Cette thèse présente un nouveau cadre pour la conception de correcteurs à gain programmé. Une partie de ce cadre est une fusion novatrice de la théorie des systèmes et de la commande (la métrique ν-gap et sa variante fréquentiellle) et de l'analyse en grappes, technique commune en analyse de données statistiques, apprentissage automatique, fouille de données, etc. La combinaison des deux champs permet de subdiviser le domaine de fonctionnement d'un système non linéaire en secteurs afin de récupérer des informations sur le comportement en boucle fermée avant la conception de la commande. Chaque secteur représente une partie du domaine opérationnel ayant des propriétés de retour similaires, c'est-à-dire que les points de fonctionnement dans un secteur ont des comportements davantage similaires (mesurés par la mesure d'écart ponctuel) les uns des autres que les points de fonctionnement des autres secteurs. La solution de sectorisation est utilisée en vue de réaliser des correcteurs séquencés réglés à partir d'un modèle linéarisé. Par exemple, une distribution optimisée et parcimonieuse des points de synthèse pour les correcteurs LTI est sélectionnée et la distribution des secteurs est exploitée pour le mélange des correcteurs linéaires individuels en un correcteur non-linéaire couvrant l'ensemble du domaine de fonctionnement. L'avantage général de ce cadre est qu'il présente une procédure systématique qui réduit potentiellement le temps, les efforts et donc le coût global d'un projet de développement en réduisant les itérations inutiles au cours du cycle de conception. Le cadre proposé est évalué à partir d’un exemple générique de missile industriel. / This thesis presents a new framework for the design of gain-scheduled controllers. Part of this framework is a novel merging of system & control theory (the ν-gap and pointwise gap metric) and cluster analysis, a common technique in statistical data analysis, machine learning, data mining, etc. The combination of both fields allows for a subdivision of a nonlinear system's operating domain into sectors in order to retrieve information on the feedback behaviour before the actual control design. Each sector represents a part of the operating domain with similar feedback properties, i.e. operating points inside a sector are more similar (as measured by the pointwise gap metric) to each other than to operating points in other sectors. The sectoring solution is used in the proposed framework to support the design of a linearization-based gain-scheduled controller. For example, a reduced and optimized distribution of design points for the LTI controllers is selected and the sectors' distribution is exploited for the blending of the individual linear controllers into an operating domain wide nonlinear controller. The overall advantage of the framework is that it presents a systematic procedure that potentially reduces the overall time, effort, and therefore cost of a development project by preventing unnecessary iterations in the design cycle specifically associated with the control design. The proposed framework is verified at the example of a generic industrial missile benchmark.

L'appontage d'avions demeure aujourd'hui un exercice difficile dont la réussite conditionne l'efficacité d'un groupe aéronaval. Dans la marine française, des systèmes d'aide améliorent la perception du pilote durant l'appontage. Il n'existe cependant pas de système automatique qui permettrait l'emploi d'avions sans pilote sur porte-avions. Les travaux réalisés durant cette thèse ont donc pour objet un système d'appontage à l'aide d'un capteur de vision de l'avion. Utilisant les capteurs de l'aéronef, les différentes fonctions d'un tel système reposent sur la détection du porte-avions dans l'image initiale, son suivi au cours de la séquence et la commande de l'avion et de la tourelle de sa caméra. Cette étude propose des solutions pour ces fonctions en se basant sur les techniques de l'état de l'art. La détection du navire repose sur l'utilisation des capteurs de l'avion et d'une image de référence du porte-avions afin d'initialiser le suivi du porte-avions. Ce dernier est assuré par des algorithmes de suivi 3D basé modèle et de suivi 2D dense qui fournissent les mesures utilisées par la commande. La commande de l'avion par asservissement visuel repose sur des primitives visuelles contenues dans le plan image et dont les valeurs désirées restent constantes pour la trajectoire désirée. Les mouvements du porte-avions sont pris en compte à l'aide de la vision et la commande de la tourelle se base également sur des primitives visuelles. Les méthodes de vision sont validées sur des images réelles et des images provenant d'un simulateur réaliste. La commande est d'abord évaluée sans algorithme de vision afin de la caractériser. Enfin, l'ensemble de la chaîne est ensuite évaluée sur des simulations réalistes et montre son efficacité.

