Cette thèse est consacrée à l'étude théorique et numérique d'algorithmes d'optimisation stochastiques adaptés au traitement du problème de planification des trajectoires d'avions en environnement incertain. L'optimisation des temps de vol et de la consommation de carburant est un élément central de la compétitivité des compagnies aériennes. Elles sont à la recherche d'outils permettant d'optimiser le choix de leurs routes aériennes avec toujours plus de précision. Pourtant, les méthodes actuellement disponibles pour l'optimisation de ces routes aériennes requièrent l'utilisation de représentations simplifiées des performances avion. Nous proposons, dans cette thèse, de répondre à cette exigence de précision et d'adapter, par conséquent, nos méthodes de résolution aux contraintes de la modélisation industrielle des performances avion tout en tenant compte de l'incertitude qui pèse sur les conditions réelles de vol (trafic aérien et conditions atmosphériques). Nous appuyons notre démarche par trois contributions scientifiques. Premièrement, nous avons mis en place un environnement de test pour algorithmes d'optimisation de trajectoires. Ce cadre a permis d'unifier la procédure de test pour l'ensemble des modèles de performances avion. Deuxièmement, nous avons développé et analysé sur le plan théorique deux nouveaux algorithmes d'optimisation stochastique globale en l'absence de dérivés. La première approche, très générique, n'utilise pas d'information particulière liée à la dynamique avion. Il s'agit de l'algorithme NSA basé sur la méthode du recuit simulé. Les développements théoriques ont abouti à la formulation des conditions et vitesse de convergence de cet algorithme. La seconde approche, l'algorithme SPY, est plus spécifique, il utilise une information de régularité lipschitzienne autour de l'optimum recherche. Il s'agit d'un algorithme de type bandits Lipschitz, basé sur la méthode de Piyavskii. De même, nous analysons les conditions de convergence de cet algorithme et fournissons une borne supérieure sur son erreur d'optimisation (regret simple). / This PhD thesis is dedicated to the theoretical and numerical analysis of stochastic algorithms for the stochastic flight planning problem. Optimizing the fuel consumption and flight time is a key factor for airlines to be competitive. These companies thus look for flight optimization tools with higher and higher accuracy requirements. However, nowadays available methodologies for flight planning are based on simplified aircraft performance models. In this PhD, we propose to fulfill the accuracy requirements by adapting our methodology to both the constraints induced by the utilization of an industrial aircraft performance computation code and the consideration of the uncertainty about the real flight conditions, i.e., air traffic and weather conditions. Our proposal is supported by three main contributions. First, we design a numerical framework for benchmarking aircraft trajectory optimization tools. This provides us a unified testing procedure for all aircraft performance models. Second, we propose and study (both theoretically and numerically) two global derivative-free algorithms for stochastic optimization problems. The first approach, the NSA algorithm, is highly generic and does not use any prior knowledge about the aircraft performance model. It is an extension of the simulated annealing algorithm adapted to noisy cost functions. We provide an upper bound on the convergence speed of NSA to globally optimal solutions. The second approach, the SPY algorithm, is a Lipschitz bandit algorithm derived from Piyavskii's algorithm. It is more specific as it requires the knowledge of some Lipschitz regularity property around the optimum, but it is therefore far more efficient. We also provide a theoretical study of this algorithm through an upper bound on its simple regret.

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Reproduction de : Thèse d'exercice : Médecine. Médecine du travail : Paris 12 : 2008. / Titre provenant de l'écran-titre. Bibliogr. f. 52-63.

Reproduction de : Thèse d'exercice : Médecine. Médecine générale : Paris 12 : 2008. / Titre provenant de l'écran-titre. Bibliogr. f. 56-62.

