L'objectif principal de ce projet de maîtrise est de développer un algorithme de commande prédictive permettant aux aéronefs sans pilote (UAVs) de se rendre à des cibles immobiles dont les positions sont connues. Il faut toutefois que les aéronefs évitent, en cours de route, des obstacles ellipsoïdaux statiques qui sont détectés par les aéronefs lorsqu'ils en sont assez près. De plus, l'information sur les obstacles détectés doit ^etre transmisse aux autres aéronefs. Pour chacun de ces aéronefs, l'information est reçue seulement s'il est à portée de communication. Il est présumé que chaque aéronef possède un pilote automatique, système de commande à bord, qui le stabilise. Ainsi, l'algorithme doit déterminer les commandes à transmettre au pilote automatique. L'algorithme développé a été testé avec succès en simulation et l'aide d'un système "Hardware-In-the-Loop" (HIL). / The main objective of this master's project is to develop a predictive control algorithm that will allow unmanned aerial vehicles (UAVs) to intercept static targets of known position. UAVs must however avoid static ellipsoidal obstacles detected on-route, when they are in close proximity to the aircrafts. Information on the detected obstacles must also be transmitted to fellow UAVs. Each aircraft can receive information from another aircraft, only if they are in communication range. Moreover, it is assumed that each aircraft is equipped with an autopilot (on-board control device) to stabilize the UAV in-flight. The predictive control algorithm must thus determine the commands to transmit to the autopilot. The developed algorithm was tested in simulation and with a Hardware-In-the-Loop (HIL) system, both of which yielded successful results.

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.

Le travail présenté dans ce mémoire de thèse s'inscrit dans le cadre de la commande non-linéaire et robuste des avions de transport. Le but de cette thèse est de coupler les propriétés de la commande non-linéaire (adaptation aux non-linéarités de l'avion, synthèse de correcteurs explicites, facilité de réglage une fois la synthèse réalisée, généricité des lois de commande obtenues) à des propriétés de robustesse indispensables à l'activité aéronautique. En effet, pour garantir la sécurité des vols tant en pilotage manuel qu'en pilotage automatique, les lois de commande doivent présenter des propriétés fortes de stabilité et de performances robustes. Après une introduction au contexte industriel et de recherche du sujet de thèse, une partie "techniques, méthodes et outils" nous permet de mettre en avant les contributions du travail de thèse dans les domaines de la commande non-linéaire robuste et de la modélisation automatique. La technique de commande non-linéaire robuste présentée, appelée commande RMI (Robust Multi-Inversion) s'appuie sur la technique désormais classique d'inversion de la dynamique, notamment étudiée à Airbus depuis quelques années (Fabrice VILLAUME, Jean DUPREZ) et qu'elle robustifie par l'adjonction d'une boucle supplémentaire d'observation. Nous présentons aussi un outil de génération automatique de modèles non-linéaires, multivariables et embarquables, ainsi que les méthodes afférentes basées sur les réseaux de neurones. Cet outil est nécessaire à l'industrialisation des lois de commandes non-linéaires basées modèles. La partie applicative de la thèse souligne ensuite les particularités du système "avion" et propose des architectures de lois de commande, des trajectoires de référence associées, et la validation avancée de l'ensemble par simulations sur simulateur certifié. Enfin, après une conclusion sur le bilan de la thèse et les perspectives envisageables, nous proposons des annexes permettant d'approfondir certains aspects de notre ét ude.

