Dans le domaine de l'aéronautique, les concepts basés sur l’usage étendu de l'électricité dans les aéronefs plus électriques (MEA) et même tout électriques (AEA) font appel à des actionneurs électromécaniques (EMA) en replacement des actionneurs servo-hydrauliques conventionnels (HSA). Lorsque les EMA sont utilisés pour des applications d'actionnement critique comme les commandes de vol, certains problèmes spécifiques liés à l’équilibre thermique, l'inertie réfléchie, le mouvement parasite dû aux élasticités structurelles, la réponse aux fautes (grippage et rupture) et la synchronisation d’EMA actifs sur charges indépendantes ne peuvent être ignorés. La simulation apporte un support indéniable à la conception pour l’évaluation et la validation des concepts. A cet effet, il est nécessaire de développer des prototypes virtuels des EMA avec une vision système et de façon structurée pour répondre aux besoins des ingénieurs. Malheureusement, les phénomènes physiques qui apparaissent dans les EMA sont multidisciplinaires, couplés et fortement non linéaires. De nombreux logiciels commerciaux de simulation système multi-domaines sont désormais disponibles. Cependant, le processus de modélisation et les besoins des ingénieurs sont rarement pris en compte selon une vision globale, en raison du manque d'approches scientifiques pour la définition d’architectures, la modélisation incrémentale et l’amélioration de l’implémentation numérique des modèles. Dans cette thèse, le prototypage virtuel de l'EMA est adressé en utilisant le formalisme Bond-Graph. De nouvelles approches sont proposées pour permettre la modélisation incrémentale de l'EMA en vue de fournir des modèles pour la synthèse de la commande, l’évaluation de la consommation d'énergie, l'analyse thermique, le calcul des forces de réaction, la simulation de la pollution du réseau d'alimentation électrique, la réponse aux fautes et l'influence de la température. L’intérêt des modèles proposés est illustré sur l’exemple de la synchronisation de position de deux EMA actionnant des charges indépendantes. / In the aerospace field, the concepts based on extended use of electricity in “More Electric Aircraft” (MEA) and even “All Electric Aircraft” (AEA), involve electromechanical actuators (EMAs) to replace conventional hydraulic servo actuators (HSAs). When EMAs are used for safety-critical actuation applications like flight controls, some specific issues related to thermal balance, reflected inertia, parasitic motion due to compliance, response to failure (jamming and free-run) and synchronization of EMAs driving independent loads cannot be ignored. The simulation-aided design process can efficiently support the assessment and validation of the concepts fixing these issues. For that, virtual prototypes of EMAs at system-level have to be developed in a structured way that meets the engineers’ needs. Unfortunately, the physical effects governing the EMAs behavior are multidisciplinary, coupled and highly nonlinear. Although numerous multi-domain and system-level simulation packages are now available in the market of simulation software, the modelling process and the engineers’ needs are rarely addressed as a whole because of lack of scientific approaches for model-based architecting, multi-purpose incremental modelling and model implementation for efficient numerical simulation. In this thesis, the virtual prototyping of EMAs is addressed using the Bond-Graph formalism. New approaches are proposed to enable incremental modelling of EMAs that provides models supporting control design, energy consumption and thermal analysis, calculation of reaction forces, power network pollution simulation, prediction of response to faults and influence of temperature. The case of preliminary design of EMAs position synchronization is used to highlight the interests and advantages of the proposed process and models of EMAs.

L’avion de combat Rafale est l’aboutissement du programme d’armement le plus important jamais engagé par l’armée de l’air puisqu’il sera, à terme, l’unique avion de chasse en service dans les armées françaises. Par conséquent, il structurera les forces aériennes françaises au moins jusqu’en 2040. Le programme Rafale conjugue des enjeux opérationnels, politiques, industriels et financiers majeurs et constitue à ce titre la quintessence d’un programme d’armement majeur. Cette caractéristique fondamentale nécessite d’adopter une approche transverse afin d’appréhender le plus largement possible les différents enjeux relatifs à sa conduite. Le programme Rafale connaît une trajectoire singulière. Après une première phase de définition s’effectuant dans le cadre d’une coopération européenne, le besoin opérationnel est finalement revu et affiné dans un cadre uniquement national. Cette phase de maturation débouche sur le lancement d’un programme conjoint à l’armée de l’air et à la marine nationale dont la réalisation dans les années 1990 se heurte aux ajustements budgétaires post-guerre froide. Suite à sa mise en service opérationnel au milieu des années 2000, le Rafale est employé avec succès dans les opérations en Afghanistan et en Libye auxquelles la France participe. Parallèlement, l’avion français débute sa campagne d’exportation dont les enjeux sont particulièrement importants pour la politique de défense française. Celui-ci connaît une première consécration avec la décision indienne en janvier 2012 d’engager des négociations exclusives en vue d’acquérir le chasseur français. / The Rafale fighter is the outcome of the most ambitious armament program ever engaged by the French Air Force. Projected to be the only fighter serving in the French military in the coming decades, it will shape the French Air Forces until 2040. The Rafale program intertwines military, political, industrial and financial interests at the highest levels of the French government and represents the essence of a French major armament program. This essential feature requires a comprehensive approach in order to meet this broad array of interests. The Rafale program has had a specific trajectory. After an initial definition stage which took place in the context of European cooperation, the operational need was finally reviewed on a national basis. This phase resulted in the official launch of the Rafale program both for the French Air Force and the French Navy. During the 1990s, it faced a severe budget constraint which hampered development and production. Following its initial operating capability in the mid-2000s, the Rafale fighter was successfully employed in operations in Afghanistan and Libya. Simultaneously, the Rafale began its marketing campaign to win international bids. The Rafale realized its first achievement with India’s decision, in January 2012, to purchase the French fighter.