Depuis plusieurs années, l’aéronautique est confrontée à une mutation majeure due à l’émergence des matériaux composites. Ce changement, justifié par les excellentes propriétés mécaniques des matériaux composites et un gain de masse important, implique une révision complète des réseaux de retour de courant. Pour faciliter cette révision, la thèse propose de lier au travers de l’analyse spectrale des graphes les performances des réseaux électriques avec leur topologie. Deux objectifs couplés sont étudiés : un dimensionnement topologique visant un bon compromis masse/robustesse et une stratégie de surveillance de ces réseaux. / The principles of the electrical system design in future aircrafts have to be reconsidered due to the emergence of new composite materials. The use of these materials for the aircraft structure has indeed implied a complete revision of on-board current return path networks. To facilitate this revision, it is proposed to link through the spectral graph analysis the performances of electrical networks with their topology. The aim of this thesis is to give topological drivers that could help the aeronautical engineers during the design process and then to propose a monitoring methodology.

Pour répondre à l’augmentation du trafic aérien mondial et à l’amélioration de la sécurité sur les plateformes aéroportuaires, le secteur aéronautique développe de nouveaux systèmes permettant de tendre vers l’autonomie complète de l’avion pendant les phases de roulage au sol. Le thème de ce travail de thèse concerne l’automatisation du pilotage de l’avion au sol et le développement d’une architecture de commande multivariable permettant de superviser l’ensemble des systèmes impliqués dans ce mode de déplacement : les systèmes de motorisation et de freinage des roues principales et le système d’orientation du train avant. Après une modélisation détaillée de la dynamique du système et une analyse des problématiques induites par ses non-linéarités, une architecture de commande globale est proposée. L’asservissement de la dynamique angulaire des roues, pendant les phases d’accélération et de freinage, est assuré par une loi de commande linéaire robuste aux incertitudes, synthétisée à l’aide de la technique Q.F.T. Le pilotage de la dynamique latérale du véhicule est réalisé au moyen d’un correcteur hybride feedforward-feedback. Une commande modale au premier ordre est alors mise en oeuvre afin de synthétiser un régulateur non-linéaire par planification de gains (gain-scheduling). L’ensemble des boucles d’asservissement de l’architecture est finalement validé en réalisant un suivi automatique de trajectoire à l’aide d’une commande géométrique nommée follow the carrot. Les simulations représentatives de l’utilisation réelle de l’avion démontrent des performances satisfaisantes et permettent de valider l’ensemble des solutions proposées. / In the context of worldwide air traffic growth and airport security improvement, the main aeronautics actors are currently investigating new systems, strived for autonomously piloting the aircraft while taxiing ground-borne. The present thesis deals with aircraft taxiing control and the design of a multivariable control architecture aimed at supervising all the ground acting systems: driving and braking systems of main wheels and the nose landing gear steering system. A global control architecture is introduced after a detailed modelling of the system dynamics and an analysis of the issues induced by the nonlinearities. A linear Q.F.T controller is synthesised to ensure robust control against uncertainties of the wheel angular dynamics, in both driving and braking operations. The vehicle lateral dynamics is controlled by means of a feedforward-feedback hybrid controller. The latter includes a nonlinear gain-scheduled controller designed by a modal approach. All the architecture control loops are finally validated in a high level path following control, achieved with the “follow the carrot” geometric method. A set of representative simulations show the overall good performances and validate the whole proposed solution.

