Tesi sul tema "Véhicules spatiaux – Systèmes de télécommande"

Réalisation d'une antenne pour Ariane 6 dont la spécificité est d'avoir une orientation modulable pour assurer une communication en continue avec la station de base. L'originalité du travail porte sur la conception et la réalisation d'un déphaseur. Travail principalement de conception (simulations) et de caractérisations. La fabrication est réalisée par un industriel sous-traitant
Production of an antenna for Ariane 6, the special feature of which is that it has a modular orientation to ensure continuous communication with the base station. The originality of the work concerns the design and production of a phase shifter. The work mainly involves design (simulations) and characterisation. Manufacturing is carried out by an industrial subcontractor

Les outils pour l'analyse et le controle des systemes non lineaires ont ete principalement la geometrie differentielle depuis les annees 80 et l'algebre differentielle depuis 1985. Un formalisme complementaire est apparu avec l'approche algebrique par di benedetto et coll. En 1989. Ce memoire presente des resultats obtenus en privilegiant deliberement cette approche aussi bien sur le plan de l'analyse que du controle pour des systemes de forme standard (kalmanien). Ces resultats montrent que l'outil algebrique est bien adapte pour l'etude de l'inversion des systemes et les problemes qui en decoulent: linearisation, decouplage avec compensateur statique ou dynamique. Des notions nouvelles sur la structure des systemes non lineaires sont presentees dans le deuxieme chapitre: ordres essentiels, linearisation partielle et la notion d'interacteur. Celui-ci permet de retrouver les informations structurelles des systemes non lineaires dont celles qui sont presentees dans ce memoire. Le troisieme chapitre donne des resultats nouveaux pour deux types de problemes de controle: a) le decouplage sous bouclage statique regulier ou non (probleme de morgan), sous bouclage dynamique pur et sous compensateur dynamique, b) le probleme de l'equivalence de deux systemes. Il est montre que l'interacteur est la notion cle pour la resolution de l'ensemble de ces problemes. De plus, un resultat partiel sur la stabilite des systemes decouples est donne. Le but de dernier chapitre est de montrer que des solutions algebriques sont directement applicables aux controles des systemes non lineaires. Les processus choisis couvrent un spectre assez large: la commande d'un robot flexible avec implantation sur site, le controle d'une machine electrique synchrone et enfin le guidage d'un engin spatial. La robustesse est obtenue en utilisant le plus souvent une technique dite de modes glissants, i. E. Une linearisation entree/sortie associee a une commande discontinue stabilisante fondee sur une fonction de lyapunov

Le drone à voilures tournantes de type VTOL est un système complexe non-linéaire, instable notamment en mode de vol quasi-stationnaire et présente une dynamique fortement couplée. Ainsi, nous nous sommes intéressés aux problèmes de commande par retour visuel et aux problèmes de l'estimation de l'orientation de l'engin volant afin d'obtenir de bonnes performances pour le contrôle automatique de l'appareil. La thèse se divise en deux parties: L'élaboration d'une stratégie de commande par asservissement visuel d'un engin volant de type VTOL (Vertical Take-off and Landing) capable de réaliser un vol stationnaire. Cette loi est basée sur les techniques robustes du Backstepping, permettant la limitation de l'orientation à de petites valeurs. Ensuite, nous avons élaboré une stratégie de suivi de trajectoire pré-définie par rapport à une cible fixe. Pour résoudre un problème cruciale lors de l'extraction des informations visuelles qui est l'estimation de la direction de la gravité intervenant dans la définition même des erreurs visuelles, nous avons utilisé les mesures inertielles pour élaborer un filtre estimateur de la direction de la gravité et un autre pour une direction indépendante et à partir de ces deux directions la matrice d'orientation est restituée. Le vecteur des biais des gyroscopes est également estimé. Un autre aspect original de ce travail est l'élaboration d'un filtre estimateur de la matrice d'orientation globale qui garantit que la matrice d'orientation reste dans le groupe SO(3). Les stratégies de commande et les filtres estimateurs ont été validés par des simulations et par des expériences expérimentaux sur le drone HoverEye de Bertin Technologies
VTOL (Vertical Takeoff and Landing) flying vehicles are non-linear, unstable and complex systems in particular during quasi-stationary flight mode, they present a strongly coupled dynamics. Thus, we were interested throughout this thesis to the problems of visual servoing and orientation estimation of VTOL robots in order to obtain good performances for their automatic control. The thesis is divided into two parts: We developed a visual servoing control strategy of a VTOL engine in hovering mode. This control law is based on the robust techniques of Backstepping, allowing the limitation of the orientation to small values. Then, we worked out a control law of tracking a predefined trajectory. The direction of the gravity vector exists even in the definition of the visual errors. Therefore, it is crucial to get a precise estimation of this direction vector. We used inertial measurements to elaborate an estimator for the gravity direction and another estimator for an independent direction. From these two directions the orientation matrix was restored. The vector of gyroscope bias is also estimated. Another original aspect of this work is the conception of a third estimator for the total orientation matrix, this estimator guarantees that the matrix of orientation remains in the SO(3) group. The control strategies and the estimators were validated by results from simulations and experiments on the HoverEye vehicle from Bertin Technologies

