La conception aérodynamique des pales du rotor principal d’un hélicoptère doitsimultanément prendre en compte plusieurs objectifs relatifs aux critères du vol stationnaire etvol d’avancement. Cette thèse vise à développer une boucle d’optimisation automatiséecombinant des algorithmes d’optimisation avancés et des outils de simulation. Deux outils desimulation sont employés pour la prédiction des performances rotor : le code de mécanique devol HOST, ainsi que le code de Mécanique des Fluides Numérique (MFN) elsA. Une analyse deces outils est effectuée pour des cas test bien documentés afin d’estimer leur capacité à prédiredes tendances de performances rotor en fonction de la géométrie de pale. L’influence desparamètres numériques est également caractérisée. Aussi, une stratégie d’optimisation estdéveloppée, permettant la prise en compte de plusieurs objectifs et de contraintes complexes,ainsi que la détermination d’optima globaux pour ce problème multimodale. Suivant cescritères, un algorithme génétique (AG) est sélectionné. Afin de réduire le nombre d’évaluationsnécessaires, une stratégie d’optimisation multi-fidélité est proposée : une optimisationpréliminaire utilisant l’AG et HOST est utilisée pour la réduction de l’espace des paramètres ensélectionnant la zone de haute performance. Ensuite, une surface de réponse est construiteavec des calculs haute-fidélité des pales de haute performance comme vu par l’étapepréliminaire. L’optimisation est finalement effectuée sur cette surface de réponse haute-fidélité.L’approche proposée résulte en une augmentation significative des performances rotor, tout enrespectant le critère industriel relatif au nombre de calculs coûteux comme MFN. L’approcheproposée se révèle être un outil efficace pour la conception de pales du rotor principald’hélicoptère. / The aerodynamic design of helicopter rotor blades requires taking into accountedmultiple objectives simultaneously, to provide a compromise solution for the conflictingrequirements associated to hover and forward flight conditions. The present work aims atdeveloping an automated optimization based on the combination of advanced optimizationalgorithms and simulation tools. As a preliminary step, candidate simulation methods andoptimization algorithms are assessed in detail. Two simulation methods are employed for thecomputation of rotor performance: the in-house Helicopter Overall Simulation Tool (HOST),based on the blade element method, and ONERA’s Computation Fluid Dynamics (CFD) codeelsA. An in-detail analysis of both simulation tools for well documented test cases is carried out,with focus on their capability of predicting trends of the global rotor performance as a function ofblade geometry. The impact of computation settings is also characterized. Then, an optimizationstrategy is developed, allowing the incorporation of multiple objectives and complex constraints,and the detection of global optima for multi-modal problems. Based on these criteria, a geneticalgorithm (GA) is selected. To reduce the number of simulations required to find optimalsolutions, a Multi-Fidelity Optimization (MFO) strategy is proposed: a preliminary low-fidelity GAoptimization stage based on HOST simulations is used to reduce the design space by selectinga high-performance subspace. Then, a CFD-based surrogate model is constructed on thereduced design space by using a sample of high-performance blade from the low-fidelity step.The final optimization step is run on the high-fidelity surrogate. The proposed MFO approachresults in significant rotor performance improvements while using a far lower number of costlyCFD evaluations of the objective functions with respect to a full GA optimization. The proposedapproach is shown to represent an efficient design tool for industrial helicopter rotor blade

L'objectif principal du travail de recherche présenté dans ce mémoire est l'amélioration de la sécurité et les performances du vol des mini drones soumis à des perturbations atmosphériques. Pour ce faire, un couplage entre un estimateur ensembliste à erreurs bornées et une stratégie de guidage pilotage est mise en œuvre. L'estimateur ensembliste a été utilisé pour restituer l'état du modèle dynamique du drone en présence de perturbations et de bruits de mesure supposés bornés. L'utilisation de ces techniques avait pour objet tout d'abord de détecter l'occurrence d'une perturbation atmosphérique par estimation de l'état du drone puis d'estimer l'amplitude et la direction du vent agissant sur le véhicule. Des expérimentations dans le générateur de rafale B20 à Lille ont été ainsi présentées afin de valider ces approches et d'évaluer leurs performances. La stratégie de guidage pilotage développée favorise le déplacement du véhicule dans une direction qui tient compte de l'évolution de la perturbation atmosphérique et du prochain point de passage désigné au véhicule. Cette loi de guidage est basée sue la loi de guidage par navigation proportionnelle et a été adaptée pour tenir compte des perturbations dans le déplacement du véhicule. Les résultats obtenus montrent qu'il est possible d'améliorer la sécurité du vol des mini-drones en présence de perturbations atmosphériques transversales, en modifiant en ligne la trajectoire.

