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.

Cette étude s'inscrit dans le domaine de la sécurisation de l'appontage des hélicoptères sur les frégates. Il s'agit ici d'analyser le sillage aérodynamique d'une frégate générique modélisée par une double marche descendante dans le but de mieux comprendre ce type d'écoulement tridimensionnel instationnaire. Les champs de vitesse moyen et fluctuant ont été analysés essentiellement par voie expérimentale (PIV, fil chaud, visualisation pariétale. . . ) et ont permis de valider la présence de structures tridimensionnelles mises en évidence grâce à une simulation numérique. Les résultats montrent en particulier la présence d'une asymétrie de l'écoulement moyen. Une étude fine autour de l'angle de dérapage nul a permis de confirmer le caractère bistable de l'écoulement autour de cette géométrie. Cette bi-stabilité a été observée dans différentes installations et pour un large éventail de conditions géométriques amont de la maquette. La compréhension de ce phénomène est déterminante avant toute tentative visant à mettre en oeuvre le contrôle de ce type d'écoulement complexe.

Les travaux présentés à travers ce manuscrit s'inscrivent dans un contexte de recherches exploratoires sur l'optimisation des surfaces engrenantes. Après une étude approfondie de l'emploi des engrenages dans un environnement aéronautique, l'élaboration d'une nouvelle méthodologie de génération de profils de denture est proposée. Les travaux s'attachent à caractériser le comportement mécanique spécifique d'un montage d'engrenages dans les Boites de Transmission de Puissances (BTP) d'hélicoptère.Un outil informatique a été créé dans le module VBA (Visual Basic Application) d'Excel. Il permet de créer automatiquement des profils de denture conjugués et optimisés. Il a l'avantage de définir analytiquement plusieurs grandeurs physiques. L'outil a ainsi pour objectif de proposer des profils de denture optimisés selon plusieurs critères. Les « objectifs » retenus sont le rendement et la contrainte équivalente de Hertz au contact suivant le critère de Von Mises.Les travaux s'articulent autour de trois axes : - la reconstruction de profils conjugués de denture par une approche novatrice basée sur le « contact », - la construction de critères physiques (glissement, pression, contrainte, …), - la recherche de profils de denture optimaux en utilisant la simulation de Monte Carlo.Enfin, la perspective de rendre générique cette méthode afin qu'elle puisse générer n'importe quels types d'engrenage est envisagée en fin de manuscrit. / The work described in the present manuscript is part of exploratory researches dealing with gears meshing surfaces optimization. After a short study of gears used in an aeronautical environment, the development of an innovative tool for tooth profile design is defined. Then, the specific behavior of a gear mesh within a helicopter main gearbox (MGB) is evaluated.A VBA software has been coded under MS Excel to generate conjugated and optimized gear tooth profiles. It advantageously defines and uses several physical parameters with their analytical formulation. The software provides at the user optimized tooth profiles according to a couple of criteria. The two “objective” functions evaluated are the efficiency and the Hertz equivalent stress within the contact using the Von Mises criterion.The work has been focused on three aspects:- The design of conjugated tooth profiles by contact sharing,- The definition of the relevant physical parameters,- The optimization of tooth profiles using Monte Carlo SimulationEventually, a generic method to design gear profiles, taking into account any physical parameters related to a gear mesh, could be expected as a future of this thesis work.

Le phénomène de résonance sol (PRS) est une instabilité pouvant survenir lorsque l’hélicoptère est au sol et le rotor est en marche ; elle peut vite aboutir à la destruction de l’appareil. L’origine de l’instabilité est un couplage entre les mouvements de roulis du fuselage posée sur le train d’atterrissage et le mouvement asymétrique de l’ensemble des pales dans le plan du rotor principal. Etudier théoriquement des alternatives de stabilisation par des absorbeurs de vibration linéaires (tuned mass dampers - TMD) et non linéaires (nonlinear energy sinks - NES) c’est le sujet de ce travail de thèse. Ces possibilités sont étudiées en ajoutant à un modèle minimal d’un hélicoptère à quatre pales identiques (rotor isotrope),précédemment étudié par l’équipe de l’ISAE, d’abord, un TMD au fuselage, puis des TMD identiques auniveau de l’articulation des pales du rotor. Ensuite, des dispositifs à raideur purement non linéaire (NES)sont considérées, d’abord, au fuselage, puis, aux pales du rotor (NES identiques). / Helicopter ground resonance (HGR) is an instability phenomenon that can occur when helicopters exhibit a spinning rotor when grounded; it can lead the structure to rapidly break apart. The phenomenon originates from a coupling between asymmetric modes of in plane blade oscillations (lead/ lag) and the roll of a grounded fuselage. The verification of alternative stabilization devices such as tuned mass dampers (TMD) and nonlinear absorbers (nonlinear energy sinks - NES) is the objective of this thesis. These possibilities are theoretically investigated by embedding a four-bladed helicopter minimal model - proposed and previously studied by the ISAE team - first, with a TMD in the fuselage, then with four identical TMDs in each blade lag hinge. Then, a NES attached to the fuselage is considered and eventually a set of four identical NES attached to the blade lag hinges of the model is proposed and analyzed.