Il y a soixante ans, le 4 octobre 1957, Spoutnik, le premier satellite artificiel conçu par l’homme, est envoyé dans l’espace. Sa seule fonction est d’émettre un bip radio à des fréquences de 20 et 40 MHz pour démontrer la puissance spatiale de l’URSS. Depuis cette époque les satellites se sont multipliés et leurs missions se sont diversifiées. Aujourd’hui, les missions des satellites sont si variées que certains quittent l’orbite terrestre. On parle dans ce cas de sondes, même si, dans le reste de cette thèse, ils seront inclus dans le terme "satellite". La mission des satellites la plus connue du grand public est la découverte de l’univers et l’exploration interplanétaire avec de célèbres satellites comme le télescope spatial international Hubble ou des sondes comme Rosetta, Voyager 1 et 2, ... Cependant de nos jours, même si l’exploration spatiale reste un enjeu majeur de l’humanité, la plupart des satellites ont des missions plus modestes qui ont pourtant un impact important sur la vie économique et politique. Les satellites en question ont aujourd’hui deux buts : la défense et le commercial. Dans les deux cas on peut diviser les satellites en deux groupes distincts : les satellites d’observation et les satellites de télécommunication. Pour fonctionner tous ces satellites utilisent un harnais électrique. Le harnais électrique regroupe tous les câbles présents dans le satellite et qui ne transportent pas de données client. Dans le cadre de cette thèse nous nous intéressons à l’optimisation de la conception du harnais électrique des satellites
Sixty years ago, on October 4, 1957, Sputnik, the first man-made artificial satellite, was sent into space. Its only function is to emit a radio beep at frequencies of 20 and 40 MHz to demonstrate the space power of the USSR. Since then, satellites have been multiple and their missions have diversified. Today, the missions of the satellites are so varied that some leave Earth's orbit. We speak in the case of probes, even if, in the rest of this thesis, they will be included in the term "satellite". The best-known satellite mission of the general public is the discovery of the universe and interplanetary exploration with satellite satellites such as the Hubble International Space Telescope or probes such as Rosetta, Voyager 1 and 2, ... nevertheless nowadays Although space exploration remains a major issue for humanity, most satellites have smaller missions that have a significant impact on economic and political life. The satellites in question today have two goals: defense and commercial. In both cases the satellites can be divided into two distinct groups: observation satellites and telecommunication satellites. To operate all these satellites, use an electrical harness. The electrical harness includes all the cables present in the satellite and which does not carry any customer data. As part of this we are interested in optimizing the design of the electrical harness of satellites

Le problème de guidage hypersonique d'une navette spatiale lors de la rentrée dans l'atmosphère terrestre peut être formulé en termes de poursuite d'une trajectoire de référence prédéfinie. Cette trajectoire est donnée par l'expression de la décélération due à la traînée désirée en fonction de la vitesse de l'appareil par rapport à la terre. Les équations classiques de la dynamique permettent de modéliser le comportement de l'appareil. La phase de rentrée est alors décomposée en doux étapes successives, chacune nécessitant une stratégie de guidage spécifique. Dans un premier temps, il est nécessaire de rejoindre dans de bonnes conditions la trajectoire de référence correspondant aux conditions réelles de désorbitation. Cette étape est traitée sous la forme d'un problème de contrôle optimal. Le problème est résolu par une paramétrisation particulière de la variable de commande imposée qui est la gite aérodynamique. Cette approche permet en particulier de faire face aux risque de rebonds incontrôlés sur hautes couches de l'atmosphère. Il s'agit d'une stratégie de commande en boucle ouverte. La seconde étape traite de la poursuite proprement dite du profil de référence. La stratégie adoptée provient de travaux portant sur la théorie du contrôle non linéaire. La technique employée pour une commande en boucle fermée permet de prendre en compte les non linéarités d'un modèle d'état réduit. La relation traînée-vitesse est linéarisée grâce à un bouclage par retour d'état, après un changement de variable sur les équations d'état du modèle de commande. Les résultats obtenus montrent l'efficacité de cette approche en simulation sur le modèle complet et sa facilité de mise en œuvre par rapport aux stratégies existantes, de type PID à gains variables.

