Les besoins énergétiques croissants de la population mondiale requièrent le développement, la maîtrise et la fourniture de nouvelles formes d'énergie. Dans ce contexte, la fusion nucléaire est une piste de recherche extrêmement prometteuse. Le projet mondial ITER est destiné à démontrer la faisabilité scientifique et technique de la fusion nucléaire comme nouvelle source d'énergie. Un des nombreux verrous tient à la maîtrise de la distribution spatiale du profil de courant dans les plasmas de tokamak, paramètre clé pour la stabilité et la performance des expériences. L'évolution spatiotemporelle de ce courant est décrite par un ensemble d'équations aux dérivées partielles non linéaires. Ce document traite de la stabilisation par un contrôle robuste de la distribution spatiale du profil de courant en dimension infinie. Deux approches sont proposées : la première s'inspire d'une approche de type mode glissant et la seconde (de type proportionnelle et proportionnelle intégrale) est basée sur les fonctions de Lyapunov en dimension infinie. La conception des lois de contrôle est basée sur l'équation 1D de la diffusion résistive du flux magnétique. Les lois de contrôle sont calculées en dimension infinie sans discrétisation spatiale préalables

Ce travail de thèse est consacré à l'extension de l'Inversion Dynamique non-linéaire (NDI-Nonlinear Dynamic Inversion) pour un ensemble plus grand de systèmes non-linéaires, tout en garantissant des conditions de stabilité suffisantes. La NDI a été étudiée dans le cas de diverses applications, y compris en aéronautique et en aérospatiale. Elle permet de calculer des lois de contrôle capables de linéariser et de découpler un modèle non-linéaire à tout point de fonctionnement de son enveloppe d'état. Cependant cette méthode est intrinsèquement non-robuste aux erreurs de modélisation et aux saturations en entrée. En outre, dans un contexte non-linéaire, l'obtention d'une garantie quantifiable du domaine de stabilité atteint reste à l'heure actuelle complexe. Contrairement aux approches classiques de la NDI, notre méthodologie peut être considérée comme un cadre de compensation non-linéaire généralisé qui permet d'intégrer les incertitudes et les saturations en entrée dans le processus de conception. En utilisant des stratégies de contrôle antiwindup, la loi de pilotage peut être calculée grâce à un simple processus en deux phases. Dans ce cadre de travail généralisé des transformations linéaires fractionnaires (LFT - Linear Fractional Transformations) de la boucle fermée non-linéaire peuvent être facilement déduites pour l'analyse de la stabilité robuste en utilisant des outils standards pour de systèmes linéaires. La méthode proposée est testée pour le pilotage d'un véhicule de rentrée atmosphérique de type aile delta lors de ses phases hypersonique, transsonique et subsonique. Pour cette thèse, un simulateur du vol incluant divers facteurs externes ainsi que des erreurs de modélisation a été développé dans Simulink. / This thesis work is devoted to extending Nonlinear Dynamic Inversion (NDI) for a large scale of nonlinear systems while guaranteeing sufficient stability conditions. NDI has been studied in a wide range of applications, including aeronautics and aerospace. It allows to compute nonlinear control laws able to decouple and linearize a model at any operating point of its state envelope. However, this method is inherently non-robust to modelling errors and input saturations. Moreover, obtaining a quantifiable guarantee of the attained stability domain in a nonlinear control context is not a very straightforward task. Unlike standard NDI approaches, our methodology can be viewed as a generalized nonlinear compensation framework which allows to incorporate uncertainties and input saturations in the design process. Paralleling anti-windup strategies, the controller can be computed through a single multichannel optimization problem or through a simple two-step process. Within this framework, linear fractional transformations of the nonlinear closed-loop can be easily derived for robust stability analysis using standard tools for linear systems. The proposed method is tested for the flight control of a delta wing type reentry vehicle at hypersonic, transonic and subsonic phases of the atmospheric reentry. For this thesis work, a Flight Mechanics simulator including diverse external factors and modelling errors was developed in Simulink.