Cette thèse porte sur la commande adaptative directe robuste et son application au contrôle d’attitude des satellites de la filière Myriade du CNES. Après avoir présenté les différents types de commande variant dans le temps, nous rappelons les caractéristiques d’un contrôleur adaptatif direct, en particulier le fait que la seule connaissance d’un retour de sortie stabilisant le système à contrôler suffit pour concevoir un contrôleur adaptatif direct. Parallèlement, nous présentons la théorie des systèmes descripteurs. Modéliser un système sous forme descripteur est non conventionnel mais présente de nombreux avantages dans le contexte de la commande adaptative directe robuste. A l’aide des résultats existants sur la commande adaptative directe d’une part, et de la théorie des systèmes descripteurs d’autre part, nous fournissons une méthode permettant de calculer, connaissant un retour de sortie constant, les paramètres d’un contrôleur adaptatif direct robuste stabilisant. Cette méthode repose sur la résolution d’inégalités matricielles linéaires. Le contrôleur adpatatif est plus robuste que le contrôleur constant, mais on ne peut prouver que la stabilité globale que vers un voisinage du point d’équilibre. Nous présentons ensuite une méthode, également basée sur la résolution d’inégalités matricielles linéaires, permettant de concevoir un contrôleur adaptatif direct robuste de meilleur niveau de rejet des perturbations extérieures que le contrôleur constant à partir duquel il est construit. L’ensemble de ces résultats théoriques est ensuite appliqué au contrôle d’attitude des satellites de la filière Myriade du CNES. En particulier, nous concevons un contrôleur d’attitude stabilisant le satellite quelle que soit la valeur de son inertie. Ce contrôleur d’attitude est également capable d’éviter aux roues à réaction du satellite de saturer. Nous concevons ensuite un contrôleur d’attitude adaptatif, robuste, et qui rejette mieux les perturbations extérieures que le contrôleur constant à partir duquel il est construit. Ce contrôleur constant est d’ailleurs actuellement implémenté à bord des satellites de la filière Myriade du CNES. Enfin, nous validons l’ensemble des résultats de cette thèse à l’aide d’un simulateur SCAO du CNES, où nous simulons le déploiement des mâts d’un satellite, ainsi que des scénarii de sauts de guidage. / This manuscript deals with robust direct adaptive control, and its application to CNES microsatellites attitude control. After listing the different types of time-varying controllers, we recall the characteristics of direct adaptive control. In particular, we recall that the knowledge of a stabilizing static output feedback is sufficient to design a direct adaptive controller. In parallel, we introduce the descriptor system theory. Modelizing a system into descriptor form is not usual but fits well with robust direct adaptive control. Starting from existing results about adaptive control and descriptor system theory, we provide an LMI based method which allows to compute, with the knowledge of a stabilizing static output feedback, the parameters of a stabilizing direct adaptive controller. A first result proves that the adaptive controller is at least as robust as the static output feedback. The second result allows to prove improved robustness at the expense of relaxing stability of the equilibrium point to practical stability, that is convergence to a neighborhood of the equilibrium. Then, we provide a method, LMI based as well, which allows to design a robust direct adaptive controller which has a better level of rejection of the perturbations than the static output feedback from which it is designed. All these theoretical results are applied to the attitude control of CNES microsatellites. We design a controller which stabilizes the attitude of the satellite whatever the value of its inertia. This attitude controller can also avoid the satellite reaction wheels to saturate. We design another robust adaptive attitude controller which has a better level of rejection of the perturbations than the static controller which is currently implemented aboard CNES satellites. Finally, we validate all the results of this manuscript by simulating on a AOCS CNES simulator the deployment of the satellite masts and some guiding jumps.