Ces dernières années, les engins robotisés n’ont cessé d’améliorer leur autonomie dans le domaine de la décision. Désormais, pour ne citer que l’exemple de véhicules aériens, nombre de drones sont largement capables, sans intervention d’un opérateur humain, de décoller, suivre un itinéraire en activant divers capteurs à des moments précis, atterrir en un lieu spécifié, suivre une cible, patrouiller sur une zone... Une des étapes suivantes consiste à faire collaborer une équipe de véhicules autonomes, de nature hétérogène (aériens, terrestres, marins...) afin de leur permettre d’accomplir des missions plus complexes. L’aspect dynamique de l’environnement réel, la non disponibilité à tout instant des moyens de communication, la coordination nécessaire des véhicules,de conceptions parfois différentes, dans l’exécution de certaines parties d’un plan de mission, sont autant d’obstacles à surmonter. Ce travail tente non seulement d’apporter quelques éléments de réponse face à ces difficultés, mais consiste aussi en la mise en place concrète d’un superviseur haut niveau, capable de gérer l’exécution d’une mission par une équipe de véhicules autonomes hétérogènes, où le rôle de l’opérateur humain est volontairement réduit. Nous décrivons dans ce mémoire l’architecture distribuée que nous avons choisi de mettre en œuvre pour répondre à ce problème. Il s’agit d’un superviseur, réparti à bord des véhicules autonomes, interfacé avec leur architecture locale et en charge de l’exécution de la mission d’équipe. Nous nous intéressons également à la formalisation des connaissances nécessaires au déroulement de cette mission, afin d’améliorer l’interopérabilité des véhicules de l’équipe, mais aussi pour expliciter les relations entre modèles décisionnels abstraits et réalité d’exécution concrète. Le superviseur est capable de réagir face aux aléas qui vont se produire dans un environnement dynamique. Nous présentons ainsi dans un second temps les stratégies mises en place pour parvenir à les détecter au mieux, ainsi que la façon dont nous procédons pour réparer partiellement ou totalement le plan de mission initial, afin de remplir les objectifs initiaux. Nous nous basons notamment sur la nature hiérarchique du plan de mission, mais aussi sur celle de la structure de sous-équipes que nous proposons de construire. Enfin, nous présentons quelques résultats obtenus expérimentalement, sur des missions simulées et des scénarios réels, notamment ceux du Programme d’Etudes Amont Action dans lequel s’inscrivent ces travaux de thèse
Many autonomous robots with specific control oriented architectures have already been developed worldwide.The advance of the work in this field has led researchers wonder for many years to what extent robots would be able to be integrated into a team consisting of autonomous and heterogeneous vehicles with complementary functionalities. However, robot cooperation in a real dynamic environment under unreliable communication conditions remains challenging, especially if these autonomous vehicles have different individual control architectures.In order to address this problem, we have designed a decision software architecture, distributed on each vehicle.This decision layer aims at managing execution and at increasing the fault tolerance of the global system. The mission plan is assumed to be hierarchically structured. ln case of failure detection, the plan repair is done as locally as possible, based on the hierarchical organization.This allows us to restrict message exchange only between the vehicles concerned by the repair process. Knowledge formalisation is also a part of the study permitting the improvement of interoperability between team members. It also provides relevant information all along mission execution, from initial planning computation to plan repair in this multirobot context. The feasibility of the system has been evaluated by simulations and real experiments thanks to the Action project (http://action.onera.fr/welcome/)

Les drones ou systèmes de drones aériens jouent un rôle de plus en plus important danstous les domaines, spécialement les drones à décollage et atterrissage verticaux. L’un desplus connus est le Quadrotor et, sans doute, il est la plateforme de recherche la plus utilisée.Cette thèse traite le problème de l’estimation et de la commande d’attitude appliqué àun corps rigide se déplaçant dans l’espace 3D tel que le Quadrotor. La première contributionde cette thèse est la conception et l’implémentation d’une solution d’estimation d’attitude.Celle-ci est basée sur un ensemble de filtres complémentaires combinés avec un algorithmealgébrique tel que TRIAD, QUEST, etc. avec la possibilité de choisir deux formes différentesdes filtres: la première dénommée forme Directe, et la seconde dénommée forme Passive.Les filtres proposés ont une flexibilité dans le choix de l’ordre qui peut être pris grand afinde bien réduire l’effet du bruit de mesure et permettent d’aboutir à un estimateur qui peutprendre en compte le biais éventuel des gyromètres. L’analyse par la théorie de Lyapunovprouve que les erreurs d’estimation tendent globalement et asymptotiquement vers zéro. Unesuite logique de cette première contribution est la proposition d’une solution pour la commanded’attitude qui constitue la deuxième contribution de cette thèse. Elle se traduit par ledéveloppement d’une nouvelle loi de commande d’attitude d’un corps rigide dans l’espace3D, dans laquelle seulement les vecteurs de mesures inertiels avec les mesures des gyromètressont utilisés. Elle utilise le principe de fusion des données à travers un filtre complémentairepermettant l’élimination des bruits des mesures tout en assurant une stabilité presque globalede l’équilibre désiré. La troisième contribution est une loi de commande pour la stabilisationd’attitude sans mesure de vitesse angulaire, ni mesure d’attitude. Pour cela, un systèmelinéaire auxiliaire basé sur les mesures des vecteurs inertiels a été introduit. Ce dernier sesubstitue au manque de l’information de la vitesse angulaire. L’analyse de stabilité du contrôleurproposé est basée sur la théorie de Lyapunov couplée avec le théorème de LaSalle. Ellepermet de conclure sur la stabilité presque globale de l’équilibre désiré. Les performances dessolutions proposées ont été validées par un ensemble de tests expérimentaux
Nowadays, we see a growing popularity of the use of Unmanned Aerial Vehicles (UAV) ofespecially Vertical Take-Off and Landing (VTOL) type. One of the most known VTOL is thequadrotor or Quadcopter which is probably the most used one as a research platform. Thisthesis deal with attitude control and estimation techniques applied to a rigid body movingin 3D space such as Quadcopter VTOL. The first contribution of this thesis is the design ofa new class of complementary linear-like filters allowing the fusion of inertial vector measurementswith angular velocity measurements and combined with algebraic algorithms asTRIAD, QUEST etc. to give an efficient attitude estimation solution. This class of filtersallows several possibilities of implementation such as the order of the filters which can bechosen high in order to reduce more the measurement noise and the form of the filters thatcan be direct or passive and the ability to take into account the possible gyro bias. Lyapunovanalysis shows the global asymptotic convergence of the estimation errors to zero. The sameprinciple of data fusion is used for the proposed new attitude control law in which the complementaryfilters were included to reduce the effect of measurement noise. The obtainedcontroller ensures almost global stability of the desired equilibrium point; it represents thesecond contribution of this thesis. The third contribution takes into consideration an interestingspecial case, where instantaneous measurements of attitude and angular velocity areunavailable. A first order linear auxiliary system based directly on vector measurements isused in an observer-like system to handle the luck of angular velocity. The proposed controllerensures almost global asymptotic stability of the trajectories to the desired equilibriumpoint. Detailed sets of experiments were done to validate the obtained results

