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.

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.

A compact air separator demonstrator based on centrifugally enhanced distillation has been studied. The full size device is meant to be used on board of a Two Stage To Orbit vehicle launcher. The air separation system must be able to extract oxygen in highly concentrated liquid form (LEA, Liquid Enriched Air) from atmospheric air. The LEA is stored before being used in a subsequent rocket propulsion phase by the second stage of the launcher. Two reference vehicles are defined, one with a subsonic first stage and one with a supersonic first stage. In both cases, oxygen collection is performed during a cruise phase (M 0.7 and M 2.5 respectively). The aim of the project is to demonstrate the feasibility of the air separation system, investigate the separation cycle design, and assess that the separator design selected is suitable for the reference vehicles.<p><p>The project is described from original base ideas to design, construction, extended testing and analysis of experimental results. Preliminary computations for a realistic layout have been performed and the motivations for the choices made during the process are explained. Test rig design, separator design and technical discussion are provided for a subscale pilot unit. Mass transport parameters and flooding limits have been estimated and experimentally measured. Performance has been assessed and shown to be sufficient for the reference Two Stage To Orbit vehicles. The technology developed is found suitable without further optimization, although some volume and mass reduction would be desirable for the supersonic first stage concept. There are many ways of optimisation that can be further investigated. The aim of this program, however, is not to fully optimize the device, but to demonstrate that a device based on a simple, robust, low-risk design is already suitable for the launch vehicles. On top of that analysis, directions for improvements are suggested and their potentials estimated. A complete assessment of those improvements requires further maturation of the technological concept through further testing and practical implementations.<p><p>Directions for future work, general conclusions and a vehicle development roadmap have also been provided.<p> / Doctorat en Sciences de l'ingénieur / info:eu-repo/semantics/nonPublished