Les hélicoptères sont le siège de comportements dynamiques difficiles à maîtriser et récurrents en phase de conception. Ces comportements sont essentiellement liés à des couplages mal maîtrisés entre certains sous-systèmes. Un état de l'art sur les pratiques de modélisation existantes met en évidence un manque de prise en compte des interactions énergétiques entre sous-systèmes, rendant difficile l'analyse et la maîtrise de ces phénomènes et conduisant à des solutions ponctuelles, sans capitalisation possible des méthodes mises en œuvre. Ces travaux offrent une introduction à une approche de représentation multiphysique et multiniveau, complémentaire aux approches existantes, offrant une vision énergétique et structurelle pour la maîtrise de la dynamique des systèmes tels que les hélicoptères. Une réflexion sur les outils de représentation existants a conduit au choix du bond graph (BG), du multibond graph (MBG) et de la Représentation Energétique Macroscopique (REM) en tant qu'outils complémentaires pour la modélisation et la commande des systèmes multiphysiques multicorps. Une analyse énergétique d'hélicoptère a conduit à la proposition d'une description macroscopique basée sur le MBG à mots, complétée par deux autres niveaux détaillant le modèle MBG du sous-système rotor-fuselage. Les hypothèses de modélisation sont choisies de manière à reproduire les conditions d'apparition du phénomène de résonance air, phénomène de couplage connu sur les hélicoptères. Cette étude met en évidence le potentiel des représentations énergétiques en application aux hélicoptères et ouvre de nombreuses perspectives, tant pour l'analyse des appareils existants que pour la conception d'aéronefs innovants. / Rotorcraft are complex systems and are thus sources of recurring (i.e. for many new design projects) and poorly understood problems. Considering a specific phenomenon, implying interactions between many subsystems, the analysis of the system from a global but "sufficiently" detailed point of view becomes necessary. Current global modeling methodologies are mainly based on a subsystem-by-subsystem approach and the knowledge of their interactions is insufficient. This work proposes an introduction to a multiphysic and multilevel representation, complementary to existing modeling approaches, offering an energetic and structural view to support analysis and control of rotorcraft. A first study leads to the choice of, the bond graph (BG), the multibond graph (MBG) and the Energetic Macroscopic Representation (EMR) as complementary multiphysic tools for the modeling and control of multiphysic and multibody systems. Then, an energetic analysis of helicopter dynamics is presented and a global energetic and macroscopic representation, using the word bond graph, is proposed. After that, the MBG is used for rotor-fuselage modeling in order to reproduce the air resonance phenomenon. This work shows the potential of energetic representations on rotorcraft and opens many perspectives, not only for the analysis of the existing rotorcraft, but also for the design of innovative rotorcraft.

