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.

Les essais expérimentaux pour des écoulements hypersoniques sont extrêmement dispendieux dans les coûts des installations et d'opérations. Par contre, la meilleure façon de contourner ce problème est l'utilisation de simulation numérique pour représenter des systèmes complexes. Cependant, la simulation numérique est encore à ces débuts et il reste beaucoup de travail à accomplir pour bien comprendre la physique de la mécanique des fluides. Ainsi, la plupart des scientifiques n'ont pas le choix de se retourner vers des modèles analytiques plus simples, afin de résoudre des problèmes complexes. Ce mémoire traite d'une méthode semi-analytique et semi-numérique afin de caractériser la modélisation, l'analyse et l'optimisation d'un véhicule hypersonique, utilisant un système de propulsion de type superstatoréacteur (SSRéacteur) ou superstatoréacteur à combustion induite par ondes de choc (SSCRéacteur), pour une mission donnée. Chaque véhicule hypersonique est un surfeur d'ondes (anglais : waverider) en 2D et qui est composé d'un modèle d'entrée d'air, de mixage et de réaction air/carburant, de chambre de combustion, de tuyère, d'aérodynamique externe et de masse. Ainsi, tous ces sous-systèmes utilisent un écoulement à propriétés constantes et/ou variables en fonction de la température et ils sont interreliés dans le but d'analyser les performances du véhicule global. Par l'emploi d'un processus d'optimisation, les performances des véhicules sont évaluées pour une convergence sur une masse déterminée (430 kg) et sur un équilibre des forces en Xet Ten fonction d'une mission donnée (Mach 7 à 20). La synthèse des résultats obtenus convient que pour les paramètres de la mission définie, les deux configurations ont des portées similaires, et que le SSCRéacteur a un fort potentiel avec l'utilisation de la détonation comme processus de combustion. Ces résultats donnent une bonne approximation des performances plausibles de deux configurations génériques de SSRéacteur et de SSCRéacteur. Cette étude multidisciplinaire démontre bien que des études complémentaires sont requises pour l'obtention de propriétés optimales (l'impulsion spécifique et la portée) pour chaque concept et ceci à chacune des conditions de vol. Néanmoins, le concept du SSCRéacteur demeure toujours très prometteur pour les années futures.