Le réseau de surveillance spatiale des États-Unis suit en continu environ 23 000 objets spatiaux en orbite (RSO). L'exhaustivité de leur couverture de la population de RSO diminue progressivement avec la taille de l'objet et la réflectivité radar. Alors que la population de débris spatiaux proche du centimètre est mal représentée dans les catalogues, ces projectiles spatiaux peuvent causer de graves dommages aux satellites et aux engins spatiaux en plus d'être probablement beaucoup plus nombreuses que les gros débris. Ce projet de recherche se concentre sur la possibilité d'observation dans cette population de débris, en utilisant un système d'imagerie à champ large de haute sensibilité, avec une fréquence d'images rapide, dans le domaine du visible à partir d'une orbite terrestre basse. Le simulateur développé se concentre sur le scénario d'un satellite en orbite terrestre basse (LEO) et sa capacité à détecter les débris situés en LEO également. Dans le simulateur Matlab, un simple modèle sphérique spéculaire/diffus est utilisé pour les débris afin de calculer la magnitude apparente de l'objet dans toutes situations Soleil-débris-observateur. Les vitesses et orbites relatives des satellites et des débris sont également prises en compte afin de déterminer la longueur de la trace laissée par les débris sur une séquence d'exposition donnée et le nombre de photons par pixel. Le moment exact, la position, la longueur et l'orientation de la séquence contiennent des informations sur l'orbite de l'objet. La génération des étoiles en arrière-plan adaptées à la haute sensibilité du capteur est également une partie importante du simulateur. Les étoiles affectent la limite de détection des débris traversant le champ de vue. Ce simulateur nous permet de modifier divers paramètres du capteur afin d'optimiser la conception de la caméra. La conclusion de ce travail contribue à l'effort global sur la connaissance de la situation spatiale (SSA) en évaluant l'impact de l'inclusion de l'imagerie optique embarquée dans les systèmes de détection. / The United States Space Surveillance Network catalogs around 23 000 resident space objects. The completeness of their coverage of the true RSO population decreases gradually with object size and radar reflectivity. While the population of centimeter level space debris is poorly represented in the catalogs these space bullets can cause severe damage to satellites and space-crafts in addition to being likely much more numerous than larger pieces. This research project focuses on the ability to peek into this debris population using space-based high sensitivity, fast frame rate, wide field visible imaging from low Earth orbit. The developed simulator focuses on the capacity to obtain their orbits trajectories where the satellite and the space debris are in LEO. In the Matlab simulator, a simple specular/diffuse sphere model is used for the debris in order to generate the object's apparent magnitude for any Sun-debris-observer arrangement. Satellite and debris relative velocities and orbits are also considered in order to determine the length of the streak left by the debris on any given exposure sequence and the number of photons per pixel. The exact timing, position, length and orientation of the streak contains information constraining the object's orbit. The generation of representative star backgrounds matched to the sensor high sensitivity is also an important part of the simulator since it affects the effective limiting sensitivity to faint transiting source. This simulator allows us to trade various sensor parameters in order to optimize the camera design. The conclusion from this work contribute to the global effort in SSA by assessing the impact of including space based optical imagery in the detection mix.

