Le pilote automatique appelé OCTAVE (Optic flow based Control sysTem for Aerial VEhicles) s'appuie sur une hypothèse des années 1950 selon laquelle un insecte pourrait naviguer en " maintenant constante la vitesse de l'image rétinienne " perçue par la partie ventrale de son œil composé. En formalisant cette hypothèse, nous sommes parvenus à proposer un principe générique de régulation du flux optique. Nous avons validé ce principe en le mettant en oeuvre à bord d'un micro-aéronef à voilure tournante construit au laboratoire. L'appareil est doté d'un oeil élémentaire équipé d'un Détecteur Elémentaire de Mouvement (DEM), inspiré de travaux électrophysiologiques du laboratoire sur l'œil de mouche, et capable d'estimer le flux optique généré par le mouvement même du micro-aéronef survolant un panorama contrasté. Nous avons montré expérimentalement sur ce robot captif qu'une boucle de régulation du flux optique conduit l'appareil à éviter les collisions avec le sol en effectuant un suivi de terrain à distance de sécurité, même en présence de vent contraire ou de vent arrière. Mieux encore, une simple commande de tangage conduit l'appareil à décoller ou atterrir automatiquement. Ces performances sont notoires eu égard au caractère minimaliste du traitement réalisé à bord, compatible avec la faible capacité d'emport d'un micro-aéronef (naturel ou artificiel) de masse inférieure à 100 grammes. Le système proposé se révèle extrêmement puissant car il permet à un aéronef de s'affranchir de son avionique traditionnelle, constituée de capteurs lourds et onéreux.

Dans cette thèse, on explique la conception et la mise au point d'un système de navigation sans GPS pour un véhicule automobile. Ce système exploite des mesures de champs magnétiques réalisées à bord du véhicule en mouvement, combinées à des mesures inertielles réalisées à partir de capteurs MEMS bas coût. Il permet de reconstituer, à partir d'une condition initiale, la trajectoire du véhicule en temps réel. Un prototype fonctionnel complet est présenté ainsi que des résultats expérimentaux. La conception de ce système repose sur une analyse de l'observabilité d'un modèle classique du véhicule, qui permet d'établir comment les différents biais et défauts des capteurs peuvent être estimés grâce à des filtres de Kalman agencés suivant deux schémas d'interconnexion: par partition des variables d'états et par séquencement. Une analyse de convergence des schémas d'estimation est étudiée. En dernière partie du manuscrit, deux autres exemples de systèmes de navigation à base de capteurs MEMS sont décrits, celui du quadricoptère Parrot AR.Drone et celui de fusées expérimentales à propulsion hybride, pour lesquels les mêmes principes de conception sont appliqués.

Les essais en environnement libre et en soufflerie ont été effectués pour étudier la performance propulsive et la déformation de pales de référence et de pales souples. La poussée et le couple ont été évalués par deux méthodes: une mesure directe par balance et une estimation indirecte par bilan de quantité de mouvement, les deux méthodes ayant leurs avantages et limitations respectifs. La méthode indirecte s’est construite sur l’acquisition de champs de vitesse obtenus par PIV et s’appuie sur une estimation de la pression par mise en œuvre de l’équation de Poisson. En vol stationnaire, les pales flexibles ne peuvent pas aider à l’amélioration du rendement en mode rotor (FM), à chargement faible, puisque la distribution de vrillage est sans doute assez éloignée de l’optimal de vol stationnaire. En vol avancé, le rendement propulsif des pales flexibles est la plupart du temps plus élevé que l’hélice rigide de référence en raison de la torsion bénéfique généré en rotation. Dans le cas des pales flexibles, la vitesse axiale se trouve être inférieure au cas rigide, à même station aval; ceci correspondant à la la déformation de vrillage négatif. Pour les deux pales, la différence de poussée entre celle déduite du champ PIV test 2et celle obtenue avec la balance est plus grande que la différence entre les valeurs déduites du champ PIV test 1 et de la mesure directe. La technique de mesure laser pour les déplacements(LDS) a été utilisée pour mesurer la déformation stationnaire des pales lors de leur rotation. Par analyse du nuage de points mesurés par la LDS, la flexion et la torsion de la lame en rotation ont été identifiées à l’aide des régressions multiples. / The wind tunnel tests were conducted to explore the performance difference caused by the potential twist deformation between baseline blades and flexible blades. The balance was built in SaBre wind tunnel for measuring the thrust and torque of blades. The BEMT predictions of blades with varied twist were also performed in hover and forward flight, respectively. In hover,flexible blades cannot help in improving the FM at light disk loading since the twist generated on flexible blades is probably beyond the ideal hover twist. In forward flight, the propulsive efficiency η of flexible blades is mostly higher than baseline blades due to the beneficial twist generated in rotation. A Particle Image Velocimetry (PIV) approach of loads determination was developed based on control