L'objectif de cette recherche est d'examiner l'influence des formes organisationnelles utilisées par les entreprises sur leur capacité à prospérer durablement sur un secteur d'activité donné. En particulier, nous étudions si lancer des produits par l'intermédiaire de développements internes, d'alliances ou d'accords de licence influence la capacité des entreprises à obtenir des moyens permettant d'occuper durablement une position concurrentielle solide dans un secteur d'activité donné. Nous avons alors mobilisé la théorie de la ressource (Penrose, 1959), la théorie évolutionniste (Nelson et Winter, 1982) et l'approche par les compétences dynamiques (Teece, Pisano et Shuen, 1997) pour formuler plusieurs séries d'hypothèses, portant d'une part sur les déterminants des modes de lancement de produits et d'autre part sur les conséquences de ces choix de mode d'expansion sur la position concurrentielle des entreprises. En analysant 437 lancements de modèles d'avion réalisés depuis 1944, nous avons vérifié que les modes de lancement de produits utilisés par les entreprises ont une influence significative et durable sur leur capacité à obtenir les moyens permettant d'occuper une position concurrentielle solide dans un secteur d activité donné. Le développement interne semble ainsi être le mode le plus efficace pour prospérer durablement. Toutefois, à la différence des accords de licence, les alliances semblent parfois permettre de concurrencer les entreprises qui n'ont pas besoin de recourir à des apports externes. Il faut toutefois parvenir à utiliser le développement interne le plus tôt possible, ce qui ne peut se faire qu'à un certain prix et dans des conditions précises.

Cette thèse de doctorat s'inscrit dans le cadre des activités de recherche sur les systèmes de lancement aéroporté autonome. L'originalité du travail est basée sur la planification de mission effectuée par un algorithme de type A*(A-étoile). Cet algorithme a été amélioré pour répondre aux besoins de la mission de largage d'un lanceur. Il effectue la planification du chemin le plus court dans un espace tridimensionnel. Le meilleur chemin est choisi à partir de plusieurs points de passage générés dans la région de mission. Une région peut être une phase du vol ou une partie du profil de vol. Le chemin le plus court est identifié par rapport à la présence de différents obstacles dans l'espace de recherche et son objectif consiste à atteindre un point désiré. Les obstacles ont différentes dimensions et orientations dans l'espace. L'étude de leur comportement est associée aux incertitudes en provenance de l'environnement. Ils peuvent représenter des régions interdites au vol ou des conditions atmosphériques défavorables. L'évolution de ces derniers n'est pas prévisible à l'avance, ce qui impose l'addition d'une fonctionnalité dans l'algorithme. Il est possible de replanifier le chemin à partir d'un point de passage appartenant à un chemin généré en fonction de la position détectée récemment de l'obstacle en déplacement pour arriver dans la configuration finale désirée. Cette détection est possible grâce aux capteurs positionnés sur le premier étage de ce système de lancement représenté par un avion-porteur. Les points de passage que le véhicule aérien doit suivre pour atteindre les objectifs importants ne sont pas choisis d'une manière aléatoire. Leur génération dans l'espace de recherche du chemin est définie en rapport aux limitations dynamiques de l'avion. Les modèles cinématique et dynamique du véhicule aérien qui décrivent son évolution sont aussi développés dans cette thèse. Ces modèles sont étudiés dans un système de coordonnées aérodynamiques. Le référentiel traite la présence du vent qui influe sur le comportement du véhicule. Cela nous permet de considérer d'une manière prédictive plusieurs incertitudes en provenance de l'environnement ou internes pour le véhicule. Les perturbations internes sont provoquées par le largage du lanceur. Le régime transitoire est relié à la perte de masse qui pour certaines missions peut atteindre le tiers de la masse totale du système de lancement. L'algorithme de planification traite une autre prévision - la possibilité que le largage ne soit pas réalisé. Cela peut arriver dans le cas où une tempête s'est installée dans la région de lancement ou il y a plusieurs obstacles dont l'évitement risque de consommer trop de carburant et d'empêcher le retour sur le site d'atterrissage. Les connexions entre les différents points de passage peuvent être souvent brutes et difficiles à réaliser par le véhicule aérien. Pour résoudre cette problématique dans le deuxième module développé sur la génération de trajectoire réalisable, nous utilisons l'approche des polynômes de troisième ordre. Ces polynômes par rapport aux autres techniques diminuent le temps du calcul pour générer une trajectoire réalisable entre deux points de passage consécutifs. Le chemin réalisable est facile à suivre par le système. Pour le suivi de la trajectoire, nous avons introduit dans un troisième module - la commande par mode glissant. Le principe de cette commande consiste le choix de la surface de commutation entre la trajectoire actuelle suivie par le véhicule et la trajectoire désirée déterminée par l'algorithme de planification A-étoile et générée par les polynômes cartésiens de troisième ordre.