Afin de mieux estimer la survivabilité des débris spatiaux lorsqu’ils retombent sur Terre (masse finale et surface meurtrie), la base de données matériaux du code DEBRISK du CNES nécessite d’être alimentée en propriétés dans le domaine des hautes températures (oxydation et émissivité principalement). Ainsi, cette thèse a été réalisée au laboratoire PROMES-CNRS sur l’étude expérimentale de l’oxydation dans des conditions de rentrée atmosphérique (plasma d’air, haute température et basse pression) de quatre alliages métalliques les plus difficiles à détruire (Invar 36, TA6V, 316L et 304L). L’émissivité totale directionnelle a également été mesurée à haute température et l’émissivité totale hémisphérique a été calculée pour ces quatrematériaux, sur des surfaces non oxydées, sous vide secondaire, mais aussi, pré-oxydées sous plasma d’air et oxydées in situ sous air standard. Les résultats ont montré pour l’ensemble des matériaux, que l’oxydation à haute température sous environnement d’oxygène atomique, était peu significative vis-à-vis des faibles gains ou pertes de masse obtenus (dépendant de l’alliage) par rapport aux masses initiales. Par contre, l’oxydation crée une forte modification de la surface – composition et morphologie – ce qui entraine une importante augmentation d’un facteur 3 voire 4 (dépendant de l’alliage) de l’émissivité totale des matériaux oxydés par rapport à celle des échantillons vierges, cette augmentation pouvant fortement retarder le processus de fusion pendant une trajectoire et par conséquent le calcul de la masse finale et de la surface meurtrie. De plus, il a été observé que l’émissivité des oxydes formés sous plasma d’air était généralement 10% supérieure à celles des oxydes formés sous air standard, d’où l’intérêt de mesurer l’émissivité sur des surfaces préalablement oxydées sous plasma d’air, caractéristique des conditions de rentrée atmosphérique des débris spatiaux. Finalement, il apparait plus judicieux d’implémenter dans les codes de rentrée atmosphérique, l’influence de l’oxydation sous plasma d’air sur l’émissivité plutôt que les cinétiques d’oxydation obtenues. / To better assess the survivability of space debris when they fall at ground (final mass and casualty area), the DEBRISK tool from CNES needs to feed its material database with properties at high temperatures (oxidation and emissivity mainly). Thus, this thesis was conducted at the PROMES-CNRS laboratory on the experimental study of oxidation in atmospheric re-entry conditions (air plasma, high temperature and low pressure) for four metallic alloys which are the most difficult to destroy (Invar 36, TA6V, 316L and 304L).The total directional emissivity was measured at high temperature for all the materials and the totalhemispherical emissivity calculated, on non-oxidized samples, in high vacuum, but also, on pre-oxidized samples under air plasma and on in situ oxidized ones in standard air. The experimental results have shown for all the materials that the oxidation at high temperature under air plasma was not significant, due to the obtaining of small mass gains or losses (depending of the alloy) compared to the initial masses. However, oxidation creates a huge modification of the surface – composition and morphology – that leads to a significant increase of the total emissivity of oxidized materials compared to the one of virgin samples by a factor 3 or even 4 (depending on the alloy) that can strongly delay the melting process during a trajectory andconsequently the calculation of the final mass and the casualty area. Moreover, it was observed that the emissivity of oxides formed under air plasma was generally 10% higher than those formed in air standard, hence the interest to perform emissivity measurements on pre-oxidized samples under air plasma conditions, representative of the atmospheric re-entry conditions of space debris. Finally, it would be more judicious to implement in the atmospheric reentry tools, the influence of the oxidation under air plasma on the emissivity rather than the kinetics of oxidation obtained.

Les risques liés aux débris spatiaux sont à présent considérés comme critiques par les gouvernements et les agences spa-tiales internationales. Durant la dernière décennie les agences spatiales ont développé des logiciels pour simuler la rentrée atmosphérique des satellites et des stations orbitales afin de déterminer les risques et possibles dommages au sol. Néan-moins les outils actuels fournissent des résultats déterministes alors que les modèles employés utilisent des valeurs de paramètres qui sont mal connues. De plus les résultats obtenus dépendent fortement des hypothèses qui sont faites. Une solution pour obtenir des résultats pertinents et exploitables est de prendre en considération les incertitudes que l’on a sur les différents paramètres de la modélisation afin d’effectuer des analyses de type Monte-Carlo. Mais une telle étude est particulièrement gourmande en temps de calcul à cause du grand espace des paramètres à explorer (ce qui nécessite des centaines de milliers de simulations numériques). Dans le cadre de ces travaux de thèse nous proposons un nouveau logiciel de simulation numérique de rentrée atmosphérique de satellite, permettant de façon native de prendre en consi-dération les incertitudes sur les différents paramètres de modélisations pour effectuer des analyses statistiques. Afin de maitriser les temps de calculs cet outil tire avantage de la méthode de Taguchi pour réduire le nombre de paramètres à étudier et aussi des accélérateurs de calculs de type Graphics Processing Units (GPUs) et Intel Xeon Phi. / The risk of space debris is now perceived as primordial by government and international space agencies. Since the last decade, international space agencies have developed tools to simulate the re-entry of satellites and orbital stations in order to assess casualty risk on the ground. Nevertheless , all current tools provide deterministic solutions, though models include various parameters that are not well known. Therefore, the provided results are strongly dependent on the as-sumptions made. One solution to obtain relevant and exploitable results is to include uncertainties around those parame-ters in order to perform Monte-Carlo analysis. But such a study is very time consuming due to the large parameter space to explore (that necessitate hundreds of thousands simulations). As part of this thesis work we propose a new satellite atmospheric reentry simulation to perform statistical analysis. To master computing time this tool takes advantage of Taguchi method to restrain the amount of parameter to study and also takes advantage of computing accelerators like Graphic Processing Units (GPUs) and Intel Xeon Phi.

