Cette thèse traite de la trajectographie exo-atmosphérique d'un lanceur. Cette probl ématique repose sur la résolution d'un problème d'optimisation contraint : le problème aux deux bouts. Ce dernier consiste à trouver les actions à prendre afin d'atteindre la position et la vitesse désirées en consommant le moins d'énergie possible. Ces actions doivent respecter les contraintes imposées par la dynamique et la structure du véhicule. En plus, dans le cas d'un lanceur, le contrôle s'effectue uniquement en modifiant l'orientation de la poussée. Pour résoudre ce problème, le projet de doctorat est divisé en trois parties distinctes : la modélisation de la dynamique, l'obtention d'une trajectoire de référence et la fonction de guidage. La première partie, la modélisation, consiste à obtenir un modèle précis et réaliste de la dynamique de translation d'un lanceur. Elle passe donc par l'application de la seconde loi de Newton sur le centre de masse du lanceur. Dans cette thèse, ceci est effectué en utilisant trois représentations différentes, dont une nouvelle utilisant un quaternion qui permet de combler le vide entre les deux représentations existantes. À la suite de l'obtention d'un modèle du véhicule à guider, il devient possible de définir une trajectoire de référence régie par cette dynamique. Pour y parvenir, ce projet propose une optimisation directe où l'orientation de la poussée est discrétisée et correspond aux inconnues du problème d'optimisation. Le critère de ce problème d'optimisation inclut des termes utilisant des connaissances a priori de la trajectoire pour améliorer les propriétés de convergence. Le problème d'optimisation inclut également des contraintes, relaxées par des variables d'écart, sur l'orbite d'injection. La trajectoire résultante est utilisée comme consigne dans une fonction de guidage par suivi de trajectoire. Le suivi de trajectoire est une façon contournée de traiter le problème aux deux bouts et d'accélérer la résolution du problème de guidage afinn de s'insérer dans les capacités de calcul embarqué. Les algorithmes développés dans cette thèse sont basés sur la commande prédictive où les sorties du modèle prédictif sont les paramètres orbitaux instantanés de la trajectoire. Le premier algorithme utilise un modèle non-linéaire de prédiction alors que les deux autres sont basés sur une représentation linéaire variante dans le temps et sur une représentation linéaire fractionnelle. Ces trois algorithmes sont comparés à une solution classique en guidage de lanceur qui résout directement le problème aux deux bouts. Bien que les algorithmes développés produisent une orbite plus près de celle désirée et y parviennent en consommant moins de carburant, le temps de calcul nécessaire à leur résolution et leur piètre robustesse font en sorte qu'ils ne constitue pas une alternative intéressante à la solution de référence. / This thesis deals with the exo-atmospheric trajectory of a space launcher. The solution is obtained by solving a constrained optimization problem : the two-point boundary value problem. The solution is the required actions to reach the desired position and velocity while consuming the least energy as possible. These actions must comply with the constraints imposed by the dynamics and the structure of the vehicle. Also, for a space launcher, the control is limited to the thrust orientation. To solve this problem, this project is divided into three distinct parts : modeling the dynamics, obtaining a reference trajectory and the guidance function. The first part, the modeling, is the definition of an accurate and realistic model of the space launcher translational dynamics. Therefore, it requires the application of Newton's second law on the launcher center of mass. In this thesis, this is carried out using three different representations. The representation using a full quaternion is new to this field of application and fills the hole between the two others. With the model of the vehicle to be guided, it becomes possible to define a reference trajectory governed by this model. To do it, this project proposes a direct optimization where the thrust orientation is discretized and becomes the unknown of the optimization problem. The criterion of this optimization problem includes terms for a priori knowledge of the trajectory improving the convergence properties of the optimization. The optimization problem also includes constraints, relaxed by slack variables, on the injection orbit. The resulting trajectory is used as reference in a trajectory tracking guidance function. The trajectory tracking is a way to circumvent the resolution of the two-point boundary value problem, which accelerates the resolution to fit in on-board computing capabilities. The algorithms developed in this thesis are based on predictive control in which the outputs of predictive model are the instantaneous orbital parameters of the trajectory. A first algorithm uses a non-linear model for prediction while two others are rather based on a linear time-varying representation and a linear fractional representation. These three algorithms are compared to a conventional space launcher guidance solution, which directly solves the two-point boundary value problem. Even if the developped algorithms give a more accurate orbit and a less consuming trajectory, their computationnal time and poor robustness properties do not make them a viable alternative to the comparison solution.