Cette thèse se place dans le contexte de la croissance soutenue du trafic aérien. Elle concerne l'assistance automatisée au contrôle du trafic aérien qui vise à augmenter la capacité des secteurs de contrôle en transférant à l'équipage certaines tâches de nos jours dévolues au contrôleur aérien. Il s'agit plus particulièrement de renforcer la coopération entre l'équipage et le contrôleur aérien en vue de faciliter la tache de régulation des flux de trafic aérien. Le travail réalisé dans cette thèse est relatif à la mise en oeuvre de techniques de commande des systèmes non linéaires à plusieurs échelles de temps. Il a été réalisé à l'initiative du Centre d'Etudes de La Navigation Aérienne (CENA) au LAAS du CNRS à Toulouse en collaboration avec l'Ecole Nationale de l'Aviation Civile (ENAC). De manière concrète, il consiste principalement en la synthèse et l'évaluation de lois de guidage permettant la navigation relative entre aéronefs. Ces lois de guidage pourraient être embarquées à bord des aéronefs afin d'aider le contrôleur aérien dans sa tâche de régulation des flux de trafic. Au chapitre II, nous commençons par présenter le contexte actuel du contrôle du trafic aérien et les voies actuelles d'investigation dans le domaine de son automatisation. Cette présentation permet de distinguer deux types de guidage relatif : d'une part le guidage relatif en temps où l'aéronef suiveur vient se placer sur la position qu'occupait le leader quelques minutes plus tôt, et d'autre part le guidage relatif en distance où l'aéronef suiveur vient se placer à une distance donnée du leader. Un état de l'art sur les lois de guidage relatif entre aéronefs est ensuite réalisé au chapitre III. Comme il existe très peu de références bibliographiques dédiées aux lois de commande pour le guidage relatif entre aéronefs de transport commercial, l'état de l'art s'est focalisé sur les lois de commande appliquées au vol en formation d'engins volants, dont le guidage relatif peut être considéré comme un cas particulier (il englobe en plus la phase de rejointe de la formation). Un modèle de synthèse décrivant la dynamique de guidage d'un avion de transport commercial dont les fonctions de pilotage sont automatisées est ensuite proposé au chapitre IV. Ce modèle permet une synthèse hiérarchisée de lois de guidage relatif en s'appuyant sur les fonctions de pilotage classique de l'avion. Après avoir envisagé l'utilisation de lois linéaires de type proportionnelle et dérivée et précisé les objectifs de commande en terme de spécification des modes propres au chapitre V, deux techniques de commande non linéaire sont alors mises en oeuvre : le backstepping et le bouclage linéarisant basé sur la propriété de platitude. Au chapitre VI, deux lois de guidage basées sur la technique du backstepping sont développées. Elles permettent de réaliser un guidage relatif en temps. L'utilisation de cette technique permet de contourner un problème de singularité des lois conçues par des méthodes de type bouclage linéarisant lorsque les écarts sont exprimés dans le repère lié à l'avion suiveur. La loi de guidage basée sur la propriété de platitude du modèle de synthèse est développée au chapitre VII. Elle permet de réaliser un guidage relatif en distance. L'intérêt de cette approche est qu'elle permet de tenir compte de la contrainte d'espacement entre les aéronefs afin de renforcer la sécurité des manoeuvres de guidage relatif. Ces trois approches (loi proportionnelle et dérivée, backstepping et bouclage linéarisant basé sur la platitude) sont évaluées dans un dernier temps au chapitre VIII sur un jeu de scenarii réaliste d'un point de vue contrôle du trafic aérien. Le chapitre IX apporte la conclusion générale à cette thèse : il fait le bilan des résultats obtenus et indique de nouvelles pistes d'investigation dans ce domaine.

Les applications nécessitant une grande précision temporelle sont de plus en plus nombreuses, notamment lorsqu'elles requièrent des mesures par temps de vol, c'est-à-dire de mesurer le temps de propagation de la lumière ou de particules. La télémétrie laser et certaines modalités d'imagerie médicale dont la tomographie d'émission par positrons (TEP) en sont des exemples. Ces applications requièrent l'attribution d'étampes temporelles aux photons détectés, tout en assurant une précision temporelle exceptionnelle. Le Groupe de Recherche en Appareillage Médical de Sherbrooke (GRAMS) développe des scanners TEP visant à intégrer des mesures par temps de vol pour améliorer le contraste des images. Pour ce faire, une partie du GRAMS (GRAMS3D) se concentre sur la réalisation de modules de comptage monophotoniques (MCMP) à grande précision temporelle pour intégrer les prochaines générations de scanners TEP. D'autres projets pourraient également se concrétiser dans les prochaines années, dont l'intégration des MCMP du GRAMS dans le Grand Collisionneur de Hadrons (Large Hadron Collider, LHC) au CERN pour des expériences en physique des hautes énergies. Pour atteindre de tels niveaux de performances, le MCMP se compose d'une matrice de photodiodes à avalanche monophotoniques intégrée en 3D avec l'électronique frontale et l'électronique de traitement de l'information. Certains MCMP n'utilisent qu'un seul convertisseur temps-numérique (CTN) pour une matrice de photodétecteurs, limitant le nombre d'étampes temporelles disponibles en plus d'obtenir un temps de propagation différent entre chacun des pixels et le CTN. Pour surpasser ces inconvénients, une autre approche consiste à intégrer un CTN à chacun des pixels. C'est dans cette perspective que le présent ouvrage se concentrera sur le CTN implanté dans chacun des pixels de 50 × 50 µm[indice supérieur 2] du MCMP développé au GRAMS. Le CTN proposé est basé sur une architecture vernier à étage unique afin d'obtenir une excellente résolution et une linéarité indépendante des variations de procédé. Sa taille de 25 × 50 µm[indice supérieur 2] et sa consommation de 163 µW en font un excellent choix pour une implantation matricielle. Le CTN, calibré en temps réel grâce à une boucle à verrouillage de phase numérique, a démontré une résolution de 14,4 ps avec une non-linéarité intégrale (INL)/non-linéarité différentielle (DNL) de 3,3/0,35 LSB et une précision temporelle inférieure à 27 ps[indice inférieur rms]. Les résultats obtenus prouvent qu'il est possible de concilier d'excellentes résolution et précision temporelles avec de très faibles dimensions et consommation.