Les débris spatiaux constituent une menace pour l'exploration et l'exploitation de l'espace. Leur nombre ne cesse d'augmenter et continuera à grandir même si on arrête toute activité spatiale, augmentant ainsi la probabilité d'entrer en collision avec un satellite actif. Le retrait des débris s'avère le seul moyen de protéger ces satellites. Le nombre des débris spatiaux étant très élevé, il convient préalablement de repérer les plus dangereux.Dans la première partie de la thèse, nous avons élaboré une approche multicritère afin de classer les débris selon leur degré de priorité d'enlèvement. Les débris de la classe la plus prioritaire, feront l'objet d'une mission spatiale de retrait de débris.La planification d'une telle mission est étudiée dans la deuxième partie de la thèse. Elle doit être réalisée en minimisant deux critères : le coût de la mission ainsi que la durée nécessaire pour traiter tous les débris. / Space debris are a threat for the space exploitation and exploration. Their number will continue to increase even if we stop all space activities, making collisions between debris and operational satellites more likely to happen. Debris removal proves necessary to protect active satellites. Since the number of space debris is very high, we should first deal with the most dangerous ones.In the first part of this thesis, we have developed a multicriteria approach to categorize debris depending on their removal priority degree. Debris belonging to the most urgent category will be dealt with during a space mission. The planning of such a space mission is studied in the second part of this thesis.The planning should be designed while optimizing two criteria: mission cost and mission duration.

En 1957, la conquête de l'espace par l'homme commença avec le succès de la mise en orbite du premier satellite artificiel ; Spoutnik 1. Ce fut le début de l'exploitation de l'orbite terrestre caractérisée par une centaine de lancements de fusées partant de Kourou, Baïkonour et autres bases de lancement. Aujourd'hui, l'orbite terrestre a une population composée en majeure partie de débris spatiaux. Ces derniers regroupent des étages supérieurs de fusée, des satellites ayant fini leur mission et autre petits objets artificiels dont l'origine n'est pas forcément identifiable. Leur nombre est devenu si important, allant même jusqu'à remettre en cause la viabilité des activités spatiales que leur étude est devenu incontournable. La génération de nouveaux débris se traduit majoritairement par l'avènement d'une collision ou d'une explosion. Une meilleure connaissance de ces évènements dits évènements de fragmentation permettra une meilleure lutte contre la prolifération des débris spatiaux. Afin d'optimiser l'étude d'un nuage de débris, il est nécessaire de développer de nouveaux outils. Dans la première partie de la thèse, nous élaborons un modèle de fragmentation permettant de créer des nuages de débris spatiaux générés à la suite d'une explosion ou d'une collision. Pour cela, nous partons du modèle de fragmentation de la NASA, Evolve ainsi que d'autres fonctions de distribution issus de diverses expériences de fragmentation. Grâce à ce modèle, nous obtenons des paramètres géométriques et également en termes de vitesse dont nous chercherons à déterminer leur influence sur le mouvement du nuage. / In 1957, the space conquest by man began with the successful launch into orbit of the first artificial satellite; Sputnik 1. This was the beginning of the exploitation of the earth's orbit characterized by a hundred of rocket launches starting from several launchpad such as Kourou or Baikonur. Today, the Earth's orbit has a population composed mostly of space debris. These include upper rocket stages, satellites which have ended their mission and other small artificial objects whose origin is not necessarily recognizable. Their number has become so important that it question the sustainability of space activities. In this thesis we figure out the difficulties to handle the issue posed by the space debris. In the first part of the thesis, we develop a fragmentation model to generate clouds of space debris as a result of an explosion or collision in space. For this, we mainly used the fragmentation model of NASA, Evolve, and other distribution functions from diverse experiences of fragmentation. Thanks to this model, we know the geometric parameters and also in terms of speed which we will seek to determine their influence on the movement of the cloud. Thus, in the second part of the thesis, we study the motion of space debris evolving initially in low Earth orbit.