Ce travail de recherche présente une étape importante pour la synthèse de loi de poursuite robuste de trajectoires d'une classe particulière de systèmes non linéaires. Cette étape concerne la caractérisation des systèmes non linéaires plats perturbés, à platitude invariante, sous forme de systèmes Linéaires à Paramètres Variants dans le temps (LPV). La méthodologie utilisée est basée sur la linéarisation exacte par anticipation fondée sur la platitude. L'approche présentée permet de générer, en utilisant la platitude, des trajectoires et des commandes optimales en boucle ouverte pour un modèle fixé. Elle permet également d'obtenir un modèle non linéaire du comportement dynamique de l'écart de la trajectoire induit par des erreurs de modèle et des perturbations extérieures. Après linéarisation du modèle non linéaire de l'écart le long de la trajectoire nominale, le comportement dynamique du modèle linéarisé obtenu est caractérisé par un modèle LPV. Ce dernier sera ensuite utilisé pour synthétiser un régulateur LPV garantissant stabilité et niveau de performance acceptable, en utilisant les outils des Inégalités Matricielles Linéaires (LMI). Cette méthodologie appliquée et testée dans un premier temps sur un procédé hydraulique du laboratoire (trois tanks) et ensuite mise en œuvre pour le guidage d'un Démonstrateur de Rentrée Atmosphérique (ARD).

Les missions d'exploration planétaires dans l'avenir demandent une grande précision sur la position de l'atterrissage à la surface de Mars, de la Lune ou d'astéroïdes. Les technologies utilisées dans les sondes interplanétaires récentes ou dans le futur proche sont encore loin de cette capacité : par exemple, le robot Mars Science Laboratory, qui sera lancé en 2011, se posera en un endroit qui n'est connu qu'avec une précision de l'ordre de 10 km. Le premier objectif de cette thèse est de proposer un système de navigation absolue pour les sondes interplanétaires lunaires ou martiennes qui se base sur la vision, nommé "Landstel". Contrairement aux systèmes de navigation absolue qui se basent sur la détection et l'appariement des cratères ou directement sur l'intensité des images perçues, Landstel exploite la topologie des amers détectés dans les images. Par conséquent, il n'est pas restreint à aucune surface particulière. Landstel montre aussi une grande robustesse par rapport aux variations de condition d'illumination et au bruit des capteurs embarqués, et ne requiert que très peu de mémoire. Le deuxième objectif de la thèse est de proposer un cadre pour intégrer Landstel dans un système de navigation complète, appelé VIBAN, qui comprend des capteurs inertiels et/ou un système d'odométrie visuelle. La position absolue estimée par Landstel est d'abord validée avec les appariements de l'odomètre visuel, puis elle est combinée avec l'estimation de l'odomètre visuel avec un filtre de Kalman pour améliorer sa précision. La position mise à jour est ensuite retournée à Landstel pour accélérer le système de navigation en réduisant la zone de recherche des appariements et aussi le taux de fausses estimations. Finalement, les amers suivis par l'odomètre visuel sont fournis à Landstel pour augmenter le nombre des appariements. De très nombreuses expériences avec PANGU, un simulateur de terrain, et avec des images réelles, valident le système proposé.

Les recherches menées au cours de cette thèse ont pour but de converger vers la synthèse de molécules énergétiques, possédant un squelette polyazoté, destinées à la propulsion spatiale ou militaire. En effet, les systèmes propulsifs utilisés à l’heure actuelle reposent sur des technologies, certes fiables, mais souffrant de limites de performance voire d’incompatibilité quant à la réglementation européenne REACH. Il devient nécessaire, pour que les lanceurs européens conservent leur première position mondiale dans le domaine de la mise en orbite de satellites publics ou privés, de se doter de nouveaux propergols plus performants. C’est ainsi que nous avons orienté ce travail vers la synthèse de composés appartenant à la famille des « HEDM » (High Energetic Density Material), composés possédant en rupture technologique avec les solutions actuelles, et dont le développement est attendu à l’horizon 2050. Dans le cadre de cette thèse, deux cibles d’intérêt ont été identifiés : l’anion pentazolate, molécule strictement azotée aromatique de formule N5-, et le cyclopentazane, molécule inédite à ce jour, de formule N5H5. Dans une première partie nous avons étudié la synthèse de la synthèse et l’étude de divers arylpentazoles, ainsi que des voies d’oxydation et de réduction de ces précurseurs menant à l’obtention de l’anion pentazolate Puis, dans un second temps nous nous sommes intéressés aux synthèses et aux études de stabilités de composés polyazotés de type triazane et azimine. Ces composés ont ensuite été utilisés à des réactions de cycloadditions [3+2] menant à la synthèse du cyclopentazane. Enfin, nous avons regardé les différents modes de complexation possible entre ces composés polyazotés et des complexes métalliques
The research carried during this PhD aims to synthesis new compounds with polynitrogen-backbone suitable for spacecraft or military propulsion. Indeed, the actual spacecraft uses a technology which is reliable, but with some limitation with their energetic efficiency and to satisfy the REACH regulation. It is necessary, for the Europeans launcher to stay at the first position in public or private satellites launch world wild, to find new and more efficient propellant. So, this work was focused on the synthesis of “HEDM” (High Energetic Density Material) compounds, which possess much higher propulsive features than the actual propellants. This could lead to a breakthrough in spacecraft propulsion in the next 30 years.For this PhD work two compounds of interest were identified: the pentazolate anion, which is an all nitrogen aromatic compound with a formula of N5-, and the cyclopentazan, which is an original polynitrogen compound with a formula of N5H5. First, we focused our work on the synthesis of various arylpentazoles followed by oxidative or reductive ways which lead to the pentazolate anion. Secondly, we synthesised and the studied the stability of polynitrogen-based compound, triazanes and azimines. Those compounds were then used in trials of cycloadditions which will lead to the cyclopentazan. Finally, we studied various way of complexing our polynitrogen-compound with various metallic complexes

