L’évolution vers des systèmes toujours plus électriques concerne tous les moyens de transport. En particulier, les prochaines générations d’avions commerciaux. Cette tendance, amorcée avec l’Airbus A380 et le Boeing 787, devrait se poursuivre et s’amplifier. Un avion de constitution plus électrique, où l’axe de transmission principal de puissance de nature électrique se substituerait, au moins en partie, aux axes de types pneumatique, hydraulique et mécanique, pourrait être source d’amélioration au regard de critères écologiques et économiques (gain en masse, accroissement de l’efficacité énergétique, réduction des coûts de maintenance, etc.).Le développement de réseaux électriques locaux, de type continu à échange d’énergie, pourrait favoriser cette démarche. Des sources locales de production d’électricité, des charges bidirectionnelles en puissance, ainsi que des systèmes de stockage d’énergie et de dissipation, seraient alors interconnectés par un bus continu de tension, associés à des protections électriques adaptées.Plusieurs stratégies de gestion énergétique sont proposées. En fonction des objectifs, des contraintes et des moyens d’action envisagés, différents outils ont été mis en œuvre. Dans le cas d’une stratégie visant plusieurs objectifs simultanément, la logique floue apparaît comme étant un outil bien adapté. De plus, étant basée sur des règles, cet outil permet de développer naturellement une stratégie de gestion énergétique intégrant plusieurs contraintes. Deux indicateurs pour évaluer les performances de ces stratégies de supervision ont été proposés (efficacité énergétique et variation de tension). Ces indicateurs permettent de choisir une stratégie de supervision, et donnent des critères pour le dimensionnement du système de stockage et de dissipation. Ces startégies de supervision ont été testées expérimentalement.La stabilité du réseau DC local a été analysée en petit signal. Il est montré que le système hybride avec la stratégie de gestion énergétique associée peut contribuer à augmenter la marge de stabilité de ce type de réseau.Les liaisons en continu mises actuellement en œuvre dans les systèmes embarqués en aéronautique ne sont pas réversibles en puissance. La volonté de les rendre réversibles nécessite donc de revoir complètement les protections de ce type de réseau. La problématique des protections de court-circuit et de défaut d’isolation a été investiguée. Une méthode pour sélectionner la branche en défaut d’isolation est proposée. Elle est testée au moyen de l’outil de simulation Saber qui prend en compte les caractéristiques des composants réels.Les travaux réalisés dans cette thèse peuvent être généralisés pour s’appliquer dans d’autres domaines d’application tels que les véhicules électriques ou hybrides, les systèmes ferroviaires, etc... / The electrification trend is for all modes of transportation, particularly in the next generation of commercial aircrafts. This trend began with the Airbus A380 and Boeing 787 and it will continue. The replacement of mechanical, hydraulic and pneumatic power transfers by an electrical one is one of the most important innovations of the More Electric Aircraft in the aspect of ecologic and economic (weight reduction, energy efficiency increasing, maintenance costs reduction, etc..). The development of a local power exchange network, like a DC one, should facilitate this process. Some local electricity production, bi-directional loads and energy storage and dissipation system, are then interconnected by a DC bus, via some appropriate protections. Several power management strategies are proposed. Depending on the objectives, constraints and means of action envisaged, some tools have been implemented. In the case of a multiple objectives strategy, fuzzy logic appears to be a well suited tool . Moreover, being based on rules, this tool allows to develop naturally a power management strategy in considering several constraints. Two indicators to evaluate performance of these supervision strategies have been proposed (energy efficiency and voltage variation). These indicators help to choose a strategy of supervision, and provide criteria for sizing the storage and dissipation system. These supervision strategies were tested experimentally. The stability of the local DC network was analyzed in small signal. It is shown that the hybrid system with the associated energy management strategy can help to increase the stability margin of this type of network. The currently power connection being implemented in on-board systems is not reversible in power. To make it reversible necessitates a complete redesign of the protections. The problem of short-circuit protection and fault isolation has been investigated. A method to select the branch in insulation failure is proposed. It is tested using the Saber simulation tool that takes into account the characteristics of real components. The work in this thesis can be generalized and to be applied in other fields such as electric or hybrid vehicles, rail systems …etc.

