L'objectif de cette étude est de résoudre les qualités de vol d'une aile volante long courrier, au stade de la conception avion. Le concept d'aile volante promet un gain important en terme de performances et de niveau de finesse par rapport aux configurations classiques. Ce gain est obtenu par l'intégration des quatre fonctions principales de l'avion (portance, contrôle, propulsion, transport) dans un seul corps. Ces choix de configuration entraînent des challenges à relever, dont l'obtention de qualités de vol respectant la certification. La configuration initiale étudiée présente de fortes instabilités longitudinales et latérales, une faible autorité en roulis, et des difficultés à effectuer la manœuvre de rotation au décollage. Dans cette étude sont proposées des solutions, combinant des surfaces de contrôle innovantes et des degrés de libertés originaux, qui tirent profit des avantages de la configuration. Les qualités de vols sont résolues dans un processus de résolution avec aussi peu de boucles que possible, et l'impact sur les performances est minimisé. En sortie de ce processus se trouve l'architecture de surface de contrôle optimisée, qui minimise l'impact des qualités de vol sur le coût de la mission. / The aim of this study is to solve the handling qualities problems of a long range blended wing body, at the conceptual design phase. That concept, also named flying wing in this report, is an aircraft which integrates the four aircraft functions (lift, control, propulsion, passengers transportation) in one single body. That configuration presents a benefit in cruise lift-over-drag ratio, as well as in noise emissions, due to the shielding effect provided by the inner wing to mask the engine noise.That configuration choice leads also to challenges. One of them is the handling qualities. The baseline studied flying wing presents initially longitudinal and lateral instabilities, as well as lack of roll manoeuvrability and difficulty to do the rotation at takeoff. In this report are proposed solutions, combining innovative control surfaces and original drivers, which are adapted to the configuration advantages. The handling qualitiesare solved in a resolution process with as few loops as possible, and the impact on the performances is minimized. The output of that process is the best control surfaces architecture and airfoils design which minimizes the impact of the handling qualities resolution on the cost of the mission.

L'objectif est de cette thèse est de développer, de tester puis d'implémenter des schémas de surveillance et d'estimation des paramètres essentiels aux pilotes et aux lois embarquées, offrant ainsi une alternative et un complément aux signaux mesures par les capteurs. Les méthodes développées au cours de la thèse ont donc plusieurs finalités applicatives : estimer les états avion ainsi que des paramètres externes (comme le vent et les erreurs de modélisation), détecter la défaillance d'un ou plusieurs capteurs lorsqu'un dysfonctionnement se produit, et enfin s'adapter à cette dégradation de manière à continuer à délivrer des estimées exploitables par les systèmes sur un horizon temporel plus ou moins long.D'un point de vue pratique, dans le domaine de la détection, on cherchera à ce que le processus de détection d'une panne soit capable : 1) de distinguer une faute sur les sondes d'incidence d'une faute sur le paramètre de vitesse conventionnelle ou d’une erreur sur la masse renseignée par le pilote dès le début du vol. Une faute sur un de ces paramètres est aujourd'hui détectée sans qu'une isolation de la source ne soit possible 2) d'identifier des modes communs de panne, c'est-à-dire un embarquement simultané cohérent de plusieurs capteurs mesurant le même paramètre. La redondance matérielle utilisée aujourd'hui ne permet pas de détecter un embarquement simultané cohérent de deux ou trois capteurs 3) de sélectionner les sources toujours valides lorsque le schéma de vote majoritaire détecte une faute d'un capteur. Le schéma actuellement en usage sur avion combine les sources redondantes pour délivrer une mesure consolidée. En cas d'invalidation de celle-ci suite à la perte d'au moins deux capteurs, il est en effet possible que le troisième soit toujours valide et puisse être utilisé pour le reste du vol.Les bénéfices potentiels à plus long terme se situent donc dans l'amélioration des performances (en réduisant par exemple le nombre de commutations de lois), et dans la diminution de la charge de travail des pilotes en accroissant encore la disponibilité des fonctions de haut niveau destinées à les seconder et à alléger leur tâche (protections du domaine de vol, pilote automatique, etc.). La détection de modes communs de panne participera aussi à augmenter encore la sécurité en vol. / The improvement of the aircraft performance and the decrease of the pilots’workload require more complex new aircraft avionic systems. This complexificationpaves the way for new constraints, such as improving the availability of the most criticalflight parameters used by the pilots (mainly the calibrated airspeed) or by themost advanced flight control systems (as the angle of attack, the altitude pressureor the aircraft weight). Today, their availability is mainly guaranteed by mean of astrong hardware redundancy (triplex type for civil aircraft). However, this solution isperfectible and penalizes the overall system performances in terms of weight, powerconsumption, space requirements and extra maintenance needs. Some faults, suchas common mode failures, which correspond to simultaneous and consistent faultsof at least two sensors measuring a same variable, cannot be detected. In this thesis,a solution based on the principle of the so-called analytical redundancy has beendeveloped to detect them and reconstruct through time the missing signals. Thissolution depends on the measurements, and kinematic and flight dynamic equationsavailable. For instance, the lift force equation combines numerous flight parametersof interest. It is of great value in the data fusion process on condition of having anaccurate surrogate model (as lookup tables adjusted with flight data, neural network,etc.) to estimate the lift force coefficient. In the end, an extended Kalmanfilter has been developed to estimate the critical longitudinal flight parameters. Besides,the existing complementarity between this model-based approach and severalsignal-based methods has permitted to have sensor faults and weight error diagnosisalong with unitary sensor validation capabilities. The architecture and its relatedembedded algorithms finally developed have been done with respect to the strongindustrial constraints (particularly in term of computation burden and formalism).They have been validated using simulation and flight data sets, especially for theisolation of slow drift common mode failures as they represent today the most challengingsensor faults to detect.