Les avionneurs expriment le besoin de développement de l’avion plus « électrique ». Cela se traduit par des besoins nouveaux en matière de systèmes de motorisation électrique, en termes de puissance à fournir et de partage de ressources matérielles en vue de minimiser la masse embarquée et les coûts. Parmi les études en cours sur l’évolution des machines tournantes, un intérêt particulier porte sur le développement des alterno-démarreurs de type machines synchrones sans balais et à plusieurs étages (BSSG). Celles-ci sont susceptibles de fournir un fort couple lors des phases de démarrage des réacteurs auxquelles elles sont associées. Pour ce faire, la connaissance, à tout moment, de la position du rotor est essentielle. Cependant, l'ajout d’un capteur dédié impacte la conception de la machine, rajoutant du volume, du câblage et augmentant le coût. La réalisation d'une commande dite « sensorless » permettrait de s'affranchir de l'utilisation d'un tel capteur et de simplifier le design des alterno-démarreurs.A partir d'une modélisation fine de la machine, cette thèse étudie les conditions dans lesquelles une telle commande est réalisable et analyse plusieurs techniques permettant d'y parvenir. Une nouvelle méthode d'estimation de la position du rotor, spécifique aux BSSG est proposée, puis illustrée avec des résultats expérimentaux. Cette technique est basée sur le traitement des composantes harmoniques existantes naturellement au stator de la machine et permet l'estimation de la position à l'arrêt et à très basse vitesse. Afin d'étendre l'estimation sur toute la plage de vitesse, une étude d'estimation de position par un observateur d'état à base du modèle complet de la machine en considérant les harmonique injectés (ou existantes) dans les courants du stator est proposée. Cet observateur peut s’appliquer à la machine synchrone à trois étages mais aussi à toute machine synchrone. Dans cette étude, son fonctionnement est illustré sur une machine synchrone à aimants permanents. / The aircraft manufacturers express the need to develop a more "electric" aircraft. This brings forward new requirements for the electric drive systems in terms of increasing the available on-board power and resource sharing in order to optimize the overall mass and cost. Among the ongoing studies on the evolution of motor drives, a particular interest is given to the development of multi-level brushless synchronous starter/generators (BSSG). These drives are likely to provide the high torque required to start-up the reactors to which they are associated. For this purpose, the knowledge, at any time, of the rotor position is essential. However, adding a dedicated sensor impacts on the design of the machine, increasing volume, cabling needs and cost. For this purpose, investigating on “sensorless” control laws will permit to avoid using such a sensor and to simplify the design of the Starter/Generators.Using a fine modelling of the machine, this work studies the conditions of feasibility for sensorless control and analyzes several techniques for this purpose. A new method of estimation of the shaft-position, particular to the BSSG architecture is proposed and then illustrated with experimental results. This technique is based on the processing of the existing harmonic components naturally in the stator of the machine and allows the estimation of the position at standstill and the very low speed. To extend the estimation to the whole speed range, a study of position estimation using a state observer using the complete model of the machine considering the knowledge of the existing (or injected) harmonic components in the stator currents is proposed. This observer can be applied to the brushless synchronous starter/generator but also on generic synchronous machines. In this study, its performance is illustrated on a permanent magnet synchronous machine.