Les UAVs suscitent un intérêt croissant de la part de l’industrie et des universités en raison de leur large application dans la recherche et le sauvetage, l’inspection des infrastructures, la surveillance, entre autres. Cette thèse se concentre sur la recherche dans le domaine des systèmes de téléopération pour véhicules quadrirotor. Tout au long de cette thèse, un système de téléopération pour un véhicule quadrirotor a été développé. Dans ce système, l’interface utilisateur est basée sur une approche de téléprésence virtuelle. Des algorithmes de contrôle ont été développés et mis en œuvre dans les systèmes maître et esclave. La première partie de cette thèse consiste à développer des modèles mathématiques de la dynamique d’un avion quadrotor. La plupart des travaux actuellement trouvés dans la littérature pour les quadrotors sont basés sur des approches classiques telles que les angles d’Euler. Ces représentations peuvent conduire à des problèmes tels que des discontinuités, des singularités, des verrous à cardan et des équations hautement non linéaires. Une alternative à ces représentations classiques sont les quaternions unitaires. Ceux-ci présentent les avantages du manque de singularités et d’effets de verrouillage de la nacelle. La deuxième partie de ce travail a été consacrée au développement d’un système de téléopération à quatre rotors. Ce système se compose d’une interface utilisateur virtuelle dans un environnement local et d’un quadrotor dans un environnement distant. Une communication UDP a été utilisée pour communiquer les deux environnements. L’utilisateur manipule un drone virtuel dans l’environnement local et un vrai drone suit les références de position et d’orientation dans un environnement distant. L’utilisateur reçoit un retour virtuel sur les états du véhicule réel dans l’environnement virtuel. Les résultats de la mise en œuvre du système de téléopération proposé en temps réel sont présentés. La dernière partie de cette thèse aborde le problème des retards dans le système de téléopération. Les retards dus à la latence du système et à la distance entre les environnements ont été modélisés comme une entrée de commande retardée. Ensuite, un contrôleur basé sur des prédicteurs a été développé afin de maintenir la stabilité du vol d’un drone. Cette approche a été appliquée au modèle classique d’Euler-Lagrange et au modèle basé sur les quaternions afin d’analyser les performances. Des simulations des deux modèles avec des entrées retardées sont présentées
Unmanned Aerial Vehicles (UAVs) are receiving increasing interest from industry and academia due to their wide application in search and rescue, infrastructure inspection, surveillance, among others. This thesis focuses on research in the area of teleoperation systems for quadrotor vehicles. Throughout this thesis, a teleoperation system for a quadrotor vehicle was developed. In this system, the user interface is based on a virtual telepresence approach. Control algorithms were developed and implemented within the master and slave systems. The first part of this thesis consists of developing mathematical models of the dynamics of a quadrotor aircraft. Most works currently found in the literature for quadrotors are based on classical approaches such as Euler angles. These representations can lead to problems such as discontinuities, singularities, gimbal-locks, and highly non-linear equations. An alternative to these classical representations are unit quaternions. These have the advantages of the lack of singularities and gimbal lock effects. The second part of this work was dedicated to the development of a quadrotor teleoperation system. This system consists of a virtual user interface in a local environment and a quadrotor in a remote environment. A User Datagram Protocol (UDP) communication was used to communicate both environments. The user manipulates a virtual drone in the local environment and a real drone follows the position and orientation references in a remote environment. The user receives virtual feedback on the states of the real vehicle in the virtual environment. Results of the implementation of the proposed teleoperation system in real time are presented. The last part of this thesis addresses the delay problem in the teleoperation system. Delays due to system latency and the distance between environments were modeled as a delayed control input. Then, a predictor-based controller was developed in order to maintain the stability of a drone’s flight. This approach was applied to the classical Euler- Lagrange model and to the quaternion-based model in order to analyze performance. Simulations of both models with delayed inputs are presented