La présente thèse est une partie du projet national français dénommé MACAO (Modélisation Avancée de Composants Aéronautiques et Outils associés). En collaboration avec Messier-Dowty (constructeur d'atterrisseurs d'avion), cette thèse contribue à une meilleure compréhension du comportement du pneu sur piste dans le domaine de l'aéronautique. L'objectif est de mettre en place des modèles capables de représenter le torseur des efforts au niveau de l'interface pneu-piste lors des différentes manœuvres de l'avion au sol en régime établi. Une priorité est accordée aux modèles dont les paramètres sont physiquement interprétables. De ce fait, un état de l'art des modèles de pneu en régime établi est d'abord réalisé. Un classement de ces modèles selon leurs motivations et limitations est aussi proposé. A l'aide de cette classification et en prenant en compte les exigences de l'étude, un choix a priori de modèles a été analysé. Les limites de ces modèles sont soulignées et une amélioration est proposée. Par ailleurs, une étude exhaustive de la déformation du pneu en situation de virage a été menée. Elle a permis de décrire la génération de la composante longitudinale de la force totale au niveau de l'interface pneu-piste. Elle est dite force longitudinale induite. Puis, en prenant en compte cette force, il a été possible d'expliquer pourquoi le moment d'auto-alignement peut repasser par zéro sans que le pneu ne soit en glissement total. Enfin, l'analyse de sensibilité est proposée comme une méthode permettant de déterminer les paramètres les plus influents de chaque modèle. Ces paramètres doivent alors être déterminés avec précision afin de réduire l'incertitude sur le modèle. / This thesis is a part of the French national project called MACAO (Modélisation Avancée de Composants Aéronautiques et Outils associés). In collaboration with Messier-Dowty company (a landing gears manufacturer), the thesis has contributed to better understand the actual literature studies in the field of aircraft tyre-road interaction modelling and therefore, to help making an optimal choice of model for a specifie application. The objectives have been to propose models for representing the tyre behaviour on the ground with respect to the aircraft run types. Physical oriented models are preferred. To complete this study, a literature survey of the previous researches in tyre modelling for steady­state responses is first carried out. Then, based on the main factors playing an important role in tyre modelling, it is proposed a classification for the physical and the semi-empirical models, which are also investigated. Based on this classification, the study requirements and the measurement data constraints, an a priori choice of suitable models are studied. A further investigation of the tyre deformation at pure lateral slip is carried out. It has allowed to physically describe the mechanism of generation of the longitudinal component of the tyre force at pure lateral slip. This force is refened as induced longitudinal force. By taking this force into consideration, it has been possible to explain why the self-aligning moment can drop to zero before the tyre gets to full sliding at pure lateral slip. Besides, the sensitivity analysis is proposed as a means for determining the parameters that have most influence on the model output and thus, are responsible for the output uncertainty.