Mémoire numérisé par la Division de la gestion de documents et des archives de l'Université de Montréal.

Mémoire numérisé par la Direction des bibliothèques de l'Université de Montréal.

La panne de moteur est une situation critique pour la sécurité du vol. L’objectif de cette thèse est d’améliorer la gestion de la trajectoire avion d’urgence dans le cas d’une panne totale de moteur en un certain point de vol alors que l’avion a déjà pris une certaine vitesse et une certaine altitude après le décollage. Dans cette étude, on considère que la trajectoire de vol plané le long d’un plan vertical peut conduire directement à un lieu atterrissage sûr. Les performances d’un avion de transport sont d’abord analysées, et les lieus atteignables sont établis à partir d’une situation donnée initiale. Une fois une zone de sécurité accessible existe le problème qui est abordée ici est de développer un système de guidage qui permet à l’avion d’effectuer une trajectoire faisable vers la zone d’atterrissage. La programmation dynamique inverse est utilisée pour construire en arrière des ensembles de trajectoires faisables vers conditions finales compatibles avec panne de moteur. Afin d’obtenir un dispositif en ligne pour générer des directives efficaces pour le pilote automatique ou le pilote humain (par un directeur de vol), un réseau de neurones est construit à partir de la base de données générée. Ensuite, les résultats de simulation sont analysés pour validation, et d’autres améliorations de l’approche proposée sont prises en considération. / Engine-out is an undoubted critical situation for flight safety. The objective of this thesis is to improve the management of emergency manoeuvres for transportation aircraft once all engines go out at a given point during the flight. Here we consider the evolution of the gliding aircraft along a vertical plane possibly leading directly to a safe landing place. The gliding qualities of standard transportation aircraft are first analyzed and reachable areas from given initial situations are established. Once a safe reachable area exists the problem which is tackled here is to develop design principles for a guidance system which makes the aircraft perform a feasible glide trajectory towards such landing area. Reverse dynamic programming is used to build backwards sets of feasible trajectories leading to final conditions compatible with engine-out landing. To get an on-line device to produce efficient directives for the autopilot or the human pilot (through a flight director), a neural network is built from the generated database. Then simulation results are analyzed for validation and further improvements of the proposed approach are considered