In More Electric Aircraft, different power system activities are attributed to electrical means such as the start-up of the main engine. In this context, the study of the sensorless control of the Brushless Synchronous Starter Generator (BSSG) that is used to electrically start the main engine is revealed to be a very interesting issue. For long time, the elimination of the mechanical sensor was highly recommended for reliability, cost, weight, integration issues.Hence, this work aims to transpose the results obtained in the research area to an avionic testbench. It presents an adaptive sensorless technique to use when electrically starting the main engine of the aircraft. This is achieved by elaborating three different methods selected depending on the speed of the machine and based on the :- injection of a high frequency signal- use of the back-emf of the Permanent Magnet Generator (PMG)- use of the extended Kalman Filter EKFIn this work, it is shown that the …first method gives good position estimation results from standstill up to 8% of the rated speed. Then, the back-emfs of the PMG are used to detect the position of the BSSG when the speed exceeds the 8% of the rated speed. Good results are observed with this method at medium and high speed.For redundancy reasons, the EKF was also used in this work. Thus, the estimated position can be delivered via two different estimation algorithms in medium and high speed region.The implementation of the algorithm was achieved on an FPGA board since the latter can ensure a very tiny execution time. The fastness of the treatment ensures quasi-instantaneous position estimation and does not practically introduce any phase lag in the position estimation. / Aujourd'hui, l'aviation est en train de vivre des évolutions technologiques concernant surtout l'attribution de différentes fonctionnalités aux équipements électriques et ceci au détriment d'équipements hydrauliques et mécaniques assurant les mêmes fonctionnalités.Dans le cadre de l'avion plus électrique, le démarrage électrique sans capteurs mécaniques de la turbine de l'avion préoccupe les avionneurs de nos jours. Les problèmes introduits par ce capteur ont été identifiés : problèmes de coût et de poids, problèmes de fiabilité et d'intégration.Ce travail présente alors une commande sans capteurs pour la machine synchrone à trois étages à utiliser durant le démarrage électrique de l'avion. Ceci est réalisé avec trois méthodes de détection de la position selon la vitesse de rotation, basées sur :- l'injection d'un signal à haute fréquence- l'utilisation d'un filtre de Kalman étendu FKE- les fém. du PMG (Permanent Magnet Generator) La première méthode donne de bons résultats d'estimation depuis l'arrêt jusqu'à 8% de la vitesse nominale de la machine. Au-delà de cette vitesse, es valeurs des fém. du PMG deviennent assez élevées pour être utilisées dans l'estimation de la position. De bons résultats sont obtenus à moyenne et haute vitesse.Pour des questions de redondance, le FKE est aussi utilisé. Ainsi, la position estimée peut être fournie par l'un des deux algorithmes à moyenne et haute vitesse.L'implémentation de ces algorithmes est réalisée via une carte FPGA étant donné que celui-ci garantit un temps d'exécution. La rapidité de traitement garantit une estimation de la position quasi-instantanée et donc n'introduit pratiquement pas des retards dans l'estimation.

La thèse porte sur la caractérisation expérimentale des pertes singulières dans les matériaux magnétiques au sein d’actionneurs électromécaniques conçus pour le développement du programme « avion plus électrique », où la maîtrise des pertes d’énergie est un enjeu absolument majeur. Ce programme, de portée mondiale, vise, entre autre, à remplacer, dans l’avion, les actionneurs hydrauliques par des actionneurs électromécaniques, quand c’est possible.Par pertes singulières on entend toutes les pertes liées aux contraintes magnéto-mécano-thermiques liées d’une part à la mise en œuvre (découpe, assemblage contraint, isolation, traitement thermique...) des matériaux et d’autre part aux conditions réelles de fonctionnement (champ tournant, haute fréquence, saturations locales...) au sein des machines électriques (HV/HF), et qui sont très difficiles à estimer précisément de façon analytique ou via les dispositifs conventionnels de tests. Ces sollicitations influencent les caractéristiques de tôles qui peuvent s’éloigner significativement des données du fabricant (donc fausser le calcul des performances).Au début de cette thèse on s’est focalisé sur le montage d’un banc d’essai évolutif équipé de moyens de mesure directe du couple et d’une machine d’entraînement (8 ktr/min ; 42 kW) tarée par nos soins. Sur cette dernière une longue campagne d’essais a été menée pour isoler les différentes composantes de pertes, dont, par exemple, les pertes mécaniques (par frottement dans les roulements + aérodynamiques) qui ont été quantifiées via un rotor neutre. Les pertes dans les aimants sont indissociables des pertes fer, donc, elles ont été estimées par le biais d’une modélisation par éléments finis tridimensionnelle. Les pertes dans la frette de maintien sont nulles du fait qu’elle est isolante (thermo-rétractable). Le bobinage utilisé dans ce moteur est très particulier, à barres massives (remplissage de cuivre dans l’encoche jusqu’à 90%), développé dans notre laboratoire IES. Les pertes atypiques au sein de ce bobinage spécial ont été profondément abordées dans ces travaux (effet de refoulement de courants, pertes aux extrémités de la machine...).Dans la dernière partie de cette thèse, nous avons exploré le fonctionnement des machines synchrones à aimants à haute fréquence afin d’accroître la densité de puissance de nos moteurs (pour franchir la barre de 2.5 kW/kg). Pour ce faire, après une étude détaillée, nous avons proposé en premier lieu un prototype avec des matériaux standard (stator FeCo Vacodur49 0.2mm, rotor FeSi, aimants NdFeB nuance N35EH, bobinage à barres cuivre) fonctionnant à 1666 Hz, tournant à 5000 tr/min, avec une densité de puissance de 4.5 kW/kg et un rendement de 94%. En second lieu, nous avons proposé un deuxième prototype de rendement plus faible (93%) mais qui a une densité de puissance proche de 6 kW/kg avec un rotor sans fer et un bobinage en