Le développement d’aéronefs « plus » voire « tout » électriques a pour conséquence la conception d’architectures électriques embarquées de plus en plus complexes entraînant une très nette augmentation du nombre de câbles électriques à déployer au sein des véhicules. Parmi les contraintes rencontrées lors des phases de définition et d’intégration des réseaux de câblages, les aspects de compatibilité électromagnétique et de gestion des échauffements thermiques deviennent de plus en plus critiques. Ainsi, ces travaux de thèse sont dédiés au développement d’une méthodologie permettant la prédiction d’une part, des courants induits par et sur les réseaux de câblages et d’autre part, de leur niveaux d’échauffement. En particulier, l’analyse bibliographique effectuée à cette occasion montre que les phénomènes électrostatiques (à la base de la théorie des lignes de transmission) et de conduction stationnaire de la chaleur sont strictement analogues, ce qui autorise une résolution simultanée de ces deux problèmes pour les réseaux de câblages considérés. Les présents travaux démontrent que le calcul des paramètres électriques primaires (p.u.l) du réseau et de la distribution de température dans le plan transverse peut se faire de manière totalement couplé à l’aide d’un schéma numérique basé sur la Méthode des Moments(MoM). Le choix de l’utilisation des équations intégrales pour la résolution de ce problème de potentiel se fonde sur plusieurs avantages tels qu’une utilisation optimisée des ressources de calcul et l’utilisation d’algorithmes efficaces de résolution, de surcroît naturellement parallélisables pour de futurs développements. Les outils de calculs thermiques développés dans le cadre de cette thèse, et qui ont vocation à être intégrés dans la suite logicielle CRIPTE de l’ONERA, ont fait l’objet d’une validation expérimentale pour plusieurs configurations de harnais électriques. Les comparaisons simulations-mesures présentent de bons accords bien que les expérimentations menées aient montré la difficulté d’obtenir précisément des valeurs du coefficient d’échange thermique,même dans des conditions parfaitement maîtrisées. Les travaux ouvrent enfin des perspectives nouvelles sur l’optimisation en terme de masse des réseaux de câblage (EWIS). / The on-going development of “more” or “all” electrical aircraft leads to the design of ever-complex embeddedelectrical networks, which causes a significant increase of electrical cables to be used within these innovativevehicles. Among the constraints encountered during the definition and integration phases of the network, thoserelated to the electromagnetic compatibility between equipment as well as the management of thermal heatingby Joule’s effect become more and more stringent. Thus, this thesis is dedicated to the development of anoriginal methodology enabling the prediction of both induced and crosstalk currents as well as the heating upstate in complex bundles of cables. Indeed, literature review explicitly shows that electrostatic and stationaryheat transfer phenomena are, from a mathematical standpoint, strictly the same which allows the simultaneouscomputation of these two problems for an arbitrary network. This research work demonstrates that the determinationof primary electrical parameters (per unit length) and the temperature distribution within a givencross-section can be handled with the numerical Method Of Moment (MoM). This choice is motivated by theseveral inherent advantages of the method like an optimized use of the computer resource and the naturalparallelization of the algorithms. The developed numerical tools, intended to be fully integrated in the in-housesoftware suite CRIPTE, has been validated during an experimental campaign that has involved several typesof bundles. Although the comparisons between experimental and simulated results comply with each other,experiments reveal the hard task of getting a precise estimation of the heat transfer coefficients, even in awell-controlled environment. Finally, these works open new and very promising perspectives for future EWIS(Electrical Wiring Interconnection System) in term of mass optimization.

La prochaine génération d’avions civil sera probablement une révolution en termede configuration d’avion, différant largement de l’architecture désormais classique “fuselage- ailes- moteurs sous voilure”. Du point de vue des qualités de vol, la tendance actuelle est d’évoluer versdes avions de moins en moins stables, à la fois en longitudinal et latéral. Il est dès lors probableque les futurs avions ne seront pas directement contrôlables par un humain sans l’apport de lois decommande stabilisantes. Il devient alors nécessaire de considérer l’apport des systèmes de commandesde vol très tôt dans la conception de l’avion, notamment pour le dimensionnement desempennages, gouvernes et actionneurs, contrairement au processus actuel qui ne prend principalementen compte que des critères “boucle ouverte” d’équilibre en phase de conception préliminaire.Plutôt qu’un processus itératif de dimensionnement puis synthèse de lois de commande, nousproposons d’optimiser simultanément les tailles de gouvernes, actionneurs et commandes de volen tenant compte des instabilités longitudinales et latérales, ainsi que des contraintes industriellessur la structure de correcteurs, sur un cas d’application de type aile volante. Ce processus de“co-design” permet de dimensionner des paramètres physiques de l’avion en tenant compte desapports d’une boucle de retour pour contrer des perturbations externes telles que de la turbulenceatmosphérique, permettant un avion plus sûr et optimal. / Next generation of civil transport aircraft is likely to be a radical change in overallconfiguration compared to traditional tube-and-wing design. From a handling qualities perspective,current trend in modern airliners is to evolve towards more and more unstable aircraft, bothfrom longitudinal and lateral-directional point of view. As a consequence future aircraft may notbe controllable by human operator without stabilizing control laws. It then becomes necessaryto consider flight control systems contribution early in the design phase for control surfaces,empennages and actuators sizing, as opposed to traditional way of working dealing only withopen-loop criteria for preliminary sizing. Instead of an iterative process of sizing and controllaws synthesis, we propose to concurrently optimize control surfaces, actuators and flight controllaws taking into account longitudinal and lateral instability as well as industrial structure forcontrollers, for unstable configurations such as Blended Wing-Body (BWB). This “co-design”procedure enables sizing of physical aircraft parameters taking into account benefits from feedbackstabilization for counteracting external disturbance such as atmospheric turbulence, thus leadingto safer and more optimal aircraft configurations.