Remorquer des satellites peut être utiles pour de nombreuses raisons : les désorbiter ou ré-orbiter, nécessaire dans le cas des satellites en fin de vie, ou pour finaliser les lancements par exemple. Dans ce cas, cette manœuvre augmenterait la capacité des étages supérieurs de lanceurs. Plusieurs moyens peuvent être envisagés pour modifier l’orbite d’un satellite cible grâce à un autre satellite. Parmi eux, les concepts sans contact sont intéressants, car ils fournissent un moyen d’éviter le besoin d’interfaces normalisées. Ils permettent ausside ne pas réaliser d’amarrages non coopératifs, qui représentent une grande difficulté. Enfin, ils contribuent à réduire le risque de créer de nouveaux débris par collision. Dans cette thèse, nous proposons d’utiliser les forces magnétiques pour remorquer le satellite cible. En effet, de nombreux satellites, en particulier en orbite terrestre basse, sont équipés de magnéto-coupleur, utilisés pour le contrôle d’attitude. Un satellite chasseur équipé d’un dipôle magnétique puissant pourrait donc générer des forces sur la cible. Cependant, la création d’une force entre deux dipôles magnétiques génère automatiquement des couples sur les deux dipôles. Par conséquent, la viabilité d’un remorqueur magnétique spatial n’est a priori pas assurée, étant donné qu’appliquer en permanence des couples sur les deux satellites ne serait pas acceptable. / Satellite tugging can be undertaken for various reasons: de-orbiting or reorbiting,necessary in the case of satellites at the end-of-life, or for instance to finalise launches,in which case this manoeuvre would increase the capacity of launchers’ upper stages. Severalmeans can be considered to modify the orbit of a target satellite by tugging it with anothersatellite. Contact-less concepts are interesting, as they provide a way to avoid standardisedinterfaces and hazardous docking phases. They also help to prevent the creation of new debrisby reducing the risk of collision. In this thesis, we suggest using magnetic forces to tug the target. Indeed many satellites, especially in Low Earth Orbit, are equipped with Magnetic Torque Bars used for attitudecontrol. A chaser satellite equipped with a powerful magnetic dipole could hence generateforces on the target. However, creating a force between two magnetic dipoles automaticallycreates torque on both of them. Therefore, the feasibility of magnetic tugging is a priori notassured, considering that applying constant torques on both satellites would not be acceptable.

Afin de déterminer l’état dans lequel les fragments arrivent au sol et leurs points d’impact, une compréhension fine des phénomènes physiques intervenant lors de la rentrée atmosphérique des débris spatiaux, ainsi qu’un effort important de modélisation sont nécessaires. Il s’agit en particulier d’analyser et de modéliser des phénomènes physiques peu pris en compte jusqu’à présent par les approches existantes et connues. Durant cette thèse une modélisation des interactions entre fragments en régime continu hypersonique et supersonique pour des écoulements de gaz parfait et de gaz réel a été proposée. Ceci a permis de montrer l’influence significative de ce phénomène sur la dynamique et la survie d’une sphère située dans la couche de choc générée par un premier fragment. D’autre part, un modèle pour l’estimation des coefficients aérodynamiques de force et de moment ainsi que le coefficient de flux de chaleur en régime hypersonique du moléculaire libre au continu est proposé. En complément des régimes hypersonique et supersonique, un modèle préliminaire pour le calcul des coefficients aérodynamiques en régime transsonique a été développé. Un modèle de conduction thermique adapté à la rentrée des débris spatiaux a été développé. Les influences du modèle de conduction, de l’épaisseur de paroi et de la prise en compte de la dépendance en température de la conductivité thermique et de la capacité calorifique sur