Aluminium.Avant le montage final de ce prototype modulaire, nous avons effectué des mesures de pertes magnétiques, en conditions réelles de fonctionnement d’un moteur électrique, sur une multitude de tôles FeSi et FeCo (Vacodur49, NO20, M270-35A) avec la variation de différents procédés de fabrication: isolation (vernis thermo-collant « back-lack », vernis C5), découpe (laser, électroérosion) et traitement thermique. Pareillement, toutes les pertes mises en jeu ont été séparées (mécaniques, par courants induits dans les viroles...) pour pouvoir remonter aux pertes magnétiques et, donc, enfin, quantifier empiriquement le coefficient de majoration de pertes fer. / The main aim of this thesis was to study and experimentally assess the additional iron losses in the stator (electrical lamination steel) of high performance permanent magnet synchronous machines (PMSM) designed for aircraft applications, in relation with the “more-electric-aircraft” project. This international program consists of gradually introducing electrical systems to replace onboard hydraulic and pneumatic systems, for example to power the landing gear wheels (Electric Green Taxiing System)…The extra iron losses are caused by manufacturing processes (cutting, sticking, insulation, stacking, pressing, shrink-fitting, thermal treatment …) and the real conditions of use of electrical motor (namely: rotational flux, saturation, high frequency…). Indeed, the mechanical and thermal stresses during the manufacturing steps can deteriorate the magnetic properties of the material and significantly increase the iron losses. These aspects are difficult to accurately evaluate by analytical models or standard measurements (Epstein frame…) and require experimental assessment to precisely calculate the motor efficiency.First of all, we started by developing a test bench equipped with drive motor: PMSM 8000 RPM ; 42 kW. For accurate assessment, the losses in this machine are separated on the test bench, for example, the mechanical losses (bearings loss & windage loss) have been measured at different speed with a non-magnetic rotor. Rotor magnets eddy-current losses cannot be isolated from iron losses, for this reason they have been calculated using a 3D finite element model. To limit rotor loss we then used a non-conductive retaining sleeve (heat shrink sleeve). In the winding, we used bar-wound conductors, which is an original winding technology developed in our laboratory, and whose advantage among others is the unusual copper fill factor that reaches almost 90%.Subsequently, we explored the high frequency machines (>1 kHz) in order to increase the power-to-weight ratio (cross the threshold of 2.5 kW/kg). We proposed, the following to the analytical and finite element study, a first conventional prototype with a power-to-weight ratio equal to 4.5 kW/kg with: FeCo stator (Vacodur49 0.2 mm), FeSi rotor and NdFeB magnets (N35EH), operated at 1666 Hz, 5000 RPM and 94% efficiency at full load. A second motor had been also proposed with both rotor and winding in aluminum, in this case the power-to-weight ratio reaches around 6 kW with, however, less efficiency (93%).Finally, this HF motor was tested, at no load, on the aforementioned test bench. The experiments were carried out on a multitude of FeCo and FeSi stator core samples coming from different manufacturing processes (insulation: bonding varnish and C-5 varnish; cutting: laser and EDM “Electrical Discharge Machining”; thermal treatment) in real operating conditions of a high frequency PM machine in order to experimentally obtain the famous “additional coefficient” of iron losses (Kadd).

Cette thèse a pour objectif d’apporter un ensemble d’outils logiciels s’inscrivant dans une méthodologie globale de conception de systèmes mécatroniques. Elle arrive en complément de travaux déjà menés au sein du laboratoire sur le pré-dimensionnement d’actionneurs aéronautiques de nouvelle génération : les actionneurs électromécaniques (EMA). Cette technologie apporte de nouvelles problématiques qui forcent les ingénieurs à modifier leur processus de développement et ce dès la phase de spécification où des profils de mission devront être générés/transformés/analysés de manière à simplifier la conception et assurer leur validation. Une toolbox Simulink a donc été créée dans cette thèse pour répondre à ce besoin de transformation de l’information entre avionneur et systémier. Comme tout système embarqué, le concepteur fait face à des compromis entre performances, durée de vie et intégration, qui peuvent se résumer à un problème d’optimisation décrit par un ensemble d’équations et de contraintes. Un effort particulier de description a été mené sur le conditionnement de ces équations sous la forme d’un séquencement de calculs explicites adaptés aux algorithmes d’optimisation. La méthode et son implémentation logicielle, toutes deux basées sur la théorie des graphes, interagissent avec le concepteur de manière à l’informer des erreurs de singularité ou de bouclages algébriques apparaissant dans son problème et à lui fournir des pistes de résolution. Pour finir, des études de pré-dimensionnement d’actionneurs de train d’atterrissage et de surfaces de vol primaires (aileron et spoiler), réalisées dans le cadre de cette thèse, dresseront les possibilités offertes par cette approche innovante : conception intégrée avec une cinématique complexe, conception collaborative pluri-partenaires découplée, utilisation de surfaces de réponse pour accélérer l’optimisation / The aim of this thesis is to bring a package of software tools included in a whole methodology dealing with mechatronic systems design. It comes as an add-on to the work already carried out at the laboratory in the field of the new generation of aircraft actuation systems: electromechanical actuators (EMA). This technology triggers new problematics leading the engineers to modify their development process as early as the specification phase, when mission profiles have to be generated/transformed/analyzed in order to simplify the design and ensure the validation step. Thus a Simulink toolbox has been created to meet the need for an information translator working as an intermediate between airframer and system-supplier. As for all the embedded systems, the designer has to face some performance-lifetime-integration trade-off, which can be considered as an optimization problem described by a set of equations and constraints. Particular attention is paid here to the conditioning of those explicit equations in order to obtain a standardized calculation sequence adapted to many optimization algorithms. The method and implemented software, both based on the graph theory, interact with the designer to inform him on the possible singularity and algebraic loop issues, providing some leads for their resolution. Finally, some preliminary sizing studies of landing gear and primary flight control surfaces (aileron and spoiler) actuation systems are presented to highlight the possibilities brought out by this innovative approach: integrated design with complex kinematics, collaborative multi-partners design, use of response surfaces to speed up the optimization