Cette thèse a pour objectif de caractériser et d'analyser les variations de concentration atmosphérique en CO2, CO et O3 et en aérosols ultrafins mesurées au dessus de la Sibérie, lors de trois campagnes intensives aéroportées en avril et septembre 2006 et en août 2007. La Sibérie est éloignée des grandes sources de pollution de l'hémisphère nord. La distribution, mal connue, de polluants et de gaz à effet de serre dans cette région est cruciale pour la modélisation du transport à grande échelle des polluants. Les mesures ont permis de mettre en évidence l'impact de (1) l'advection de polluants chinois dans des perturbations baroclines, (2) l'advection de polluants européens à diverses altitudes, (3) des feux de biomasse en Asie Centrale, à travers une nouvelle technique (clustering de fonction d'influence lagrangiennes). Les gradients estivaux importants de CO2 sont utilisés pour contraindre le mélange vertical du modèle de circulation globale. Un possible maximum de nucléation dans la moyenne troposphère continentale propre en été est mis en évidence à partir de mesures de particules ultrafines.

Cette thèse traite de l'optimisation sous incertitude de fonctions coûteuses dans le cadre de la conception de systèmes aéronautiques. Nous développons dans un premier temps une stratégie d'optimisation robuste multiobjectifs par modèles de substitution. Au delà de fournir une représentation plus rapide des fonctions initiales, ces modèles facilitent le calcul de la robustesse des solutions par rapport aux incertitudes du problème. L'erreur de modélisation est maîtrisée grâce à une approche originale d'enrichissement de plan d'expériences qui permet d'améliorer conjointement plusieurs modèles au niveau des régions de l'espace possiblement optimales. Elle est appliquée à la minimisation des émissions polluantes d'une chambre de combustion de turbomachine dont les injecteurs peuvent s'obstruer de façon imprévisible. Nous présentons ensuite une méthode heuristique dédiée à l'optimisation robuste multidisciplinaire. Elle repose sur une gestion locale de la robustesse au sein des disciplines exposées à des paramètres incertains, afin d'éviter la mise en place d'une propagation d'incertitudes complète à travers le système. Un critère d'applicabilité est proposé pour vérifier a posteriori le bien-fondé de cette approche à partir de données récoltées lors de l'optimisation. La méthode est mise en oeuvre sur un cas de conception avion où la surface de l'empennage vertical n'est pas connue avec précision.

Le projet SACER vise à répondre aux demandes d'Airbus qui ont besoin de disposer de données décrivant le comportement d'un avion ou d'un satellite avant commercialisation ou lancement. Pour mieux répondre à cette demande, un réseau de capteurs sans fil remplacerait les équipements de test filaires existants. Le but est d'apporter des avantages tels qu'une réduction de poids, de coût et de connectique. Pour notre part, nous n'avons travaillé que sur l'application aéronautique. Pour alimenter les capteurs autonomes sans fil embarqués, dans le cadre de cette thèse, il faut concevoir une architecture de récupération d'énergie, un système de stockage de l'énergie ainsi que un circuit de gestion de ces énergies. La principale contrainte pour le système est qu'il doit pouvoir fonctionner de -50C à 100°C, tout en délivrant une puissance de sortie de 3 watts. De plus, l'épaisseur du système doit être inférieure à 3,2 mm. Pour notre travail, nous avons cherché, dans un premier temps, la meilleure solution possible sur le choix du type de cellules solaires. Le résultat sur les tests des cellules à différentes températures et irradiations dans les conditions de notre application est présenté. Dans un second temps, nous avons testé plusieurs types de systèmes de stockage d'énergie aux températures extrêmes. Enfin, la conception de l'architecture pour la gestion de l'énergie (vue d'ensemble des panneaux photovoltaïques, d'un circuit MPPT, des super condensateurs, et d'un régulateur) est présentée.