L’une des principales sources d’inconfort dans un hélicoptère sont les vibrations transmises par le rotor à la structure de l’appareil. En vol d’avancement, des efforts aérodynamiques cycliques sont subis par l’ensemble des pales en tête rotor et génèrent de très fortes vibrations basse fréquence (aux alentours des 17Hz) transmises aux passagers via la boîte de transmission principale puis le fuselage lui-même. Afin de garantir le confort des membres d’équipage et des passagers, de nombreux systèmes antivibratoires ont été conçus. Ces systèmes sont généralement passifs car la majorité de l’énergie vibratoire transmise à la structure se situe à une fréquence unique ωc correspondant à bΩ avec b le nombre de pales et Ω la fréquence de rotation du rotor. Cependant, les appareils modernes évoluent et le régime rotor jusqu’alors fixe durant toutes les phases de vol varie à présent pour des préoccupations de performances et de consommation (variation de l’ordre de +/-10% autour de bΩ). Cette nouvelle contrainte dans la conception des hélicoptères rend pertinente la technologie des systèmes antivibratoires actifs, pouvant s’adapter à la sollicitation en termes d’amplitude et fréquence. Lors de ces travaux de thèse, la suspension passive SARIB de Airbus Helicopters basée sur le principe du DAVI (Dynamic Antiresonant Vibration Isolator) est modifiée afin d’être rendue active par ajout d’une partie actuation/commande. La théorie des lois et algorithmes de contrôle utilisés dans ces travaux, est présentée en détail afin de poser solidement les bases du contrôle actif du prototype de suspension conceptualisé ici à savoir le contrôle FXLMS (adaptatif) et le contrôle optimal LQG. Afin de simuler le fonctionnement du système, un modèle tridimensionnel de la suspension active est construit, couplé à la structure souple de l’hélicoptère (NH90). Sur ce modèle sont alors appliquées les différentes lois de commande introduites auparavant et leurs performances comparées dans différents cas de chargement en tête rotor et surtout pour différentes fréquences de sollicitation. De même, pour chaque algorithme, différentes localisations des capteurs d’erreur sont étudiées afin de converger vers une configuration optimale. Les simulations démontrent que l’algorithme FXLMS feedforward est très bien adapté au contrôle des perturbations harmoniques et permet de réduire très significativement le niveau vibratoire du plancher cabine, sans réinjection parasite dans le reste de la structure. Une comparaison de l’efficacité du SARIB actif avec les systèmes d’absorbeurs en cabine est ensuite effectuée pour démontrer la pertinence d’utiliser le principe du DAVI comme base d’un système actif. Les travaux de cette thèse traitent également des essais réalisés en laboratoire sur le prototype échelle 1 de la suspension SARIB active avec contrôle FXLMS. / One of the main causes of discomfort in helicopters are the vibrations transmitted from the rotor to the structure. In forward flight, the blades are submitted to cyclic aerodynamic loads which generate low frequency (around 17Hz) but high energy mechanical vibrations. These vibrations are transmitted from the rotor to the main gearbox, then to the structure and finally to the crew and passengers. In order to maintain acceptable comfort for crew members and passengers, a lot of antivibration devices have been developed since the last 30 years. These systems are generally passive because most of the mechanical energy transmitted to the structure is at only one frequency ωc which is equal to the product bΩ with b the number of blades and Ω the rotor rotational speed. However, modern helicopters evolve and the rotor rpm, which has always been considered as fixed during flight is now a function of time, depending on the flight phases in order to increase performances and reduce energy consumption (variation bandwidth of Ω +/- 10%). This new constraint on the design of helicopters makes the active antivibration technology completely relevant with its capacity to adapt in terms of amplitude and frequency to the perturbation. During this thesis, the passive suspension called SARIB from Airbus Helicopters, based on the DAVI principle (Dynamic Antiresonant Vibration Isolator) is modified in order to implement active components and command (actuation). The theory of the control algorithms used in this thesis is presented in detail in order to define the theoretical tools of the active DAVI control which are : FXLMS control (adaptive control) and LQG (optimal control). To simulate the complete system, a 3D multibody model of the active suspension has been set up, coupled to a the flexible structure of a NH90 (Airbus Helicopters). On this model are applied the different control algorithms presented before and their performances are compared for different loads with variable frequency on the rotor hub. In the same way, different locations for the error sensors in the structure are studied to find the optimal control configuration. The simulations show that the FXLMS algorithm is well suited for the control of harmonic perturbations and reduce significantly the dynamic acceleration level on the cabin floor, without parasite reinjection on other parts of the structure. A comparison of the active SARIB with classical cabin vibration absorbers is also made in terms of efficiency in order to show the advantages of using the DAVI system as a base for an active antivibration device. Finally, this thesis also presents the experiments realized in the dynamics laboratory of Airbus Helicopters on a 1:1 scale prototype of the active SARIB suspension with FXLMS control. The results demonstrate the efficiency of the active suspension architecture and control algorithms.