Le contrôle de vol en formation se rapporte au contrôle de la trajectoire de plusieurs véhicules pour accomplir une tâche commune. La motivation du contrôle du vol en formation réside dans le fait que l'utilisation de plusieurs drones permet de réaliser des tâches plus complexes et que ne peut accomplir un drone unique. Les stratégies de commande de flotte de véhicules peuvent être classées en trois groupes principaux : la stratégie de vol type meneur-suiveur, celle basée sur comportement et l'approche utilisant un meneur virtuel. Chaque groupe se compose de différents véhicules et on suppose que les véhicules communiquent entre eux pour échanger des informations. Le contrôle de position pour des quadrirotors sous-actionnés ou des UAV VTOL a retenu l'intérêt de plusieurs chercheurs de la communauté scientifique. En raison de la nature sous-actionnée des UAV VTOL, l'attitude du système doit être utilisée afin de commander la position et la vitesse. En effet, la prise en compte des perturbations externes, des incertitudes sur la dynamique du système ainsi que l'objectif d'obtenir des résultats globaux rendent la synthèse de lois de commande plus difficile. Nous proposons, dans ce travail, un algorithme permettant l'extraction de l'attitude et une nouvelle formulation de la poussée pour la commande d'un drone. Cet algorithme utilise cette formulation de la force de poussée pour atteindre les objectifs en translation et utilise le vecteur quaternion unitaire comme consigne du sous-système en rotation. Cet algorithme est ensuite étendu au cas de la commande de vol en formation. Cinq contrôleurs de vol en formation sont développés et séparés dans deux groupes : l'approche structure virtuelle et l'approche meneur-suiveur. Les trois premiers contrôleurs de vol en formation utilisent l'approche structure virtuelle. La vitesse, les perturbations et les incertitudes de modèle dans la dynamique sont estimées par le biais d'un observateur et la technique de commande "backstepping" adaptative. La synthèse des deux derniers contrôleurs de vol en formation de vol est obtenue en utilisant l'approche meneur-suiveur. La formation utilisant cette approche pour des quadrirotors et pour le système du second degré est construite. Le changement de la configuration de la formation de vol est également simulé pour ces deux derniers contrôleurs de vol en formation. Dans chacun des cinq contrôleurs de vol en formation, la fonction d'évitement de collision construite à partir d'une fonction indicielle "lisse" est incluse. Cette fonction produit une force de poussée quand un quadrirotor évolue près des autres et d'une force de traction quand un quadrirotor évolue hors de la zone de détection. Les résultats de simulation prouvent que cette fonction d'évitement de collision fonctionne tout à fait correctement et qu'aucune collision entre les quadrirotors ni avec les obstacles ne se produit. En résumé, l'utilisation de la poussée, de l'algorithme d'extraction d'attitude et de la fonction d'évitement de collision, rend la synthèse des lois de commande plus facile et les résultats obtenus pour le vol en formation sont globaux / Formation control relates with the motion control of multiple vehicles to accomplish a common task. The motivation of formation control is because of the advantages achieved by using a formation of vehicles instead of a single one. Cooperative control approach can be cataloged into three main groups: leader-follower, behavior-based and virtual structure. Each group consists of individual vehicles and the communication allows the information be exchanged among vehicles. Position control for under-actuated quadrotors or VTOL UAVs has been focused in several group in the research community. Due to the under-actuated nature of VTOL UAVs, the system attitude must be used in order to control the position and velocity of the system. Moreover, the effect of external disturbance, uncertainty of the dynamics and the requirement of achieving the global results make the control design process more difficult. Developing from a global controller for a single quadrotor, a new thrust and attitude extraction algorithm is proposed. This algorithm allows transferring an intermediate control force to a thrust force to achieve the translational objective and an unit quaternion vector as a reference for the rotational subsystem. This algorithm is also embedded in the formation controller. Five formation controllers are developed and separated into two groups, virtual structure and leader-follower approach. The first three formation controllers are constructed by using the virtual structure