Envisagée à partir des 15 à 30 années à venir dans l'industrie aéronautique, la propulsion hybrideélectrique permet d'intégrer de nouvelles briques technologiques offrant des degrés de libertésupplémentaires pour améliorer les performances des aéronefs, limiter l'utilisation de ressourcesfossiles et réduire l’impact environnemental des avions. Aujourd'hui, la technologie hybrideélectrique est principalement appliquée aux transports terrestres, aux voitures, aux bus et auxtrains, mais aussi aux navires. La faisabilité pour le transport aérien doit encore être établie etl'amélioration des performances des aéronefs reste à démontrer. Cette thèse vise à évaluer lesgains énergétiques apportés par l'hybridation électrique d'un avion régional de 70 places. Toutd'abord, les opportunités d'économie d'énergie sont identifiées à partir de l'analyse desrendements propulsifs et aérodynamiques d'un avion bi-turbopropulsé conventionnel. Les gainspotentiels provenant de la variation de la taille des moteurs principaux et de nouvelles gestions depuissance par l'utilisation de batteries sont étudiés. De plus, les possibles améliorationsaérodynamiques émanant de nouveaux positionnements des hélices sont considérées. Pourchaque sujet, des analyses simplifiées fournissent une estimation d'économie d'énergie. Cesrésultats sont ensuite utilisés pour sélectionner quatre systèmes propulsifs électrifiés qui sontétudiés plus en détail dans la thèse: un hybride parallèle, un turboélectrique avec propulsiondistribuée, un turboélectrique partiel à hélices hypersustentatrices, et un tout-électrique.L'évaluation des avions hybrides électriques sélectionnés est d'autant plus difficile que ledimensionnement des différentes composants, les stratégies de gestion d'énergie et les profils demission que l'on peut imaginer sont nombreux et variés. En outre, le processus global deconception de l'avion et les outils d'évaluation doivent être adaptés en conséquence. L'outilinterne de conception par optimisation multidisciplinaire d'Airbus nommé XMDO, qui inclut laplupart des modifications requises, est finalement sélectionné et développé au cours de la thèse.Par exemple, de nouveaux modèles paramétriques de composants (voilure soufflée, moteurélectrique, turbine à gaz, hélice, etc...) sont créés, une formulation générique pour résoudrel'équilibre du système de propulsion est mise en place, et les modèles de simulation de décollageet d'atterrissage sont améliorés. Afin d'évaluer l'efficacité énergétique des avions hybridesélectriques, un avion de référence équipé d'un système propulsif conventionnel est d'abordoptimisé avec XMDO. Différents algorithmes d'optimisation sont testés, et la consistance de lanouvelle méthode de conception est vérifiée. Par la suite, les configurations hybrides électriquessont toutes optimisées selon les mêmes exigences de conception que l'avion de référence. Pourles composants électriques, deux niveaux de technologie sont définis selon la date d'entrée enservice de l'aéronef. Les résultats d'optimisation pour le turbo-électrique et le turbo-électriquepartiel sont utilisés pour mieux appréhender les gains aérodynamiques potentiels identifiés enpremière partie de thèse. Les optimisations pour l'hybride parallèle, comprenant différentsscénarios de recharge batterie, mettent en évidence les meilleures stratégies de gestion d'énergielorsque des batteries sont utilisées comme sources d'énergie secondaire. Tous les résultats sontfinalement comparés à la référence en termes de consommations de carburant et d'énergie, pourles deux niveaux de technologie électrique. La dernière partie de la thèse se concentre sur l'aviontout électrique. Elle vise à identifier l'énergie spécifique minimale requise pour les batteries enfonction de la distance maximale à parcourir. Une étude de sensibilité est également réalisée enfonction de la date d'entrée en service pour les autres composants électriques / Envisioned in the next 15 to 30 years in the aviation industry, hybrid-electric propulsion offers theopportunity to integrate new technology bricks providing additional degrees of freedom to improveoverall aircraft performance, limit the use of non-renewable fossil resources and reduce the aircraftenvironmental footprint. Today, hybrid-electric technology has mainly been applied to groundbased transports, cars, buses and trains, but also ships. The feasibility in the air industry has to beestablished and the improvement in aircraft performance has still to be demonstrated. This thesisaims to evaluate the energy savings enabled by electric power in the case of a 70-seat regionalaircraft. First, energy saving opportunities are identified from the analysis of the propulsion andaerodynamic efficiencies of a conventional twin turboprop aircraft. The potential benefits comingfrom the variation of the size of prime movers and the new power managements with the use ofbatteries are studied. Also, possible aerodynamic improvements enabled by new propellerintegrations are considered. For each topic, simplified analyses provide estimated potential ofenergy saving. These results are