Ce mémoire a pour principal objectif d’identifier des concepts de commande d’attitude et de guidage en boucle ouverte pour supporter le développement éventuel d’un lanceur canadien pouvant effectuer la mise en orbite de microsatellites. Une revue de la littérature des différents systèmes impliqués dans l’asservissement d’un lanceur est présentée. Cette revue a permis de cibler les principales difficultés rencontrées pour la commande d’attitude des lanceurs, ainsi que certaines pistes de solutions. Ces difficultés sont principalement la flexion et le ballottement des ergols. Les équations de mouvement de l’attitude d’un lanceur à corps rigide en fonction de l’angle de braquage d’une tuyère sont décrites. Des régulateurs qui stabilisent et asservissent le lanceur flexible en vitesse angulaire et en position angulaire sur le simulateur Simulink® à six degrés de liberté du RDDC Valcartier sont développés. Pour finir, deux techniques de guidage sont expliquées et testées en présence de diverses perturbations. / This memoir’s main objective is to identify concepts of attitude control and open loop guidance to support the eventual development of a Canadian launcher, capable of orbiting microsatellites. A literature review of various systems involved in the stabilization of the launcher is presented. This review pinpointed the main difficulties met for attitude control of launch vehicles, as well as some possible solutions. Those are mainly the bending and sloshing of propellant. The attitude equations of motion for a rigid body launcher as a function of the steering angle of a nozzle are described. Controllers that stabilize and control the flexible launcher angular velocity and angular position on the six degrees of freedom DRDC Valcartier Simulink® simulator are devellopped. Finally, two techniques for guidance are explained and tested in presence of various perturbations.

Cette thèse traite de la trajectographie exo-atmosphérique d'un lanceur. Cette probl ématique repose sur la résolution d'un problème d'optimisation contraint : le problème aux deux bouts. Ce dernier consiste à trouver les actions à prendre afin d'atteindre la position et la vitesse désirées en consommant le moins d'énergie possible. Ces actions doivent respecter les contraintes imposées par la dynamique et la structure du véhicule. En plus, dans le cas d'un lanceur, le contrôle s'effectue uniquement en modifiant l'orientation de la poussée. Pour résoudre ce problème, le projet de doctorat est divisé en trois parties distinctes : la modélisation de la dynamique, l'obtention d'une trajectoire de référence et la fonction de guidage. La première partie, la modélisation, consiste à obtenir un modèle précis et réaliste de la dynamique de translation d'un lanceur. Elle passe donc par l'application de la seconde loi de Newton sur le centre de masse du lanceur. Dans cette thèse, ceci est effectué en utilisant trois représentations différentes, dont une nouvelle utilisant un quaternion qui permet de combler le vide entre les deux représentations existantes. À la suite de l'obtention d'un modèle du véhicule à guider, il devient possible de définir une trajectoire de référence régie par cette dynamique. Pour y parvenir, ce projet propose une optimisation directe où l'orientation de la poussée est discrétisée et correspond aux inconnues du problème d'optimisation. Le critère de ce problème d'optimisation inclut des termes utilisant des connaissances a priori de la trajectoire pour améliorer les propriétés de convergence. Le problème d'optimisation inclut également des contraintes, relaxées par des variables d'écart, sur l'orbite d'injection. La trajectoire résultante