approach. The unmeasured linear velocity, disturbance and uncertainty in the dynamics are solved by employing observer design and adaptive backstepping control design technique. The last two formation controllers are built by using the leader-follower approach. The leader follower formation for quadrotors and for second order system are constructed. The changing of formation shape in working time also is simulated in these last two formation controllers. In all five formation controllers, collision avoidance function constructed from a smooth step function is embedded. This function generates a pushing force when a quadrotor goes close to the others and a pulling force when a quadrotor travels out of the sensing range. The simulation results show that this collision avoidance function works quite effectively and there is no collision among quadrotors and obstacles. It can be summarized that by using the thrust and attitude extraction algorithm and the collision avoidance function, the control design process becomes easier and all the formation controllers achieve the global results

Cette étude est le résultat d’une thèse CIFRE de trois ans entre le bureau d’étude d’Airbus (domaine du contrôle de l’avion) et le laboratoire TéSA à Toulouse. L’objectif principal est de proposer, développer et valider une solution logicielle pour la détection et le diagnostic d’un type spécifique de vibrations des gouvernes de profondeur et direction, appelée oscillation en cycle limite (limit cycle oscillation ou LCO en anglais), basée sur les signaux existants dans les avions civils. LCO est un terme mathématique générique définissant un mode périodique indépendant de conditions initiales et se produisant dans des systèmes non linéaires non conservatifs. Dans cette étude, nous nous intéressons au phénomène de LCO induit par les jeux mécaniques dans les gouvernes d’un avion civil. Les conséquences du LCO sont l’augmentation locale de la charge structurelle, la dégradation des qualités de vol, la réduction de la durée de vie de l’actionneur, la dégradation du confort du poste de pilotage et de la cabine, ainsi que l’augmentation des coûts de maintenance. L’état de l’art en matière de détection et de diagnostic du LCO induit par le jeu mécanique est basé sur la sensibilité du pilote aux vibrations et sur le contrôle périodique du jeu sur les gouvernes. Cette étude propose une solution basée sur les données (issues de la boucle d’asservissement des actionneurs qui agissent sur les gouvernes) pour aider au diagnostic du LCO et à l’isolement du jeu mécanique. L’objectif est d’améliorer encore plus la disponibilité des avions et de réduire les coûts de maintenance en fournissant aux compagnies aériennes un signal de contrôle pour le LCO et les jeux mécaniques. Pour cette raison, deux solutions algorithmiques pour le diagnostic des vibrations et des jeux ont été proposées. Un détecteur en temps réel pour la détection du LCO est tout d’abord proposé basé sur la théorie du rapport de vraisemblance généralisé (generalized likelihood ratio test ou GLRT en anglais). Certaines variantes et simplifications sont également proposées pour satisfaire les contraintes industrielles. Un détecteur de jeu mécanique est introduit basé sur l’identification d’un modèle de Wiener. Des approches paramétrique (estimateur de maximum de vraisemblance) et non paramétrique (régression par noyau) sont explorées, ainsi que certaines variantes des méthodes non paramétriques. En particulier, le problème de l’estimation d’un cycle d’hystérésis (choisi comme la non-linéarité de sortie d’un modèle de Wiener) est abordé. Ainsi, les problèmes avec et sans contraintes sont étudiés. Une analyse théorique, numérique (sur simulateur) et expérimentale (données de vol et laboratoire) est réalisée pour étudier les performances des détecteurs proposés et pour identifier les limitations et la faisabilité industrielle. Les résultats numériques et expérimentaux obtenus confirment que le GLRT proposé (et ses variantes / simplifications) est une méthode très efficace pour le diagnostic du LCO en termes de performance, robustesse et coût calculatoire. D’autre part, l’algorithme de diagnostic des jeux mécaniques est capable de détecter des niveaux de jeu relativement importants, mais il ne fournit pas de résultats cohérents pour des niveaux de jeu relativement faibles. En outre, des types d’entrée spécifiques sont nécessaires pour garantir des résultats répétitifs et cohérents. Des études complémentaires pourraient être menées afin de comparer les résultats de GLRT avec une approche Bayésienne et pour approfondir les possibilités et