la distribution de température dans la paroi ont été montrées. D’autre part, une étude expérimentale sur l’oxydation de l’alliage de titane TA6V a été menée au laboratoire PROMES-CNRS d’Odeillo sous plasma d’air. Les premiers résultats confirment la nécessité de tenir compte de l’oxydation de la paroi en particulier dans un environnement à haute température où l’oxygène est dissocié comme c’est le cas pour les rentrées atmosphériques terrestres de débris spatiaux. Par ailleurs, un modèle de dégradation thermique de la paroi par fusion (ablation) a été mis en place. Ces modèles ont été implantés dans le code MUSIC/FAST de l’ONERA. Celui-ci, initialement conçu pour l’analyse pré-mission de la rentrée de véhicules ou de capsules, a été évalué, consolidé et amélioré pour son application à la rentrée des débris spatiaux.Les coefficients aérodynamiques et aérothermodynamiques calculés par le code ont été confrontés aux données issues de la littérature pour différentes géométries. Enfin, la rentrée atmosphérique d’un réservoir sphérique a été simulée permettant d’évaluer l’influence de différents paramètres (pente, propriétés des matériaux, propriétés de la paroi interne du réservoir, épaisseur de la paroi) sur la trajectoire du fragment et son état lors de son impact au sol. / In order to determine the conditions in which fragments reach the Earth as well as their impact point locations,a deep comprehension of the physical phenomena occurring during the atmospheric re-entry of space debris is necessary, as well as an important effort in the development of models. Especially, it is important to analyse and develop models for the physical phenomena neglected in the existing and known approaches. During this thesis, some effort was put into the development of a fragment interaction model in continuum hypersonic and supersonic regime, in perfect and real gas at equilibrium. It was critical to understand the significant influenceof this phenomenon on the dynamics and survival of a sphere situated in the shock wave generated by a primary fragment. On the other hand, a model allowing the aerodynamic force and moment coefficients estimation anda model to evaluate the heat flux coefficient in hypersonic regime from free-molecular to continuum flow have been proposed. Subsequently, a first model to compute the aerodynamic coefficients in transonic regime has beendeveloped. A thermal conduction model adapted to the study of atmospheric re-entry of space debris has been developed. The significant influence of the conduction model, the wall thickness and the thermal dependence of material properties such as thermal conductivity and specific heat capacity on the wall thermal distribution have been shown. A first wall ablation model by melting has been set up. On the other hand, an experimental study on the oxidation of the TA6V titanium alloy has been conducted at PROMES-CNRS laboratory, Odeillo,in plasma air environment. The results confirm the necessity to take into account the wall oxidation, especially in a high temperature environment where oxygen is dissociated, as encountered in Earth atmospheric re-entry of space debris. A model for the thermal degradation of the wall by melting (ablation) has been developed. These models have been implemented in the ONERA code named MUSIC/FAST. This one, initially designed for spacecraftre-entry pre-mission analysis, has been evaluated, consolidated and improved for space debris atmosphericre-entry applications. For validation purpose, the aerodynamics and aerothermodynamics coefficients computed by the code have been compared to the ones found in literature, for various geometries. Finally, the atmosphericre-entry of a spherical tank has been simulated allowing the evaluation of the influence of different parameters(angle of climb, material properties, internal wall properties and wall thickness) on the fragment trajectory andits state when it reaches the ground.

