Nous développons une méthode d'approximation elliptique de la source des séismes qui améliore l'efficacité des inversions cinématiques et dynamiques. Nous l'appliquons au séisme de Tottori (Japon 2000).<br />Une inversion cinématique non-linéaire est d'abord résolue par l'algorithme de voisinage (NA). Elle converge vers une distribution de glissement modélisée par deux ellipses et reproduit très bien les données de mouvement fort. La solution est non unique.<br />Nous étendons la méthode aux inversions dynamiques. La propagation dynamique de la rupture est modélisée en différences finies et la loi de frottement est du type affaiblissement de glissement.<br />Nous réalisons une inversion par essai-erreur pour les modèles d'aspérité et de barrière. Ce dernier permet une implémentation facile et un meilleur accord avec les données observées. Le moment sismique calculé est compatible avec la magnitude du séisme et l'énergie de rupture est proche de celle d'autres études.<br />Nous automatisons l'inversion dynamique pour le modèle de barrière par le NA. Les résultats d'inversion montrent un meilleur accord avec les données et illustrent la non-unicité de la solution dynamique.

Les systèmes critiques de vol tels que les actionneurs électromécaniques ainsi que les calculateurs de commande moteur (ECU) et de vol (FCU),sont conçus en tenant compte des contraintes aéronautiques sévères de sureté defonctionnement. Dans le cadre de cette étude, une architecture calculateur pourla commande et la surveillance d’actionneurs moteur et de surfaces de vol est proposée et à fait l’objet d’un brevet [13]. Pour garantir ces mesure de sureté, les ECU et FCU présentent des redondances matérielles multiples, mais engendrent une augmentation de l’encombrement, du poids et de l’énergie consommée. Pour ces raisons, les redondances à base de modèles dynamiques, présentent un atout majeur pour les calculateurs car elles permettent dans certains cas de maintenir les exigences d’intégrité et de disponibilité tout en réduisant le nombre de capteurs ou d’actionneurs. Un rappel sur les méthodes de diagnostic par générateurs de résidus et estimateurs d’états [58, 26, 47] est effectué dans cette étude. Les propriétés de platitude différentielle et la linéarisation par difféomorphisme et bouclage endogène [80, 41, 73] permettent d’utiliser des modèles linéaires équivalents avec les générateurs de résidus. Un banc d’essai a été conçu afin de valider les performances des algorithmes de diagnostic. / Flight-Critical Systems such as Electromechanical Actuators driven by Engine Control Units (ECU) or Flight Control Units (FCU) are designed and developed regarding drastic safety requirements. In this study, an actuator control and monitoring ECU architecture based on analytic redundancy is proposed. In case of fault occurrences, material redundancies in avionic equipment allow certaincritical systems to reconfigure or to switch into a safe mode. However, material redundancies increase aircraft equipment size, weight and power (SWaP). Monitoring based on dynamical models is an interesting way to further enhance safetyand availability without increasing the number of redundant items. Model-base dfault detection and isolation (FDI) methods [58, 26, 47] such as observers and parity space are recalled in this study. The properties of differential flatness for nonlinear systems [80, 41, 73] and endogenous feedback linearisation are used with nonlinear diagnosis models. Linear and nonlinear observers are then compared with an application on hybrid stepper motor (HSM). A testing bench was specially designed to observe in real-time the behaviour of the diagnosis models when faults occur on the stator windings of a HSM.

Cette thèse porte sur la conception de trajectoires interplanétaires, à poussée faible. Les systèmes de propulsion électriques, à poussée faible ou continue, ont permis d'accroître significativement les possibilités de trajectoires, au détriment de mission plus longues. La poussée faible limite également la manoeuvrabilité du système. Afin de parer à ces inconvénients, on utilise généralement des manoeuvres d'assistances gravitationnelles, pour ainsi réduire la consommation et la durée de transfert de la sonde. Le rôle de l'analyste mission est donc de déterminer le meilleur scénario (la séquence de planètes à visiter). De nos jours, ce problème est résolu de manière expérimentale et heuristique. Cependant, bien que la trajectoire produite soit optimale à scénario donné, il n'y a aucune garantie que le scénario en lui-même soit optimal. De plus, cette approche est relativement fastidieuse. Notre objectif a donc été de mettre en place des outils et méthodes permettant de trouver des scénario optimaux pour un objectif fixé. Durant cette thèse, nous avons suivit 2 approches. La première approche consiste à considérer le problème comme étant un problème d'optimisation globale, à variables discrètes. Un ensemble de scénario est étudié à priori. Pour simplifier et faciliter la recherche de séquences, on a modélisé le problème de transfert à poussée faible, en utilisant un principe d'inversion dynamique. Ce modèle utilise des arcs balistiques pour minimiser la consommation, et introduire des degrés de liberté supplémentaires pour satisfaire des contraintes terminales. On a mis au point un algorithme de complexité polynomiale pour résoudre le problème. Afin de réduire le coût calculatoire, nous avons mis en place des contraintes de " pruning " permettant de réduire l'espace de recherche. La deuxième approche consiste à formuler le problème comme un problème de commande optimale, où la dynamique inclut les principaux corps perturbateurs. Le scénario est alors déterminé à postériori. On résoud numériquement le problème au N corps. On montre que les méthodes indirectes (Pontryaguin) et directes (Collocation, Transcription) ne nous permettent pas de résoudre ce problème. On a donc mis au point un solveur de deuxième ordre respectant à la fois les conditions d'optimalité et de précision connues des méthodes indirectes, et des propriétés de robustesse généralement attribué aux méthodes directes.

Les méthodes de synthèse et de validation de lois de pilotage utiliséesdans le milieu industriel aéronautique sont bien souvent longues et coûteuses àmettre en œuvre. Pourtant, des alternatives pour traiter les larges domaine d’évolutionexistent, comme l’inversion dynamique robuste. Ce travail de thèse chercheà en corriger les défauts, notamment grâce à une meilleure prise en compte desincertitudes du système et à une réjection des non-linéarités non compensées. Ceciest rendu possible grâce aux techniques de synthèse H¥ structurée multi-modèles,qui peuvent considérer plusieurs configurations pire-cas déterminées par des outilsd’analyse de robustesse. Une autre contribution est d’ailleurs l’amélioration destechniques permettant d’évaluer la marge de robustesse d’un système LTI, souventtrop conservatives ou nécessitant un temps de calcul prohibitif. Les méthodes proposéessont appliquées au pilotage automatique d’un avion civil et d’un drone àvoilure fixe, dont la modélisation est également traitée avec précision. / Control laws design and validation methods used in the aeronautical industryare generally time-consuming and costly to set up. However, alternativesexist to cope with large operating domains, such as robust dynamic inversion.This thesis work aims at fixing its drawbacks by better considering the systemuncertainties, and by rejecting the uncompensated nonlinearities. Thanks to recentadvances in structured multimodel H¥ design techniques, it is now possible toconsider multiple worst-case configurations, determined using robustness analysistools. Besides, another part of this work is devoted to the improvement of existingtechniques to evaluate the robustness margin of an LTI system, which are oftentoo conservative or computationally costly. All these contributions are applied tothe control of a civil aircraft and a small fixed-wing UAV, whose modeling is alsothoroughly described.