Les véhicules aériens miniatures à ailes fixes (MiniAV) sont de petits avions avec une envergure d'ailes de moins de 1000 mm et pesant moins de 500 grammes. Grâce aux avancées qui ont été réalisées ces dernières années dans la miniaturisation des autopilotes et dans la propulsion électrique, il est maintenant possible de construire des MiniAVs qui peuvent être utilisés à des fins de reconnaissance en milieu restreint ou hostile. Pour réaliser cet objectif, le MiniAV doit être capable d'effectuer, de façon semi-autonome, des vols non stationnaires et stationnaires et être capable de réaliser des transitions autonomes entre ces modes. Ce mémoire décrit le développement d'une stratégie de contrôle pour permettre à un MiniAV de réaliser des transitions autonomes entre les modes de vol non stationnaire et stationnaire. Il est possible de diviser l'enveloppe de vol d'un MiniAV en 4 modes distincts : le mode non stationnaire, le mode non stationnaire vers stationnaire (L2H), le mode stationnaire et le mode stationnaire vers non stationnaire (H2L). Les structures des modèles pour les modes non stationnaires et stationnaires sont basées sur la linéarisation d'un modèle de MiniAV à corps rigide ayant 6 degrés de liberté. Les contrôleurs de ces deux principaux modes de vol sont présentés. Le mode L2H est gérée par le contrôleur du mode non stationnaire, tandis que le mode H2L est géré par le contrôleur du mode stationnaire. Une approche systématique, appuyée par un superviseur basé sur la logique, est développée pour gérer les transitions entre les modes. La performance du superviseur est démontrée à travers des vols expérimentaux sur un banc de test. Il est montré que la stratégie proposée est capable de mieux performer que les méthodes rencontrées dans la littérature utilisant des plateformes similaires.

Le Canada est un pays extrêmement vaste et peu peuplé. Pour fonctionner de façon optimale, il doit pouvoir compter sur un réseau complexe de moyens de transport et de communication à la fine pointe de la technologie. Le Canada, inévitablement, devait s'intéresser aux choses de l'air et à l'aviation. L'implantation d'une industrie en terre canadienne ne date donc pas d'hier; des fabricants sont apparus très tôt, avant la Première Guerre mondiale. Depuis les tout débuts, le gouvernement fédéral et, en particulier, le ministère de la Défense ont joué un rôle très important dans l'évolution de ce secteur industriel. Dans cet exposé, nous voulons étudier le réseau de relations qui s'est créé entre l'état fédéral et les fabricants d'avions qui constituent le gros de l'industrie aéronautique au Canada, entre 1920 et 1965. En somme, nous voulons vérifier jusqu'à quel point une industrie aéronautique puissante peut exister, dans un pays comme le Canada, sans politiques à long terme et sans un afflux massif de capitaux gouvernementaux. Pour ce travail, nous avons choisi une approche chronologique qui s'inspire d'un schéma proposé par un historien américain spécialiste des questions militaires, Robin Higham. Chacune des deux périodes étudiées se rattache à un conflit majeur du vingtième siècle : la Seconde Guerre mondiale, et la guerre de Corée. Ce découpage met en lumière les politiques de développement de plus en plus élaborées de l'état fédéral. Ces projets n'ont pas donné les résultats prévus. Le Canada, en effet, n'a jamais eu de politique globale en aéronautique. La raison semble simple : le Canada n'est pas un pays neutre. Il fait partie d'alliances plus ou moins formelles qui limitent beaucoup sa liberté de manoeuvre. Ces contraintes, liées à une augmentation vertigineuse des coûts du matériel et à l'intégration économique et militaire du Canada et des Etats-Unis, expliquent le déclin progressif de l'industrie aéronautique au pays après 1959. / Québec Université Laval, Bibliothèque 2013

Th. doct.--Paris 6, 2002. / Bibliogr. p. 261-268. Résumé en français et en anglais. L'ouvrage porte par erreur : ISSN 0078-3780.

Thesis (Ph.D.)--RAND Graduate School, 1993. / Includes bibliographical references. Also available on the Internet.

Mémoire (M.Eng.)--Université du Québec à Chicoutimi, 1995. / Document électronique également accessible en format PDF. CaQCU

Mémoire (M.Eng.)--Université du Québec à Chicoutimi, 1997. / Document électronique également accessible en format PDF. CaQCU

Mémoire (M.Eng.)--Université du Québec à Chicoutimi, 1999. / Document électronique également accessible en format PDF. CaQCU

Thesis (Ph. D.)--RAND Graduate School, 1993. / At head of title: Dissertation. "RGSD-106." Includes bibliographical references.