L’électricité prend une place de plus en plus importante dans les systèmes énergétiques embarqués. L’électricité est une forme d’énergie très malléable, facile à transporter et réglable ou transformable avec un très faible taux de pertes. L’énergie électrique, associée à des convertisseurs statiques, est plus facile à maîtriser que, par exemple, l’énergie hydraulique et/ou pneumatique, permettant un réglage plus fin et une réduction des coûts de maintenance. L’évolution de la puissance dans les modèles avioniques est marquante. Avec le nombre croissant de charges électroniques, un avion plus électrique avec un réseau à courant alternatif inclurait un grand nombre de redresseurs AC/DC qui devront respecter les normes de qualité secteur. Une solution pour la réduction de la masse serait de préférer un réseau HVDC (High Voltage DC Bus). Sur les futurs modèles avioniques plus électriques, les concepteurs envisageront des conversions HVDC/DC à partir de l’unité appelée BBCU (Buck Boost Converter Unit). Dans ce cas d’étude, un réseau de distribution en tension continue (±270Vdc) est connecté à un réseau de sécurité basse tension (28Vdc) avec un échange bidirectionnel de puissance pouvant atteindre 10kW. Le convertisseur statique assurant cette liaison représente de nouveaux défis pour l’électronique de puissance en termes de fiabilité, sûreté, détection de panne, rendement et réduction de masse et de coût. Le dimensionnement du convertisseur doit prendre en compte une conception optimale, en aéronautique ce critère est la masse. Dans le processus de dimensionnement et d’optimisation du convertisseur, il est donc impératif de prendre en compte trois facteurs principaux : 1) l’évolution des topologies de conversion, 2) l’évolution des composants actifs et passifs et 3) l’intégration de puissance. La réunion de ces trois facteurs permettra ainsi la miniaturisation des convertisseurs statiques. Dans un premier temps, nous préciserons la démarche adoptée pour le dimensionnement d’un convertisseur en prenant en compte : les topologies actives, les filtres différentiels et le système de refroidissement. Les différents éléments qui composent le convertisseur sont décrits dans un langage informatique orienté objet. Des facteurs de performances seront également introduits afin de faciliter le choix des semi-conducteurs, des condensateurs et du dissipateur pour un convertisseur statique. Dans un deuxième temps, nous présenterons le fonctionnement d’une topologie multicellulaire DC/DC, isolée pour l’application proposée. Nous présenterons les avantages du couplage de différentes phases de ce convertisseur. Nous introduirons les différentes associations des cellules et leurs avantages, possibles grâce à l’isolement, comme la mise en série et en parallèle. Puisque la caractérisation des pertes des semi-conducteurs est essentielle pour le dimensionnement du convertisseur statique, nous proposerons deux approches : un modèle de simulation relativement simple et paramétré à l’aide de seules notices constructeurs ; et une méthode de mesure des pertes dans les semi-conducteurs qui est à la fois précise et compatible avec les composants les plus rapides. En ce qui concerne les composants magnétiques, une surface de réponse des matériaux ferrites sera présentée. Nous allons décrire, par le biais analytique et de simulation, des modèles pour la détermination du champ magnétique à l’intérieur du noyau et des ondulations de courant engendrés. Finalement, en profitant des modèles et des résultats obtenus dans les sections précédentes, nous montrerons le dimensionnement et la réalisation de chaque partie du convertisseur BBCU 100kHz / 10kW. Une perspective d’un design idéal est également présentée. / The electricity is taking a more important place in the embedded systems. The electricity is a very moldable form of energy, easy to transport and adjustable or transformed with a very low losses. The electrical energy, associated with power converters, is easier to control than hydraulic and/or pneumatic energies for example, allowing a finer regulation and a cost cutting of maintenance. The installed power in the avionic models is growing fast. With the increasing number of electronic loads, a more electrical aircraft with an AC network would include a large number of rectifiers AC/DC which will have to respect the quality standards. A solution for the reduction of the mass would be to prefer a HVDC network (High Voltage DC BUS). On the future more electrical aircrafts, the designers will be facing a HVDC/DC power conversion. This is the role of the unit called BBCU (Buck Boost Converter Unit). In our case of study, a distribution network in DC voltage (± 270Vdc) is connected to a security low-voltage network (28Vdc) which includes a bidirectional power exchanges achieving 10kW. The power converter for this connection gives new challenges for the power electronics in terms of reliability, safety, failure detection, efficiency and reduction of mass and cost. The design of the power converter needs to take into account for an optimal design. It is thus imperative to take into account three main factors: 1) the evolution of the power topologies 2) the evolution of the active and passive devices and 3) the power integration. The meeting of these three factors will allow the miniaturization of the power converters. At first, the adopted approach for designing power converters, taking