volume method to obtain thrust and torque of small-scale proprotor,especially for off-optimum conditions. The pressure Poisson equation was implemented for the pressure estimation based on the PIV velocity data. The axial velocity of flexible blades is found to be lower than baseline blades on the same station at downstream. This corresponds to the lower inflow ratio distribution along flexible blade, which results from the negative twist deformation. For both baseline blades and flexible blades, the thrust differences between PIV test 2 and balance are larger when compared to the differences between PIV test 1 based on nearfield and balance. The Laser Displacement Sensor (LDS) technique was employed for measuring the stationary deformation of rotating flexible blades. By obtaining the LDS point cloud, the bending and torsion of the rotating blade were identified using the multiple regressions.

Cette thèse a pour but de découvrir la faisabilité et le potentiel de la récupération d'énergie à partir de rafales atmosphériques pour les micro et mini véhicules aériens sans pilote. L'atmosphère sert de grande source d'énergie pouvant être récoltée afin d'accroître la performance des petits UAV sous la forme d'une autonomie et d'une autonomie étendues. Il est bien connu que de nombreuses espèces d'oiseaux utilisent diverses techniques de vol pour obtenir des performances de vol étonnantes. Compte tenu du fait que les véhicules susmentionnés partagent la taille et la vitesse de vol avec des dépliants naturels, cette thèse peut être considérée comme une application des techniques de vol bio-inspirées pour les véhicules construits par l’homme. Cette étude de trois ans visait à établir une dérivation théorique des équations qui décrivent la dynamique de vol d'un aéronef en présence d'un environnement en rafales. La première réalisation a été la démonstration du mécanisme de récupération d'énergie et des paramètres d'influence à travers des simulations décrivant le vol en modèle de masse ponctuelle d'aéronef avec un contrôle optimisé de l'ascenseur en présence d'un profil de vent sinusoïdal et stochastique. La réalisation suivante est liée à un système sensoriel inspiré par la biologie qui utilise des mesures de pression des ailes pour estimer l’angle d’attaque local. Ce système particulier a été utilisé dans l’estimation du champ de vent, en tant que mécanisme décisif et protection contre le décrochage. Enfin, les dernières contributions sont liées à l’expérience et aux résultats obtenus lors d’essais en vol visant à prouver l’augmentation de l’état énergétique de l’avion lors des manœuvres de récupération d’énergie. La première campagne d'essais en vol a été réalisée avec un mini-UAV disponible dans le commerce équipé de sondes à trous multiples et d'un contrôleur conçu sur mesure. Cette campagne a démontré l’augmentation de l’état d’énergie dans un fort gradient de vent horizontal. La deuxième campagne d'essais en vol a été réalisée avec une aile volante équipée d'un système de détection de pression pour l'estimation du champ de vent. Cette campagne a également impliqué des économies supplémentaires sur la consommation d'énergie électrique lors des vols de récupération d'énergie. / This thesis aims at discovering the feasibility and potential of energy-harvesting from atmospheric gusts for micro and mini unmanned aerial vehicles. The atmosphere serves as a great source of energy that can be harvested in order to increase performance of small UAVs in form of extended endurance and range. It is well known that many bird species use various flight techniques for achieving astonishing flight performances. Considering the fact that aforementioned vehicles share size and flight speed with natural flyers, this thesis can be considered as an application of bioinspired flight techniques for man made vehicles. This three-year study set out to establish a theoretical derivation of equations that describe flight dynamics of an aircraft in presence of gusty environment. The first achievement was demonstration of energy harvesting mechanism and influencing parameters through simulations that describe aircraft point mass model flight with optimized control of elevator in presence of sinusoidal and stochastic wind profile. The next achievement is related to a biologically inspired sensory system that uses wing pressure measurements for local angle of attack estimation. That particular system found purpose in wind field estimation, as decisive mechanism and stall protection. Finally, last contributions are related to experience and results gained from flight tests which aimed to prove increase in energy state of the aircraft while performing energy harvesting maneuvers. The first flight test campaign was performed with commercially available mini UAV equipped with multi-hole probes and custom designed controller. This campaign demonstrated the raise in energy state within strong horizontal wind gradient. The second flight test campaign was done with a flying wing equipped with pressure sensing system for wind field estimation. This campaign also involved additional insight savings in electrical power consumption during energy harvesting flights.