L’objectif principal du travail de recherche présenté dans ce mémoire est l’amélioration de la sécurité et les performances du vol des mini drones soumis à des perturbations atmosphériques. Pour ce faire, un couplage entre un estimateur ensembliste à erreurs bornées et une stratégie de guidage pilotage est mise en œuvre. L’estimateur ensembliste a été utilisé pour restituer l’état du modèle dynamique du drone en présence de perturbations et de bruits de mesure supposés bornés. L’utilisation de ces techniques avait pour objet tout d’abord de détecter l’occurrence d’une perturbation atmosphérique par estimation de l’état du drone puis d’estimer l’amplitude et la direction du vent agissant sur le véhicule. Des expérimentations dans le générateur de rafale B20 à Lille ont été ainsi présentées afin de valider ces approches et d’évaluer leurs performances. La stratégie de guidage pilotage développée favorise le déplacement du véhicule dans une direction qui tient compte de l’évolution de la perturbation atmosphérique et du prochain point de passage désigné au véhicule. Cette loi de guidage est basée sue la loi de guidage par navigation proportionnelle et a été adaptée pour tenir compte des perturbations dans le déplacement du véhicule. Les résultats obtenus montrent qu’il est possible d’améliorer la sécurité du vol des mini-drones en présence de perturbations atmosphériques transversales, en modifiant en ligne la trajectoire. / The principal objective of this thesis is to enhance the safety of flight for small UAVs in presence of atmospheric perturbation. The approach suggested here consists in coupling a bounded–error estimation method with a new guidance strategy. The bounded error estimation has been used to estimate the states of the dynamical systems corrupted by perturbations and measurement noises, assumed to remain bounded. The method has been first used to detect the occurrence of a wind gust and afterwards to characterize the amplitude and direction of the wind acting on the vehicle Experiments in the B20 gust generator are also presented to validate these approaches and evaluate their performance. The developed guidance strategy provides the vehicle with a direction that takes into account the atmospheric perturbation and the next waypoint position. The guidance law is designed by using proportional navigation guidance that has been adapted to take the perturbations into account. The results presented in this thesis show that it is possible to improve the flight safety in a perturbed environement using the combination of the two methods.

Les récentes recherches sur les rotors d'hélicoptère conduisent au développement de pales de nouvelle génération présentant des géométries courbes. La double flèche de la pale BlueEdgeTM proposée par Eurocopter impose de reconsidérer les outils de calcul des charges rotors pour déterminer le torseur des efforts appliqués aux pales et aux éléments constitutifs du moyeu rotor afin de satisfaire aux exigences de conception et de certification. Les charges rotors se décomposent en contributions aéro- et élasto-dynamiques prises en compte par des modélisations distinctes. La thèse vise à définir une méthodologie de calcul de charges applicable aux pales à double flèche. Ainsi sont présentés les modèles aérodynamiques bi-dimensionnels pour calculer les vitesses induites du rotor et déterminer la répartition des efforts aérodynamiques sur le rotor. Le calcul des charges rotor nécessite de recourir à des modèles élasto-dynamiques. En résolvant les équations de la dynamique des solides pour un système mécanique, le code de mécanique du vol HOST considère une modélisation élastique de pale pour déterminer le torseur des efforts, les efforts de commande étant fournis par l'ensemble bielle de pas et plateaux cycliques. Le comportement non linéaire des adaptateurs de traînée interpales est décrit par des modèles de force de restitution. Ces travaux ont utilisé des caractérisations expérimentales sur des machines de traction de laboratoire ainsi que des essais en vol afin d'évaluer le niveau de représentativité des outils et méthodes proposés. La mise en oeuvre de l'ensemble de ces modèles détermine avec satisfaction les charges dynamiques du rotor pour des vols stabilisés. / New generation blades have led to new load computation problems due to the evolution of the general shape, with forward and backward sweep. The BlueEdgeTM blade pattented by Eurocopter imposes to reconsider the development methodology and thus it is no longer possible to speak of straight blades and the models used for load computation have to be evaluated. The objective of this thesis is to determine what has to be modified and improved in current load computation methodology in order to reach an acceptable predictive level. This work considers both aerodynamic and dynamic models implemented in the HOST multi-body computer code. The aerodynamics models are based on the hypothesis of a two dimensional flow. The use of the CFD software \emph{elsA} is evaluated. Attention is given to rotor dynamics models that have an impact on loads, such as lead-lag damper models, blade element models and hub models. This thesis presents the different models and gives orientations relating to efficient load computation methodology. The aerodynamics models are compared to windtunnels experiments from the literature. This study leads also to perform flight tests and to investigate the dampers behavior on test benches in order to confront the computed loads to the reality of the helicopter operation. The proposed methodology is able to compute with a good accuracy rotor loads for stabilized flight cases.