Cette recherche évalue de nouvelles approches pour améliorer la performance des solutions de navigation pour lanceurs de satellite. La première est l’utilisation des données de la trajectoire de référence. L’idée de cette approche est de pondérer, tout au long de la mission, la confiance sur le fait que le lanceur suit la trajectoire prédite afin d’exploiter les données d’attitude de la trajectoire de référence dans la solution de navigation. La seconde approche est l’ajout d’un modèle stochastique du lanceur à la solution de navigation. Pour ce modèle, l’accélération et la vélocité angulaire sont représentées par une marche aléatoire dont la variance est ajustée en fonction de la connaissance des forces agissantes sur le lanceur. Finalement, l’usage de plusieurs unités de mesures inertielles bas de gamme est comparé à l’usage d’une seule unité de mesures inertielles de meilleure qualité. Le recours à plusieurs unités de mesures inertielles permet de répartir celles-ci sur la structure du lanceur. L’effet du positionnement de ces unités de mesures est évalué en comparant des solutions de navigation dont tous les capteurs sont placés dans la tête du lanceur à une solution où les capteurs sont répartis dans la tête de chacun des étages du lanceur. Quelques approches pour effectuer la fusion des unités de mesures inertielles sont testées ; fusion de toutes les unités de mesures dans une seule centrale inertielle, fusion de plusieurs centrales inertielles et fusion de plusieurs centrales inertielles avec contraintes géométrique. Pour plusieurs des solutions proposées ainsi que pour plusieurs autres déjà existantes, une étude exhaustive de l’observabilité est effectuée. L’observabilité est vérifiée à l’aide de la matrice d’observabilité, de l’étude de la propagation de la matrice de covariance et de l’analyse à la sensibilité à une mesure aberrante. Finalement, une méthode simplifiée pour évaluer les performances des solutions de navigation inertielle sur une trajectoire fixe est présentée. Les résultats montrent que l’usage des données de la trajectoire de référence permet de réduire l’erreur d’estimation du roulis. Cependant, l’ajout de ces données n’améliore pas l’observabilité du modèle de base sur lequel celles-ci sont ajoutées. Le recours à un modèle stochastique de la dynamique du lanceur n’apporte que des gains marginaux sur les estimations d’attitude, de vélocité et de position. Par contre, cette approche améliore substantiellement les estimations d’accélération et de vélocité angulaire. La distribution des capteurs inertiels sur la structure du lanceur n’améliore pas la précision de navigation. Cette dernière est même dégradée lorsque des capteurs sont perdus en raison des largages d’étages. La fusion de plusieurs unités de mesures inertielles à l’aide d’une centrale inertielle offre des performances équivalentes à celles obtenues avec une seule unité de mesure. Par contre, la fusion de plusieurs centrales inertielles permet de réduire l’erreur d’estimation. Qui plus est, des gains additionnels peuvent être obtenus lorsque des contraintes géométriques sur l’attitude, la vélocité et la position relatives entre les centrales inertielles sont ajoutées à cette dernière approche. Les tests d’observabilité ont montré que la modélisation des biais de capteurs par un processus de Markov plutôt que par une marche aléatoire a peu d’impact sur l’observabilité du modèle. De plus, sur une mission de courte durée, le choix du modèle pour représenter les biais de capteurs n’a qu’un effet négligeable sur la précision des estimations. Les analyses d’observabilité ont aussi montré que le recours à un seul récepteur GPS n’est pas suffisant pour assurer l’observabilité du roulis et que le biais de mesure de position du récepteur GPS n’est pas observable. / This research evaluates new approaches to improve the performance of navigation solutions for satellite launchers. The first is the use of data from the reference trajectory. The idea of this approach is to weigh, throughout the mission, the confidence that the launcher follows the predicted trajectory in order to exploit the attitude data of the reference trajectory in the navigation solution. The second approach is to add a stochastic model of the launcher to the navigation solution. For this model, the acceleration and the angular velocity are represented by a random walk whose variance is adjusted according to the knowledge of the forces acting on the launcher. Finally, the use of several low-end inertial measurement units is compared to the use of a single higher quality inertial measurement unit. The use of several inertial measurement units makes it possible to distribute these on the structure of the launcher. The effect of the positioning of these measurement units is evaluated by comparing navigation solutions of which all the sensors are placed in the head of the launcher to a solution where the sensors are distributed in the head of each stage of the launcher. Some approaches for merging the inertial measurement units data are tested; fusion of all the inertial measurement units in a single inertial navigation system, fusion of several inertial navigation systems and fusion of several inertial navigation systems with geometric constraints. For many of the proposed solutions as well as for several others already in existence, an exhaustive study of the observability is