then used to select four electrified propulsion systems that arestudied in more detail in the thesis: a parallel-hybrid, a turboelectric with distributed propulsion, apartial-turboelectric with high-lift propellers and an all-electric. Evaluating the selected hybrid-electric aircraft is even more challenging that the sizing of the different components, the energymanagement strategies and the mission profiles one can imagine are many and varied. Inaddition, the overall aircraft design process and the evaluation tools need to be adaptedaccordingly. The Airbus in-house Multidisciplinary Design Optimisation platform named XMDO,which includes most of the required modifications, is eventually selected and further developedduring the thesis. For examples, new parametric component models (blown wing, electrical motor,gas turbine, propeller, etc…) are created, a generic formulation for solving the propulsion systemequilibrium is implemented, and simulation models for take-off and landing are improved. In orderto evaluate the energy efficiency of the hybrid-electric aircraft, a reference aircraft equipped with aconventional propulsion system is first optimised with XMDO. Different optimisation algorithms aretested, and the consistency of the new design method is checked. Then, all the hybrid-electricconfigurations are optimised under the same aircraft design requirements as the reference. Forthe electrical components, two levels of technology are defined regarding the service entry date ofthe aircraft. The optimisation results for the turboelectric and the partial-turboelectric are used tobetter understand the potential aerodynamic improvements identified in the first part of the thesis.Optimisations for the parallel-hybrid, including different battery recharge scenarios, highlight thebest energy management strategies when batteries are used as secondary energy sources. All theresults are finally compared to the reference in terms of fuel and energy efficiencies, for the twoelectrical technology levels. The last part of the thesis focuses on the all-electric aircraft, and aimsat identifying the minimum specific energy required for batteries as a function of the aircraft designrange. A trade study is also carried-out in accordance with the service entry date for the otherelectrical components

L'erreur de prédiction d'une trajectoire avion peut être expliquée par différents facteurs. Les incertitudes associées à la prévision météorologique sont l'un d'entre-eux. Qui plus est, l'erreur de prévision de vent a un effet non négligeable sur l'erreur de prédiction de la position d'un avion. En regardant le problème sous un autre angle, il s'avère que les avions peuvent être utilisés comme des capteurs locaux pour estimer l'erreur de prévision de vent. Dans ce travail nous décrivons ce problème d'estimation à l'aide de plusieurs processus d'acquisition d'un même champ aléatoire. Quand ce champ est homogène, nous montrons que le problème est équivalent à plusieurs processus aléatoires évoluant dans un même environnement aléatoire pour lequel nous donnons un modèle de Feynman-Kac. Nous en dérivons une approximation particulaire et fournissons pour les estimateurs obtenus des résultats de convergence. Quand le champ n'est pas homogène mais qu'une décomposition en sous-domaine homogène est possible, nous proposons un modèle différent basé sur le couplage de plusieurs processus d'acquisition. Nous en déduisons un modèle de Feynman-Kac et suggérons une approximation particulaire du flot de mesure. Par ailleurs, pour pouvoir traiter un trafic aérien, nous développons un modèle de prédiction de trajectoire avion. Finalement nous démontrons dans le cadre de simulations que nos algorithmes peuvent estimer les erreurs de prévisions de vent en utilisant les observations délivrées par les avions le long de leur trajectoire. / Aircraft trajectory prediction error can be explained by different factors. One of them is the weather forecast uncertainties. For example, the wind forecast error has a non negligible impact on the along track accuracy for the predicted aircraft position. From a different perspective, that means that aircrafts can be used as local sensors to estimate the weather forecast error. In this work we describe the estimation problem as several acquisition processes of a same random field. When the field is homogeneous, we prove that they are equivalent to random processes evolving in a random media for which a Feynman-Kac formulation is done. Then we give a particle-based approximation and provide convergence results of the ensuing estimators. When the random field is not homogeneous but can be decomposed in homogeneous sub-domains, a different model is proposed based on the coupling of different acquisition processes. From there, a Feynman-Kac formulation is derived and its particle-based approximation is suggested. Furthermore, we develop an aircraft trajectory prediction model. Finally we demonstrate on a simulation set-up that our algorithms can estimate the wind forecast errors using the aircraft observations delivered along their trajectory.