La maîtrise effectuée au laboratoire de Combustion de l'Université Laval s'est inscrite dans un projet de conception d'un nouveau système de combustion pour de petites turbines à gaz, intégrant un atomiseur rotatif dénommé atomiseur fronde ou plus communément slinger. Ce projet est proposé et en partie financé par Pratt & Whitney Canada (P&WC). L'objectif final est de fournir un système d'injection de carburant simple, peu coûteux, léger et efficace, grâce à la suppression - permise par l'atomiseur rotatif centrifuge - de la pompe à carburant à haute pression. La maîtrise se situant dans la première phase du projet, les travaux réalisés se sont donc concentrés au niveau de la section interne de l'atomiseur où le carburant est encore sous forme de jet puis de film liquide, c'est-à-dire avant sa désintégration dans la zone primaire de la chambre de combustion. Les objectifs propres à cette maîtrise comprenaient : (1) la modélisation analytique du système d'alimentation du carburant dans la cavité au regard des phénomènes physiques s'y déroulant (chute de pression, écoulement transversal), (2) la modélisation par Mécanique des Fluides Numérique (MFN) du film liquide sur la paroi de l'atomiseur en rotation dans le but d'évaluer l'épaisseur de film (paramètre influençant directement la qualité de Tatomisation et dès lors la future combustion) avant Tatomisation. Concernant le système d'alimentation en carburant, une configuration optimale en termes de nombre, de diamètre et de forme de trous a été déterminée en garantissant théoriquement un jet jusqu'à impact sur l'atomiseur. Quant aux simulations numériques exécutées avec le code de calcul FLUENTMD, elles ont abouti à la validation du code vis-à-vis de la prédiction de l'épaisseur de film liquide se développant sur un disque plat rotatif. Une légère sous-estimation systématique a été observée due à la non prise en compte de l'effet de glissement dans le code. Enfin, diverses simulations sur la géométrie réelle simplifiée proposée par P&WC ont servi à déceler certaines limitations du code, reliées à l'effort numérique conséquent imposé par le modèle multiphase Volume de Fluide (VOF ou Volume of Fluid). Le présent mémoire se termine sur une série de recommandations pour les futures recherches, dans l'optique d'obtenir à terme un outil numérique fiable à l'égard de la prédiction de l'épaisseur de film liquide sur la surface rotative de l'atomiseur fronde.

Tableau d’honneur de la Faculté des études supérieures et postdoctorales, 2013-2014. / La présente thèse vise à améliorer notre compréhension de l’organisation interne des écoulements turbulents en analysant les caractéristiques des structures cohérentes dans une couche limite turbulente non canonique. L’écoulement étudié est la région externe d’une couche limite turbulente soumise à un gradient de pression adverse dans des con- ditions semblables à celles existant à l’extrados d’une aile d’avion à fort angle d’attaque en situation de décollement de bord de fuite. Diverses bases de données expérimentales et numériques ont été utilisées afin de réaliser les objectifs spécifiques de la thèse. Les principales bases de données ont été acquises en effectuant des mesures par vélocimétrie par images de particules (PIV) à deux composantes dans des plans dans une soufflerie à couche limite subsonique. Les autres bases de données ont été obtenues d’autres groupes de recherche ou ont été les anciennes bases de données de notre groupe. Deux grandes catégories de structures cohérentes, les structures à grande échelle de quantité de mouvement longitudinale et les structures tourbillonnaires, ont été prises en compte. Afin de détecter et de caractériser ces structures, de nouvelles techniques de reconnaissance de formes, de classification des structures et d’analyse statistique ont été mises au point. Il a été démontré que les structures cohérentes considérées sont présentes et fréquentes dans l’écoulement étudié. Les dimensions et l’organisation spatiale des structures à grande échelle sont généralement comparables à celles déjà rapportées pour de telles structures dans la région de recouvrement des couches limites turbulentes à gradient de pression nul. Il apparaît toutefois que le gradient de pression adverse affecte la fréquence d’apparition et la distribution des longueurs de ces structures allongées, surtout dans la partie inférieure de la région externe. Concernant les tourbillons, diverses analy- ses ont montré que des valeurs typiques de résolution spatiale et des niveaux typiques d’incertitudes aléatoires de mesures PIV ont des effets significatifs sur les paramètres des tourbillons. Les paramètres des tourbillons extraits des bases de données PIV exis- tantes doivent donc être interprétés avec prudence. En prenant en compte les effets de la résolution spatiale et des erreurs de mesure, nous trouvons que tous les paramètres des tourbillons, lorsque moyennés à travers la région externe, sont raisonnablement comparables dans les couches limites turbulentes à gradient de pression nul et adverse malgré le fait que ce sont des écoulements très différents. / The present thesis is an attempt to further enhance our understanding of the inner organization of turbulent flows by analyzing the characteristics of coherent structures in a non-canonical turbulent boundary layer. The flow studied was the outer region of an adverse-pressure-gradient turbulent boundary layer under external flow conditions similar to those found on the suction side of airfoils at high angle of attack with trailing edge detachment. Various experimental and numerical databases were employed in order to realize the specific objectives of the thesis. The main databases were acquired by performing two-component planar particle image velocimetry (PIV) measurements in a low-speed boundary-layer wind tunnel. The other databases were obtained from other research groups or were existing older database of the group. Two important categories of coherent structures, namely large-scale momentum structures and vortical structures were considered. In order to detect and characterize these structures novel techniques of pattern recognition, structure classification and statistical analysis were developed. It has been shown that the considered coherent structures are present and frequent in the present flow. The dimensions and arrangement of large-scale momentum struc- tures are generally comparable to those previously reported for such structures in the overlap region of zero-pressure-gradient turbulent boundary layers. It is however shown that the adverse pressure gradient affects both the frequency of appearance and the length distribution of these streaky structures especially in the lower part of the outer region. With regards to vortices, various analyses showed that typical values of spa- tial resolution and typical levels of random measurement uncertainties of planar PIV measurements have significant effects on the vortex parameters. The vortex parameters extracted from the existing PIV databases have therefore to be interpreted with caution. Taking spatial resolution and measurement error effects into account, it is found that all the vortex parameters, when averaged across the outer region, are reasonably com- parable in the zero-pressure-gradient and adverse-pressure-gradient turbulent boundary layers despite the fact that these are very different flows.