est utilisée comme consigne dans une fonction de guidage par suivi de trajectoire. Le suivi de trajectoire est une façon contournée de traiter le problème aux deux bouts et d'accélérer la résolution du problème de guidage afinn de s'insérer dans les capacités de calcul embarqué. Les algorithmes développés dans cette thèse sont basés sur la commande prédictive où les sorties du modèle prédictif sont les paramètres orbitaux instantanés de la trajectoire. Le premier algorithme utilise un modèle non-linéaire de prédiction alors que les deux autres sont basés sur une représentation linéaire variante dans le temps et sur une représentation linéaire fractionnelle. Ces trois algorithmes sont comparés à une solution classique en guidage de lanceur qui résout directement le problème aux deux bouts. Bien que les algorithmes développés produisent une orbite plus près de celle désirée et y parviennent en consommant moins de carburant, le temps de calcul nécessaire à leur résolution et leur piètre robustesse font en sorte qu'ils ne constitue pas une alternative intéressante à la solution de référence. / This thesis deals with the exo-atmospheric trajectory of a space launcher. The solution is obtained by solving a constrained optimization problem : the two-point boundary value problem. The solution is the required actions to reach the desired position and velocity while consuming the least energy as possible. These actions must comply with the constraints imposed by the dynamics and the structure of the vehicle. Also, for a space launcher, the control is limited to the thrust orientation. To solve this problem, this project is divided into three distinct parts : modeling the dynamics, obtaining a reference trajectory and the guidance function. The first part, the modeling, is the definition of an accurate and realistic model of the space launcher translational dynamics. Therefore, it requires the application of Newton's second law on the launcher center of mass. In this thesis, this is carried out using three different representations. The representation using a full quaternion is new to this field of application and fills the hole between the two others. With the model of the vehicle to be guided, it becomes possible to define a reference trajectory governed by this model. To do it, this project proposes a direct optimization where the thrust orientation is discretized and becomes the unknown of the optimization problem. The criterion of this optimization problem includes terms for a priori knowledge of the trajectory improving the convergence properties of the optimization. The optimization problem also includes constraints, relaxed by slack variables, on the injection orbit. The resulting trajectory is used as reference in a trajectory tracking guidance function. The trajectory tracking is a way to circumvent the resolution of the two-point boundary value problem, which accelerates the resolution to fit in on-board computing capabilities. The algorithms developed in this thesis are based on predictive control in which the outputs of predictive model are the instantaneous orbital parameters of the trajectory. A first algorithm uses a non-linear model for prediction while two others are rather based on a linear time-varying representation and a linear fractional representation. These three algorithms are compared to a conventional space launcher guidance solution, which directly solves the two-point boundary value problem. Even if the developped algorithms give a more accurate orbit and a less consuming trajectory, their computationnal time and poor robustness properties do not make them a viable alternative to the comparison solution.