La peur de l’avion peut être source de grande souffrance chez les passagers anxieux qui représentent 10 à 40% de la population. Dans certains cas, elle peut aboutir au développement d’une phobie de l’avion. Peu d’études ont permis de développer des outils de mesure évaluant l’anxiété liée au vol en avion; et encore moins, ont cherché à mettre en évidence les comportements anxieux lors de vol en avion. L’objectif de ce travail était de valider des outils d’évaluation de l’anxiété de vol en français, et d’améliorer la compréhension de la dimension comportementale de ce trouble. Cinq études ont été menées. La première propose la traduction et la validation de deux questionnaires évaluant l’anxiété de vol : le Flight Anxiety Situation questionnaire (FAS) et le Flight Anxiety Modality questionnaire (FAM). Les résultats démontrent de bonnes qualités psychométriques des deux questionnaires dans leur version française. Les quatre autres études visaient à construire un questionnaire d’évaluation des comportements anxieux autour du vol en avion et à mettre en évidence les comportements chez des patients phobiques de l’avion. Les résultats indiquaient une validité partiellement satisfaisante ; des comportements d’hyper-vigilance, d’anticipation, de consommation de substance, de recherche de soutien social, de recherche d’information et de contrôle, et des comportements de gestion pro-active centrée sur soi ont été mis en évidence. Parmi les individus phobiques de l’avion, les individus présentant un trouble agoraphobique ou un trouble d’anxiété généralisé adoptaient des comportements spécifiques. De futures études sont proposées pour poursuivre sa validation. / The literature suggests that fear of flying affects 10-40% of the population and can represent a significant source of anxiety for airline passengers. In some cases flying phobia can develop. Few studies have developed measures that adequately assess anxiety linked to flying; moreover, to our knowledge there is very little research on the behavioral manifestations linked to fear of flying. The research carried out for this thesis seeks to validate French translations of existing flying anxiety measures as well as develop tools for evaluating behavioral manifestations linked to fear of flying. Five studies has been conduct. The main objective of the first study was to translate and validate two existing flying anxiety scales: the Flight Anxiety Situation questionnaire (FAS) and the Flight Anxiety Modality questionnaire (FAM) created by Van Gerwen et al. (1999). The results demonstrated good psychometric validity for the French versions of these two questionnaires. The four other studies were orientated at the creation of a scale (Questionnaire des Comportements anxieux autour du Vol Aérien; QCVA) measuring behaviors associated with anxiety and flying and to evaluate the validity of such a measure. The results demonstrated partial validity; behaviors were clearly delineated into categories of hypervigilance, anticipation, substance consumption, social support seeking, information seeking/situational control, and proactive behaviors centered on the individual. Within the phobic group, those who also suffered from agoraphobia or generalized anxiety disorder furthermore adopted specific behavior. Additional studies are suggested to further explore the revealed factors.