into account the power topology, the differential filters and the cooling system are presented. The various elements which compose the power converter are described in an Object-Oriented Programming. The performance factors will be introduced to facilitate the choice of semiconductors, capacitors and heat-sinks. Secondly, the operation phases of a multicellular isolated DC/DC topology for the proposed application are presented. A discussion of the advantages of the magnetic coupling is also introduced. Thanks to the isolation, different associations of switching cells, series or/and parallel connection, are possible. Knowing the losses of power semiconductors is an essential step to design a power converter, thus two approaches are proposed: 1) a simulation model using a relatively simple model with the datasheets information; and 2) a losses measurement method which is precise and compatible with the fastest devices. As regards the magnetic components, a response surface of ferrite materials will be presented. Some models for the determination of the magnetic field inside the core and the current ripple are also described. Finally, by taking advantage of models and results obtained in the previous sections, the design and the realization of each party of the BBCU power converter 100kHz / 10kW is showed. A perspective of an ideal design is also presented.

Dans les années à venir, l’industrie de l’aéronautique doit améliorer le contrôle thermique des composants et modules hautement intégrés. Les approches de refroidissement standard, utilisant l’air forcé ne sont plus utilisables. Il est donc nécessaire de développer de nouvelles technologies capables d’offrir des solutions compatibles avec ces nouvelles problématiques. Une revue bibliographique approfondie est présentée pour montrer les solutions existantes pour l’avionique. Les systèmes à changement de phase, tels que les boucles diphasiques capillaires (LHPs), sont très attractifs puisqu’ils peuvent être utilisés pour transporter la chaleur vers une grande surface d’un radiateur qui dissipera la chaleur vers le milieu ambiant. Une première famille de LHP, conçue et réalisée par la compagnie Atherm, et remplie avec du méthanol, est décrite. Deux autres familles de LHP sont également présentées. La première a été réalisée par la société ATHERM et a un condenseur et des lignes de transports modifiés, afin d’être intégrée sur une carte électronique existante. La deuxième famille, a été conçue et réalisée par l’Institut of Thermal Physics (ITP), sur la base de spécifications similaires. Un banc d’essai expérimental est conçu et réalisé pour tester ces systèmes. Les effets de la charge en fluide, baïonnette, et mèche secondaire, sont observés. Des tests d’orientation et d’accélération sont réalisés sur des LHPs intégrées dans un rack aéronautique. Même une certaine sensibilité aux orientations et accélérations est observée, les LHPs fonctionnement toujours jusqu’à l’accélération maximale testée de 6 G. Un modèle stationnaire d’une boucle diphasique basé sur une approche à plusieurs échelles est développé. Plusieurs niveaux de complexité et de précision peuvent être sélectionnés pour le modèle des composants individuels de la boucle, allant du modèle nodal au modèle 3D. Le modèle est validé avec les données expérimentales. Un bon accord entre les simulations numériques et les résultats expérimentaux est obtenu. Les résultats numériques montrent que la charge de fluide dans le réservoir affecte le comportement thermique de la LHP en modifiant la répartition des flux de chaleurs. Des gradients de température importants sont observés dans la plaque du condenseur, et un nouveau tracé de la ligne condenseur est proposé. Plusieurs modifications de l’évaporateur sont analysées. La diminution la plus importante de la résistance thermique de l’évaporateur est obtenue par une bonne disposition des rainures axiales de la mèche, associée à une semelle optimisée, ou à des rainures radiales. / In the coming years, the avionics industry will have to improve the thermal control of both existing and emerging highly integrated electronic components and modules. The standard cooling approaches using forced air are no longer applicable. It is necessary to develop new technologies being able to offer solutions compatible with those new problematic. An extensive literature review is presented to show the existing cooling solutions for avionics. Two-phase passive systems, such as LHPs are very attractive as they may be used as heat spreader, associated with a classical heat sink to dissipate the heat. A first family of LHP, designed and manufactured by the ATHERM Company and filled with methanol as the working fluid is described. Two other LHP families are also presented. The first one was manufactured by ATHERM and has modified condenser and transport line shapes, in order to be integrated into an existing electronic card. The second one was manufactured and designed by the Institute of Thermal Physics, on the same specification basis. An experimental setup is designed and built to test these LHPs. The effects of fluid fill charge, bayonet and secondary wick are observed. Orientation and acceleration tests are conducted on LHPs integrated within an avionic rack. Even if the LHPs exhibited sensitivity to orientation and acceleration, no failure of the LHP was observed up to the maximum applied acceleration (6 G). A steady state model of LHP based on a multi-level approach is developed. Various levels of complexity and precision can be selected for the model of the individual component, going from the nodal to the 3D model. The model is validated with experimental data from the laboratory tests. A good agreement is achieved between the experimental and the numerical data. The numerical results show that the fluid fill charge within the reservoir affects the thermal behavior of the LHP, by modifying the heat flux distribution. High temperature gradients are highlighted in the condenser plate and a redesign of its shape is proposed. Various modifications of the evaporator design are considered. The most important decrease of the evaporator thermal resistance is brought by a good disposition of the axial vapor grooves associated with an optimized saddle shape or radial vapor grooves.