L’analyse de cycle de vie environnementale (ACV), d’après l’ISO 14040/44, a été identifiée par l’agence spatiale Européenne, ArianeGroup et plusieurs acteurs de l’industrie spatiale européenne comme la méthodologie la mieux adaptée pour réaliser l’évaluation environnementale des missions spatiales. Cependant, le secteur spatial est un domaine d’activité dont la particularité est de s’étendre au-delà des limites de l’environnement terrestre. Ainsi, s’il est possible d’évaluer les impacts sur l’environnement classique via la méthodologie ACV, les impacts générés sur l’environnement orbital ne sont aujourd’hui pas considérés dans son cadre de référence.Par conséquent, il s’agit ici d’étendre le champ des études ACV dans le domaine du spatial afin de caractériser les étapes du cycle de vie ayant lieu en orbite, c’est-à-dire la phase d’usage pendant la mission spatiale et la phase de fin de vie (ou Post-Mission Disposal). L’anticipation de cette dernière est devenue une étape cruciale dans la conception des missions spatiales du fait des règlementations visant à limiter la prolifération des débris spatiaux. En effet, seulement 6% de la population en orbite autour de la Terre sont des satellites actifs, le reste étant considéré comme des débris, résultat des missions et activités spatiales passées. Etant donné cet enjeu de durabilité majeur pour l'industrie spatiale, les études environnementales se doivent de mettre en évidence les transferts de pollution potentiels non seulement entre les impacts environnementaux classiques tels que Changement Climatique ou la Toxicité mais aussi ceux relatifs à l’environnement orbital, au premier rang desquels figurent les débris spatiaux.Afin de caractériser cet impact sur l’environnement orbital, nous proposons de définir une nouvelle catégorie d’impact en ACV dénommée ‘Orbital Space Use’. La conformité avec le cadre de référence de l’ACV est assurée au travers de la construction de chaines de cause-à-effet (ou impact pathways) reliant les flux élémentaires du système d’étude aux mécanismes environnementaux (indicateur midpoint) et au dommage final (indicateur endpoint) au sein de l’Aire de Protection ‘Ressources Naturelles’. En effet, les orbites proches de la Terre qui supportent les activités spatiales sont considérées à ce titre comme une ressource pouvant être impactée par des ‘stresseurs’. Les débris spatiaux sont aujourd’hui identifiés comme les principaux ‘stresseurs’ vis-à-vis de l’accès et de la pleine utilisation de la ressource orbitale. Ainsi, le développement d’un modèle de caractérisation a été entrepris. Il permet d’évaluer l’impact potentiel d’une mission spatiale sur la population des débris déjà présente en orbite. Les facteurs de caractérisation obtenus sont appliqués à un cas d’étude comparant trois scénarios de fin de vie différents dans le but de prouver l’applicabilité du modèle. En outre, une première approche s’intéressant à la quantification des externalités économiques négatives engendrées par la prolifération des débris est développée. Elle constitue une étape préliminaire en vue d’un développement d’une catégorie de dommage dite ‘endpoint’. Enfin, les challenges méthodologiques restants et les potentiels développements complémentaires sont abordés. / Several actors of or related to the European space industry, such as ArianeGroup and the European Space Agency (ESA), have identified life cycle assessment (according to ISO14040/44) as the most appropriate methodology to measure and minimise their environmental impact. Nevertheless, space systems deal with a strong particularity which adds new aspects considering the scope of the LCA framework. Space missions are the only human activity that crosses all segments of the atmosphere and stays “out” of the natural environment and ecosystems. Regarding space systems with a holistic approach, environmental impacts could occur not only in the conventional ecosphere but also in the outer space (i.e. the orbital environment).Consequently, the current scope of LCA studies should be broadened to take into account the on-orbit lifetime as well as the end-of-life disposal of the spacecraft. Yet, it is becoming a crucial point of the space mission design due to the future increase of the orbital population composed in a major part by space debris. In this way, LCA studies of space missions could indicate trade-offs not only between typical impact categories (toxicity and climate change for example) but also with regard to impacts generated in the orbital environment with a particular focus on space debris related impacts.Hence, the priority has been given to the integration of a new impact category called orbital space use in the life cycle impact assessment framework. To address the environmental burdens comprehensively in this new category, impact pathways linking elementary flows to environmental mechanisms (midpoint) and damages (endpoint) are developed within the Area-of-Protection ‘Natural resources’. Space debris is identified as the main stressor of the orbital environment. Thus, ‘characterisation factors’ are defined and calculated at midpoint level to assess the potential impact of a space mission on the orbital environment. The methodology is applied to a case study to prove its applicability: the potential impact of a theoretical space mission is addressed through the comparison of three disposal scenarios. Also, a first attempt regarding the characterisation of the endpoint damage is provided taking into account the economic externalities caused by space debris. Finally, remaining methodological challenges and perspectives for future work are provided.