The sustainability of air transport relies on proper and timely aircraft ground handling. Lack of manpower and current ground handling industry conditions makes innovation and automation the only way to support existing growth rates. This research presents the state of the art of aircraft ground handling at airports, identifying the challenges to overcome in building safe, efficient and environmental friendly automated ground operations. The greatest opportunity lies with automated docking of ground support equipment to aircraft, with further autonomous vehicles moving around the aircraft and automated systems within the aircraft later on. The problem formulation for resources assignment for ground handling in a fully automated environment is undertaken. On-line solutions for the fleet assignment problem are proposed and applied to an airport case. / La durabilité du transport aérien est basée sur le bon déroulement de la manutention des avions. Le manque de main d’œuvre et les conditions existantes sur l’industrie de la manutention au sol fait que l’innovation et l’automatisation sont la seule façon de maintenir le rythme de croissance actuel. Cette recherche présente l’état de l’art de la manutention au sol des avions, identifie les défis à résoudre pour parvenir à des opérations au sol sécurisées, efficaces et respectueuses de l’environnement. La meilleure opportunité est dans l’accostage automatique des matériels au sol à l’avion, avec des véhicules autonomes qui vont évoluer autour de l’avion et des systèmes automatisés dans l’avion lui-même. La formulation du problème pour l’allocation des ressources pour la manutention au sol des avions dans le cadre totalement automatisé est entreprise. Des solutions en ligne pour le problème d’assignation des flottes sont proposées et appliquées dans un aéroport.

Cette thèse a pour cadre le développement de méthodes numériques pour la conception optimale de forme de voilure en aérodynamique compressible. Ce travail a donné lieu au développement et à la validation d'un adjoint discret aéro-structure pour l'analyse de sensibilité par rapport aux paramètres de forme et de structure interne de l 'aile dont dépend la fonction d'intérêt, qu' elle soit aérodynamique ou structurale. Les développements logiciels ont été réalisés dans le code de simulation numérique de mécanique des fluides elsA et font suite aux travaux de Marcelet portant sur l'adjoint aéroélastique et dont ils sont une extension. Alors que pour l'adjoint aéro-élastique, on considère une aile flexible, de caractéristiques structurales constantes, pour l'adjoint aérostructure, leur variations sont prises en compte. Pour cela, l'extension de la méthode adjointe s' est accompagnée du développement d' un module de modélisation de la structure interne de l'aile. Ce module est linéarisé et vient donc alimenter le système adjoint. Il a été validé par le dimensionnement de la structure primaire d'une configuration de recherche fournie par l' avionneur Airbus. Dans l'état actuel de développement de la méthode adjointe dans le code elsA, on peut donc désormais calculer les sensibilités d'une fonction aérodynamique ou d'une fonction structure par rapport aux paramètres de forme aérodynamique ou de structure interne de l'aile. Le calcul des gradients ainsi obtenus a été validé par des comparaisons systématiques aux différences finies.

Le confort des passagers à l'intérieur des avions pendant le vol est un axe en voie d'amélioration constante. L'augmentation de la proportion des matériaux composites dans la fabrication des structures aéronautiques amène de nouvelles problématiques à résoudre.Le faible amortissement de ces structures, en contre partie de leur poids/raideur faible, est non favorable sur le plan acoustique, ce qui oblige les concepteurs à devoir trouver des moyens d'amélioration. De plus, les mécanismes de transmission du son au travers d'un système double paroi de type aéronautique ne sont pas complètement compris, c'est la raison qui motive cette étude. L'objectif principal de ce projet est de constituer une base de données pour le partenaire industriel de ce projet : Bombardier Aéronautique. En effet, les données expérimentales de performance d'isolation acoustique, de systèmes complets représentatifs d'un fuselage d'avion sont très rares dans la littérature scientifique. C'est pourquoi une méthodologie expérimentale est utilisée dans ce projet. Deux conceptions différentes de fuselage sont comparées. La première possède une peau (partie extérieure du fuselage) métallique raidie, alors que la deuxième est constituée d'un panneau sandwich composite. Dans les deux cas, un panneau de finition de fabrication sandwich est utilisé. Un traitement acoustique en laine de verre est placé à l'intérieur de chacun des fuselages. Des isolateurs vibratoires sont utilisés pour connecter les deux panneaux du fuselage. La simulation en laboratoire de la couche limite turbulente, qui est la source d'excitation prépondérante pendant la phase de vol, n'est pas encore possible hormis en soufflerie. C'est pourquoi deux cas d'excitation sont considérés pour essayer d'approcher cette sollicitation : une excitation mécanique (pot vibrant) et une acoustique (champ diffus). La validation et l'analyse des résultats sont effectuées par le biais des logiciels NOVA et VAONE, utilisés par le partenaire industriel de ce projet. Un des objectifs secondaires est de valider le modèle double paroi implémenté dans NOVA. L'investigation de l'effet de compression local du traitement acoustique, sur la perte par transmission d'une simple paroi, montre que cette action n'a aucun effet bénéfique notable. D'autre part, il apparaît que la raideur des isolateurs vibratoires a un lien direct avec les performances d'isolation du système double paroi.Le système double paroi avec peau composite semble moins sensible à ce paramètre.Le modèle double paroi de NOVA donne de bons résultats concernant le système double paroi avec une peau métallique. Des écarts plus importants sont observés en moyennes et hautes fréquences dans le cas du système avec une peau composite. Cependant, la bonne tendance de la prédiction au vu de la complexité de la structure est plutôt prometteuse.