carried out. The observability is verified using the observability matrix, the study of the propagation of the covariance matrix and the analysis of the sensitivity to measurement outliers. Finally, a simplified method for evaluating the performance of inertial navigation solutions on a fixed trajectory is presented. The results show that the use of the reference trajectory data makes it possible to improve the roll estimate. However, adding these data does not improve the observability of the base model on which they are added. The use of a stochastic model of the launcher dynamics provides marginal gains on attitude, velocity and position estimates. On the other hand, this approach substantially improves the acceleration and angular velocity estimates. The distribution of inertial sensors on the launcher structure does not improve navigation accuracy. The latter is even degraded when sensors are lost due to stage jettisoning. Merging several inertial measurement units with a single inertial navigation system provides performance equivalent to that achieved with a single inertial measurement unit. On the other hand, the fusion of several inertial navigation systems makes it possible to reduce the estimation error. Moreover, additional gains can be obtained when geometric constraints on the relative attitude, velocity and position between inertial navigation systems are added to this latter approach. Observability tests have shown that modelling sensor biases by a Markov process rather than a random walk has little impact on the observability of the model. In addition, on a short-term mission, the choice of the model to represent the sensor bias has only a negligible effect on the precision of the estimates. Observability analyzes have also shown that the use of a single GPS receiver is not sufficient to ensure the observability of the roll and that the position measurement bias of the GPS receiver is not observable.

Cette recherche évalue de nouvelles approches pour améliorer la performance des solutions de navigation pour lanceurs de satellite. La première est l’utilisation des données de la trajectoire de référence. L’idée de cette approche est de pondérer, tout au long de la mission, la confiance sur le fait que le lanceur suit la trajectoire prédite afin d’exploiter les données d’attitude de la trajectoire de référence dans la solution de navigation. La seconde approche est l’ajout d’un modèle stochastique du lanceur à la solution de navigation. Pour ce modèle, l’accélération et la vélocité angulaire sont représentées par une marche aléatoire dont la variance est ajustée en fonction de la connaissance des forces agissantes sur le lanceur. Finalement, l’usage de plusieurs unités de mesures inertielles bas de gamme est comparé à l’usage d’une seule unité de mesures inertielles de meilleure qualité. Le recours à plusieurs unités de mesures inertielles permet de répartir celles-ci sur la structure du lanceur. L’effet du positionnement de ces unités de mesures est évalué en comparant des solutions de navigation dont tous les capteurs sont placés dans la tête du lanceur à une solution où les capteurs sont répartis dans la tête de chacun des étages du lanceur. Quelques approches pour effectuer la fusion des unités de mesures inertielles sont testées ; fusion de toutes les unités de mesures dans une seule centrale inertielle, fusion de plusieurs centrales inertielles et fusion de plusieurs centrales inertielles avec contraintes géométrique. Pour plusieurs des solutions proposées ainsi que pour plusieurs autres déjà existantes, une étude exhaustive de l’observabilité est effectuée. L’observabilité est vérifiée à l’aide de la matrice d’observabilité, de l’étude de la propagation de la matrice de covariance et de l’analyse à la sensibilité à une mesure aberrante. Finalement, une méthode simplifiée pour évaluer les performances des solutions de navigation inertielle sur une trajectoire fixe est présentée. Les résultats montrent que l’usage des données de la trajectoire de référence permet de réduire l’erreur d’estimation du roulis. Cependant, l’ajout de ces données n’améliore pas l’observabilité du modèle de base sur lequel celles-ci sont ajoutées. Le recours à un modèle stochastique de la dynamique du lanceur n’apporte que des gains marginaux sur les estimations d’attitude, de vélocité et de position. Par contre, cette approche améliore substantiellement les estimations d’accélération et de vélocité angulaire. La distribution des capteurs inertiels sur la structure du lanceur n’améliore pas la précision de navigation. Cette dernière est même dégradée lorsque des capteurs sont perdus en raison des largages d’étages. La fusion de plusieurs unités de mesures inertielles à l’aide d’une centrale inertielle offre des performances équivalentes à celles obtenues avec une seule unité de mesure. Par contre, la fusion de plusieurs centrales inertielles permet de réduire l’erreur d’estimation. Qui plus est, des gains additionnels peuvent être obtenus lorsque des contraintes géométriques sur l’attitude, la vélocité et la position relatives entre les centrales inertielles sont ajoutées à cette dernière approche. Les tests d’observabilité ont montré que la modélisation des biais de capteurs par un processus de Markov plutôt que par une marche aléatoire a peu d’impact sur l’observabilité du modèle. De plus, sur une mission de courte durée, le