les limites de la méthode paramétrique proposée pour l’identification du modèle de Wiener. / This research study is the result of a 3 years CIFRE PhD thesis between the Airbus design office(Aircraft Control domain) and TéSA laboratory in Toulouse. The main goal is to propose, developand validate a software solution for the detection and diagnosis of a specific type of elevator andrudder vibration, called limit cycle oscillation (LCO), based on existing signals available in flightcontrol computers on board in-series aircraft. LCO is a generic mathematical term defining aninitial condition-independent periodic mode occurring in nonconservative nonlinear systems. Thisstudy focuses on the LCO phenomenon induced by mechanical freeplays in the control surface ofa civil aircraft. The LCO consequences are local structural load augmentation, flight handlingqualities deterioration, actuator operational life reduction, cockpit and cabin comfort deteriorationand maintenance cost augmentation. The state-of-the-art for freeplay induced LCO detection anddiagnosis is based on the pilot sensitivity to vibration and to periodic freeplay check on the controlsurfaces. This study is thought to propose a data-driven solution to help LCO and freeplaydiagnosis. The goal is to improve even more aircraft availability and reduce the maintenance costsby providing to the airlines a condition monitoring signal for LCO and freeplays. For this reason,two algorithmic solutions for vibration and freeplay diagnosis are investigated in this PhD thesis. Areal time detector for LCO diagnosis is first proposed based on the theory of the generalized likeli hood ratio test (GLRT). Some variants and simplifications are also proposed to be compliantwith the industrial constraints. In a second part of this work, a mechanical freeplay detector isintroduced based on the theory of Wiener model identification. Parametric (maximum likelihoodestimator) and non parametric (kernel regression) approaches are investigated, as well as somevariants to well-known nonparametric methods. In particular, the problem of hysteresis cycleestimation (as the output nonlinearity of a Wiener model) is tackled. Moreover, the constrainedand unconstrained problems are studied. A theoretical, numerical (simulator) and experimental(flight data and laboratory) analysis is carried out to investigate the performance of the proposeddetectors and to identify limitations and industrial feasibility. The obtained numerical andexperimental results confirm that the proposed GLR test (and its variants/simplifications) is a very appealing method for LCO diagnostic in terms of performance, robustness and computationalcost. On the other hand, the proposed freeplay diagnostic algorithm is able to detect relativelylarge freeplay levels, but it does not provide consistent results for relatively small freeplay levels. Moreover, specific input types are needed to guarantee repetitive and consistent results. Further studies should be carried out in order to compare the GLRT results with a Bayesian approach and to investigate more deeply the possibilities and limitations of the proposed parametric method for Wiener model identification.

Il est important que les logiciels pilotant les systèmes critiques (avions, centrales nucléaires, etc.) fonctionnent correctement — alors que la plupart des systèmes informatisés de la vie courante (micro-ordinateur, distributeur de billets, téléphone portable) ont des dysfonctionnements visibles. Il ne s'agit pas là d'un simple problème d'ingéniérie : on sait depuis les travaux de Turing et de Cook que la preuve de propriétés de bon fonctionnement sur les programmes est un problème intrinsèquement difficile.<br /><br />Pour résoudre ce problème , il faut des méthodes à la fois efficaces (coûts en temps et en mémoire modérés), sûres (qui trouvent tous les problèmes possibles) et précises (qui fournissent peu d'avertissements pour des problèmes inexistants). La recherche de ce compromis nécessite des recherches faisant appel à des domaines aussi divers que la logique formelle, l'analyse numérique ou l'algorithmique « classique ».<br /><br />De 2002 à 2007 j'ai participé au développement de l'outil d'analyse statique Astrée. Ceci m'a suggéré quelques développements annexes, à la fois théoriques et pratiques (utilisation de techniques de preuve formelle, analyse de filtres numériques...). Plus récemment, je me suis intéressé à l'analyse modulaire de propriétés numériques et aux applications en analyse de programme de techniques de résolution sous contrainte (programmation semidéfinie, techniques SAT et SAT modulo théorie).