Le phénomène de destruction de l'ozone est un sujet vaste mettant en scène de nombreux processus. Il a pour origine l'émission de composés dits gaz sources (SGs) dans la troposphère. Récemment, les espèces à très courte durée de vie (VSLS) ont été identifiées comme SGs possibles. Cependant, elles ne possèdent pas un temps de vie suffisamment long pour atteindre directement la stratosphère. Les VSLS se dégradent au cours de leur transport, conduisant à des composés intermédiaires, les gaz produits (PGs). Les SGs et les PGs des VSLS vont entrer dans la stratosphère au niveau des régions équatoriales où règne un transport vertical rapide, la convection. Les SGs à temps de vie plus long peuvent accéder à la stratosphère par tous les types de transport possibles. Une fois dans la stratosphère, les SGs et PGs vont être convertis en espèces réactives capables de détruire l'ozone. Cette thèse présente l'étude des différentes étapes se produisant avant la destruction de l'ozone : l'émission et le transport des SGs dans l'atmosphère, leur chimie de dégradation au cours de leur transport et enfin leur contribution à la destruction de l'ozone. Les traceurs chimiques tels que CO sont tout d'abord utilisés pour mettre en évidence le transport des SGs et PGs de la troposphère à la stratosphère. Puis, deux études décrivant 2 types d'espèces différentes, entrant dans le processus de destruction de l'ozone, sont présentées : pour OCS (sulfure de carbonyle) et les VSLS bromés (CHBr3 et CH2Br2). OCS est l'un des principaux précurseurs d'aérosols sulfatés présents dans la stratosphère catalysant la destruction de l'ozone par chimie hétérogène. Cependant, sa contribution à cette couche comporte de nombreuses incertitudes. Ses sources d'émissions, sa répartition avec la latitude et sa contribution à la couche d'aérosols sulfatés sont présentées. La contribution des VSLS bromées au brome de la stratosphère est une question en cours de résolution. Leur chimie au cours de leur transport dans l'atmosphère est décrite de manière détaillée.

La hiérarchisation de la puissance injectée par des sources acoustiques dans une cavité d'avion telle qu'un cockpit, en vol, revêt un caractère majeur dans le but d'en réduire le bruit intérieur. Afin de répondre à ce besoin, la nécessité de considérer la cavité dans son ensemble à l'aide d'une méthode globale se révèle importante. Au cours de cette thèse, une méthode d'identification basée sur une méthode énergétique locale, appelée MES pour Méthode Energétique Simplifiée, est utilisée. En connaissant la géométrie de la cavité, ainsi que l'absorption des matériaux qui la composent, elle permet de déterminer la puissance rayonnée par les différentes sources acoustiques à l'intérieur de la cavité, à l'aide de mesures d'intensité tridimensionnelle, et de densité d'énergie acoustique totale. Afin de tester la méthode dans un cas réel, mesurer ces quantités énergétiques s'avère alors nécessaire. Une sonde acoustique est donc conçue, fabriquée, testée et enfin validée. Basée sur quatre mesures de pressions réalisées autour d'une sphère rigide à l'aide de microphones électrostatiques déportés, elle permet de mesurer la pression et le vecteur vitesse particulaire au centre de la sphère, et d'en déduire alors l'intensité 3D et la densité d'énergie totale. Un démonstrateur est ensuite construit pour réaliser des essais. Il s'agit d'une maquette de cockpit basée sur celui de l'A380. Différents essais acoustiques et vibro-acoustiques permettent alors de démontrer la capacité de l'association formée par la méthode d'identification et la sonde à déterminer la puissance injectée par les différentes sources dans des conditions acoustiques plus ou moins sévères, avec une précision de l'ordre de 2dB. Le post-traitement à l'aide de la MES des flux acoustiques rayonnés ainsi déterminés permet également de reconstruire le champ acoustique dans la cavité, ainsi que de séparer les différentes contributions en des points d'intérêt tels que les têtes pilote et copilote.