Nous présentons un modèle de recherche qui permet d'étudier de nombreuses complexités desstratégies de lancement de nouveaux produits, de tester de façon empirique les relationshypothétiques entre les décisions de lancement, de diffuser des connaissances sur les façonsdont les managers ont tendance à élaborer diverses options de décision de lancement enstratégies de lancement génériques, et de lier le succès de nouveaux produits aux stratégiesgénériques des managers. Les données de cette recherche ont été recueillies d'octobre 2010 àjanvier 2011 au sein de l'industrie pharmaceutique iranienne. La taille de l'échantillon est de500 projets de nouveaux produits. Les répondants doivent avoir une expérience de lancementd'au moins cinq nouveaux produits, depuis janvier 2007, pour pouvoir répondre à cette étude.Nous avons demandé aux managers du marketing de sélectionner des projets de nouveauxproduits introduits après janvier 2007 par leurs entreprises, définis par celles-ci commeclairement commerciaux, et de répondre à cette enquête en fonction de l'introduction de ceproduit. Ainsi, plusieurs décisions prises par les managers lors du lancement de nouveauxproduits impliquent des choix d'options de lancement cohérents avec les choix de lancementdéjà effectués. Sur la base des données, nous identifions également trois stratégies delancement génériques, en fonction desquelles la réussite du nouveau produit eststatistiquement variable. Bien que l'ensemble de décisions, que comprend chaque stratégie, estseulement une petite portion de l'ensemble étudié, nous constatons que ces ensembles dedécisions sont associés à divers niveaux de succès. Nous étudions également les effets desréactions compétitives sur la structure de stratégie de lancement et la réussite du nouveauproduit. / We present a research model that allows the investigation of many of the complexities of newproduct launch strategies, empirically test for hypothesized relationships among launchdecisions, spread knowledge on the ways in which managers tend to build choices amonglaunch decision options into generic launch strategies and link new product success tomanagers' generic strategies. The data for this research was collected from October 2010 toJanuary 2011 in Iranian pharmaceutical industry. Sample size is 500 new product projects.XIThe respondents should have experience on launching at least five or more new product sinceJanuary 2007 in order to be qualified to answer this study. We asked marketing managers toselect new product projects introduced after January 2007 by their firms, defined by the firmsas a clear commercial and answer this survey based on the case of that product introduction.Thus, several decisions managers make in the new product launch require choosing launchdecision options consistent with already made launch choices. From the data, we also identifythree generic launch strategies across which new product success statistically varies. Althoughthe set of decisions, which comprises each strategy, is only a smaller portion of the full setinvestigated, we find that these decision sets are associated with different levels of success.We also study effects of competitive reactions on launch strategy structure and new productsuccess.

Le travail présenté dans ce mémoire est consacré à la combustion turbulente non-prémélangée dans des écoulements rapides, et éventuellement diphasiques. Pour ce type de conditions, il devient nécessaire, du point de vue de la modélisation, de tenir compte du couplage existant entre les effets de compressibilité, les processus de mélange turbulent et la cinétique chimique. Dans ces écoulements, la conversion de tout ou partie de l'énergie cinétique de l'écoulement sous forme d'enthalpie sensible va influencer le développement des réactions chimiques et peut contribuer notablement à la conversion des réactifs en produits de combustion ainsi qu'à la stabilisation des flammes. De plus, les échelles de temps caractéristiques du mélange turbulent et de la cinétique chimique sont susceptibles d'être du même ordre de grandeur et l'hypothèse de chimie infiniment rapide n'est pas toujours applicable. Dans cette étude, une approche basée sur l'évaluation de la PDF jointe de deux quantités scalaires est retenue : la première variable permet de quantifier la richesse locale du mélange, la seconde caractérise l'écart à l'état d'équilibre chimique. Une hypothèse de "chimie brusque" permet d'introduire une dépendance explicite entre ces deux variables pour s'en tenir à la seule détermination de la PDF de la variable de mélange. Cette approche est étendue au cas de la combustion supersonique en considérant de surcroît les variations d'enthalpie totale. Enfin, les fuctuations de composition induites par la vaporisation d'un des deux réactifs sont elles-aussi prises en compte. Le modèle complet est implanté dans un code de calcul Navier-Stokes tridimensionnel compressible et réactif. Dans le cadre de cette étude, la résolution est couplée à une méthode d'adaptation de maillage qui permet d'améliorer significativement la représentation des zones de mélange et des fortes discontinuités. L'approche proposée est ensuite validée en s'appuyant sur différentes géométries : jets co-courants supersoniques H2-air vicié, jets fortement sous-détendus, chambre de combustion de type Scramjet. Enfin, le modèle est aussi employé pour effectuer un calcul de la configuration Mascotte de l'Onera dans un cas sous-critique. Les simulations numériques correspondantes conduisent à des résultats encourageants et ouvrent de nombreuses perspectives aussi bien quant à l'utilisation du modèle le cadre d'approches U-RANS ou LES que vis-à-vis de son extension à des conditions de combustion extrêmes (super-critiques).