L’objectif de cette thèse est de proposer des méthodes innovantes de conception préliminaire d’actionneurs électromécaniques (EMA) et de les implémenter sous la forme d’outils logiciels rapidement disponibles pour les industriels. Cet objectif répond à une demande forte de l’industrie, en particulier en aéronautique dans le cadre du développement d’avions plus électriques. Dans un premier temps, cette thèse propose une méthode hybride (montante et descendante) de recherche systématique d’architectures solutions et de sélection vis-à-vis des exigences du cahier des charges et de l’état de l’art technologique. Dans un deuxième temps, des méthodes d’évaluation d’architectures en termes de puissance, d’intégration (enveloppe géométrique et masse), de fiabilité et de performances en boucle fermée sont proposées. L’implémentation de ces méthodes se base sur la modélisation acausale et la combinaison de simulations numériques inverses et directes. Des lois d’échelle, représentatives des phénomènes physiques dimensionnants, sont établies pour réduire la complexité d’utilisation des modèles et l'intervention d’experts de domaine dans les phases préliminaires. Les méthodes proposées et leur implémentation dans l'environnement de simulation Modelica/Dymola ont été appliquées avec succès aux exemples d’actionneurs électromécaniques d’orientation d’un train avant d’atterrissage, de commandes de vol primaires et de contrôle de la poussée vectorielle du premier étage de propulsion d’un lanceur spatial. De cette façon, la durée de la phase d’évaluation d’architectures a pu passer d’un ordre de grandeur en jour à un ordre de grandeur en heure / The aim of this thesis is to propose innovative methods for the preliminary design of electromechanical actuators (EMA), and to implement them in software tools rapidly available for the industry. This objective is motivated by a strong demand of the industry, especially in aeronautics within the frame of the development of more electric aircrafts. First, this thesis puts forward a hybrid methodology (top-down/bottom-up) to generate and select systematically architectures with respect to requirements and the state of the art of technology. Second, methods to evaluate architectures in terms of power, integration (geometrical envelop and mass), reliability and closed loop performances are developed. The implementation of these methods is based on non-causal modelling combined to direct and inverse numerical simulations. Scaling laws, representative of the main sizing phenomena, are established to reduce the complexity of the models and the need for domain experts during the preliminary phases. The proposed methods and their implementation within the simulation framework Modelica/Dymola have been applied successfully to the examples of electromechanical actuators for the steering of a nose landing gear, the primary flight control of an aircraft and the thrust vector control of a space launcher. As a result, the duration of the architecture evaluation has been reduced from day-scale to hour-scale

Cette thèse étudie des méthodes de conception aérodynamique pour les avions de ligne de demain. A l'heure actuelle, les avions de ligne sont en général conçus de manière à ce que les moteurs, conçus séparément du reste de l'aéronef, n'interagissent que très peu avec la cellule de l'avion (la voilure, le fuselage,...). Pour diminuer la consommation de carburant, de nouveaux concepts comme l'ingestion de couche limite émergent, dans lesquels l'avion est conçu pour tirer profit des interactions aérodynamiques qui peuvent s'établir entre le moteur et la cellule de l'avion sur certaines configurations. Il devient alors nécessaire de simuler ces interactions pour s'assurer que le bénéfice pour l'avion en termes de consommation de carburant est réel. La méthode développée dans cette thèse a pour objectif de rendre possible la simulation de ces interactions, à un coût de calcul qui reste acceptable. La soufflante, qui est l'élément du moteur le plus à même d'interagir avec l'avion, est modélisée à l'aide d'un champ de force qui reproduit son aspiration de l'écoulement d'air. Cette approche permet de reproduire les interactions aérodynamiques entre l'avion et ses moteurs à un coût 50 fois inférieur à celui d'une simulation complète du moteur et de l'avion, ce qui permettra en pratique d'optimiser les lignes aérodynamiques des futurs avions. / This work explores new méthodologies for the aerodynamic conception of future commercial aircraft. In general, commercial aircraft are designed to limit aerodynamic interactions between the engines and the airframe. New aircraft concepts such as boundary layer ingestion are now studied, in which the aircraft is designed to take advantage of these interactions. It is then necessary to be able to simulate these interactions to ensure that real benefits in terms of aircraft fuel burn are possible. The methodology that is developed in the présent thesis aims at enabling the simulation of these aerodynamic interactions at affordable computational cost. The fan, which is the part of the engine the most likely to internet with the airframe, is modeled using a force field that reproduces the suction of the air inside the engine. This approach allows to reproduce fan- airframe interactions at a fraction of the cost of a complété simulation of the aircraft and the engines, and enable the practical optimization of the aerodynamic performance of future aircraft.

