un risque important de fixer des facteurs dont l'influence a en fait été sous-estimée. Une adaptation de la méthode de Morris améliorant l'échantillonnage des facteurs, le calcul de leurs influences et le traitement statistique des résultats permet de réduire considérablement ce risque.Une fois l'impact des différentes incertitudes estimé, il a été possible d'optimiser les conditions de largage afin de réduire la probabilité qu'un problème intervienne. / In an air launch to orbit, a space rocket is launched from a carrier aircraft. Air launchto orbit appears as particularly interesting for small satellites. This Ph.D. thesis is part of the program Pegasus of the French space agency CNES and it follows the development of a small scale demonstrator called EOLE. It focuses on the very sensitive separation phase.The similitude constraints which have to be respected to study the large scale system with EOLEare first identified. A problem of mass limits the possibilities to directly extrapolate at a larger scale, in a deterministic approach, data obtained with EOLE. It is decided to study the separation in a probabilistic approach by developing a new multi-body model. A great variety of uncertainties are taken into account, from the aerodynamic interactions to the atmospheric turbulences, the separation mechanism, and the launch trajectories. A new performance criterion is developed to quantify the safety of the separation phase. It is based on elementary geometries and it could beused in other contexts.A sensitivity analysis is applied to estimate the influence of the uncertainties on the performance criterion. Given the large number of factors of uncertainty and the non-negligible simulation time,the model is first simplified. The Morris method is applied to identify the factors with a low influence which can be fixed to a given value. It is a frequent step, but it is shown that there isa high risk to fix the wrong factors. Any further study would then be altered. The risk to fix the wrong factors is significantly reduced by improving the factors sampling, the calculation of their influence, and the statistical treatment of the results. This new method is used to estimate the influence of the uncertainties at the separation and the safety is improved by optimizing launch trajectories.

The main objective of this thesis is to introduce the reader to the problematics of air-launch and to a custom design solution applying this concept. The specifics of this method of bringing a payload into orbit are described and explained. Overview of projects which use aircraft to launch spacecraft is included. Determination of primary parameters of a launch vehicle designed to carry a payload of a specified mass is conducted. The required flight performance has been estimated, a computational model has been developed in software MATLAB, and a multidisciplinary optimization of the design parameters has been performed using a genetic algorithm optimization method. Parameters of the designed air-launched rocket are compared with those of a ground-launched rocket. According to the specific criteria, the Airbus A310-300 aircraft was selected as the most suitable transport aircraft to be used for launching the designed launch vehicle. The last part of the thesis is devoted to the proposal of necessary modifications and estimation of the flight performance.