L'étoile laser polychromatique (ELP) fournit la référence de phase à une optique adaptative (OA)pour corriger les surfaces d'onde turbulentes, y compris leur pente. L'ELP, générée dans la mésosphère parune excitation résonnante à deux photons du sodium, repose sur la déviation chromatique des images. Uneimagerie dans le visible devient possible, et est indispensable pour 80% des programmes astrophysiquesprioritaires de l'E-ELT.L'ELP requiert un écart-type des mesures de position 26 fois inférieur au cas classique. Cela m'a amené àétudier le projecteur laser interférométrique. J'ai mis au point un correcteur de base polychromatique pourégaliser la période des franges et un correcteur de phase pour compenser la réfraction atmosphérique. J'aiétudié l'optique de mesure des franges, et de séparation entre l'ELP et l'objet observé.La précision requise m'a conduit à étudier dans quelles conditions l'algorithme du maximum devraisemblance tend vers la borne de Cramér-Rao.J'ai également développé un modèle numérique de bout en bout pour simuler l'ELP depuis les lasersjusqu'à la mesure du rapport de Strehl. Je montre que pour un VLT, les rapports de Strehl sont supérieurs à40% à 500 nm sans étoile de référence, en prenant une OA qui aurait donné 50% instantané (Strehl depente : 80%). Une approche analytique valide ces résultats.Enfin, j'aborde l'application de l'ELP aux télécommunications interplanétaires et à la destruction des débrisorbitaux.

L’estimation de trajectoires de débris spatiaux pendant la rentrée atmosphérique est un défi majeur pour les prochaines années, renforcé par plusieurs projets liés à l'enlèvement de débris établis par plusieurs agences spatiales. Cependant, ce problème s’avère complexe du fait des erreurs de modèle et des difficultés d’initialisation des algorithmes d’estimation induites par une mauvaise connaissance de la dynamique des débris suite à leur désintégration pendant la phase de rentrée atmosphérique. Tout estimateur choisi doit donc être robuste vis-à-vis de ces facteurs. L’estimateur à horizon glissant (MHE) est reconnu dans la littérature pour être robuste vis-à-vis d’erreurs de modèle et de mauvaise initialisation, et les travaux de thèse ont montré qu’il était adapté en termes de performances à la problématique de l’estimation des débris en phase de rentrée. En revanche, il se fonde sur une stratégie d’optimisation qui requiert de fait un temps de calcul important. Pour pallier ce problème, une nouvelle structure d’estimation à horizon glissant a été développée, impliquant un temps de calcul faible nécessaire à l’application envisagée. Cette stratégie, appelée « estimateur à horizon glissant avec pré-estimation (MHE-PE)», prend en compte les erreurs de modèle via un estimateur auxiliaire, plutôt que de chercher à obtenir les estimées du bruit d’état sur l’horizon d’estimation, comme le fait la structure de l’estimateur MHE standard. Un théorème garantissant la stabilité de la dynamique de l’erreur d’estimation du MHE-PE a par ailleurs été proposé. Enfin, les performances de cette structure dans le cadre de l’estimation en trois dimensions des trajectoires de débris pendant la phase de rentrée se sont avérées meilleures que celles observées avec des estimateurs classiques. En particulier, sans dégrader la précision et la convergence de l’estimation, l’estimateur MHE-PE requiert moins de temps de calcul du fait du nombre réduit de paramètres à optimiser. / Space debris tracking during atmospheric re-entries will be a crucial challenge in the coming years, emphasized through many projects on space debris mitigation established by space agencies worldwide. However, this problem appears to be complex, due to model errors and difficulties to properly initialize the estimation algorithms, as a result of unknown dynamics of the debris and their disintegrations during the re-entries. A-to-be used estimator for this problem must be robust against these factors. The Moving Horizon Estimator (MHE) is known in the literature to be robust to model errors and bad initialization, and the PhD work has proved its ability to satisfy performances required by the debris tracking during the re-entries. However, its optimization-based framework induces a large computation time. To overcome this, a new MHE structure which requires smaller computation time than the classical MHE has been developed. This strategy, so-called “Moving Horizon Estimator with Pre-Estimation (MHE-PE)” takes into account model errors by using an auxiliary estimator rather than by searching for estimates of the process noise sequence over the horizon as in the classical strategy. A theorem which guarantees the stability of the dynamics of the estimation errors of the MHE-PE has also been proposed. Finally, performances of this structure in the context of 3D space debris tracking during the re-entries have been shown to be better than those obtained with classical estimators including the MHE. In particular, without degrading accuracy of the estimates and convergence of the estimator, the MHE-PE estimator requires smaller computation time than the MHE thanks to its small number of optimization variables.