Lorsqu’un avion atterrit, la force principale nécessaire pour arrêter l’avion est obtenue par le freinage. Par une réduction de la vitesse de rotation des roues, les freins provoquent une vitesse de glissement entre les pneus et la piste. C’est cette différence de vitesse qui génère la force de freinage capable de stopper l’avion. La modélisation de cette force est essentielle pour l’estimation de la longueur de piste à l’atterrissage. Les modèles classiques utilisés par les avionneurs sont assez simplistes et dérivent expérimentalement des modèles de frictions les plus simples. De sorte que ces modèles sont dans l’incapacité d’estimer l’influence de paramètres clefs influençant la force de freinage. Il s’agit, en particulier de la pression des pneus, de la nature de la gomme, de la température ambiante et de celle de la gomme, de l’état de la piste, de sa texture, etc. L’objectif de la thèse a été de développer un modèle de contact pneu-piste capable d’estimer la force de freinage. C’est le « Brush Model » qui a servi de base à cette modélisation. En phase de freinage la zone de contact est constituée d’une première zone de déformation de la gomme qui crée une force résistante en suivant la loi de Hooke, puis d’une seconde zone de glissement dont la force de résistance suit la loi de Coulomb. Ce modèle a été amélioré grâce aux résultats de la mécanique des structures pour la loi de Hooke et grâce aux résultats de la tribologie pour la loi de Coulomb. Ces deux modélisations faisant appel aux données issues de la science des matériaux. L’ensemble de ces modélisations a été enrichi par une coopération avec plusieurs centres de recherches ayant fourni de nombreux résultats expérimentaux. Le modèle obtenu a ensuite été confronté avec des résultats d’essais en vol obtenus avec « Airbus Operations S.A.S ». La thèse a validé le prétraitement des données d’essais ainsi que le processus d’identification qui a permis de montrer l’accord du modèle avec les résultats expérimentaux obtenus lors des essais en vol. Cette modélisation donne des résultats très encourageants, elle permet une compréhension beaucoup plus approfondie des effets de l’environnement sur les forces de freinage. De sorte que cette thèse a permis d’améliorer très sensiblement la compréhension fondamentale des phénomènes en jeu lors du freinage, au contact entre le pneu et la piste. Chez Airbus, les résultats obtenus vont servir de base pour les travaux à venir sur ce thème. / As an aircraft lands on a runway, the principal force acting to stop the aircraft within the confines of the runway is generated by the brakes. The brakes cause the tire’s rotational speed to slow down with regards to the aircraft’s speed over the ground. This difference in speed causes friction and it is this friction that is the principal force to stop the aircraft. In order to be able to estimate the stopping distance of an aircraft an understanding of this friction is essential. Traditionally, aircraft manufactures have relied on simplistic, empirically derived friction models. However, these empirical models cannot estimate the influence of several key factors that are known (scientifically) to affect friction such as the rubber temperature, the runway texture, the ambient air temperature and the rubber composition to name a few. This PhD work aims to develop a frictional model that can be used to estimate the friction developed between an aircraft tire and the runway. A model commonly known as the Brush Model, is derived for usewith aircraft tires and runways. The underlying physics of this model are developed using the established scientific theories of tribology, material science and strength of materials. Coordination with several research institutes provides experimental results to reinforce the model. The model is then compared with flight test results obtained from a partnership with Airbus OperationsS.A.S. The PhD works demonstrates the entire validation process from flight test data cleaning, the derivation of a curve-fitting algorithm and the matching of derived model with the flight test data. The modeling has shown very encouraging results. It allows for a much deeper understanding of the environmental effects on friction. This PhD work has greatly improved the fundamental understanding of friction and will serve as a base for future works with Airbus.

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. / The studies conducted during this thesis deals with conducted EMC problems of an inverter associated to its actuator. Accurate high frequency models of every element of the DC/AC converter and actuator have been realised from measures. Then a comparative study of different topologies of converters have been led from simulations in order to determine the best solution minimising EMC current. The selected inverter was realised and the experimental results were compared to simulations validating them. Finally, a comparison of EMC filters architecture led to choose a better solution in order to avoid the increasing of mass.