choix du modèle pour représenter les biais de capteurs n’a qu’un effet négligeable sur la précision des estimations. Les analyses d’observabilité ont aussi montré que le recours à un seul récepteur GPS n’est pas suffisant pour assurer l’observabilité du roulis et que le biais de mesure de position du récepteur GPS n’est pas observable. / This research evaluates new approaches to improve the performance of navigation solutions for satellite launchers. The first is the use of data from the reference trajectory. The idea of this approach is to weigh, throughout the mission, the confidence that the launcher follows the predicted trajectory in order to exploit the attitude data of the reference trajectory in the navigation solution. The second approach is to add a stochastic model of the launcher to the navigation solution. For this model, the acceleration and the angular velocity are represented by a random walk whose variance is adjusted according to the knowledge of the forces acting on the launcher. Finally, the use of several low-end inertial measurement units is compared to the use of a single higher quality inertial measurement unit. The use of several inertial measurement units makes it possible to distribute these on the structure of the launcher. The effect of the positioning of these measurement units is evaluated by comparing navigation solutions of which all the sensors are placed in the head of the launcher to a solution where the sensors are distributed in the head of each stage of the launcher. Some approaches for merging the inertial measurement units data are tested; fusion of all the inertial measurement units in a single inertial navigation system, fusion of several inertial navigation systems and fusion of several inertial navigation systems with geometric constraints. For many of the proposed solutions as well as for several others already in existence, an exhaustive study of the observability is carried out. The observability is verified using the observability matrix, the study of the propagation of the covariance matrix and the analysis of the sensitivity to measurement outliers. Finally, a simplified method for evaluating the performance of inertial navigation solutions on a fixed trajectory is presented. The results show that the use of the reference trajectory data makes it possible to improve the roll estimate. However, adding these data does not improve the observability of the base model on which they are added. The use of a stochastic model of the launcher dynamics provides marginal gains on attitude, velocity and position estimates. On the other hand, this approach substantially improves the acceleration and angular velocity estimates. The distribution of inertial sensors on the launcher structure does not improve navigation accuracy. The latter is even degraded when sensors are lost due to stage jettisoning. Merging several inertial measurement units with a single inertial navigation system provides performance equivalent to that achieved with a single inertial measurement unit. On the other hand, the fusion of several inertial navigation systems makes it possible to reduce the estimation error. Moreover, additional gains can be obtained when geometric constraints on the relative attitude, velocity and position between inertial navigation systems are added to this latter approach. Observability tests have shown that modelling sensor biases by a Markov process rather than a random walk has little impact on the observability of the model. In addition, on a short-term mission, the choice of the model to represent the sensor bias has only a negligible effect on the precision of the estimates. Observability analyzes have also shown that the use of a single GPS receiver is not sufficient to ensure the observability of the roll and that the position measurement bias of the GPS receiver is not observable.

La conception de lanceurs est un problème d'optimisation multidisciplinaire (MDO) complexe qui a la particularité d'intégrer une optimisation de trajectoire très contrainte, difficile à résoudre et fortement couplée à toutes les autres disciplines entrant en jeu dans le processus de conception (e.g. propulsion, aérodynamique, structure, etc.). Cette thèse s'intéresse aux méthodes permettant d'intégrer judicieusement l'optimisation de la trajectoire au sein du processus d'optimisation des variables de conception. Une nouvelle méthode, appelée "Stage-Wise decomposition for Optimal Rocket Design" (SWORD), a été proposée. Celle-ci décompose le processus de conception suivant les différentes phases de vol et transforme le problème d'optimisation de lanceur multiétage en un problème de coordination des optimisations de chacun des étages, plus facile à résoudre. La méthode SWORD a été comparée à la méthode MDO classique (Multi Discipline Feasible) dans le cas d'une optimisation globale d'un lanceur tri-étage. Les résultats montrent que la méthode SWORD permet d'améliorer l'efficacité du processus d'optimisation, tant au niveau de la vitesse de recherche de l'espace de solutions faisables que de la qualité de l'optimum trouvé en temps de calcul limité. Afin d'améliorer la vitesse de convergence de la méthode tout en ne requérant pas de connaissance a priori de l'utilisateur au niveau de l'initialisation et l'espace de recherche, une stratégie d'optimisation dédiée à la méthode SWORD a été développée.