L'avion plus électrique est un concept qui a le vent en poupe chez les principaux constructeurs du domaine de l'aéronautique. Dans ce domaine, comme dans d'autres, les besoins en énergie électrique sont croissants et nécessitent de mettre en place des systèmes de conversion d'énergie fiables, performants et modulaires. Ces systèmes de conversion sont souvent couplés avec des systèmes de stockage d'énergie (type batterie) permettant dans certaines situations de rendre l'avion énergétiquement autonome grâce à une source de puissance indépendante des principaux organes de production d'énergie. Cette interconnexion batterie - réseau de bord présente un rapport de tension élevé ce qui, ajouté aux fortes valeurs de courant de la basse tension, en fait un objet particulièrement complexe à réaliser.L'objectif de cette thèse est de concevoir de manière optimale un convertisseur de puissance isolé permettant l'interconnexion d'un bus basse tension 28 V (typiquement des batteries) à un bus haute tension 540 V (réseau de bord de l'avion) avec une puissance échangeable d'environ 12 kW. Elle se déroule dans le cadre d'un projet ANR (quatre partenaires universitaires, associés à l'entreprise AIRBUS) dont l'une des tâches est le développement d'outils de conception pour l'électronique de puissance. Le travail correspondant comprend une contribution à cette tâche sous forme de la construction de modèles des principaux composants intervenant dans un convertisseur, modèles destinés à être intégrés dans les routines d'optimisation. Pour cette raison, ils seront analytiques (physique, empiriques, mélange des deux).Ces modèles seront ensuite insérés dans un outil global développé dans une autre thèse du projet, à l'aide duquel différentes architectures de convertisseurs seront comparées afin d'en déduire la meilleure solution pour le cahier des charges énoncé précédemment. Un prototype du convertisseur retenu sera finalement réalisé en utilisant des technologies avancées, pour conduire une validation expérimentale. / The electric aircraft tends to become widespread at all the main manufacturers of the domain of the aeronautics. Needs do not stop growing and require setting up reliable, efficiency and modular systems of conversion of energy. These systems of conversion are often coupled with systems of storage of energy (battery) allowing in certain situations to make the punctually autonomous aircraft energetically thanks to a source of power independent from main organs of power production. This interconnection battery - network of edge presents a very high report of rise of tension what, added to the high current value of the battery bus, in fact a particularly complex object to be realized.The objective of this thesis is to design in an optimal way a converter of power isolated allowing the interconnection of a low-voltage bus 28V (typically batteries) in a high-voltage bus 540V (network of edge of the aircraft) with an exchangeable power about 12 kW. It takes place within the framework of an ANR project (four university partners + AIRBUS) the development of tools of conception of which one of the tasks is for the ENP. The corresponding work includes a contribution to this task in the form of the construction of models of the main components occurring in a converter, model intended to be integrated into the routines of optimization. For that reason, they will be analytical (physical, empirical or mix both).These models will then be inserted into a global tool developed in another thesis of the project, by means of which various architectures of converters will be compared to deduct the best solution from it for the previous specifications. A prototype of the reserved converter will be finally realized by using advanced technologies, to lead an experimental validation.