Au cours du siècle dernier, la communauté scientifique a traité le contrôle des véhicules aériens principalement par l'élaboration de stratégies ad hoc, mais aucune approche unifiée n'a été développé jusqu'à présent. Cette thèse participe à l'élaboration d'une approche unifiée pour le contrôle des véhicules aériens en prenant en compte les forces aérodynamiques dans la conception de la commande. Nous supposons les effets aérodynamiques de rotation et les effets non stationnaires négligeables. Les actionneurs du véhicule sont supposés être composés d'une force de poussé fixée au corps pour le mouvement en translation, et d'un couple de contrôle pour la régulation d'attitude. Cette thèse se concentre ensuite sur la boucle de guidage, traitant du contrôle de la vitesse linéaire. L'un des principaux objectifs a été de déterminer la façon de réguler la force de poussée et l'orientation du véhicule pour compenser les forces extérieures. Tout d'abord nous abordons la modélisation, l'analyse et le contrôle de la dynamique longitudinale de l'avion. Ensuite nous étendons certaines de ces études aux mouvements tridimensionnels d'avions au corps symétrique, tels que les missiles. Un résultat original de cette thèse est de préciser les conditions sur la force aérodynamique permettant de reformuler le problème du contrôle dans celui de la commande d'un corps sphérique, pour lequel des résultats de stabilité peuvent être démontrés. Les lois de commande proposées intègrent des termes intégraux et anti-wind up sans reposer sur une politique de commutation entre plusieurs lois de commande.

Ce travail de thèse porte sur le comportement en vol de drones légers à voilure fixe en présence de vent. Ces dispositifs aériens offrent une transition en douceur de la théorie à la pratique dans le domaine de la commande autonome. En outre, ils fournissent une solution appropriée dans des environnements inaccessibles ou dangereux pour les êtres humains. Cependant, ne pas avoir un pilote humain à bord implique que les UAV reposent sur l'automatisation pour naviguer ou pour éviter les obstacles. De plus, leur vitesse de fonctionnement relativement faible les rend particulièrement affectés par le vent. Motivé par ces considérations, les objectifs de ce travail de recherche visent des résultats théoriques et expérimentaux dans le domaine de la conception de contrôleurs de vol pour les petits drones à voilure fixe de configuration classique permettant le vol stable dans les conditions de vent. Pour atteindre ces objectifs, plusieurs domaines de recherche sont abordés dans cette thèse comme il suit.Tout d'abord, une étude approfondie sur l'aspect aérodynamique de l'avion est menée afin d'obtenir le modèle mathématique du véhicule en présence de vent. En outre, des modèles qui reproduisent le comportement essentiel du système dans un contexte simplifié sont analysés. Par conséquent, des modèles non linéaires de complexité réduite, qui sont plus simples à analyser et simuler et plus adaptés à la conception de stratégies de contrôle, sont présentés. Deuxièmement, le problème à résoudre est formulé comme un problème de suivi de trajectoire dans lequel le dispositif de commande de vol doit être en mesure de diriger le véhicule le long d'un chemin. Des stratégies de navigation sont élaborées dans le but d'éliminer la déviation de l'avion par rapport à la trajectoire de référence. Le vent est considéré d'abord mesurable par une station au sol et, ensuite, estimé en utilisant une navigation adaptative basée sur la théorie de Lyapunov. La performance de l'algorithme d'estimation est améliorée en utilisant la stratégie de commande basée sur la méthode des fonctions de réglage. Le troisième axe de recherche est la conception et la mise en œuvre d'un dispositif expérimental qui se compose d'une station au sol utilisée pour la visualisation et la commande à distance du drone et d'un pilote automatique embarqué contenant la plate-forme de vol munie d'avionique appropriée.