Motivée par les besoins du domaine spatial en termes de diagnostic embarqué et d’autonomie, cette thèse s’intéresse aux problèmes de diagnostic, de diagnosticabilité et de diagnostic actif des systèmes hybrides. Un formalisme hybride est proposé pour représenter les deux dynamiques, continues et discrètes, du système. En s’appuyant sur ce modèle, une approche de diagnostic passif est proposée en mariant les techniques des systèmes à événements discrets et des systèmes continus. Un cadre formel pour la diagnosticabilité des systèmes hybrides a également été établi proposant des définitions et des critères pour la diagnosticabilité hybride. Suite à un diagnostic passif ambigu, le diagnostic actif est nécessaire afin de désambiguïser l’état du système. Cette thèse propose donc une approche de diagnostic actif, qui partant d’un état de croyance incertain, fait appel aux propriétés de diagnosticabilité du système pour déterminer la configuration où les fautes peuvent être discriminées. Une nouvelle machine à états finis appelée diagnostiqueur actif est introduite permettant de formaliser le diagnostic actif comme un problème de planification conditionnelle. Un algorithme d’exploration de graphes ET-OU est proposé pour calculer les plans de diagnostic actif. Finalement, l’approche de diagnostic a été testée sur le Système de Contrôle d’Attitude (SCA) d’un satellite de Thales Alenia Space. Le module de diagnostic a été intégré dans la boucle fermée de commande. Des scénarios de faute ont été testés donnant des résultats très satisfaisants. / Motivated by the requirements of the space domain in terms of on-board diagnosis and autonomy, this thesis addresses the problems of diagnosis, diagnosability and active diagnosis of hybrid systems. Supported by a hybrid modeling framework, a passive approach for model-based diagnosis mixing discrete-event and continuous techniques is proposed. The same hybrid model is used to define the diagnosability property for hybrid systems and diagnosability criteria are derived. When the diagnosis provided by the passive diagnosis approach is ambiguous, active diagnosis is needed. This work provides a method for performing such active diagnosis. Starting with an ambiguous belief state, the method calls for diagnosability analysis results to determine a new system configuration in which fault candidates can be discriminated. Based on a new finite state machine called the diagnoser, the active diagnosis is formulated as a conditional planning problem and an AND-OR graph exploration algorithm is proposed to determine active diagnosis plans. Finally, the diagnosis approach is tested on the Attitude Control System (ACS) of a satellite simulator provided by Thales Alenia Space. The diagnosis module is successfully tested on several fault scenarios and the obtained results are reported.

Kontrola řízení vozidla se stala významným problémem v automatizačních aplikacích v automobilovém průmyslu. Ta se stala reálnou díky zavedení různých "by-wire" subsystémů, jako je např. "steer-by-wire," "break-by-wire," atd. Tyto subsystémy reprezentují elektronické ekvivalenty již existujících mechanických a hydraulických subsystémů. Především pak může být zavedeno číslicové řízení, určené na základě vzorkování dynamiky vozidla. Výhodou periodického snímání vstupních veličin je vyvarování se určitých poruch spojitého řízení.

L'objectif premier de cette thèse est d'étudier certains aspects du contrôle d'attitude d'un corps rigide, afin d'optimiser la trajectoire d'un lanceur au cours de sa phase balistique. Nous y développons un cadre mathématique permettant de formuler ce problème comme un problème de contrôle optimal avec des contraintes intermédiaires sur l'état. En parallèle de l'étude théorique de ce problème, nous avons mené l'implémentation d'un logiciel d'optimisation basé sur la combinaison d'une méthode directe et d'un algorithme de point intérieur, permettant à l'utilisateur de traiter une phase balistique quelconque. Nous entendons par là qu'il est possible de spécifier un nombre quelconque de contraintes intermédiaires, correspondant à un nombre quelconque de largages de charges utiles. En outre, nous avons appliqué les méthodes dites indirectes, exploitant le principe du maximum de Pontryagin, à la résolution de ce problème de contrôle optimal. On cherche dans ce travail à trouver des trajectoires optimales du point de vue de la consommation en ergols, ce qui correspond à un coût L 1 . Réputé difficile numériquement, ce critère peut être atteint grâce à une méthode de continuation, en se servant d'un coût L 2 comme intermédiaire de calcul et en déformant progressivement ce problème L 2 . Nous verrons également d'autres exemples d'application des méthodes de continuation. Enfin, nous présenterons également un algorithme de contrôle robuste, permettant de rejoindre un état cible à partir d'un état perturbé, en suivant une trajectoire de référence tout en conservant la structure bang-bang des contrôles. La robustesse d'un contrôle peut également être améliorée par l'ajout de variations aiguilles, et un critère qualifiant la robustesse d'une trajectoire à partir des valeurs singulières d'une certaine application entrée-sortie est déduit. / The first objective of this work is to study some aspects of the attitude control problem of a rigid body, in order to optimize the trajectory of a launcher during a ballistic flight. We state this problem in a general mathematical setting, as an optimal control problem with intermediate constraints on the state. Meanwhile, we also implement an optimization software that relies on the combination of a direct method and of an interior-point algorithm to optimize any given ballistic flight, with any number of intermediate constraints, corresponding to any number of satellite separations. Besides, we applied the so-called indirect methods, exploiting Pontryagin maximum principle, to the resolution of this optimal control problem. In this work, optimal trajectories with respect to the consumption are looked after, which corresponds to a L 1 cost. Known to be numerically challenging, this criterion can be reached by performing a continuation procedure, starting from a L 2 cost, for which it is easier to provide a good initialization of the underlying optimization algorithm. We shall also study other examples of applications for continuation procedures. Eventually, we will present a robust control algorithm, allowing to reach a target point from a perturbed initial point, following a nominal trajectory while preserving its bang-bang structure. The robustness of a control can be improved introducing needle-like variations, and a criterion to measure the robustness of a trajectory is designed, involving the singular value decomposition of some end-point mapping.