Cette thèse porte sur le développement d'une loi de guidage autonome par platitude pour les véhicules de rentrée atmosphérique. La problématique associée au développement d'une loi de guidage autonome porte sur l'organisation globale, l'intégration et la gestion de l'information pertinente jusqu'à la maîtrise du système spatial durant la phase de rentrée. La loi de guidage autonome proposée dans ce mémoire s'appuie sur le concept de platitude, afin d'effectuer un traitement des informations à bord, dans le but double d'attribuer un niveau de responsabilité et d'autonomie au véhicule, déchargeant ainsi le segment sol de tâches opérationnelles "bas niveau", pour lui permettre de mieux assumer son rôle de coordination globale. La première partie de ce mémoire traite de la caractérisation formelle de sorties plates pour les systèmes non linéaires régis par des équations différentielles ordinaires, ainsi que pour les systèmes linéaires à retards. Des algorithmes constructifs sont proposés afin de calculer des sorties plates candidates sous un environnement de calcul formel standard. Dans la seconde partie, une méthodologie complète et générique de replanification de trajectoires de rentrée atmosphérique est proposée, afin de doter la loi de guidage d'un certain niveau de tolérance à des pannes actionneur simple/multiples pouvant survenir lors des phases critiques d'une mission de rentrée atmosphérique. En outre, une méthodologie d'annexation superellipsoidale est proposée afin de convexifier le problème de commande optimale décrit dans l'espace des sorties plates. La loi de guidage proposée est ensuite appliquée étape par étape à une mission de rentrée atmosphérique pour la navette spatiale américaine STS-1
This thesis deals with the design of an autonomous guidance law based on flatness approach for atmospheric reentry vehicles. The problematic involved by the design of an autonomous guidance law relates to the global organization, the integration and the management of relevant data up to the mastering of the spacecraft during the re-entry mission. The autonomous guidance law proposed in this dissertation is based on flatness concept, in order to perform onboard processing so as to locally assign autonomy and responsibility to the vehicle, thus exempting the ground segment from "low level" operational tasks, so that it can ensure more efficiently its mission of global coordination. The first part of the manuscript deals with the formal characterization of flat outputs for nonlinear systems governed by ordinary differential equations, as well as for linear time-delay systems. Constructive algorithms are proposed in order to compute candidate flat outputs within a standard formal computing environment. In the second part of the manuscript, a global and generic reentry trajectory replanning methodology is proposed in order to provide a fault-tolerance capability to the guidance law, when facing single/multiple control surface failures that could occur during the critical phases of an atmospheric reentry mission. In addition, a superellipsoidal annexion method is proposed so as to convexify the optimal control problem described in the flat outputs space. The proposed guidance law is then applied step by step to an atmospheric reentry mission for the US Space Shuttle orbiter STS-1

Dans cette thèse, nous nous intéressons à deux composantes fondamentales de l'opération du rendez-vous orbital : la navigation relative et le guidage à consommation minimale de carburant. La première partie est consacrée à la modélisation du mouvement relatif de satellites dans un cadre linéaire. Une analyse bibliographique approfondie ainsi que les développements d'une méthode de modélisation et d'une transformation de variables d'état du mouvement relatif sont proposées dans cette partie. Ces développements sont entrepris dans le but de fournir des outils de navigation relative fiables et précis même en présence de perturbations orbitales. Le guidage est abordé dans la seconde partie de la thèse à travers l'élaboration de plusieurs algorithmes de génération de plans de manœuvres pour la mise en œuvre du rendez-vous en temps fixé. Chacun des algorithmes développés est fondé sur des outils théoriques différents tels que les méthodes indirectes de résolution de problèmes de commande optimale basées sur le principe du maximum ou les techniques directes exploitant la discrétisation des problèmes de commande optimale et la programmation linéaire. L'utilisation de ces outils permet de couvrir des objectifs divers, notamment la minimisation de la consommation de carburant et la robustesse vis-à-vis des erreurs de navigation. D'autres algorithmes sont conçus dans le but d'améliorer leur embarcabilité à travers l'utilisation des bases de la mécanique spatiale. Un ensemble de tests de validation et comparaison est réalisé, portant sur des missions réelles ou des exemples académiques issus de la littérature et permettant de mettre en valeur les avantages pratiques les plus pertinents des algorithmes développés
In this thesis, two fundamental steps of the orbital rendezvous are studied: the relative navigation and the minimum-fuel guidance. The first part is devoted to the modeling of spacecraft relative motion under linear assumptions. A comprehensive bibliography review and a novel method of relative motion model design are given in this part as well as a mapping between the various state space variables forms. These developments are undertaken in order to provide reliable and accurate navigation tools in the presence of orbital perturbations. The guidance is considered in the second part through the development of several algorithms for solving the fixed-time rendezvous problem. Each algorithm is developed using different theoretical tools such as indirect methods for solving optimal control problems based on the maximum principle or direct techniques exploiting the discretizing of optimal control problems and linear programming. Various objectives are considered through the use of these tools, including minimization of fuel consumption and robustness toward the navigation errors. Other algorithms are designed in order to improve their practical implementation thanks to the use of orbital mechanics theory. A set of validation tests and comparisons is made, where examples from academic literature and real missions are solved using the different algorithms. This is achieved in order to highlight the most relevant theoretical and practical aspects of the proposed algorithms

The PEGASES thruster (Plasma Propulsion with Electronegative Gases) is a novel type of electric thruster for space propulsion. It uses negative and positive ions produced by an inductively coupled radio frequency discharge to create the thrust by electrostatically accelerating the ions through a set of grids. A magnetic filter is used to increase the amount of negative ions in the cavity of the thruster. The PEGASES thruster is not only a source to create a strongly negative ion plasma or even an ion-ion plasma but it can also be used as a classical ion thruster. This means that a plasma is created and only the positive ions are extracted and accelerated making it necessary to neutralize the plasma behind the acceleration stage like in other ion thrusters. The performances of the PEGASES thruster have been investigated mainly in xenon in order to compare the obtained results with RIT-type ion thrusters. The thruster has been investigated with the help of a variety of probes such as a Langmuir probe, a planar probe, a capacitive probe and a RPA (Retarding Potential Analyzer). In addition, an ExB probe has been developed to measure the velocity of the ions leaving the thruster and to differentiate between the ion species present in the plasma.