Le développement des logiciels avioniques les plus critiques, comme les commandes de vol électriques, présentent plusieurs contraintes qui peuvent être quasiment contradictoires – par exemple, performance et sûreté – et toutes ces contraintes doivent être respectées simultanément. L'objective de cette thèse est d'étudier et de proposer des évolutions dans le cycle de développement des logiciels de commande de vol chez Airbus afin d'améliorer leur performance, tout en respectant les contraintes industrielles existantes et en conservant des processus de vérification au moins aussi sûrs que ceux utilisés actuellement. Le critère principal d'évaluation de performance est le temps d'exécution au pire cas (WCET), vu qu'il est utilisé lors des analyses temporelles des logiciels de vol réels. Dans un premier temps, le DO-178, qui contient des considérations pour l'approbation des logiciels avioniques, est présenté. Le DO-178B et le DO-178C sont étudiés. Le DO-178B est la référence pour plusieurs logiciels de commande de vol développés chez Airbus et le DO-178C est la référence pour le développement des nouveaux logiciels à partir de 2012. Ensuite, l'étude de cas est présentée. Afin d'améliorer sa compréhension, le contexte historique est fourni à travers l'étude des autres logiciels de commande de vol, car plusieurs activités de son cycle de vie réutilisent des techniques qui ont été utilisées avec succès dans des projets précédents. Quelques activités qui présentent des causes potentielles de pertes de performance logicielle sont exposées et l'axe principal d'étude choisi pour le reste de la thèse est la phase de compilation. Ce choix se justifie dans le contexte des logiciels de commande de vol car la compilation est réalisée avec peu ou pas d'optimisations, son impact sur la performance des logiciels est donc important et des travaux de recherche récents permettent d'envisager un changement dans les paradigmes actuels de compilation sûre. / The development of safety-critical avionics software, such as aircraft flight control programs, presents many different constraints that are nearly contradictory, such as performance and safety requirements, and all must be met simultaneously. The objective of this Thesis is to propose modifications in the development cycle of Airbus flight control programs in order to improve their performance without weakening their verification processes or violating other industrial constraints. The main criterion for performance evaluation is the Worst-Case Execution Time (WCET), as it is used in the timing analysis that is performed in actual avionics software verification processes. In a first moment, the DO-178, which contains guidance for avionics software development approval, is presented. Both the DO-178B and the DO-178C are discussed, since the former was the reference for the development of many Airbus flight control programs and the latter shall be the reference for the development of new programs, starting from 2012. Then, the case study is presented. In order to better understand it, some historical context is provided by the study of other flight control programs - many of its life cycle activities reuse techniques that were successful in previous software projects. Each activity is evaluated in order to underline what are the performance bottlenecks in the flight control software development. Some potential underperforming activities are depicted and the main axis of study developed subsequently is the compilation phase: not only it is a well-known unoptimized activity that has important impacts over software performance, but it is also an activity that might undergo a paradigm change due to innovating compilers that are being developed by researchers. The CompCert compiler is presented and its use in the scope of this Thesis is justified - at the time of this Thesis, it was the compiler that was best prepared to perform meaningful experiments, such as compiling a large subset of the chosen case study. Its architecture is studied, together with its semantic preservation theorem, which is the backbone of its formally-verified part. Additional features that were developed in CompCert during this Thesis in order to meet Airbus's requirements - such as its annotation mechanism and its reference interpreter - are discussed in order to underline their usefulness in the development of flight control software. The evaluation of CompCert consists in a performance comparison with the current compilation strategy and an assessment of the impacts that its utilization might have over the verification strategy commonly employed in flight control software. The results of the performance comparison are promising, since CompCert-generated code has a WCET more than 10% lower than if it were compiled with a good quality non-optimizing compiler. As expected, the use of CompCert has impacts over some important verification activities but its formal development and increased verifiability helps in the development of new compiler verification activities that can keep the whole development process at least as safe as the current one. Some development strategy propositions are then presented, according to the certification credit that might be required by using CompCert.