Ce mémoire présente le travail de thèse réalisé auprès des laboratoires LAPLACE et SATIE ainsi que les services EDYNE3 et EDYYLIC d'AIRBUS OPERATIONS. Le sujet porte sur les problèmes CEM apparaissant dans les convertisseurs de puissance embarqués à bord des futurs avions plus électriques. Le manuscrit est composé de cinq parties. La première partie, d'introduction, traite de la problématique CEM avion, la deuxième de la modélisation des éléments de la chaine de conversion DC/AC étudiée. Le troisième est composé d'une étude comparative par simulation des différentes solutions. La quatrième partie traite de la réalisation de la solution choisie et enfin le cinquième et dernier chapitre de l'étude expérimentale de celle-ci.

Cette thèse de doctorat s'inscrit dans le cadre des activités de recherche sur les systèmes de lancement aéroporté autonome. L'originalité du travail est basée sur la planification de mission effectuée par un algorithme de type A*(A-étoile). Cet algorithme a été amélioré pour répondre aux besoins de la mission de largage d'un lanceur. Il effectue la planification du chemin le plus court dans un espace tridimensionnel. Le meilleur chemin est choisi à partir de plusieurs points de passage générés dans la région de mission. Une région peut être une phase du vol ou une partie du profil de vol. Le chemin le plus court est identifié par rapport à la présence de différents obstacles dans l'espace de recherche et son objectif consiste à atteindre un point désiré. Les obstacles ont différentes dimensions et orientations dans l'espace. L'étude de leur comportement est associée aux incertitudes en provenance de l'environnement. Ils peuvent représenter des régions interdites au vol ou des conditions atmosphériques défavorables. L'évolution de ces derniers n'est pas prévisible à l'avance, ce qui impose l'addition d'une fonctionnalité dans l'algorithme. Il est possible de replanifier le chemin à partir d'un point de passage appartenant à un chemin généré en fonction de la position détectée récemment de l'obstacle en déplacement pour arriver dans la configuration finale désirée. Cette détection est possible grâce aux capteurs positionnés sur le premier étage de ce système de lancement représenté par un avion-porteur. Les points de passage que le véhicule aérien doit suivre pour atteindre les objectifs importants ne sont pas choisis d'une manière aléatoire. Leur génération dans l'espace de recherche du chemin est définie en rapport aux limitations dynamiques de l'avion. Les modèles cinématique et dynamique du véhicule aérien qui décrivent son évolution sont aussi développés dans cette thèse. Ces modèles sont étudiés dans un système de coordonnées aérodynamiques. Le référentiel traite la présence du vent qui influe sur le comportement du véhicule. Cela nous permet de considérer d'une manière prédictive plusieurs incertitudes en provenance de l'environnement ou internes pour le véhicule. Les perturbations internes sont provoquées par le largage du lanceur. Le régime transitoire est relié à la perte de masse qui pour certaines missions peut atteindre le tiers de la masse totale du système de lancement. L'algorithme de planification traite une autre prévision - la possibilité que le largage ne soit pas réalisé. Cela peut arriver dans le cas où une tempête s'est installée dans la région de lancement ou il y a plusieurs obstacles dont l'évitement risque de consommer trop de carburant et d'empêcher le retour sur le site d'atterrissage. Les connexions entre les différents points de passage peuvent être souvent brutes et difficiles à réaliser par le véhicule aérien. Pour résoudre cette problématique dans le deuxième module développé sur la génération de trajectoire réalisable, nous utilisons l'approche des polynômes de troisième ordre. Ces polynômes par rapport aux autres techniques diminuent le temps du calcul pour générer une trajectoire réalisable entre deux points de passage consécutifs. Le chemin réalisable est facile à suivre par le système. Pour le suivi de la trajectoire, nous avons introduit dans un troisième module - la commande par mode glissant. Le principe de cette commande consiste le choix de la surface de commutation entre la trajectoire actuelle suivie par le véhicule et la trajectoire désirée déterminée par l'algorithme de planification A-étoile et générée par les polynômes cartésiens de troisième ordre.