La première année de thèse a permis de mettre en avant deux aspects concernant la problématique de gestion de l’énergie, à savoir le contrôle court terme et le contrôle long terme de l’énergie respectivement. La première problématique a été étudiée pendant la deuxième année de thèse et a débouché sur la proposition d’une architecture de contrôle multi-actionneurs utilisant les moteurs et les aérofreins dans l’objectif d’augmenter l’autorité de contrôle de l’énergie de l’avion. La seconde problématique a été étudiée pendant la troisième année et a débuté par une étude préliminaire reposant sur le calcul d’une séquence optimale de commandes des becs/volets et train d’atterrissage permettant d’amener l’avion à un certain niveau d’énergie en approche tout en minimisant l’utilisation des moteurs et des aérofreins. Par la suite, l’étude a été étendue afin de prendre en compte la régulation des moteurs, l’utilisation des aérofreins et la modification de la trajectoire verticale. Finalement,une solution basée sur un calcul d’optimisation a été développée puis intégrée au sein d’un simulateur de bureau temps-réel, testée avec une interface homme machine adéquat et pour finir présentée à des pilotes d’essais pour validation
The first year of thesis allowed to foreground two aspects of the energy management issue,namely the short term control and the long term control, respectively. The first issue was studied during the second year and ended with the proposition of a solution mixing both the airbrakes and engines. The second and last issue started with a preliminary study which consisted of computing an optimal slat/flap command sequence bringing the aircraft to theright energy level in approach while minimizing the use of engines and airbrakes. Then, this study was extended in order to take into account the regulation of engines and airbrakes aswell as vertical trajectory modification. Finally, this optimization-based solution has been integrated within an accurate real-time desktop simulator, tested with a human-machine interface, and then presented to flight test pilots for validation

Cette thèse traite de l'évitement de collision entre un engin spatial opérationnel, appelé objet primaire, et un débris orbital, dit secondaire. Ces travaux concernent aussi bien la question de l'estimation du risque pour une paire d'objets sphériques que celle du calcul d'un plan de manoeuvres d'évitement pour le primaire. Pour ce qui est du premier point, sous certaines hypothèses, la probabilité de collision s'exprime comme l'intégrale d'une fonction gaussienne sur une boule euclidienne, en dimension deux ou trois. On en propose ici une nouvelle méthode de calcul, basée sur les théories de la transformée de Laplace et des fonctions holonomes. En ce qui concerne le calcul de manoeuvres de propulsion, différentes méthodes sont développées en fonction du modèle considéré. En toute généralité, le problème peut être formulé dans le cadre de l'optimisation sous contrainte probabiliste et s'avère difficile à résoudre. Dans le cas d'un mouvement considéré comme relatif rectiligne, l'approche par scénarios se prête bien au problème et permet d'obtenir des solutions admissibles. Concernant les rapprochements lents, une linéarisation de la dynamique des objets et un recouvrement polyédral de l'objet combiné sont à la base de la construction d'un problème de substitution. Deux approches sont proposées pour sa résolution : une première directe et une seconde par sélection du risque. Enfin, la question du calcul de manoeuvres de proximité en consommation optimale et temps fixé, sans contrainte d'évitement, est abordée. Par l'intermédiaire de la théorie du vecteur efficacité, la solution analytique est obtenue pour la partie hors-plan de la dynamique képlérienne linéarisée
This thesis is about collision avoidance for a pair of spherical orbiting objects. The primary object - the operational satellite - is active in the sense that it can use its thrusters to change its trajectory, while the secondary object is a space debris that cannot be controlled in any way. Onground radars or other means allow to foresee a conjunction involving an operational space craft,leading in the production of a collision alert. The latter contains statistical data on the position and velocity of the two objects, enabling for the construction of a probabilistic collision model.The work is divided in two parts : the computation of collision probabilities and the design of maneuvers to lower the collision risk. In the first part, two kinds of probabilities - that can be written as integrals of a Gaussian distribution over an Euclidean ball in 2 and 3 dimensions -are expanded in convergent power series with positive terms. It is done using the theories of Laplace transform and Definite functions. In the second part, the question of collision avoidance is formulated as a chance-constrained optimization problem. Depending on the collision model, namely short or long-term encounters, it is respectively tackled via the scenario approach or relaxed using polyhedral collision sets. For the latter, two methods are proposed. The first one directly tackles the joint chance constraints while the second uses another relaxation called risk selection to obtain a mixed-integer program. Additionaly, the solution to the problem of fixed-time fuel minimizing out-of-plane proximity maneuvers is derived. This optimal control problem is solved via the primer vector theory