Ce mémoire présente le développement d'un modèle de couplage aéroélastique pour un petit véhicule de lancement spatial et ses résultats. Le mémoire est divisé en trois parties. La première présente d'abord les outils théoriques et numériques nécessaires pour développer un code d'interactions fluide-solide. Ces outils sont l'analyse modale, la mécanique des fluides numérique ainsi qu'un code de déformations imposées utilisant le langage UDF d'ANSYS Fluent qui est utilisé pour effectuer les analyses aéroélastiques. La seconde partie traite de l'analyse aéroélastique statique. La méthode est comparée avec d'autres méthodes de la littérature pour un cas de validation sur plaque plane flexible puis appliquée sur le lanceur. Il est montré que les déformations causées par la pression du fluide sur le solide sont petites pour le cas statique et ne posent donc pas de problème. La troisième partie concerne l'analyse aéroélastique dynamique. La méthodologie est présentée avec la théorie associée, puis explicitée pour faire ressortir les subtilités du calcul numérique parallèle. Le solide est traité avec une méthode de sommation modale qui diminue les coûts de calcul en admettant de petites déformations. Le solide est résolu dans le temps avec une méthode de différences centrées au deuxième ordre de manière explicite. Le couplage est assuré par une méthode d'interpolation entre les maillages fluide et solide à l'aide de fonctions de bases radiales. Un cas test de validation avec plaque plane flexible est ensuite détaillé puis comparé à la théorie ainsi qu'à d'autres solveurs d'interactions fluide-solide commerciaux. Les résultats confirment que les déformations du lanceur restent petites pour des perturbations de type rafales de vent. Les coefficients aérodynamiques sont peu affectés. L'amortissement fourni par l'air (aérodynamique) est faible, ce qui fait que les fréquences d'oscillation observées sont similaires aux fréquences naturelles prédites.

Cette recherche vise à interroger la façon dont des dispositifs organisationnels (formels et informels) façonnent la démarche d’alerte, lancée par un employé qui souhaite témoigner d’une fraude ou d’un manquement à l’éthique organisationnel.Inscrite dans un paradigme interprétativiste, notre design de recherche repose sur des entretiens qualitatifs ainsi que sur des récits de vie conduits avec des lanceurs d’alerte. Nos résultats permettent de montrer l’inopérance des dispositifs formels (outils de recueil de l’alerte) mis en place par l’organisation pour recueillir la parole de l’employé, qui manquent de traiter correctement l’alerte qui leur est signalée ; d’autre part, nous caractérisons l’idée selon laquelle d’autres dispositifs, plus informels, placent eux-mêmes, par leur non-réponse ou réponses ambiguës, l’employé en situation de lancer l’alerte, en dehors des dispositifs qui avaient été mis en place par l’organisation. Enfin, nous interrogeons la possibilité qui est laissée à un employé d’exprimer un doute lorsque celui-ci concerne le bien-fondé éthique de certaines pratiques organisationnelles. / This research aims to examine the way in which organizational mechanisms (both formal and informal) shape the whistleblowing process initiated by employees wanting to expose a fraud or a breach of organizational ethics.Our research design adopts an interpretivist paradigm and is based on qualitative and life-story interviews conducted with whistleblowers. Our results show the ineffectiveness of the formal mechanisms implemented by organizations to collectemployee testimonies (tools for gathering employee warnings), which fail to correctly address the whistleblowing that is signaled to them. We also describe the suggestion that other, more informal, mechanisms, by failing to respond or byproviding ambiguous responses, place employees in a situation where they feel compelled to blow the whistle, outside the mechanisms implemented by the organization. Finally, we examine the possibilities available to employees to express doubts concerning the ethical soundness of certain organizational practices.