Dans le domaine aéronautique, la dernière décennie a été marquée par une augmentation constante et progressive du taux d’électrification des systèmes embarqués. L’avion plus électrique est aujourd’hui vu comme un axe d’amélioration majeure pour l’industrie aéronautique permettant d’atteindre des objectifs toujours plus ambitieux : réduction de l’impact environnemental, rationalisation des coûts de maintenance… Dans ce contexte, le réseau de distribution électrique joue un rôle majeur. Les architectes doivent imaginer de nouveaux concepts architecturaux afin d’assurer le « service » de fourniture d’électricité tout en minimisant la masse et le coût. Ainsi les travaux de cette thèse proposent des méthodes d’aide à la conception pour les architectes de réseau. Le manuscrit se divise en 2 parties pouvant être vues comme 2 études distinctes et qui sont introduites dans le chapitre 1.La 1ère partie, traitée dans les chapitres 2 et 3, développe des méthodes et outils afin de résoudre de manière automatique et optimale 2 tâches de l’architecte : la définition des reconfigurations du réseau et l’identification de l’allocation des charges. La formalisation de ces 2 problématiques met en lumière une caractéristique commune : l’explosion combinatoire. Ainsi les résolutions sont réalisées à l’aide de méthodes issues de la recherche opérationnelle. Un processus général est défini afin de traiter les 2 tâches de manière consistante. Les aspects liés à la reconfiguration sont traités à l’aide de : la théorie des graphes pour modéliser la connectivité du réseau, un système expert capturant les règles métiers et la programmation linéaire sélectionnant les reconfigurations les plus performantes. La méthode a été appliquée avec succès sur des réseaux avions existants (A400M et A350) ainsi que sur des réseaux plus électriques prospectifs. La deuxième tâche consistant en l’allocation des charges a été résolue à l’aide de méthodes stochastiques. L’algorithme génétique utilisant une méthode de nichage se révèle être le plus performant en proposant à l’architecte réseau des solutions performantes et variées. La 2ème partie, traitée dans le chapitre 4, s’intéresse à un nouveau concept le « cœur électronique modulaire et mutualisé ». Cet organe de distribution, étroitement lié à l’avion plus électrique, se caractérise par la mutualisation de « m » modules électronique de puissance pour « c » charges électriques. Les méthodes développées dans le chapitre 4 vise à concevoir de manière optimale ce nouveau cœur en ayant 2 degrés de liberté : le nombre « m » de modules et les reconfigurations entre les « m » modules et les « c » charges. De nouveau, la formalisation du problème met en évidence l’explosion combinatoire à laquelle est confronté le concepteur. Le principal objectif de cette étude est de proposer un cadre méthodologique pour la résolution de ce problème de conception. Ainsi une heuristique a été développée pour résoudre ce problème combinatoire. Une attention particulière a été portée pour développer des modèles de composants simples et génériques dans une procédure générale organisée. Enfin une cartographie a été réalisée afin de dégager d’une part les formes de solutions les plus performantes et d’identifier les éléments ayant les impacts les plus significatifs sur la masse du système complet. / In the aeronautics field, the last decade has been marked by a constant and gradual increase of the electrification rate of the embedded systems. Today, the More Electric Aircraft (MEA) is seen as a major axis of improvement for the aviation industry to achieve increasingly ambitious objectives: reducing environmental impact, rationalisation of maintenance costs...In the more electrical aircraft concept, the electrical network plays a major role. Today engineers must imagine new architectural solutions to ensure the electricity supply while minimizing weight and cost. In this context, the PhD work consists in providing new methods to support the design of electrical network architectures. The PhD work is divided into 2 parts which can be seen as 2 separate studies which are introduced in the chapter 1.The 1st part, treated in the chapters 2 and 3, develops methods and tools to solve problems automatically for 2 architecture tasks: the definition of the network reconfiguration and the identification of the electrical load allocation on busbars. The formalization of these two issues highlights a common characteristic: the combinatorial explosion. As the consequence, methods from operational research area are selected to solve the 2 tasks in the frame of a general and consistent design process. The reconfiguration aspects are solved by a methodology coupling together: graph theory to model the network connectivity, an expert system capturing know-how rules and linear programming selecting the most efficient reconfiguration. The approach was successfully applied on existing