Le travail présenté dans cette thèse porte sur l’étude du pré-dimensionnement d’un actionneur électromécanique à entrainement direct dans une chaine de commande de vol électrique d’un hélicoptère.Le dimensionnement de cet actionneur répond à un brevet déposé par Airbus Helicopters et les éléments composant l’actionneur devront remplir les critères de sécurité des équipements embarqués des fonctions critiques. Dans un premier temps, une méthode de pré-dimensionnement d’actionneur électromécanique et plus particulièrement de machine électrique est décrite à l’aide d’un modèle analytique. Ce modèle est couplé à un algorithme d’optimisation afin de minimiser la masse tout en conservant les performances. Un prototype a fait l’objet d’une fabrication à l’échelle 1. Dans un second temps, une architecture et une méthode de calcul de l’asservissement sont définies afin d’obtenir les performances attendues par un cahier des charges en termes de précision, vitesse et stabilité. Dans le but d’améliorer le processus de dimensionnement et de prévoir le comportement dynamique de l’asservissement, des modèles multi-physiques sont développés et utilisés. Enfin, le prototype est mis en place sur un banc d’essai. Il a permis de valider le modèle de pré-dimensionnement et plus généralement de caractériser les machines électriques. Enfin, une campagne d’essai avec des cas de panne est réalisée pour mesurer et analyser les effets des pannes sur cet actionneur. / The thesis aim is the pre-design of a direct drive electromechanical actuator for Fly-By-Wire flight control of rotorcraft.The pre-design of this actuator answer to a Airbus Helicopters patent and all component must be compliant with the safety criteria of embedded system for critical function. Over a first phase, a method of electromechanical actuator’s pre-design and particularly of electrical machine is described with an analytical model. This model is linked with an optimization algorithm in order to minimize the actuator’s mass with the whole performances. A full scale prototype has been built.Over a second phase, architecture and methods for designing control are described in order to obtain the specification performances in term of precision, speed and stability. To improve the design process and the dynamic prediction of the control, multiphysics models have been developed and used.At last, the prototype is integrated on a test bench. This one allow to validate the electrical machines pre-design and more generally, to characterize the built electrical motors. A series of failure case’s tests takes place in order to analyze and measure all the actuator effect of the failure case.

Au cours du siècle dernier, la communauté scientifique a traité le contrôle des véhicules aériens principalement par l'élaboration de stratégies ad hoc, mais aucune approche unifiée n'a été développé jusqu'à présent. Cette thèse participe à l'élaboration d'une approche unifiée pour le contrôle des véhicules aériens en prenant en compte les forces aérodynamiques dans la conception de la commande. Nous supposons les effets aérodynamiques de rotation et les effets non stationnaires négligeables. Les actionneurs du véhicule sont supposés être composés d'une force de poussé fixée au corps pour le mouvement en translation, et d'un couple de contrôle pour la régulation d'attitude. Cette thèse se concentre ensuite sur la boucle de guidage, traitant du contrôle de la vitesse linéaire. L'un des principaux objectifs a été de déterminer la façon de réguler la force de poussée et l'orientation du véhicule pour compenser les forces extérieures. Tout d'abord nous abordons la modélisation, l'analyse et le contrôle de la dynamique longitudinale de l'avion. Ensuite nous étendons certaines de ces études aux mouvements tridimensionnels d'avions au corps symétrique, tels que les missiles. Un résultat original de cette thèse est de préciser les conditions sur la force aérodynamique permettant de reformuler le problème du contrôle dans celui de la commande d'un corps sphérique, pour lequel des résultats de stabilité peuvent être démontrés. Les lois de commande proposées intègrent des termes intégraux et anti-wind up sans reposer sur une politique de commutation entre plusieurs lois de commande. / Over the last century, the scientific community has dealt with the control of flying machines by mainly developing different strategies in relation to different classes of aircraft, and no unified control approach has been developed so far. The present thesis contributes towards the development of a unified control approach for aerial vehicles by maintaining aerodynamic forces in the control design. It is assumed, however, that the aerodynamic effects of rotational and unsteady motions are negligible, and that the means of actuation for an aerial vehicle consist of a body-fixed thrust force for translational motion and a control torque for attitude monitoring. This thesis then focuses on the guidance loop of the control problem. One of the main objectives has been to determine how to regulate the thrust intensity and the vehicle orientation to compensate for the orientation-dependent external forces. In particular, the modeling, analysis, and control of the longitudinal aircraft dynamics is first addressed. Then, some of these studies are extended to three-dimensional motions of symmetric aircraft, such as missile-like bodies. An original outcome of this thesis is to state conditions on the aerodynamic force that allow the control problem to be recasted into that of controlling a spherical body. In this case, strong stability results can be shown. The proposed control laws incorporate integral and anti-wind up terms and do not rely on a switching policy between several control laws.