La boîte de transmission principale (BTP) est une des principales sources dubruit perçu dans les cabines d’hélicoptères et pénalise fortement le confort acoustique deséquipages et passagers. Afin de réduire l’impact de cette source, les phénomènes acoustiqueset vibratoires mis en jeu par les boîtes de transmission à engrenages doivent être compris etsimulés durant les phases de développement. De cette façon, le comportementvibroacoustique des BTP pourra être amélioré dès la conception, réduisant ainsi le coût, lamasse et les difficultés d’intégration des solutions d’insonorisation. Ce travail présente lesBTP d’hélicoptères ainsi que le bruit qu’elles génèrent. Il présente également nosdéveloppements concernant la modélisation du comportement dynamique des BTP afin d’encalculer le bruit. Nous avons développé un code éléments finis permettant d’effectuer desétudes paramétriques afin d’ajuster le design des boîtes de transmission lors des phases dedéveloppement. Notre modèle est capable de calculer les efforts dynamiques aux paliers detransmissions composées de plusieurs engrenages cylindriques et spiro-coniques. Enfin, nousanalysons des mesures acoustiques et vibratoires effectuées autour de deux BTP pourplusieurs conditions de couple et vitesse. Ces mesures nous permettent de mieux comprendrele comportement vibroacoustique des BTP et de confirmer certaines tendances observées avecnotre modèle / Main gearbox (MGB) is one of the main noise sources in helicopter cabinsand it strongly penalizes acoustic comfort of crews and passengers. In order to reduce theimpact of this source, acoustic and vibration mechanisms of gearboxes have to be understoodand simulated during the development phases. By this way, MGB vibroacoustic behaviourcould be improved by design, thus reducing cost, additional weight and integration difficultiesof sound-proofing solutions. This work presents helicopters MGB and the noise they generate.It also presents our developments regarding the modelling of MGB dynamic behaviour fornoise computation. We have developed a finite elements code allowing to conduct parametricstudies to tune the gearboxes design in early development phases. Our model is able tocompute dynamic loads on bearings of any transmission composed of several cylindrical andspiral bevel gears. At last, we analyse acoustic and vibration measurements done around twoMGB for several conditions of torque and speed. These measurements allow to betterunderstand MGB vibroacoustic behaviour and to confirm some trends observed with ourmodel

Dans cette thèse, nous nous intéressons au problème de l’atterrissage lunaire autonome et nous proposons une méthode innovante amenant une alternative à l’utilisation de capteurs classiques qui peuvent se révéler encombrants, énergivores et très onéreux.La première partie est consacrée au développement et à la construction de capteurs de mouvement inspirés de la vision des insectes volants et mesurant le flux optique.Le flux optique correspond à la vitesse angulaire relative de l’environnement mesurée par la rétine d’un agent. Dans un environnement fixe, les mouvements d’un robot génèrent un flux optique contenant des informations essentielles sur le mouvement de ce dernier. En utilisant le principe du « temps de passage », nous présentons les résultats expérimentaux obtenus en extérieur avec deux versions de ces capteurs.Premièrement, un capteur mesurant le flux optique dans les deux directions opposées est développé et testé en laboratoire. Deuxièmement un capteur adapté à la mesure des faibles flux optiques similaires à ceux pouvant être mesurés lors d’un alunissage est développé, caractérisé et enfin testé sur un drone hélicoptère en conditions extérieures.Dans la seconde partie, une méthode permettant de réaliser le guidage, la navigation et la commande (GNC pour Guidance Navigation and Control) du système est proposée. L’innovation réside dans le fait que l’atterrissage en douceur est uniquement assuré par les capteurs de flux optique. L’utilisation des capteurs inertiels est réduite au maximum. Plusieurs capteurs orientés dans différentes directions de visée, et fixés à la structure de l’atterrisseur permettent d’atteindre les conditions finales définies par les partenaires industriels. Les nombreuses informations décrivant la position et l’attitude du système contenues dans le flux optique sont exploitées grâce aux algorithmes de navigation qui permettent d’estimer les flux optiques ventraux et d’expansion ainsi que le tangage.Nous avons également montré qu’il est possible de contrôler l’atterrisseur planétaire en faisant suivre aux flux optiques estimés une consigne optimale au sens de la consommation d’énergie. Les simulations réalisées durant la thèse ont permis de valider le fonctionnement et le potentiel de la solution GNC proposée en intégrant le code du capteur ainsi que des images simulées du sol de la lune. / In this PhD thesis, the challenge of autonomous lunar landing was addressed and an innovative method was developed, which provides an alternative to the classical sensor suites based on RADAR, LIDAR and cameras, which tend to be bulky, energy consuming and expensive. The first part is devoted to the development of a sensor inspired by the fly’s visual sensitivity to optic flow (OF). The OF is an index giving the relative angular velocity of the environment sensed by the retina of a moving insect or robot. In a fixed environment (where there is no external motion), the self-motion of an airborne vehicle generates an OF containing information about its own velocity and attitude and the distance to obstacles. Based on the “Time of Travel” principle we present the results obtained for two versions of 5 LMSs based optic flow sensors. The first one is able to measure accurately the OF in two opposite directions. It was tested in the laboratory and gave satisfying results. The second optic flow sensor operates at low velocities such as those liable to occur during lunar landing was developed. After developing these sensors, their performances were characterized both indoors and outdoors, and lastly, they were tested onboard an 80-kg helicopter flying in an outdoor environment. The Guidance Navigation and Control (GNC) system was designed in the second part on the basis of several algorithms, using various tools such as optimal control, nonlinear control design and observation theory. This is a particularly innovative approach, since it makes it possible to perform soft landing on the basis of OF measurements and as less as possible on inertial sensors. The final constraints imposed by our industrial partners were met by mounting several non-gimbaled sensors oriented in different gaze directions on the lander’s structure. Information about the lander’s self-motion present in the OF measurements is extracted by navigation algorithms, which yield estimates of the ventral OF, expansion OF and pitch angle. It was also established that it is possible to bring the planetary lander gently to the ground by tracking a pre-computed optimal reference trajectory in terms of the lowest possible fuel consumption. Software-in-the-loop simulations were carried out in order to assess the potential of the proposed GNC approach by testing its performances. In these simulations, the sensor firmware was taken into account and virtual images of the lunar surface were used in order to improve the realism of the simulated landings.