aircraft electrical networks (A400M and A350) and on future architectures. The second task, related to the electrical load allocation, is solved using stochastic methods. The genetic algorithm using a niching method is the best assessed optimization method. It provides good and diversified load allocations to the electrical network architect. The 2nd part, treated in the chapter 4, focuses on a new technological concept the « modular and mutualised power electronics center ». This distribution system, closely linked to the more electrical aircraft, aims at sharing « m » power electronics modules to « c » electrical loads. The methods developed in this PhD aim at carrying out an optimal design of this new power center with 2 design variables: the number « m » of modules and the reconfigurations between the « m » modules and the « c » loads. Again, the formalization of the problem highlights that the designer must deal with a combinatorial explosion. The main objective of this study is to propose a methodological framework for solving this design problem. A heuristic-based algorithm is developed to solve this combinatorial optimization problem. A particular attention is paid to develop an organized weight estimation procedure using generic sizing models. Finally a mapping is performed to identify the best solutions and to highlight the technological elements having the most significant impact on the complete system weight

L’étude de la pollution troposphérique inclut l’étude des gaz traces provenant de sources anthropiquesdiverses, dont l’impact varie de l’échelle locale à globale. Pour caractériser cette pollution, il est nécessairede mesurer avec précision les concentrations en polluants. Dans le cadre de projets européens, troiscampagnes aéroportées ont été conduites, dans le bassin méditerranéen, en Afrique de l’ouest et enMalaisie, pour mesurer différents types de polluants grâce, entre autres, à un spectromètre à lasersinfrarouges, SPIRIT, capable de mesurer rapidement en ligne de faibles variations de NO2 et CO. Les jeuxde données de ces gaz traces (et d’autres) ont été combinés avec un modèle lagrangien de dispersion departicules, FLEXPART, pour identifier différentes sources de pollution locales et régionales de l’air. Cettethèse présente ainsi les mesures et le travail de modélisation entrepris afin de définir les sources depollution de chaque région. Il a été montré que le bassin méditerranéen a été impacté, de la moyenne à lahaute troposphère pendant l’été, par des émissions de feux de biomasse venant de Sibérie et du continentnord-américain. Les régions ouest-africaine et malaisienne sont aussi impactées par des émissions de feuxde biomasse transportées depuis l’Afrique centrale dans le premier cas, et de feux locaux dans le second.En outre, ces régions sont influencées par des émissions provenant de l’exploitation du pétrole et du traficmaritime. FLEXPART a été utilisé afin d’identifier l’origine des pics de pollution mesurés au cours descampagnes. Nous avons ainsi montré que les conditions atmosphériques, qui définissent la hauteurd’injection du panache de la plateforme pétrolière, ainsi que le flux d’émission sont des paramètres clésdans la caractérisation des mesures par le modèle. / The study of tropospheric pollution includes the study of trace gases coming from various anthropogenicsources that can impact scales ranging from local to global. To characterise this pollution, it is necessary tobe able to measure with precision pollutant concentrations. Within the frame of European projects, threeairborne campaigns in the Mediterranean Basin, in West Africa and in Malaysia were conducted to measuredifferent types of pollutants thanks to, among others, an infrared laser spectrometer, SPIRIT, able to rapidlymeasure on-line small variations in NO2 and CO. The data sets of these trace gases (and others) have beencombined with a Lagrangian model of particle dispersion, FLEXPART, to fingerprint different sources of localand regional air pollution. Thus, this thesis presents the measurements and the modelling work undertakenin order to define the sources of pollution of each region. It has been shown that the Mediterranean Basinwas impacted, in the mid to upper troposphere during summer, by biomass burning emissions coming fromSiberia and the Northern American continent. West African and Malaysian regions are also impacted bybiomass burning emissions transported from central Africa in the first case, and from local fires in thesecond. In addition, those regions are influenced by emissions coming from oil exploitation and maritimetraffic. FLEXPART was used in order to identify the origin of the pollution peaks measured during thecampaigns. It has been shown that atmospheric conditions, which define the injection height of the oilplatform plume, and also the emission flux are key parameters in the characterisation of the measurementsby the model.