Dans cette thèse, nous nous interessons à la phase de montée en cadence dans le contexte de l'industrie de faible volume. Nos travaux se fondent sur des études de cas réalisées à Siemens ET HS, une entreprise produisant des disjoncteurs haute tension. Nous nous sommes tout d'abord interessé aux problèmes rencontrés lors de la phase de montée en cadence car leur gestion est une activité majeure pendant cette phase. Nous avons établi des problèmes types. En parallèle, nous avons réalisé un état de l'art complet sur la question de la montée en cadence afin d'établir une cartographie de la littérature existante. Enfin, nous nous sommes concentrés sur les problèmes d'échange d'information et de coopération en examinant les interfaces, c'est-à-dire les liens et interactions existantes aux frontières entre différentes fonctions industrielles. Nous proposons un nouveau modèle d'interface ainsi qu'un outil d'audit que nous avons utilisé sur trois études de cas, ce qui nous permet de tirer des conclusions tant d'un point de vue pratique pour nos partenaires industriels que d'un point de vue académique

Un système de lancement aéroporté est constitué d'un porteur de type avion larguant un lanceur à une certaine altitude. De tels systèmes sont l'objet d'un intérêt croissant, notamment pour la mise à poste de petits satellites. Les travaux présentés dans cette thèse s'intègrent dans le programme Perseus du CNES qui a déjà donné lieu à la construction d'un modèle réduit appelé EOLE. Il s'agit d'étudier la phase de largage, particulièrement sensible.Les contraintes de similitude pouvant permettre l'étude du largage taille réelle avec EOLE sont d'abord identifiées. Les possibilités d'extrapolation directe et déterministe des mesures réalisées avec EOLE étant limitées par le non respect d'une contrainte de masse, il est choisi d'étudier le largage avec une approche probabiliste en développant un nouveau modèle multi-corps. Une grande variété d'incertitudes est prise en compte, concernant par exemple aussi bien les interactions aérodynamiques que le mécanisme de séparation. Un nouveau critère de performance générique,basé sur des géométries élémentaires, est développé pour évaluer la fiabilité du largage.L'analyse de sensibilité du largage aux facteurs d'incertitude est ensuite réalisée. Compte tenu du nombre élevé de paramètres en jeu et du temps de simulation, il est d'abord recherché une simplification du modèle. La méthode de Morris est utilisée pour identifier des facteurs d'incertitude peu influents pouvant être fixés à une certaine valeur. Cette étape est fréquente, mais il est montré qu'il existe un risque important de fixer des facteurs dont l'influence a en fait été sous-estimée. Une adaptation de la méthode de Morris améliorant l'échantillonnage des facteurs, le calcul de leurs influences et le traitement statistique des résultats permet de réduire considérablement ce risque.Une fois l'impact des différentes incertitudes estimé, il a été possible d'optimiser les conditions de largage afin de réduire la probabilité qu'un problème intervienne. / In an air launch to orbit, a space rocket is launched from a carrier aircraft. Air launchto orbit appears as particularly interesting for small satellites. This Ph.D. thesis is part of the program Pegasus of the French space agency CNES and it follows the development of a small scale demonstrator called EOLE. It focuses on the very sensitive separation phase.The similitude constraints which have to be respected to study the large scale system with EOLEare first identified. A problem of mass limits the possibilities to directly extrapolate at a larger scale, in a deterministic approach, data obtained with EOLE. It is decided to study the separation in a probabilistic approach by developing a new multi-body model. A great variety of uncertainties are taken into account, from the aerodynamic interactions to the atmospheric turbulences, the separation mechanism, and the launch trajectories. A new performance criterion is developed to quantify the safety of the separation phase. It is based on elementary geometries and it could beused in other contexts.A sensitivity analysis is applied to estimate the influence of the uncertainties on the performance criterion. Given the large number of factors of uncertainty and the non-negligible simulation time,the model is first simplified. The Morris method is applied to identify the factors with a low influence which can be fixed to a given value. It is a frequent step, but it is shown that there isa high risk to fix the wrong factors. Any further study would then be altered. The risk to fix the wrong factors is significantly reduced by improving the factors sampling, the calculation of their influence, and the statistical treatment of the results. This new method is used to estimate the influence of the uncertainties at the separation and the safety is improved by optimizing launch trajectories.