This thesis project has been conducted during a five-month research exchange visit to the Space Structure Dynamics and Control research group at University College Dublin. This report presents the design, development, and validation of a nanosatellite attitude control testbed. The testbed was designed to replicate the microgravity conditions of space by utilising an air bearing, enabling single-axis rotational motion for a 1U CubeSat-sized nanosatellite. The novel aspect of this research is the inclusion of two-degree-of-freedom, lumped-mass flexible appendages on either side of the nanosatellite, emulating a lightweight, flexible space structure. These flexible appendages were designed based on the stiffness characteristics of a deployable CubeSat solar array system found in existing literature, with exaggerated motion to amplify the measurable effects of various control approaches. The central focus of this project was the development of an avionics stack closely resembling CubeSat attitude control boards. The stack uses an STM32 microcontroller as the primary attitude control computer, and a suite of off the shelf breakout boards for sensors and wireless telemetry systems. Power, serial and I2C buses connect the attitude control board and the onboard computer board. A reaction wheel actuator controls the Euler heading attitude. The testbed was designed as an experimental platform for validating control algorithms developed through a model-based approach. Integration with the Simulink Embedded Coder toolbox allows for the compilation of Simulink models into C code, facilitating direct execution on the testbed. The testbed’s physical construction involves 3D printed ABS components, with the inclusion of load cells to measure disturbance torques from the excited flexible appendages. Results from validation experiments show that a simple PID controller causes significant excitation in the flexible appendages during a slew manoeuvre. However, the introduction of an input shaped attitude profile tailored to the natural frequency of the appendages successfully reduced the measured appendage excitation by 50%. Conversely, the force impedance wave based control approach did not show a reduction in appendage excitation, but shows promise for further developments in future work. In conclusion, the testbed has successfully achieved its predefined project objectives, albeit requiring further refinement, particularly in the telemetry down-link system. It is recommended that future work focuses on enhancement of the telemetry system, and validation of a model based approach to controller design. / Detta examensarbete har utförts under ett fem månaders forskningsutbyte vid forskningsgruppen Space Structure Dynamics and Control vid University College Dublin. Denna rapport presenterar design, utveckling och validering av en testbädd för attitydstyrning av en nanosatellit. Testbädden utformades för att efterlikna mikrogravitationsförhållandena i rymden genom att använda ett luftbärande lager, vilket möjliggör rotationsrörelse kring en axel för en nanosatellit av storleken 1U CubeSat. En unik aspekt av detta arbete är inkluderingen av två-frihet-graders, sammansatta flexibla påhängen på vardera sidan av nanosatelliten, vilket efterliknar en lätt, flexibel rymdstruktur. Dessa flexibla påhängen utformades med utgångspunkt från styvhetsegenskaperna hos ett utskjutbart CubeSat-solcellssystem som finns i befintlig litteratur, med överdriven rörelse för att förstärka de mätbara effekterna av olika styrmetoder. Det centrala fokuset för detta projekt var utvecklingen av en avionikstack som nära liknar CubeSat-attitydregleringkort. Stacken använder en STM32-mikrokontroller som primär dator för attitydkontroll och ett urval färdiga breakout-kort för sensorer och trådlös telemetri. Strömförsörjning, serie- och I2C-bussar ansluter attitydregleringkortet och omborddatorn med en reaktionshjulsaktuator som styr Euler-attityd. Testbädden utformades som en experimentell plattform för att validera styralgoritmer som utvecklats med hjälp av en modellbaserad metod. Integration med Simulink Embedded Coder möjliggör kompilering av Simulink-modeller till C-kod, vilket underlättar direkt exekvering på testbädden. Testbäddens fysiska konstruktion innefattar 3D-utskrivna ABS-komponenter med inkludering av lastceller för att mäta störningsmoment från de exciterade flexibla påhängen. Resultaten från valideringsexperiment visar att en enkel PID-regulator orsakar betydande excitation i de flexibla påhängena under en vridningsmanöver. Dock lyckades en input-formad attitydprofil som anpassats till de flexibla påhängenas naturliga frekvens framgångsrikt minska den uppmätta excitationen med 50%. Omvänt visade den kraftimpedansvågbaserade styrmetoden inte någon minskning i excitation, men visar potential för vidare utvecklingar i framtida arbete. Sammanfattningsvis har testbädden framgångsrikt uppnått sina fördefinierade projektmål, om än med behov av ytterligare förfining, särskilt i telemetrisystemet. Det rekommenderas att framtida arbete fokuserar på förbättring av telemetrisystemet och validering av en modellbaserad ansats till styrdesign.