Cette thèse porte sur l'application de techniques de contrôle optimal et de contrôle géométriques au problème de transfert d'orbite de satellite et à la géométrie presque-riemannienne. Dans ces cas, le principe du maximum de Pontryagin permet d'étudier le flot extrémal pour des systèmes de contrôle affines.Dans le cas d'un satellite à faible poussée, la technique de moyennation permet d'approcher les trajectoires du système réel. La moyennation est explicite dans le cas de la minimisation de l'énergie et fait apparaître dans certains cas des problèmes presque-riemanniens. L'étude géométrique de tels problèmes est généralisée par l'étude de métriques sur la deux-sphère de révolution. On peut ainsi classifier les situations selon la transcendance des solutions et discuter l'optimalité selon la nature des lieux de coupure et de conjugaison.L'étude du problème moyenné du transfert orbital et de situations génériques sur la sphère de révolution est motivée par l'approche homotopique de résolution numérique du problème de transfert pour d'autres fonctions de coût. La méthode de continuation couplée à celle de tir simple est utilisée pour résoudre un problème de transfert à forte poussée à consommation minimale de carburant.Les outils géométriques sont aussi utilisés afin d'étudier la situation locale dans un voisinage des points de tangence en géométrie presque-riemannienne en dimension deux. On calcule pour les approximations nilpotente et d'ordre zéro le front d'onde, les sphères de petits rayons et les lieux de coupure et de conjugaison.

Cette thèse aborde l’histoire des activités spatiales françaises en parcourant leur évolution depuis les premières recherches scientifiques dans la haute atmosphère entreprises après la fin de la deuxième guerre mondiale jusqu’à la création de l’Agence spatiale européenne (ESA), au milieu des années 1970. Née dans la guerre froide, la politique spatiale française constitue sous la présidence du général de Gaulle, un des éléments de la politique d’indépendance nationale puis, sous l’ère du Président Pompidou, elle accentue son caractère industriel ouvert à la coopération avant de devenir européenne au début du septennat du Président Giscard d’Estaing. Centrée sur le Centre national d’études spatiales (CNES) l’étude souligne le rôle de l’État dans un secteur de hautes technologies où la politique est soumise à l’interaction entre des facteurs nationaux et internationaux comportant des enjeux géopolitiques et géostratégiques. Privilégiant les aspects institutionnels, elle analyse le processus d’élaboration de la politique mise en œuvre à partir des années 1960. D’abord, perçue comme élément de prestige au service du rayonnement de la France dans le monde, la politique spatiale interagit avec l’évolution du système technique pour répondre aux enjeux économiques et industriels que comportent les applications spatiales. L’étude met en évidence l’impérieuse nécessité d’un dialogue permanent entre les acteurs, techniciens et politiques, dont l’interdépendance participe à la formation du processus décisionnel. / The subject of this thesis is the history of space activities in France, evolving from the first scientific atmospheric research programmes undertaken after the Second World War up to the creation of the European Space Agency (ESA) in the 1970s.A by-product of the Cold War, the French Space Policy was one of the pillars of national independence under the presidency of General De Gaulle. Under President Pompidou, it becomes more industrial and opens up to cooperation, only to become European in the beginning of President Giscard d’Estaing 7-year mandate.Focused on the French space agency (Centre national d’etudes spatiales (CNES)), this study emphasizes the role of the state in the high technology sector where policy is submitted to the interaction of national and international factors, taking into account geopolitical and geostrategic stakes. Highlighting the institutional aspects, the study analyses the elaborative process of the policy implemented in the 1960s. First of all perceived as a way of putting France in the spotlight at global level, space policy evolves with technology to face the economic and industrial challenges of space applications. The study highlights the vital necessity of a permanent dialogue between technological and political actors,

Cette thèse porte sur l’application de techniques de contrôle optimal et de contrôle géométriques au problème de transfert d’orbite de satellite et à la géométrie presque-riemannienne. Dans ces cas, le principe du maximum de Pontryagin permet d’étudier le flot extrémal pour des systèmes de contrôle affines.Dans le cas d’un satellite à faible poussée, la technique de moyennation permet d’approcher les trajectoires du système réel. La moyennation est explicite dans le cas de la minimisation de l’énergie et fait apparaître dans certains cas des problèmes presque-riemanniens. L’étude géométrique de tels problèmes est généralisée par l’étude de métriques sur la deux-sphère de révolution. On peut ainsi classifier les situations selon la transcendance des solutions et