Avec l'apparition récente des caméras 3D, des perspectives nouvelles pour différentes applications de l'interprétation de scène se sont ouvertes. Cependant, ces caméras ont des limites qui affectent la précision de leurs mesures. En particulier pour les caméras Temps-de-Vol, deux types d'erreur peuvent être distingués : le bruit statistique de la caméra et la distorsion de la mesure de profondeur. Dans les travaux de la littérature des caméras Temps-de-Vol, le bruit est peu étudié et les modèles de distorsion de la mesure de profondeur sont généralement difficiles à mettre en œuvre et ne garantissent pas la précision requise pour certaines applications. L'objectif de cette thèse est donc d'étudier, modéliser et proposer un étalonnage précis et facile à mettre en œuvre de ces 2 types d'erreur des caméras Temps-de-Vol. Pour la modélisation du bruit comme pour la distorsion de la mesure de profondeur, deux solutions sont proposées présentant chacune une solution à un problème différent. La première vise à fournir un modèle précis alors que le second favorise la simplicité de la mise en œuvre. Ainsi, pour le bruit, alors que la majorité des modèles reposent uniquement sur l'information d'amplitude, nous proposons un premier modèle qui intègre aussi la position du pixel dans l'image. Pour encore une meilleure précision, nous proposons un modèle où l'amplitude est remplacée par la profondeur de l'objet et le temps d'intégration. S'agissant de la distorsion de la mesure de profondeur, nous proposons une première solution basée sur un modèle non-paramétrique garantissant une meilleure précision. Ensuite, pour fournir une solution plus facile à mettre en œuvre que la précédente et que celles de l'état de l'art, nous nous basons sur la connaissance à priori de la géométrie planaire de la scène observée. / 3D cameras open new possibilities in different fields such as 3D reconstruction, Augmented Reality and video-surveillance since they provide depth information at high frame-rates. However, they have limitations that affect the accuracy of their measures. In particular for TOF cameras, two types of error can be distinguished : the stochastic camera noise and the depth distortion. In state of the art of TOF cameras, the noise is not well studied and the depth distortion models are difficult to use and don't guarantee the accuracy required for some applications. The objective of this thesis is to study, to model and to propose a calibration method of these two errors of TOF cameras which is accurate and easy to set up. Both for the noise and for the depth distortion, two solutions are proposed. Each of them gives a solution for a different problem. The former aims to obtain an accurate model. The latter, promotes the simplicity of the set up. Thereby, for the noise, while the majority of the proposed models are only based on the amplitude information, we propose a first model which integrate also the pixel position in the image. For a better accuracy, we propose a second model where we replace the amplitude by the depth and the integration time. Regarding the depth distortion, we propose a first solution based on a non-parametric model which guarantee a better accuracy. Then, we use the prior knowledge of the planar geometry of the observed scene to provide a solution which is easier to use compared to the previous one and to those of the litterature.

Les charges que subit la voilure d’un avion ne peuvent pas être directement mesurées en vol. Ces charges sont leplus souvent estimées à partir des déformations de la voilure, mesurées par des ponts de jauge. La relation entreles déformations et les charges est typiquement modélisée par un modèle de régression linéaire. L'estimation descharges en vol est ainsi réalisée par une méthode en 2 étapes, connue sous le nom de méthode de Skopinski :- l'étalonnage au sol : des essais sont réalisés pour identifier les paramètres du modèle reliant les déformations,mesurées au sol, aux charges, connues à partir des efforts appliqués sur la structure.- les essais en vol : les charges sont estimées à partir des déformations, mesurées en vol, et des paramètres dumodèle identifiés au sol.Dans cette méthode, les incertitudes existant à chaque étape ne sont pas prises en compte. Ces incertitudescorrespondent aux bruits de mesure mais aussi aux erreurs de modélisation. De plus, le domaine d'application dumodèle est différent du domaine dans lequel ses paramètres sont identifiés. En effet, le modèle est étalonné au soldans des conditions de pression, de température et de chargement différentes des conditions existant en vol. Le butde cette thèse est de développer une méthode permettant de prendre en compte ces différentes sourcesd’incertitude afin, d’une part, de mieux identifier le modèle et, d’autre part, de quantifier l’incertitude qu’il entraînelors de son utilisation. / The loads on the wings of aircraft cannot be directly measured in flight. These loads are most of the time estimatedfrom the strains of the wing, which are measured by strain gages bridges. The relation between the strains and theloads is typically modeled by a linear regression model. The estimation of flight loads is so performed by a methodin 2 steps, known as the Skopinski method :- the ground calibration : tests are performed in order to identify the model parameters linking the strains, measuredon ground, to the loads, known from the loads which are applied on the structure.- the flight tests : the loads are estimated from the strains, measured in flight, and from the model parameters,identified on ground.In this method, the existing uncertainties at each step are not taken into account. These uncertainties correspond tothe measurement noises and the modeling errors. Furthermore, the model is applied in a domain which is differentfrom the domain where its parameters are identified. Indeed, the model is calibrated on ground in pressure, thermaland loading conditions which are different from those existing in flight. The aim of this PhD is to develop a methodtaken into account these different sources of uncertainties to better identify the model on one hand and to quantifythe uncertainty which is caused by its use.