Dans l’évolution actuelle de mini-drones à décollage et atterrissage vertical, configurations convertibles de type “tilt-rotors” et “tilt-body” sont de plus en plus souvent utilisées. Ces configurations se sont avérées être très sensibles à l’effet du vent latéral quand ils sont en vol de transition ou tout simplement en vol à basse vitesse. Pour cette raison, une bonne compréhension du comportement d’un proprotor et de l’interaction proprotor-voilure à incidence est nécessaire pour la conception de ce type de drones. Un modèle à l’échelle du mini-drone MiniREC a été testée à la soufflerie S4 de type Eiffel de l’ISAE pour comprendre le comportement de la charge aérodynamique du proprotor au cours de la transition du vol vertical au vol horizontal. Aussi, pour observer l’effet d’échelle et étudier le type de proprotor utilisé normalement par les MAV, une deuxième expérience pour proprotors à incidence a été réalisée à la soufflerie SaBRE. Un anémomètre à film chaud a été utilisé pour caractériser le sillage de l’hélice. Les résultats expérimentaux ont montré la grande incidence de ces forces sur la stabilité longitudinale du drone à des angles d’incidence élevés. Il a également été montré que l’écoulement généré par un proprotor au incidence est de nature très instable, cequi rend sa modélisation complexe. D’un point de vue numérique, l’étude de l’hélice à l’incidence a été faite en utilisant l’hypothèse de Glauert pour un disque actuateur au incidence. Les résultats analytiques sont comparés avec les résultats expérimentaux obtenus à partir des mesures à film chauden 2D et une simulation CFD d’un disque actuateur au incidence chargé avec une charge moyenne équivalente aux valeurs de poussée expérimentales SaBRE et une simulation URANS CFD de l’hélice complète. En outre, les résultats de l’expérience S4 ont été comparés au modèle de Ribner pour les hélices en lacet et le modèle de Young qui est une modification statistique de l’analyse Ribner. La modification proposée du modèle de Ribner donne de bons résultats pour les rotors seul, même à des angles d’attaque élevés. Toutefois, il a été clairement démontré que son amélioration ou un nouveau modèle sont nécessaires afin de prévoir correctement la poussée et les forces produites par proprotors simples et co-axiaux. Pour cela un méthode quasi-stationnaire du premier ordre basée sur la théorie de la dynamique des éléments pales a été développée. Enfin, un prototype aérodynamique avec une sensibilité réduite au vent latéral a été conçu, construit et testé dans la soufflerie S4. Le test a montré que la première conclusion à propos de la contribution du proprotor à la sensibilité longitudinaletotale des mini-drones était justifiée et que la nouvelle configuration fait un candidat idéal pour lesconceptions futures de mini-drones basculant à décollage et atterrissage vertical. / In the current development of VTOL mini-UAS and MAVs, configurations like tilt proprotors and tilt-body are being applied more and more often. These types of configurations have shown to be very sensitive to the effect of the lateral wind when they are in transition flight or simply in low speed flight. For this reason a correct understanding of the behavior of a proprotor and the proprotor-wing interaction at incidence is necessary for the design and conception of this type ofUAS. A scaled model of the MiniREC mini-UAS was tested at the ISAE S4 Eiffel type wind tunnel to understand the aerodynamic load behavior of the proprotor during the transition from vertical flight to horizontal flight. Also, to observe the effect of the scale and study the type of proprotor usednormally by MAVs, a second experiment for proprotors at incidence was conducted at the SaBRE wind tunnel. A hot film anemometer was used to characterize the propeller wake. The experimental results showed the great impact of these loads over the longitudinal stability of the drone at highangles of incidence. It was also shown that the nature of the flow for a proprotor at incidence ishighly unsteady which makes its modeling a complex process. From a numerical point of view the study of the propeller at incidence was done using the Glauert’s hypothesis for an actuator disk at incidence. The