L'utilisation des coefficients aérodynamiques pour caractériser le comportement d'un objet en vol libre demeure un sujet de recherche parmi les plus complexes et les plus étudiés dans le domaine de la balistique extérieure. La présente étude analyse l'identification des coefficients aérodynamiques à partir de données obtenues lors d'essais en vol libre. Elle vise à modéliser, définir ainsi que maîtriser les techniques d'identification de paramètres les plus adaptées au problème qu'est la détermination des coefficients aérodynamiques. Le travail de thèse a été dédié au développement d'une procédure d'identification pour la détermination des coefficients aérodynamiques à partir de mesures de vol libre et a été testée pour deux cas d'application : un corps de rentrée dans l'atmosphère et un projectile stabilisé par empennage. Cette procédure nécessite plusieurs étapes telles que la description du comportement d'un objet en vol libre sous la forme d'un modèle non linéaire en représentation d'état, la description polynomiale des coefficients aérodynamiques en fonction du nombre de Mach et de l'incidence, les analyses d'identifiabilité a priori et a posteriori suivies de l'estimation des paramètres. De plus, dans le but d'augmenter la probabilité que les coefficients caractérisent l'aérodynamique de l'objet pour l'ensemble des conditions d'essais et d'améliorer la précision des coefficients estimés, une stratégie "multiple fit" a été appliquée. Cette approche fournit une base de données de coefficients aérodynamiques, qui sont déterminés à partir de plusieurs séries de mesures analysées simultanément, afin de décrire le spectre le plus complet du mouvement de l'objet / The use of aerodynamic coefficients for the characterization of the behaviour of an object in flight remains one of the oldest and most emergent research project in the field of exterior ballistic. The present study investigates the identification of the aerodynamic coefficients based on measured data, gathered during free flight tests from different measurement techniques. This project deals with topics as modelling, defining and mastering parameter identification techniques best suited to the problem of the aerodynamic coefficients determination. In the frame of this study, an identification procedure was developed for the aerodynamic coefficients determination based on free flight measurements and was tested for two application cases: a re-entry space vehicle and a fin stabilized reference projectile. This procedure requires several steps such as the description of the behaviour of the vehicle in free flight as a nonlinear state-space model representation, the polynomial descriptions of the aerodynamic coefficients as function of Mach number and incidence, the a priori and a posteriori identifiability analyses, followed by the estimation of the parameters from free flight measurements. Moreover, to increase the probability that the coefficients define the vehicle’s aerodynamics over the entire range of test conditions and to improve the accuracy of the estimated coefficients, a multiple fit strategy was considered. This approach provides a common set of aerodynamic coefficients that are determined from multiple data series simultaneously analyzed, and gives a more complete spectrum of the vehicle’s motion

Afin d'atteindre leur cible, les projectiles guidés d'artillerie nécessitent d'être dotés d'un dispositif de pilotage. Des surfaces de contrôle déployables et orientables sont donc nécessaires. Toutefois, le montage de gouvernes ajustables sur une ogive est une tâche mécaniquement ardue. En effet, lors du tir effectué par canon, l'équipement de bord subit une accélération significative, ce qui implique que des liaisons mécaniques particulièrement robustes doivent être conçues entre les ailettes et le corps. Cette technologie est bien maîtrisée lorsqu'elle est employée sur des projectiles de gros calibre, mais devient bien plus compliquée quand elle doit être adaptée pour être intégrée dans des petits ou moyens calibres. Néanmoins, dans des conditions de vol supersonique, des ondes de choc qui interagissent avec des surfaces solides sont susceptibles de considérablement modifier la distribution de pression. Ce principe a permis d'imaginer une méthode alternative de pilotage de projectiles supersoniques en exploitant des ondes de choc générées au moyen de petites perturbations créées à partir d'un micro-actionneur de forme cylindrique, aussi appelé micro-plot. Comme les forces de portance exercée sur un corps sont essentiellement dues à une pression appliquée sur de grandes surfaces, il a été choisi de se baser sur une configuration stabilisée par empennage. En vue de simplifier l'étude, le travail a été effectué sur un projectile académique de référence bien connu appelé le Basic Finner.Des expériences ont tout d'abord été effectuées dans la soufflerie supersonique de l'ISL sur une plaque plane comportant un plot et deux ailettes verticales. Ces mesures ont permis de valider la capacité de simulations numériques stationnaires RANS à prédire à la fois la distribution pariétale de la pression que génère un tel actionneur et le champ de vitesse de l'écoulement dans son voisinage. Les distributions de pression et de vitesse ont été mesurées en utilisant des méthodes optiques appelés Pressure Sensitive Paints (PSP) et Particle Image Velocimetry (PIV) afin d'être comparés avec les résultats de la CFD. Une étude paramétrique a ensuite été menée en se basant exclusivement sur ces simulations RANS. Ces calculs ont permis de déterminer l'emplacement optimal pour lequel le plot est le plus efficace sur toute l'enveloppe de vol du projectile. A partir de cette position optimale, deux configurations spécifiques ne générant aucun moment de roulis ont été étudiées numériquement et comparés en termes d'efficacité. En utilisant les coefficients aérodynamiques résultants de ce travail, des simulations de trajectoires à 6 degrés de liberté (6-DOF) ont été réalisées avec le code de BALCO (OTAN). Celles-ci ont permis de déterminer la déviation potentielle qui peut être obtenue sur une des deux configurations retenues en employant un tel micro-actionneur. Ces simulations 6-DOF ainsi que l'effet de du plot sur le projectile ont enfin été validés lors d'une campagne d'essai en vol libre qui a eu lieu sur le champ de tir de l'ISL. / In order to reach their target, guided artillery projectiles need some steering capability. Folding and adjustable control surfaces are thus necessary. However, mounting adjustable rudders on a shell is a difficult task, mechanically speaking. Indeed, during the gun launch, the onboard equipment undergoes significant acceleration so that robust mechanical joints have to be designed between the rudders and the body. This technique performs very well on large-caliber projectiles, but becomes more complicated when it has to be embedded in small- or medium-caliber ones. Nevertheless, under supersonic flight conditions, shock waves interacting with solid surfaces are likely to strongly modify the pressure distribution. This principle made it possible to imagine a way of steering small-caliber vehicles using shock waves generated by means of small disturbances created by a cylindrical-shaped micro-actuator, also called micro-pin. As lift forces exerted on a body are mainly due to the pressure applied to large surfaces, a finned configuration has been chosen. To simplify the study, the work has been conducted on the Basic Finner, a well known academic reference projectile.Experiments were first performed in the ISL supersonic wind tunnel on a flat plate on which a pin and two vertical projectile-like fins were mounted in order to validate the capability of steady RANS numerical simulations to predict both the pressure footprint of such an actuator and the flow velocity in its vicinity. Pressure and velocity distributions have been measured by using optical methods called Pressure-Sensitive Paint (PSP) and Particle Image Velocimetry (PIV) in order to be compared with the calculation results. A parametric study was then conducted with these RANS simulations so that the optimum location for which the pin is the most effective over the complete flight envelope of the projectile could be determined. Using this optimum position two specific no-roll momentum configurations were studied numerically and compared in terms of effectiveness. By using the aerodynamic coefficients resulting from this work, 6-Degree-Of-Freedom (6-DOF) trajectory simulations were performed with the NATO BALCO code on one of these configurations in order to determine the potential deviation which can be obtained with such an actuator. These 6-DOF simulations as well as the pin effect on the projectile could finally be validated during a free-flight campaign that took place at the ISL open-range testing site.