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

La propulsion électrique est à un tournant de son histoire. La récente mise en oeuvre de satellites de télécommunication "tout-électrique" se traduit par l’ouverture d’un nouveau marché, et par une évolution des besoins opérationnels. L’identification de ces nouvelles missions nécessite l’amélioration des performances de nos moteurs. La première partie de ces travaux rapporte l’utilisation d’un outil de spectroscopie laser destiné à caractériser la distribution en vitesse des ions. Les différentes méthodes de calcul du champ électrique dans les propulseurs de Hall ont été exposées. Deux instabilités ioniques ont été observées et analysées. Les sources d’erreurs liées aux mesures par sondes électrostatiques ont été analysées, et un exemple de sonde plane étudié. Une analyse paramétrique de l’influence des paramètres de champ magnétique sur les performances des propulseurs de Hall a été conduite. Le concept de moteur "sans parois" est présenté. L’identification de ce concept constitue une avancée porteuse de promesses pour l’avenir de la propulsion électrique
Electric propulsion is facing new challenges. Recently, the launch of "all-electric" satellites has marked the debut of a new era. Going all-electric now appears as an interesting alternative to conventional systems for telecom operators. A laser spectroscopy technique was used during this research to investigate the ion velocity distribution dynamics. The different methods for determining the electric field in Hall thrusters were exposed. Two unstable ion regimes were identified and examined. Measurement uncertainties using electrostatic probes were assessed. Planar probed have been designed and tested. A thorough investigation of the influence of the magnetic field parameters on the performance of Hall thrusters was performed. The wall-less Hall thruster design was presented, and preliminary experiments have revealed its interest for the electric propulsion community

La thèse porte sur le développement des techniques non linéaires robustes de stabilisation et commande des systèmes avec perturbations de model. D’abord, on introduit les concepts de base de stabilité et stabilisabilité robuste dans le contexte des systèmes non linéaires. Ensuite, on présente une méthodologie de stabilisation par retour d’état en présence d’incertitudes qui ne sont pas dans l’image de la commande («unmatched»). L’approche récursive du «backstepping» permet de compenser les perturbations «unmatched» et de construire une fonction de Lyapunov contrôlée robuste, utilisable pour le calcul ultérieur d’un compensateur des incertitudes dans l’image de la commande («matched»). Le contrôleur obtenu est appelé «recursive Lyapunov redesign». Ensuite, on introduit la technique de stabilisation par «Immersion & Invariance» comme outil pour rendre un donné contrôleur non linéaire, robuste par rapport à dynamiques non modelées. La première technique de contrôle non linéaire robuste proposée est appliquée au projet d’un autopilote pour un missile air-air et au développement d’une loi de commande d’attitude pour un satellite avec appendices flexibles. L’efficacité du «recursive Lyapunov redesign» est mis en évidence dans le deux cas d’étude considérés. En parallèle, on propose une méthode systématique de calcul des termes incertains basée sur un modèle déterministe d’incertitude. La partie finale du travail de thèse est relative à la stabilisation des systèmes sous échantillonnage. En particulier, on reformule, dans le contexte digital, la technique d’Immersion et Invariance. En premier lieu, on propose des solutions constructives en temps continu dans le cas d’une classe spéciale des systèmes en forme triangulaire «feedback form», au moyen de «backstepping» et d’arguments de domination non linéaire. L’implantation numérique est basée sur une loi multi-échelles, dont l’existence est garantie pour la classe des systèmes considérée. Le contrôleur digital assure la propriété d’attractivité et des trajectoires bornées. La loi de commande, calculée par approximation finie d’un développement asymptotique, est validée en simulation de deux exemples académiques et deux systèmes physiques, le pendule inversé sur un chariot et le satellite rigide
The dissertation deals with the problems of stabilization and control of nonlinear systems with deterministic model uncertainties. First, in the context of uncertain systems analysis, we introduce and explain the basic concepts of robust stability and stabilizability. Then, we propose a method of stabilization via state-feedback in presence of unmatched uncertainties in the dynamics. The recursive backstepping approach allows to compensate the uncertain terms acting outside the control span and to construct a robust control Lyapunov function, which is exploited in the subsequent design of a compensator for the matched uncertainties. The obtained controller is called recursive Lyapunov redesign. Next, we introduce the stabilization technique through Immersion \& Invariance (I\&I) as a tool to improve the robustness of a given nonlinear controller with respect to unmodeled dynamics. The recursive Lyapunov redesign is then applied to the attitude stabilization of a spacecraft with flexible appendages and to the autopilot design of an asymmetric air-to-air missile. Contextually, we develop a systematic method to rapidly evaluate the aerodynamic perturbation terms exploiting the deterministic model of the uncertainty. The effectiveness of the proposed controller is highlighted through several simulations in the second case-study considered. In the final part of the work, the technique of I\& I is reformulated in the digital setting in the case of a special class of systems in feedback form, for which constructive continuous-time solutions exist, by means of backstepping and nonlinear domination arguments. The sampled-data implementation is based on a multi-rate control solution, whose existence is guaranteed for the class of systems considered. The digital controller guarantees, under sampling, the properties of manifold attractivity and trajectory boundedness. The control law, computed by finite approximation of a series expansion, is finally validated through numerical simulations in two academic examples and in two case-studies, namely the cart-pendulum system and the rigid spacecraft