analytic results are compared with experimental results obtained from the 2D hot film measurements and a CFD simulation of an actuator disk at incidence loaded with a mean load equivalent to experimental SaBRE thrust values and URANS CFD simulation of the full propeller. The results of the S4 experiment were also compared to Ribner’s model for propellers in yaw and the Young’s model which is a statistical modification of Ribner’s analysis. The present modification of Ribner’s model gives good results for single rotors even at high angles of attack. However it wasclearly shown that some improvement or a new model were needed to correctly predict the thrustand the off-axis loads produced by single and coaxial proprotors. For this a first order quasi-steady method based on blade element momentum theory was developed. Finally an aerodynamic prototype(with reduced sensitivity to the lateral wind) was designed on these bases, built and tested in theS4 wind-tunnel. The test showed that the initial conclusion about the contribution of the proprotorto the total longitudinal sensitivity of the mini-UAS were justified and that the new configuration showed a reduced sensitivity to the lateral wind which makes it a perfect candidate for future designs of tilt-body VTOL mini-UAS .

Les micro-drones sont des aéronefs sans pilotes de dimensions inférieures à un mètre et de poids inférieur à deux kilogrammes. Ils se distinguent des aéronefs classiques pour plusieurs raisons : un cycle de développement plus court, un coût plus faible, leur facilité d'opération et des configurations de véhicules spécifiques. L'ensemble de ces points attendent une réponse spécifique dans le développement des lois de commandes. Cette thèse s'y intéresse à travers deux problématiques : la commande d'une famille de drones quadrirotors et celle d'un drone hybride. Une famille de drones représente un même concept de véhicule décliné en plusieurs tailles dont on peut faire varier la charge utile ou son emplacement. Les lois de commandes doivent assurer un même niveau de performances malgré ses modifications. Un drone hybride se caractérise par sa capacité à réaliser du vol stationnaire et du vol d'avancement. Ces deux modes de vol ont chacun une dynamique de vol spécifique à laquelle les lois de commandes doivent s'adapter. Cette thèse présente la modélisation de quadrirotors et d'un drone hybride puis détaille une approche de commande adaptative indirecte qui répond aux problèmes introduits. La commande adaptative permet de garantir à l'aide d'un correcteur unique les performances de commande pour de multiples systèmes. Les méthodes d'estimation de paramètres et de synthèse linéaire à paramètres variants du schéma de commande sont décrites, puis, finalement, des résultats d'essais en vol montrent l'apport et les limites de cette approche. / Micro Air Vehicle are pilotless aircrafts with dimensions not exceeding one meter and a maximum weight of two kilograms. They are different from classical aircrafts for multiple reasons: a shorter development cycle, a cheaper development, their ease of operation and specific vehicle configurations. All these points expect a specific answer in the development of the control laws of the vehicles. This thesis considers this topic through two particular issues: the control of a family of quadrotors and the control of hybrid micro air vehicle. A family of quadrotor represents a single concept of vehicle but with various sizes, payloads and payload configurations. Control laws must guarantee the same level of performance despite all these modifications. A hybrid micro air vehicle is able to both hover like a helicopter and fly forward like a plane. These two flight modes have specific flight dynamics that the control laws must adapt to. This thesis first presents a model of quadrotors and hybrid micro air vehicle and then details an indirect adaptive control method to tackle both issues. Adaptive control should guarantee performance of multiple controlled systems with a single controller. The parameter estimation and linear parameter varying synthesis method of the adaptive control scheme are described and finally flight test results show the contributions and limits of the approach.