Dans un avion, un hélicoptère ou un lanceur actuel, des milliers de capteurs, pour la plupart non critiques sont utilisés pour la mesure de divers paramètres (températures, pressions, positions...) Les résultats sont ensuite acheminés par des fils vers les calculateurs de bord qui les traitent. Ceci implique la mise en place de centaines de kilomètres de câbles (500 km pour un avion de ligne) dont le volume est considérable. Il en résulte une grande complexité de conception et de fabrication, des problèmes de fiabilité, notamment au niveau des connexions, et une masse importante. Par ailleurs l'instrumentation de certaines zones est impossible car leur câblage est difficilement envisageable par manque d'espace. En outre, s'il est souvent intéressant d'installer de nouveaux capteurs pour faire évoluer un aéronef ancien, l'installation des câbles nécessaires implique un démantèlement partiel, problématique et coûteux, de l'appareil. Pour résoudre ces problèmes, une idée innovante a émergé chez les industriels de l'aéronautique : commencer à remplacer les réseaux filaires reliant les capteurs d'un aéronef et leur centre de décision par des réseaux sans fil. Les technologies de communication sans fil sont aujourd'hui largement utilisées dans les marchés de l'électronique de grande consommation. Elles commencent également à être déployées pour des applications industrielles comme l'automobile ou le relevé à distance de compteurs domestiques. Cependant, remplacer des câbles par des ondes représente un défi technologique considérable comme la propagation en milieu confiné, la sécurité, la sureté de fonctionnement, la fiabilité ou la compatibilité électromagnétique. Cette thèse est motivée d'une part par l'avancée non négligeable dans le milieu aérospatial que pourrait être l'établissement d'un réseau sans fil à bord d'aéronefs dans la résolution de problématique classiques comme l'allégement et l'instrumentation. Il en résulterait donc : * Une meilleure connaissance de l'environnement et de la santé de l'aéronef * Un gain sur le poids. * Un gain en flexibilité. * Un gain en malléabilité et en évolutivité. * Un gain sur la complexité. * Un gain sur la fiabilité D'autre part, étant donnée la complexité de la conception de ce réseau de capteur sans fil, il a été nécessaire d'appliquer une méthodologie évolutive et adaptée mais inspirée de l'ingénierie système. Il est envisageable, vu le nombre de sous-systèmes à considérer, que cette méthodologie soit réutilisable pour d'autre cas pratiques. Une étude aussi complète que possible a été réalisée autour de l'existant déjà établi sur le sujet. En effet, on peut en lisant ce mémoire de thèse avoir une idée assez précise de ce qui a été fait. Une liste a été dressée de toutes les technologies sans fil en indiquant leur état de maturité, leurs avantages et leurs inconvénients afin de préciser les choix possibles et les raisons de ces choix. Des projets de capteurs sans fil ont été réalisés, des technologies sans fil performantes et personnalisables ont été développées et arrivent à maturité dans des secteurs variés tels que la domotique, la santé, l'automobile ou même l'aéronautique. Cependant aucun capteur sans fil n'a été véritablement installé en milieu aérospatial car de nombreux verrous technologiques n'ont pas été levés. Fort des expériences passées, et de la maturité qu'ont prise certaines technologies, des conclusions ont été tirées des projets antérieurs afin de tendre vers des solutions plus viables. Une fois identifiés, les verrous technologiques ont été isolés. Une personnalisation de notre solution a été à envisager afin de remédier tant que faire se peut à ces points bloquants avec les moyens mis à disposition. La méthodologie appliquée nous a permis d'identifier un maximum de contraintes, besoins et exigences pour mieux focaliser les efforts d'innovation sur les plus importantes et choisir ainsi les technologies les plus indiquées.