discuter l’optimalité selon la nature des lieux de coupure et de conjugaison.L’étude du problème moyenné du transfert orbital et de situations génériques sur la sphère de révolution est motivée par l’approche homotopique de résolution numérique du problème de transfert pour d’autres fonctions de coût. La méthode de continuation couplée à celle de tir simple est utilisée pour résoudre un problème de transfert à forte poussée à consommation minimale de carburant.Les outils géométriques sont aussi utilisés afin d’étudier la situation locale dans un voisinage des points de tangence en géométrie presque-riemannienne en dimension deux. On calcule pour les approximations nilpotente et d’ordre zéro le front d’onde, les sphères de petits rayons et les lieux de coupure et de conjugaison. / In this thesis we focus on optimal control techniques as well as geometric control techniques applied to the orbital transfer problem and to almost-Riemannian geometry. In these cases, Pontryagin’s Maximum Principle allows to analyse the extremal flow of affine control systems.In the case of a satellite with low-thrust propulsion, averaging techniques give an approximated system. Averaging is explicit in the energy minimization case and is directly related to almost-riemannian problems. The geometric analysis of such problems is generalized by the study of metrics on the two-sphere of revolution. In this way it is possible to classify the situations considering the transcendance of the solutions and to discuss the optimality problem considering the cut locus and the conjugate locus.The analysis of the averaged problem for the orbital transfer and of generic situations on the two-dimensional sphere of revolution is motivated by the homotopic approach to solve numerically the orbital transfer problem.The homotopy method using simple shooting techniques is applied to solve a transfer minimizing the fuel consumption.The geometric tools are also useful in the local analysis of tangency points in two-dimensional almost-Riemannian geometry. In this framework, we compute wavefronts, sphere of small radius and cut and conjugate loci.

La conception de lanceurs est un problème d’optimisation multidisciplinaire dont l’objectif est de trouverl’architecture du lanceur qui garantit une performance optimale tout en assurant un niveau de fiabilité requis.En vue de l’obtention de la solution optimale, les phases d’avant-projet sont cruciales pour le processus deconception et se caractérisent par la présence d’incertitudes dues aux phénomènes physiques impliqués etaux méconnaissances existantes sur les modèles employés. Cette thèse s’intéresse aux méthodes d’analyse et d’optimisation multidisciplinaire en présence d’incertitudes afin d’améliorer le processus de conception de lanceurs. Trois sujets complémentaires sont abordés. Tout d’abord, deux nouvelles formulations du problème de conception ont été proposées afin d’améliorer la prise en compte des interactions disciplinaires. Ensuite, deux nouvelles méthodes d’analyse de fiabilité, permettant de tenir compte d’incertitudes de natures variées, ont été proposées, impliquant des techniques d’échantillonnage préférentiel et des modèles de substitution. Enfin, une nouvelle technique de gestion des contraintes pour l’algorithme d’optimisation ”Covariance Matrix Adaptation - Evolutionary Strategy” a été développée, visant à assurer la faisabilité de la solution optimale. Les approches développées ont été comparées aux techniques proposées dans la littérature sur des cas tests d’analyse et de conception de lanceurs. Les résultats montrent que les approches proposées permettent d’améliorer l’efficacité du processus d’optimisation et la fiabilité de la solution obtenue. / Launch vehicle design is a Multidisciplinary Design Optimization problem whose objective is to find the launch vehicle architecture providing the optimal performance while ensuring the required reliability. In order to obtain an optimal solution, the early design phases are essential for the design process and are characterized by the presence of uncertainty due to the involved physical phenomena and the lack of knowledge on the used models. This thesis is focused on methodologies for multidisciplinary analysis and optimization under uncertainty for launch vehicle design. Three complementary topics are tackled. First, two new formulations have been developed in order to ensure adequate interdisciplinary coupling handling. Then, two new reliability techniques have been proposed in order to take into account the various natures of uncertainty, involving surrogate models and efficient sampling methods. Eventually, a new approach of constraint handling for optimization algorithm ”Covariance Matrix Adaptation - Evolutionary Strategy” has been developed to ensure the feasibility of the optimal solution. All the proposed methods have been compared to existing techniques in literature on analysis and design test cases of launch vehicles. The results illustrate that the proposed approaches allow the improvement of the efficiency of the design process and of the reliability of the found solution.